中国航空发动机发展历程回顾

中国航空发动机发展历程回顾航空发动机是飞机的心脏，是飞机性能的决定因素之一。由于战斗机发动机要在高温?高压?高转速和高负荷的环境中长期反复地工作，而且还要求具有重量轻?体积小?推力大?使用安全可靠及经济性好等特点，因此，目前世界上真正具备独立研制发动机的国家只有美?俄?英?法?中等少数几个。中国航空发动机的研制是在新中国成立后一片空白的基础上发展起来的，从最初的仿制?改进?改型到今天可以独立设计制造高性能航空发动机，走过了一条布满荆棘的发展道路。

照葫芦画的“三个瓢”

涡喷5发动机是我国根据前联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种涡喷发动机，由航空发动机厂研制。涡喷5是一种离心式?单转子?带加力式航空发动机，单台最大推力为25．5千牛，加力推力为32．5千牛，重量为980千克，主要用于国产歼-5战斗机。涡喷5发动机大量使用了高强度材料和耐高温合金，加上喷管的加工工艺要求精度高，叶片型面复杂，加力燃烧室薄壁焊接等多项先进制造技术，对我国当时的制造能力是一个考验。经过各方面的通力合作及努力，首批涡喷5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产，比原计划提前了近一年多，为国产歼-5战斗机的顺利投产起到了十分关键的作用。涡喷5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。

涡喷6发动机是我国根据前联提供的PⅡ-9B型发动机技术资料制造的一种加力式涡喷发动机，主要用于装备国产歼-6战斗机及稍后研制的强-5强击机。同涡喷5发动机相比，涡喷6在性能上有了很大的提高，由亚音速发展到了超音速，压气机的结构也从离心式发展为轴流式，其最大推力为25．5千牛，加力推力为31．8千牛，虽与涡喷5相差不大，但重量却减轻了23%，只有708千克，直径也缩短了48%，大大减少了飞机的迎风面积，适合歼-6超音速飞行。虽然涡喷6第一台发动机在1958年就已组装完毕，但因为受到当时“大跃进”运动的影响，使得涡喷6发动机出现了一系列的质量问题，1959年3月交付的60台发动机不断暴露出严重的质量问题，使得当时全军的歼-6飞机几乎全部停飞。1960年，中央军委决定对航空发动机厂进行全面质量整顿，并对涡喷6发动机进行重新试制。1961年10月，重新试制的涡喷6发动机最终通过了全寿命试车考核，随即转入批量生产，当年即交付了72台，保证了歼-6飞机作战的要求。但由于涡喷6发动机是依据前联提供的发动机资料仿制的产品，因此也具有前联发动机所存在的一些缺陷。直到1970年，航空发动机厂才彻底解决了使用中所出现的各种问题，再一次提高了歼-6飞机作战的机动能力。而后又相继研制了涡喷6甲和涡喷6A/B三种型号。

涡喷7发动机是按前联提供的P-Ⅱ-300发动机的技术资料制造的，主要用于当时研制的2倍音速歼-7飞机。涡喷7发动机性能较涡喷6有了很大的提高，其最大推力为38．2千牛，加力推力达55．9千牛，分别比涡喷6提高了50%和77%，并且为轴流式双转子结构，带有6级低压气机和2级涡轮组成高压和低压两个转子。火焰筒采用气膜冷却式，加力燃烧室也作了改进，消除了涡喷6发动机高空加力点火不稳定的缺点。尾喷口的调节由自动装置控制，材料上使用了较多的新材料，像压气机和涡轮叶片分别采用了不锈钢和高温合金。无论在性能还是在结构上，涡喷7都较涡喷6复杂，对制造工艺的要求也更加严格。1965年，涡喷7的研制工作全面展开，由于前期准备工作充足完备，试制工作进展顺

利，同年10月第一台发动机即装配完成。1966年12月通过技术鉴定，开始批量生产。

1970年改由航空发动机厂生产，后期航空发动机厂对涡喷7发动机的技术又进行了多项革新，大大提高了涡喷7发动机的性能及质量水平。而后伴随着歼-8飞机动力装置的需求，我国又成功研制了涡喷7甲型发动机，成功地实现了从单纯仿制生产到自行设计改型的转变。

半路夭折的“一根草”

1964年，我国开始了新一代歼击机和强击机的研制工作，即歼-9和强-6的研制计划。为此，航空发动机设计研究所提出了双轴涡喷?单轴涡喷和涡扇三类共22个设计方案进行对比，经过筛选一致认为只有涡扇型可以满足这两种飞机的性能要求，遂将其命名为涡扇6型发动机。这是我国第一次设计大推力发动机，其设计为双轴外涵混合加力式涡扇发动机，设计最大推力为70．6千牛，加力推力为121．5千牛，推重比为6。涡扇6于1964年10月开始进行初步设计，1966年完成了全部图纸设计。1966年初开始由航空发动机厂进行样机试制，1969年完成了2台试验机的制造工作。涡扇6的初步调试在1968年就已开始，整个调试工作包括运转试车?性能调试?持久试车?高空台及飞行台试验?国家定型试验等5部分。在5年多的运转调试期间，先后解决了压气机部件性能差和高压压气机喘振裕度小的问题?起动及中转速喘振等故障。1974年，发动机达到了100%转速，进入高转速运转试车。但此时又出现了高压转子振动大?高转速喘振和涡轮前温度超过设计值等问题。1979年11月，所出现的各种问题相继被解决，

发动机实现了高转速长时间稳定运转。1980年，涡扇6开始进入性能摸底试验阶段，1981年进行了加力燃烧室试验，发动机加力推力达到了123．5千牛，达到了加力状态的设计性能。1973年，由于歼-9飞机的设计指标进行了修改，性能有了进一步的提升(达到了双2．5，即升限2．5万米，速度2．5马赫)，加之为满足1976年上马的歼-13飞机的研制需要，1980年又拟定了对涡扇6发动机的改型方案，即涡扇6G。改进工作主要是在保持原发动机外形尺寸不变的情况下，将发动机的最大推力增加到138．2千牛，最大推力提高到83．3千牛，推重比提高到7。1982年2月，首台涡扇6G进行了地面试验，实测其最大推力和加力推力均达到预期指标，可以进行实机飞行试验，为其进一步发展铺平了道路。然而，在80代初期，由于空军装备体制发生变化，歼-9和强-6飞机计划相继下马，作为其配套动力的涡扇6也失去了使用对象。1983年7月，涡扇6发动机的研制工作全部中止，1984年初，研制计划被正式取消.

自主研发的“三块宝”

涡喷13系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。进入80年代后，我国的航空发动机研制能力已具备了一定的实力，而这个时期也是我国新型歼-8Ⅱ和歼-7Ⅲ飞机研制的关键时刻。由于飞机性能要求的提高，必须要有一种新的发动机作为这两种飞机的动力装置，因此涡喷13“受命而生”。涡喷13发动机在结构上对压气机进行了大幅度改进，使得喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能?可靠性和稳定性。发动机的

推力也提高到了43．1千牛，加力推力则达到了64．7千牛，分别比涡喷7提高了50%和15%，发动机的翻修间隔也达到了350小时。涡喷13发动机的研制工作从1978年开始全面展开，1980年，首批3台发动机开始进行调试试车，到1984年先后完成了可靠性试车，1985年开始装机试飞，满足了歼-8Ⅱ飞机的研制进度。80年代末，经过改进的涡喷13A发动机也开始了研制，改进的主要方向放到提高性能及可靠性上，并采取了多项措施。改进后的发动机前涡轮温度提高了50度，发动机的加力推力提高到了64．7千牛。多项试验表明，涡喷13A发动机的匹配性好，工作稳定，可靠性有了明显的改善。1991年，涡喷13A开始进入批量生产，成为量产歼-8Ⅱ的改型机歼-8B的标配动力。后又相继研制了涡喷13F发动机?涡喷13FⅠ型发动机以及涡喷13AⅡ和涡喷13B等型号。值得一提的是涡喷13B发动机，该发动机的各方面性能都是涡喷13系列中性能最好的，主要是在压气机?机匣?涡轮叶片及加力燃烧室上作了重大的改进，发动机的加力推力提高到了68．6千牛，耗油率则下降了2．5%，达到了当初的设计目标。

“昆仑”发动机是我国第一种完全自行设计?研制的国产涡喷发动机，具有完全的“自主知识产权”，其所使用的技术?材料?工艺等完全立足国。“昆仑”发动机的研制有几分偶然因素在，最终能有今天的这个结果非常不易。1984年，上级下达了研制“昆仑”发动机验证机的任务。1987年正式立项，开始进入原型机的研制阶段。而此时恰逢我国颁布了“全新的发动机通用规”，上级要求“昆仑”发动机的研制要全面贯彻新的国军标，这使“昆仑”发动机研制进度大大拖慢。“昆仑”发动机的地面试车过程中曾先后出现过高压涡轮叶片折断?高压压气机和低压压气机叶片断裂?发动机管路渗漏油?空中润滑油消耗量过大?舱壁温度过高等问题，而在装机试飞中又出现了部分加力脉冲?加力点火成功率低?高空大速度喘振停车?高空小速度切断加力停车等各种重大技术问题。公司技术人员经过近一年多的攻关，将出现的所有技术问题都圆满解决了，研制工作也顺利进入了最后阶段，最后在2001年12月通过了国家测试，于2002年正式设计定型，

历经18年的时间。后来，我国又先后推出“昆仑”Ⅰ?“昆仑”Ⅱ型发动机。尤其是“昆仑”Ⅱ型发动机，其最大推力和加力推力分别比“昆仑”型发动机提高到了53．9千牛和76．4千牛，最大推力和加力推力时的耗油率则下降到0．093千克/牛"小时和0．18千克/牛"小时，推重比为7。由于“昆仑”Ⅱ型发动机的安装方式和外形尺寸与我国大量在役的涡喷7?涡喷13系列发动机基本相同，具有很好的互换性，因此可以很方便地安装到现役各型歼-7?歼-8飞机上，从而使这两种飞机的性能有了一个跨越式的提高，极提高了我海空军航空兵的空中作战能力。

“斯贝”MK202引进后，由航空发动机厂负责试制生产，国称其为涡扇9发动机。随着歼-7飞机研制生产的顺利进行，当初引进的数十台“斯贝”MK202也被用到了第一批生产的飞机上。随后，为满足歼-7未来生产改型的需要，航空发动机(集团)在90年代初期又开始进行涡扇9的全面国产化工作。1995年11月，部分国产化的涡扇9发动机顺利完成150小时试车，但此时涡扇9的国产化率只达到了70%，仍有一部分设备不能生产。因此在1999年下半年，涡扇9发动机全面国产化工作启动，西航集团公司先后攻克了精铸(锻)无余空心量叶片?数字式电子控制系统等一系列技术难关，于2000年底一次成功点火启动;随即开始的150小时工艺试车于2001年初圆满结束，试车检验结果表明各项性能及技术指标均达到试车验收标准，国产化的涡扇9发动机被重新命名为“岭”发动机。2002年6月1日上午，凝聚着西航航空人无数心血和汗水的“岭”发动机首飞成功，而后又经过几十个架次的科目飞行，表明该发动机的性能和稳定性均达到预定要求。2003年7月，“岭”发动机国产化工程在通过技术鉴定，从而结束了我国国产涡扇发动机装备上的空白。

锋芒待露的“一把刀”

20世纪80年代初期，中国航空研究院因70年代上马的歼9?歼13等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达20年的涡扇6系列发动机也因无装配对象被迫下马，于是中国在战斗机动力方面与世界发达国家的差距拉到20年以上。面对中国航空界的严峻局面，国家于80年代中期决定发展涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10?涡扇10A?涡扇10B?涡扇10C?涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针:一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的80年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一;二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果(如1992年试车成功的中推核心机技术，性能要求全面超过F404)，对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。涡扇10/10A是一种采用3级风扇，9级整流，1级高压，1级低压共12级，单级高效高功高低压涡轮，即所谓3+9+1+1结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。该发动机在研制时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴以及整机单元体设计等先进技术。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，以及采取了对流?前缘撞击加气膜“三合一”的多孔回流复合冷却的先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了2倍。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。但同样存在不足，最大缺点是涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。但总体来说，涡扇10A的性能参数在国还是首屈一指，这也使得中国航空动力事业达到了发达国家80年代中期水平，在中国航空发动机发展史上具有里程碑式的重要意义