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主题：中国航空发动机的新进展: WS-15 -- aircobra
家园 中国航空发动机的新进展: WS-15 
外链图片需谨慎，可能会被源头改公司某新机锻件生产研制取得重大突破
军代室 西航 红原隆重举办交付仪式
本报讯（雷 鸿） 8月30日上午，某新机型号发动机锻件交付仪式在公司办公大楼前隆重举行。空军驻厂总军代表刘长牢、430厂副总经理阎国志、我公司领导杨春尚、刘广义、柏金建、毛智勇、梅肃清及两个厂家生产、质量、供应等有关部门负责人参加了交付仪式。公司副经理毛智勇主持交付仪式。
某型发动机是我国新一代战机的主要动力装置。6月份，公司接到了430厂该型号多项锻件生产任务，是首次生产的最大型锻件。公司成立了以杨春尚总经理为总指挥的专门工作组，并通过制定一系列行之有效的组织保障措施和管理措施，保证了试制工作顺利进行，按期合格交付了锻件。430厂为此专门送来感谢信。
交付大会上，公司副经理刘广义介绍了该型发动机锻件生产研制情况，430厂阎国志副总在会上说，某型发动机是国际第四代、我国新一代发动机，红原公司以高度的政治责任感主动承接型号锻件研制生产任务,上下全力协作、精心组织、细化管理，在短短的两个月时间内保质保量交付了锻件，为本机试制赢得了时间。多项试制锻件的圆满交付，证明了红原公司有一支能打硬仗，能打胜仗的干部职工队伍，体现了“激情进取 志在超越”的航空人精神和“拼搏奉献 创新争先”的红原精神。
我公司总经理杨春尚在讲话中说，某型发动机锻件的圆满交付充分反映了430厂和148厂在新机锻件开发方面取得了重大突破。该系列锻件技术难度大，工艺条件复杂、生产进度紧，试制周期短。在研制生产中，公司对材料组织、研制、生产每一个环节进行了周密部署，制定了详细的保障措施和管理措施，有效解决了锻件研制生产中的突出技术难题，按照用户要求按节点交付产品。通过本次试制生产，提高了我们的研制水平，反映了我们的整体装备实力和科研生产能力，感谢430厂对我们的信任和支持，希望双方继续加强合作，相互沟通协调，共同在新机锻件研制生产方面取得更大的成绩，完成好国家下达的任务，实现双赢。
空军驻厂总军代表刘长牢在讲话中说，某型发动机锻件圆满交付是430厂与148厂共同努力的结果，充分说明了148厂的发展是大有希望的，希望两个厂家在今后进一步加强合作，交流经验，共谋发展，为我国新机建设做出新的更大的贡献。
出处
http://www.hyfcc.com/xinwen/gongzuo/25/1.htm
家园 推比十的大推－－WS15 中国航空涡轮发动机现状及展望 zS' Ev:2e
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发动机的研制分为6个阶段,即1.突破单项关键技术2.部件验证3.核心机4.验证机5.型号研制6.使用发展－－－以上部分可以推测出下面所列的发动机的进度。 (sy%)JX;
（一〕现状 p #j8}K&f
WS10： Hn$'2[t'
WS10 的研制始于86年当时是考虑为歼10配套的,10A是WS10的核心机,80年代从某国引进2台.我国在某国核心机基础上对核心机进行了改进.92年 10 月验证机在086号飞行台上开始试飞,97年开始型号研制(飞行前试验阶段),00年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力,随后开始型号的高空台试验,型号装机首飞是在01年7月,02年6月装一台WS10的歼11取得阶段性成果,02-03年间型号开始装歼10,03年12月装两台 WS10的歼11A首飞. WS10－04年9月开始批量生产，今年底明年初即可定型,WS10有单发和双发两种型号.分别为B型和C型,WS10的涡轮前温度已从原有的1747K 提高到1800K,推重比也由原来的7.5提高到7.8左右,推力也由132KN提高到138KN. TLwIHonH
WP13B2： td-V;7E
WP13B2 即 WP13C，推力为7300KG，与昆仑持平,推重比估计6.0以上,低于昆仑的6.5,WP13FⅢ为其单发型. 其具体试飞日期不详,不过我们可以从中航一集团网站对WP13B2的报道中可以推断出大概,1991年正式开始整机研制,1999年,该型发动机被列为国家重点型号工程,2002年6月 16日开始进行全寿命考核长期试车,(而WP13B是在96年4月进行的150小时长期试车,03年定型)估计要到07年左右定型,其发展型值得期待。 S$VEo'qyc
昆仑： 0BHwA>\
昆仑的研制应用了斯贝MK202的技术，其高压压气机段即参考斯贝MK202。昆仑的加力推力为 7300KG,不加力推力为5165KG,加力耗油率为 0.202,不加力耗油率为0.10，推比6.5。2002年昆仑2的加力推力为7800KG,现已提高到加力8010KG,最大5780KG,推重比 7.22.发展型昆仑3加力为8930KG推重比8.05。 F<%:9)b
关于推比八的中推： Aq+<=*w
第一阶段：1980－1983年，以定向基础研究为主，开展单项课题研究，进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；第二阶段：1983－1989年，以先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究；第三阶段：1989－1992年，进行三大高压部件全尺寸试验件的设计和试验研究；第四阶段：1991－1994年 1月，进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究。其后在八五期间，我国自行研制的推重比 8一级核心机已完成地面和高空性能试验WMF；九五期间完成了推重比8一级的验证机设计；十五期间对推重比8一级发动机的风扇和低压涡轮进行了改进，为在核心机基础上进行发动机派生发展提供了技术储备。 SKpttTh,
WS13： 19Z- [
WS13 是在RD33的基础上结合推比八的中推的技术而研制的，长4.14 米,最大外直径1.02米交付使用质量1135KG,发动机加力推力86.37KN, 加力耗油率为2.02,不加力推力为56.75KN不加力耗油率为0.73,巡航推力51.2KN,巡航耗油率0.65,,进气量80KG/S涵道比 0.57总压比23,大修间隔810H,涡轮进气口温度1650K,寿命2100H,推重比7.8,2004年1月点火,预计2005年八月定型。 {Ji)H?p
推力矢量喷管： > "' W
推力矢量喷管是在02年初上的606所的试车台,估计在WS10,05年定型后装上歼11首飞, EEMKde0
全权限数控系统： rDyBX@s;
我国的全权限数控系统是在02年下半年装机首飞的,首飞所装发动机型号估计为WP13,03年初装上WS10.03年底第一套上天试飞的发动机全权限数字控制系统演示验证通过验收.。 D)h 'xu1
（二〕未来 l ].ZNF
推比九： >H? 3
在推重比10的发动机出现以前,我们可能要用推重比9的现有发动机的发展型来代替,它们分别是WS10的发展型WS10D与WS13的发展型组成。 WS10D的推力估计可达到155KN以上，WS13的发展型估计可达到接近100KN（参照RD333和F414及F110和F100的发展型） >P#mPf/CD
推比十： R, 5*O4OQU
我们同时也在发展推比10的发动机,进程如下 0DPS0m"
1)九五期间度过部件验证阶段,推出三大高压部件。 ,gkc}b1't
2)十五期间进入核心机研制阶段，其型号分别是624所的CJ2000(中推)与606所的大推，情况如下 3B'y*m
A〕CJ2000: G[=T/;=N
十五期间624所的CJ2000率先进入核心机研制阶段,CJ2000是以俄罗斯的P2000为参考研制的。乐观的话预计CJ2000在2015年可定型 (5年核心机,五年验证机,五年型号)，CJ2000的基本加力推力为95KN，可扩展到120KN（参照EJ200）。可能代号－－WS14 31 |X
B)推比十的大推: c+qAq_$T
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606所大推在去年完成核心机设计发图，大推则要到2018年定型(5年核心机,五年验证机,五年型号)，大推的基本加力推力为175KN，可扩展到195KN以上。可能代号－－WS15 EHd>?%9&
bG6^#_8
（三〕总结 b'Wk"@:An
现在我们的歼十和歼11已开始用上WS10,而枭龙明年将用上WS13。四代机首飞用的可能是WS10及WS13的发展型，也有可能是俄罗斯的AL41F及 RD333，但最终将用上全新的推比十的发动机。这使我国自行研制的发动机水平上一个台阶，达到缩小与世界先进水平8－10年差距的目标。而与此同时，通过我国先进涡轮发动机关键技术（ATEKT〕研究计划的实施，可以拿到一批推质比12－15一级发动机的关键技术，为2020年以后研制更高推质比水平的发动机打下基础。
家园 说句要被拍砖的话 希望河友们不要抱太大的期望，有进步是肯定的，不会有突飞猛进的进步也是肯定的，八股文不能相信也是肯定的
以上仅为个人看法
- 复 说句要被拍砖的话
家园 即使１０年内出来推比十的大推，空军依然形势严峻 要用十的发动机对抗美军二十的发动机．
家园 1：20？ 10年内，美国也恐怕没戏做到这个。
- 复 1：20？
家园 推比20的核心机05年已经点火了 而且更新一代的也在预研中，据说是取消燃烧室，单价控制在目前的5分之一左右。
家园 不可能，推比10下面的，应该是推比13-14 美国也是从推比6，到推比8，到推比10发展的，怎么可能一下子进步到20
家园 【文摘】国外高性能航空发动机制造技术发展趋势 美国国防部 1988 年在 “ 综合高性能涡轮发动机技术（ IHPTET ） ” 计划中提出了高推重比、高性能发动机结构质量减轻 50% ，推重比提高 100% 的发展目标。高性能发动机在新材料结构、新结构方面具有显著的特点，并且突破了传统的设计观念，由设计 — 材料 — 制造 3 位一体实现高性能发动机的性能要求，材料和制造技术的贡献率为 50% ～ 70% 。预计在 2015 ～ 2020 年将有可能研制出推重比为 15 ～ 20 的涡扇发动机，它与目前使用的推重比 8 发动机（如 F100 ）相比具有如下特点：
（ 1 ）风扇由 3 级减为 1 级，叶片为带弯掠的空心结构，可减重 30% ；
（ 2 ）压气机由 9 级减为 3 级，转子为整体叶环结构，由钛基复合材料制成，与传统结构相比，可减轻质量 70% ；
（ 3 ）燃烧室火焰筒材料由耐热合金改为陶瓷基复合材料；
（ 4 ）高低压涡轮均为单级的对转结构，在仍采用金属材料的条件下，整体叶盘结构可减重 30% ；最终拟采用陶瓷基复合材料或抗氧化的碳 / 碳（ C/C ）复合材料，涡轮前温度高达 2200K 以上； 2=lI TIEJ
（ 5 ）由于涡轮进口温度很高，即使按下限 2200K 计算，发动机单位推力也比 F100 高 70% ～ 80% ，因而新发动机也可能不采用加力燃烧室；
（ 6 ）尾喷管将采用固定结构的射流控制全方位矢量喷管。
综上所述，高性能航空发动机制造技术呈现以下发展趋势：
（ 1 ）轻量化、整体化、新型冷却结构制造技术向低成本、高效率方向发展；
（ 2 ）新材料构件制造技术出现较大突破；
（ 3 ）新工艺技术成为现代航空发动机发展的重大关键制造技术，并得到广泛应用；
（ 4 ）在传统制造技术基础上发展起来的先进制造技术已成为支撑现代制造业的骨架和核心，以信息化带动传统制造业，企业信息化工程得到长足发展。
1 轻量化、整体化、新型冷却结构制造技术向低成本、高效率方向发展
1.1 整体叶盘制造技术
在第四代战斗机的动力装置推重比 10 发动机 F119 和 EJ200 上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，可减重 30% ，其制造方法目前了解到大约有 8 种：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法制造整体涡轮盘后将单晶精铸叶片直接连接到锻造涡轮盘的轮缘上；钛合金整体叶盘采用热等静压法将钛合金粉末与精锻叶片复合成形为整体叶盘；高温合金整体叶盘采用热等静压法将粉末高温合金盘和精铸叶片扩散连接为整体叶盘。在推重比 15 ～ 20 高性能发动机上，拟采用 SiC 陶瓷基复合材料或抗氧化的 C/C 复合材料制造整体涡轮盘。
1.2 整体叶环（无盘转子）制造技术 9yJ?Kju
在推重比 15 ～ 20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用复合材料，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻 70% 。目前正在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。 8s` meqX
1.3 树脂基复合材料构件制造技术 IfT8+l#
树脂基复合材料已广泛用于高性能发动机的低温部件，如 F119 发动机的进气道机匣、外涵道筒体、中介机匣，至今成功应用的树脂基复合材料有 PMR-15 （热固性聚酰亚胺）及其发展型、 Avimid （热固性聚酰亚胺） AFR700 等。最高耐热温度为 290 ～ 371℃ 。 2020 年前的目标是研制出在 425℃ 温度下仍具有热稳定性的新型树脂及其复合材料。树脂基复合材料构件的制造技术有自动铺带技术（ ATL ）、自动纤维铺放技术（ AFP ）、激光定位、自动剪裁技术、模压成形、树脂传递模塑成形（ RTM ）、树脂膜浸渍成形（ RFI ）、热压罐固化成形等技术。
1.4 宽弦风扇叶片制造技术
宽弦、无凸台、空心叶片是高性能发动机风扇和第一级压气机叶片的发展方向。推重比 10 一级发动机 F119 ， EJ200 均采用了宽弦风扇叶片， GE 公司的 GE90 ，推重比 15 ～ 20 高性能发动机都采用复合材料风扇叶片。
·F119 发动机采用了钛合金风扇叶片，用切削加工方法把钛合金毛坯加工成两个半叶片，再用真空扩散焊连接成一个整体空心平板叶身，最后用超塑成形法加工成最终叶型。
·GE90 复合材料风扇叶片，采用石墨纤维 / 增韧环氧树脂预浸带，用七轴 CNC 自动缠绕机缠绕成叶片。
· 推重比 15 ～ 20 高性能发动机拟采用金属基复合材料风扇叶片，由连续碳化硅纤维增强的钛基复合材料（ TiMMC ）制造，用超塑成形 / 扩散连接工艺制出空心风扇叶片。
1.5 复合冷却层板结构制造技术
多孔复合冷却层板结构是推重比 10 以上发动机采用的先进冷却结构，多用于燃烧室和涡轮叶片，它是一种带有复杂冷却回路的多孔层板，用扩散连接方法连接成形的冷却结构，其关键制造技术是计算机辅助设计和绘制复杂冷却回路，用 “ 照相 - 电解法 ” 制成冷却回路，扩散连接成多层多孔层板。由此可知，整体化结构、新型冷却结构等新技术，使发动机诸多零件减轻了质量、降低了成本、提高了效率，从而保证了发动机高推比、高性能的相关要求。
2 新材料构件制造技术出现较大突破
推重比 15 ～ 20 一级的航空发动机要求材料具有耐高温、高强度、高韧性等特性。高性能发动机拟采用很多种类的新材料和新材料构件，尤其是金属基复合材料、陶瓷基复合材料、碳 / 碳复合材料是当前高温复合材料领域开发和应用研究的热点。与其同时进行的高温复合材料构件制造技术正在深入地发展。
2.1 金属基复合材料构件制造技术
SiC 长纤维增强 Ti 基复合材料（ TiMMC ）具有比强度高、比刚度高，使用温度高及疲劳和蠕变性能好的优点。例如德国研制的 SCS-6
SiC/IMI834 复合材料的抗拉强度高达 2200MPa ，刚度达 220GPa ，而且具有极为优异的热稳定性，在 700℃ 温度暴露 2000h 后，力学性能不降低。 TiMMC 叶环代替压气机盘，可使压气机的结构质量减轻 70% 。美国制备的 TiMMC 叶环已在 P&W 的 XTC-65 IHPTET 验证机上成功地进行了验证，能够满足性能要求。英、法、德也研制了 TiMMC 叶环，并成功地进行了台架试验。未来发动机的低压压气机叶片和静子叶片、整体叶环、机匣及涡轮轴将采用金属基复合材料制造。 TiMMC 关键制造技术如下：
（ 1 ）纤维涂层法。用物理气相沉积（ PVD ）将钛合金预涂在增强纤维上，然后将带涂层的纤维铺放在一起，经热压或热等静压成形。此法适合于制备复杂形状的零件，如环、盘、管、轴、叶片等。
（ 2 ）等离子喷涂法。用等离子喷涂法将钛合金粉末喷涂到预先缠绕在滚筒的纤维上，然后取下单层复合材料薄带，进行切割、铺叠、热压或热等静压成形。这种方法难于制备出连续的单层复合材料薄带，不适于制备叶环等需要连续纤维的构件。
（ 3 ）浆料带铸造法。将合金粉末和有机粘接剂混合并涂在平行排列的纤维上作为前驱体，多层叠放并经热压或热等静压成形。在成形前用真空除气法去除有机粘接剂。这种方法虽然简单易行，但是，存在如下不足：钛合金粉末中较高的氧含量，对钛合金的性能极为不利；有机粘接剂造成污染；有机粘接剂去除后纤维的移动导致复合材料纤维分布不均匀。
（ 4 ）箔 - 纤维法。纤维逐根用金属丝或带交叉编织，或用有机粘接剂将纤维固定在钛合金箔上，将钛合金箔与编织好的纤维逐层叠放，经热压或热等静压成形。这种方法微观组织可控，化学成分准确，杂质含量低，但钛合金箔（通常 70 ～ 100μm ）价格贵，纤维分布不均匀，易产生开裂，制造复杂形状零件困难。
2.2 陶瓷基复合材料构件制造技术
推重比 15 ～ 20 高性能航空发动机的涡轮前温度将达到 2?200?K 以上，连续纤维增韧陶瓷基复合材料（ CMC ）耐温高，密度低，具有类似金属的断裂行为，对裂纹不敏感，不发生灾难性的损毁，可代替高温合金作为热端部件结构材料。其中，连续纤维增韧碳化硅复合材料包括 C/SiC 和 SiC/SiC 两种。 C/SiC 和 SiC/SiC 的密度分别为 1.8 ～ 2.1g/cm3 和 2.4 ～ 2.6g/cm3 ， SiC 基 CMC 的最高工作温度为 1650℃ ， C/SIC 和 SiC/SiC 可分别在有限寿命和长寿命条件下使用。 CMC 的应用使发动机大幅度减重，节约冷却气或无需冷却，从而确保发动机高推重比的有关性能。美、英、法等发达国家以推重比 9 ～ 10 发动机（如 F119,EJ200,F414 等）作为 CMC 的演示验证平台，主要演示验证的部件有 SiC 基 CMC 的燃烧室、涡轮外环、火焰稳定器、矢量喷管调节片和密封片等。结果表明， SiC 基 CMC 构件在航空发动机的中等载荷静止件上演示验证成功。此外，美国在 “IHPTET” 第二阶段计划（ 1991 ～ 2000 年）中还研制了多种 SiC 基 CMC 构件，如整体燃烧室、导向叶片、涡轮转子和整体导向器，在第三阶段计划中，将重点应用考核整体燃烧室和整体涡轮等构件。 SiC 基 CMC 的关键制造技术包括纤维预制件的设计和制造、 SiC 基体的致密化技术、纤维与基体间界面层和复合材料表面防氧化涂层的设计与制造以及构件的精密加工等。复合材料的制造方法有化学气相浸透法（ CVI ）、先驱体浸渗热解（ PIP ）、反应性熔体渗透（ RMI ）、反应烧结（ RS ）、热压烧结（ HPS ）等方法。其中 CVI 法最具竞争力，可覆盖基体、界面层和表面涂层的制备。
2.3 碳 / 碳复合材料构件制造技术 d\S\0 3
碳 / 碳复合材料（ C/C ）的最显著的优点是耐高温（ 1800 ～ 2000℃ ）和低密度（约 1.9g/cm3 ），可能使发动机大幅度减重。美、法、俄等研制的 C/C 复合材料部件有燃烧室喷嘴、加力燃烧室喷管、涡轮和导向叶片、整体涡轮盘、涡轮外环等。美国将整体涡轮盘在 1760℃ 进行了地面超转试验。 C/C 构件的关键制造技术包括碳纤维预制体的设计与制备、 C/C 的致密化技术和 C/C 防氧化涂层的设计与制造。 C/C 致密化方法有化学气相浸透法（ CVI ）和液相浸渍法，液相浸渍法包括树脂浸渍炭化法和沥青浸渍炭化法，发展的方向是提高致密化速率，降低制造成本。由于航空发动机用 C/C 构件要满足富氧燃气环境下长寿命工作的要求，所以必须解决 C/C 抗氧化的问题。通过设计和制备防氧化涂层是改善 C/C 抗氧化性的主要途径，也是国际研究的热点，目前尚未取得突破性进展。由上可见，与现行推重比 8 的发动机相比，新材料构件不管在结构设计、制造技术方面，还是在整体质量方面，都有较大突破，因此可确保推重比 15 ～ 20 等高性能的实现。
3 新工艺技术成为现代航空发动机发展的重大关键制造技术，并得到广泛应用
3.1 先进精密毛坯制造技术向近无余量成形方向发展
先进精密毛坯制造技术主要有：
压气机叶片精锻；定向凝固空心无余量精铸叶片；单晶合金精铸涡轮叶片；多联空心叶片整体铸造；双层壁冷单晶叶片（高效发散气冷单晶叶片）精密铸造；高温合金薄壁大型复杂机匣精铸（外形尺寸可大于 1000mm ，壁厚减薄至 0.8 ～ 1.25mm ）；整体铸造钛合金机匣；喷射成型涡轮盘、环形件；精密轧制高温合金、钛合金环形件；钛合金整体叶盘采用热等静压法将粉末钛合金和精锻叶片复合成形为整体叶盘；采用不同部位施加不同变形量的形变热处理方法，获得双重组织和性能的盘件；钛合金薄壁大型复杂机匣精铸及热等静压处理；高温合金整体叶盘热等静压复合成形，采用热等静压工艺将粉末高温合金盘件和精铸叶片扩散连接为整体叶盘结构。
家园 这个实在是超出想象了 推比20的核心机家园 孤陋寡闻了