张恩和

“太行”发动机资料

太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。太行发动机的研制始于上世纪八十年代末，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时18年。太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。太行发动机由中国606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。采用大推力函比及全自动数字化控制系统，最大推力不超过12000公斤。目前主要用于装备中国第三代高性能歼-10战斗机。

1987年10月涡扇10（WS-10）工程立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。
1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。
1992年10月验证机在086号飞行台上开始试验，
1997年开始型号研制(飞行前试验阶段)，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。
2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机2001年7月首飞。
2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果。
2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，
03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。
2005年5月11日开始定型持久试车，
2005年11月10日通过长久初始寿命试车，
05年12月28日完成定型审查考核。 　　

WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1747K提高到1800K，推重比也由原来的7.5提高到8左右，推力也由132KN提高到138KN，达到了90年代的世界先进水平。 　　
前几年太行的重点目标是：03年针对重点型号减重开展的“减重年”；04年为确保重点型号的定型而进行的“排故年”；05年为提高和完善设计质量而开展的“细节年”；06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的“精化年”。太行的各项性能还在不断的完善之中，以后还会有进一步的提高。
涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级，单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机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，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压 机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。
在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119（F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机）上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。 太行的最大推力在138KN，推比7.5，涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。　涵道比0.78，风扇是3 级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机0～3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛－扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。
从国际发动机的情况来看，航空发动机基本分成三大类，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤，涡扇10无疑是大推力级发动机。

名词解析 　　
1〕推重比：发动机推力与重量之比。是反映发动机性能的最重要指标之一，发动机推重比越大，战斗机的机动能力越强。 　　
2〕空气流量：单位时间里流过的空气质量，单位是：公斤/秒。 　　
3)单位耗油率:产生1牛顿或十牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油量。 　　
4)涡轮前温度:燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度。提高涡轮前温度，某种程度上可以提高发动机性能，涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平。 　　
5)增压比:发动机进口和发动机出口的压力比，第三代发动机的增压比一般在20～30左右，提高发动机增压比可以提高发动机性能，但也会带来喘振裕度低的问题。

太行发动机的成果

2007年1月,配装WS-10“太行”发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越；从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越；从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且，在“太行”的研制过程中，厂方严格执行参照“美军标制”定的国家军用标准，发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机，要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的“心脏病”将得到全面解决。“太行”诞生的过程也是锻造中国研发航空动力顶尖人才的过程，我国开始拥有了一支能够独立研制大推力航空发动机的人才队伍和创新梯队，对于中国航空动力事业来说，“太行”只是一个起点。 在太行发动机研制过程中采用的新技术:1）三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计，采用悬臂支承，不带进气变弯度导向叶片；超塑成型扩散连接的进气机匣，是国内该项设计技术的全新突破；2）两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计，低压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转，其效率达到当今国际先进水平。3) 太行的空心叶片，606所集中国内最优秀的设计、材料、工艺、加工、检测等方面的专家组成了“国家队”，经过8年的潜心研究、试验，终于掌握了这种被誉为现代航空发动机“王冠上的明珠” 的尖端技术。借鉴了国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。4）“太行”发动机复合材料外涵机匣是复合材料技术在国内航空发动机上的第一次应用。是国外第四代发动机技术，填补了国内航空发动机技术的空白；复合材料外涵机匣比钛板焊接结构的外涵机匣重量减轻30%，而且比强度、比刚度更高，疲劳寿命更长，更耐腐蚀。5）加力燃烧室为“平行进气”式，工作范围宽，重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；6）第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。2004年12月底完成攻关，在国际上处于领先地位。7）尾喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计，填补了国内的空白。不过收扩喷口精铸件平均合格率仅为54%，尚需进一步提高。8）“太行”航空发动机涡轮后机匣电子束焊接，无论是工艺安排还是零件交付质量都无可挑剔。9）将纳米氧化锆技术应用于热障涂层，给“太行”发动机高压涡轮导向叶片以及低压一、二级导向叶片穿上了一层性能优良稳定的“保护衣”，达到了世界热障涂层技术应用的最前沿。2005年5月，完成该技术工程化，在“太行”发动机叶片上应用。2005年8月，用纳米氧化锆热障涂层技术喷涂的高压涡轮导向叶片解决了烧蚀问题，顺利通过了“太行”发动机长期试车考核。10）首次采用整体铸造钛合金中介机匣；其技术难题最终由北京航空材料研究院解决。11）“太行”发动机试验初期所用的控制系统是数字电调系统，但其在稳定性、可靠性和抗干扰性等方面还不够成熟，因此改为机械液压方案，1998年12月，该方案装机试车，经过严格的考核验证，能保证发动机可靠工作。原来的数字电调方案则改为第二案，待发展成熟后再取代机械液压控制方案。12）在“太行”发动机原型机研制阶段，高压涡轮盘采用了粉末冶金的新材料，但由于国内相关技术尚未完全成熟，从定型批这种材料被换掉。 国产太行发动机再次在珠海航展亮相。 2010年11月18日，国产太行发动机在第8届中国国际航空航天博览会中国航空馆展厅中展出。2006年11月4日，太行发动机就曾在第六届珠海航展展出。一直以来，大推力发动机一直是中国航空工业发展的心头之患，此次展出的国产太行发动机最大推力达12.5吨，是一款与AL-31F同级的大推力军用涡扇发动机，2012年已批量生产，装备歼11B重型战斗机。太行发动机的成功研制和使用，意味着中国在航空动力领域具备独立自主的研发和生产能力，而以太行为基础的系列动力装置可用于为中国大型运输机、客机以及军舰提供动力。