主题：【原创】解读ACE -- 晨枫

ACE意为王牌，但ACE也是Adaptive Cycle Engine的缩写，意为自适应循环发动机。这是美国空军研究实验室（Air Force Research Lab，简称AFRL）的一个研究项目，用于推动变循环发动机。在原理性的ACE计划之后，AFRL进一步推动ADVENT（Adaptive Versatile Engine Technology，意为自适应灵活发动机技术）计划，研究变循环发动机的实用化问题。现在AFRL更进一步，启动AETD（Adaptive Engine Technology Development，意为自适应发动机技术研发）计划，要求通用电气、罗尔斯·罗伊斯和普拉特·惠特尼提交实用级变循环发动机，基准推力和几何尺寸以F-35发动机为参考。

现代战斗机通常采用涡扇发动机。涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了风扇，风扇压缩空气后，一部分通过核心发动机，和燃料混合燃烧后，膨胀产生压力，形成高温高压燃气，向后喷射而出，形成推力；另一部分从与核心发动机同心的环道绕过核心发动机，直接和核心发动机喷出的高温高压喷气混合，形成合成的推力。同心环道成为外涵道，核心发动机就成为内涵道，外涵道和内涵道的空气流量之比成为涵道比，也称流量比或者旁通比。涡桨相当于涵道比无穷大的涡扇。外涵道的旁通空气流量是涡扇的全部奥秘所在。

涡扇发动机的推力可以表示为：

F=（m _核心发动机+m _燃油 ）×V_核心发动机+m _风扇 V_风扇-m _进气 V_进气

其中F为推力，m _核心发动机为核心发动机的空气流量，m _风扇为风扇排气流量，m _进气为进气空气流量，m _燃油为燃油流量，V_核心发动机为核心发动机喷气速度，V_风扇为风扇排气速度，V_进气为进气速度。如果不考虑进气的动能，则有：

F=（m _核心发动机+m _燃油 ）×V_核心发动机+涵道比×m _核心发动机 V_风扇

其中涵道比为m _外涵道/m _核心发动机。涵道比为零的话，涡扇就退化为涡喷。在一定的燃烧条件下，完全燃烧时空气和燃油是有固定比例的，可以看作常数，如果油气比为m _燃油/m _核心发动机，那样就有：

F=((1+油气比) V_核心发动机+涵道比×V_风扇 ) m _核心发动机

换句话说，推力和涵道比成正比，增加涵道比可以大幅度提高推力，民航涡扇发动机的涵道比动辄达到8以上。另一方面，油耗为：

油耗=m _燃油/F=油气比/((1+油气比) V_核心发动机+涵道比×V_风扇 )

也就是说，油耗和涵道比成反比。油耗或者推力与喷气温度和速度的关系就不那么直观。但是间接地看，涡扇使得喷气温度降低是增加涵道比的结果，喷气温度也是一样，而涵道比增加使得推力增加、油耗降低。

实 际情况要更复杂，还有进气动能的问题。随着速度的提高，进气本身的m _进气 V_进气提高，导致发动机实际推力下降。最终的喷气速度为：

V_喷气=(（m _核心发动机+m _燃油 ）×V_核心发动机+m _风扇 V_风扇)/m _喷气

由于m _风扇+m _核心发动机=m _进气， V_喷气=V_进气的时候，除了抛射相当于燃油质量产生的反作用力外，发动机不再产生推力。也就是说，此时涡扇发动机相当于火箭发动机。不幸的是，增加涵道比将降低喷气速度，限制了涡扇对高速飞机的使用。另外，增加涵道比需要增大风扇，这增加了发动机的迎风阻力，也有害于高速飞行。所以战斗机涡扇发动机通常都采用低涵道比。1968年开始研制的普拉特·惠特尼F100是第一代成功的低涵道比涡扇发动机，采用了单元体、单晶叶片等先进技术，1969年7月验证机首次运转，1970年4月获得美国空军的选用，1972年7月24日，装用F100发动机的F-15首飞，1976年1月开始作战使用。由于冷战军备竞赛的压力，F-15战斗机需要抢先投入使用，扭转苏联米格-23等新一代战斗机投入使用后对中欧美国空军造成的压力，F100没有经过适当的成熟化就投入使用，早期F100的可靠性十分糟糕。F-15曾经大面积停飞，严重影响了战斗力。与此同时，单发的F-16也选用F100发动机，是美国空军对发动机可靠性问题更加忧心。但普拉特·惠特尼处于事实垄断的地位，成为美国空军高低两端第三代战斗机发动机的唯一供应来源。在军方拨款不到位的情况下，普拉特·惠特尼对美国空军关于改善可靠性和增加推力的要求百般推托。1979年，美国国会在密集听证之后，决定拨款启动第二发动机供应来源，指令通用电气在B-1轰炸机的F101涡扇的核心发动机基础上，研制F101涡扇发动机。

通用电气在和普拉特·惠特尼竞争F-15的发动机时落选，但研制的F101涡扇发动机成为一代经典，其核心发动机不仅成为F110的基础，也成为民航世界中高度成功的CFM56的基础。在美国的两大发动机公司之间，普拉特惠特尼比较善于短平快，用较低风险抢先推出适用的高性能发动机；而通用电气走豪华路线，追求技术完美和超前，技术风险较大，也经常后发一步。从80年代初开始，通用电气开始在F-16上进行装用F101的试验，试验数据大量用于改进设计，这就是后来高度成功的F110。

在1985到1990财年之间，美国空军在通用电气F110和普拉特·惠特尼F100之间竞争招标。F-15从F-15E开始，可以和F100或者F110相容，但美国空军所有的F-15上统统使用F100，只有韩国和新加坡的F-15E使用F110。F-16从Block 30开始，可以和F100或者F110相容，发动机大战主要围绕F-16的发动机进行。1985财年，美国空军订购了160台发动机，其中F110为120台，F100为40台，通用电气占75%；1986财年，F110 为184台，F100为159台，通用电气沾4%；1987财年，F110为205台，F100为160台，通用电气占56%。普拉特·惠特尼从事实垄断一变为屡居下风，直到1988财年之后才扭转，F110为147台，F100为181台，普拉特·惠特尼占55%；1989财年，F110为100台，F100为159台，普拉特惠特尼占61%；1990财年是发动机大战的最后一年，F110 为39台，F100为70台，普拉特·惠特尼再占上风，为64%。6年中，通用电气夺取51%的订单，普拉特·惠特尼49%。美国总审计署估计，竞争节约了30%的累计采购费用，并节约了16%的累计运行和支援费用。全寿命成本降低则为21%。

在ATF时代，洛克希德YF-22和诺斯罗普YF-23竞争，普拉特·惠特尼YF119也和通用电气YF120竞争。竞争结果是洛克希德YF-22和普拉特·惠特尼YF119获胜，成为F-22战斗机和F119发动机。说起来，一贯追求技术先进的美国空军在ATF竞标中选择了技术风险较低的选手，而不是技术上更加超前的YF-23和YF120。

普拉特·惠特尼F119尽管采用了大量最先进技术，但还是常规的低涵道比涡扇发动机。为了降低迎风阻力和提高高速推力，F119采用了很低的涵道比，实际上使得高亚音速巡航不具有多少油耗上的优越性。F-22的加莱特进气口也是为超音速巡航而优化的。通用电气YF120是更加先进的变循环发动机。如前所述，涡扇由于外涵道的气流降低了喷气的温度和速度，提高了热效率，能产生更大的推力和获得更低的油耗，对于起飞、巡航、待机和亚音速加速尤其有利。但在超音速飞行时，即使不考虑涡扇迎风阻力较大的问题，降低的喷气速度也使得有效推力降低，涡喷对超音速飞行就比较有利。理想的战斗机发动机应该在低速时体现涡扇的特性，在超音速时体现涡喷的特性，这就是所谓变循环，YF120正是第一台实现了这样理想的战斗机发动机。

YF120是第一台变循环的战斗机发动机

YF120采用活门控制，可以打开外涵道，实现涡扇功能；或者关闭外涵道，实现涡喷功能。有意思的是，YF120有两组活门，一组把低风扇的排气分流一部分到外涵道，另一组把高压风扇的排气分流一部分到外涵道。这是一个很巧妙的设计。常规涡扇只有低压风扇，采用尽可能大的外涵道。这不光使得迎风面积增大，还使得驱动低压风扇的低压涡轮承受极大的载荷。如果低压涡轮妥善设计，这本没有问题，问题出在变循环发动机的低压涡轮需要在涡扇状态把喷流的动能大量转换成驱动风扇的机械能，而在涡喷状态尽量少吃掉喷流动能，只转换足够驱动低压压气机的机械能。这样截然不同的工作状态使得低压涡轮的设计十分纠结，需要采用复杂的变距低压涡轮来适应高度变化的负荷情况。但高压涡轮分担一部分转化为机械能的任务的话，可以为低压涡轮卸载，有利于简化设计。另外，高压风扇引出气流增加外涵道压力，可以等效为增加外涵道面积，提高涵道比。

不过YF120在涡喷状态时，高压风扇后引出的主外涵道关闭，但低压风扇后引出的可调外涵道并不完全关闭，而是维持一股很小的气流。这是十足通用电气特色的“漏气涡喷”，外涵道气流不产生实质性的推力，只是用于冷却核心发动机的机匣。通用电气YJ101就是这样一种“漏气涡喷”，由YJ101发展而来的F404也保持了这个特色。

通用电气YF120的具体技术指标一直没有公布过，但一般认为推力、油耗等关键性能优于普拉特·惠特尼YF119，但技术上过于超前，风险较大。为了控制ATF的风险没有选用是正确的，继续研发作为F-35的第二发动机来源也是正确的，不仅有利于充分利用已经研发的先进技术，促进竞争，也有利于保持航空工业基础。1996年，美国以YF120为基础，开始研发F136，通用电气和英国罗尔斯·罗伊斯负责研发。通用电气的F136在1995年到2009年之间共得到24亿美元拨款，其中17亿用于2005-2009年的SDD阶段。从1997年开始，F136得到全额拨款，进入全速研发。F136预计从2011年开始，装上F-35试飞。研发预计在2013年完成，计划在普拉特·惠特尼F135投产的4年后投产，形成择优采购的格局。1999年，美国国防部明确了“直接换装”的要求，要求F135和F136在外形尺寸和安装要求上完全统一，可以不需更改直接换装F135或者F136。由于和STOVL相关的部分（升力风扇、滚转臂喷口、三段式转向喷管、传动轴和离合器等）在F135和F136之间共用，这部分投资都算入F135计划，F136因此投资相应减少，发动机样机制造数量和测试量也相应减少。

在2006年，布什政府提议中止F136的研发，被美国国会驳回。此后连续5年，美国国防部每年都要求终止研发F136，都被美国国会驳回，强令继续研发。在2008年金融危机后，财政拮据对国防预算造成空前压力，奥巴马和盖茨都强烈反对继续研制F136的计划，奥巴马甚至威胁，要是国会强加F136拨款，将否决整个国会拨款案。在2010年和2011年的预算案中，美国国会终于同意在预算中取消F136的研发拨款。美国国防部在2011年4月25日正式中止了F136的研发。通用电气和罗尔斯·罗伊斯提出用公司资金继续研发，但2011年12月1日，通用电气和罗尔斯·罗伊斯联合决定停止公司自费研发。至此，F136已经制造了6台样机，累计运行了1200小时。

美国国防部不是从一开始就反对F136的研制的，改变主意是和F-35计划在总体上遍体鳞伤相连，实在是不需要增加一个伤口了。更多伤口不是F136本身的过错。尽管F136是和F135可以直接换装的，F136还是需要通过所有主要的试飞项目，以验证性能和可靠性、可维修性等要求。即使STOVL部分和F135共用，可以减少测试项目，也还是需要选择几个关键项目测试验证。这使得F-35本来已经大大拖延的测试进度进一步拖延，研发成本相应增加。另一方面，F136的好处并没有那么显著。要完成研发和建立第二条生产线，需要继续投资，这对已经大大超支的F-35计划是不可承受之重。但竞争带来的采购成本下降要到很多年后才能体现出来。美国总审计署估计，要是完成平行研制F136，将需要另外追加45-57亿美元（通用电气和罗尔斯·罗伊斯认为只要追加18亿美元），只有竞争使发动机单价下降至少10.1-12.6%，才有可能在整个项目的全寿命里回收平行研制的成本。

从用户的角度来说，采用两种不同的发动机也有后勤支援上的问题，需要两套平行的采购、备件、维修和训练体系。这个问题对于美国海军和海军陆战队来说尤为重要，航母和两栖攻击舰上空间有限，同时支持两套不同的发动机保障体系几乎是不可能的。F136的优点在于可以同时在涡喷和涡扇之间灵活转换，但侧重点在超音速性能，而超音速性能对F-35并不重要，F136性能再好，F-35粗短的气动外形造成的超音速阻力也将扼杀超音速飞行性能，F136增加的机械复杂性并不一定能带来可以实现的性能改善。正是用户的冷漠，最终使得通用电气和罗尔斯·罗伊斯决定中止自费研发，尽管通用电气对F136的技术风险控制、进度控制和预算控制有十足的信心。

但变循环发动机的故事并没有完。AFRL正在推动AETD计划。AETD采用很特别的三涵道结构。AETD和ADVENT的技术细节还在保密之中，从有限的ACE资料来看，内涵道相当于传统的核心发动机，在涡喷状态下，所有推力来自内涵道；中涵道相当于传统的涡扇外涵道，由低压风扇和高压风扇供气，具有活门控制；外涵道则是独特的，常规涡扇发动机没有相应的结构。另外，ACE的尾喷管也采用了喷气发动机上很少见的两层环道加中心锥的结构。

GE的早期变循环方案

ACE方案

如果不考虑外涵道，只考虑中涵道和内涵道的话，在前旁通活门打开时，ACE的前一半和典型的低涵道比涡扇没有太大的不同。后旁通活门打开使得中涵道气流和核心发动机的喷气混合后喷出，不过是从尾喷管的外环道喷出。外层喷管的外壁像传统可调喷口一样，可以收缩、扩张以控制流道面积，实现收敛-扩张控制。内层喷管的外壁也是外层喷管的内壁，同样是可以收缩、扩张的，所以外喷管的收敛-扩张控制要和内喷管协调进行。

ACE最独特的地方在于外涵道和内层喷管。外涵道包络在中涵道之外，但和传统涡扇发动机外涵道后端开放、直接和核心发动机喷流混合的做法不同，ACE的外涵道后端封闭，但支撑发动机外壁的厚叶片形支柱径向是空心的，外涵道气流通过支柱内部的通道，穿过核心发动机和中涵道的喷流，汇入内层喷管，从内侧向外和核心发动机的喷流混合。如前所述，内层喷管的外壁是可调的，用于内层喷管的收敛-扩张控制。温度较低的外涵道排气反而从内层喷管排出，这似乎舍近求远，但这使得温度较高的核心发动机排气呈环形，不仅和较冷的环境空气混合，还和内层喷管的较冷空气混合，有助于迅速降低喷气温度，改善红外隐身。如果深究的话，叶片形支柱实际上相当于热交换器，外涵道冷空气穿越核心发动机喷流时，已经带走一部分热量，降低排气温度，而外涵道气流升温后在内层喷管中形成更高压力，起到增推作用。另外，中心尾锥和内层喷管有效地遮挡了涡轮，使得发动机的后向雷达隐身大有改善。

这只是外涵道奥秘的一半。ACE不仅有常规的低压风扇，还有高压风扇，中涵道和内涵道在高压风扇后分家，在这之前是共享的。但两级的低压风扇中，第一级在内涵道/中涵道工作，第二级风扇不仅在内涵道/中涵道工作，还通过环形密封圈的连接，延伸到外涵道工作。这一圈低压风扇叶片的功用和暴露的叶片长度不成比例，对于旋转的叶轮，叶尖附近的叶片段的线速度最高，推进效率也最高。相反，圆心处的线速度为零，实际上没有推进作用，如果没有转轴的存在，甚至会造成气流倒流。和YF120不同的是，外涵道和内涵道/中涵道是不相通的。外涵道内低压风扇的“叶片环”之前有一圈可调的导流片，用于控制外涵道流量。增大开度可以增大外涵道流量，提高涵道比，改善中低速推力和油耗；降低开度则可以减小外涵道流量。这个能力使得ACE的外涵道的作用超过了发动机本身，甚至解决了进气道设计的两个传统难题。

进气道设计及与发动机的匹配是一个复杂的问题，F-15曾有严重的进气道匹配问题，加上早期普拉特·惠特尼F100发动机的可靠性问题，曾是早期F-15大面积趴窝。超音速战斗机的进气道需要做三件事：1、把进气速度降低到M0.5-0.6；2、分离边界层；3、控制进气流量。超音速飞机的发动机进气依然是亚音速的，这是因为进气速度超过音速的话，风扇、压气机的叶片也要受到音障的影响，阻力急剧增加。进气道把进气有效地减速增压，相当于预压缩，对发动机的有效工作十分关键。这对ACE也一样。边界层则是空气的粘度造成的。空气的粘度在高速飞行的时候变得显著，粘度造成的摩擦阻力使得贴近机体表面的气流速度较低，形成所谓的边界层。对于进气道来说，就是中间的进气速度高于贴近管壁的进气速度，不均匀的气流速度影响风扇的有效工作，需要在空气进入进气道之前，把边界层分离排泄掉。ACE的外涵道在低压风扇低功率运转时，正好可以把边界层拉动起来，使的进气的速度分布平直化，改善总压恢复。另一方面，起飞和加速时，进气流量需要很大；巡航时，进气流量需求较低。常规进气道设计中，需要在进气口后开设放气门或者孔阵，使过剩空气流量有一个出路。对于ACE来说，合理匹配低压风扇的转速和可调导流片的话，有望通过外涵道的旁通流量来补偿进气流量要求的变化，降低泄放过剩空气造成的阻力和开口或者孔阵造成的隐身损失。ACE的外涵道可以和进气道内壁边界层排放所需要的流量相匹配。这使得进气口设计可以专注于总压恢复，极大地简化了进气口设计，降低阻力，提高进气口-发动机的体系效率，也取消了排放过剩进气所需要的机体表面开口，改善隐身。

中涵道有两个“进气口”，一是第二级低压风扇之后，另一个在高压风扇之后。第二级低压风扇在内涵道/中涵道相当于传统的风扇，其后的旁通活门用于控制旁通气流的流量。内涵道在高压风扇前由前伸的唇口再次引出隔道，高压风扇像低压风扇一样，通过隔道壁上的环形密封圈的连接，延伸到隔道内。隔道内有可调导流片，在低速飞行可以增大开度，利用较大涵道比增加推力、降低油耗，但即使在高速飞行时，依然留出一个很小的开度，保持少量冷却气流的流动，起到“漏气涡喷”的作用。

这是一个高度复杂但也高度精巧的设计，不仅在发动机的热力学循环方面寻求最优，还借助发动机解决了进气道设计中的传统难题，甚至对后向的雷达和红外隐身也有周密考虑。不过发动机控制将高度复杂，还有机械复杂性和可靠性问题。此外，双层环形喷管结构使得推力转向的实现更富挑战。轴对称的三维推力转向几乎不可能实现，矩形的二维推力转向机构也将高度复杂，好象百叶窗一样一层又一层。

美国2012年5月《航空周刊》的简短消息里提到，AETD的第三个涵道将用于更加有效的热能转换和更好的热力学负荷分配，将降低安装阻力和改善进气口恢复。三言两语中，包含了海量的玄机。ADVENT和AETD将根据ACE的经验进一步优化设计，一旦研制成功，这将是战斗机动力的一个飞跃。AFRL要求通用电气、罗尔斯·罗洛伊斯和普拉特·惠特尼在2012年5月31日前提交方案，方案评估在2013年2月完成，然后选取两家研制样机。压缩机台架试验预计在2014年进行，风扇和核心发动机试验预计在2015年进行，完整的发动机试验预计从2016年开始。通用电气在变循环方面领先，不仅有YF120的经验，而且从2007年就开始ADVENT方面的工作，第一台全尺寸ADVENT发动机将在2013年开始运转。普拉特惠特尼对三涵道结构不赞同，认为除非飞行速度高于M2.6，否则这是不必要地复杂，但AFRL要求提交方案必须采用三涵道，普拉特惠特尼没有选择，只有照办。

AETD的目标是节油25%，增加航程30%。负责国防研发和采购的国防部副部长埃希顿卡特要求在2020年完成研发，成为达到生产标准的F-35备选发动机。即使实际上推迟几年，F-35的生产计划持续到2035年，新发动机还是有足够的时间形成对F135的威胁。美国空军每年使用超过24亿加仑燃油，折合为740万吨JP5燃油。JP5的典型价格比汽车汽油高2-3倍，即使算入规模采购的折扣，这也是每年近200亿美元的巨额开支，节油25%是很有吸引力的目标。AETD会成为F136转世吗？美国空军部负责采购的副部长办公室军事助理詹妮特沃芬巴格中将在美国参议院作证时，明确指出AETD的意图不是复苏F-35备选发动机，而是ADVENT计划的自然延伸，为未来战术飞机的发动机研制和升级做技术准备。F136来自侧重超巡的YF120，变循环可谓用错了地方。AETD不仅可以省油30%，还有通过较高涵道比大幅度提高起飞或者STOVL推力的潜力，对F-35的吸引力不是沃芬巴格中将一句话就可以否定的。第二次发动机大战或许不会在F-35的试飞和生产启动尘埃未定之前爆发，但不等于不会爆发。但最重要的是，AETD一旦完成技术研发，进入生产准备，这将是战斗机发动机技术的又一个里程碑，不仅在涡喷状态下确保高速性能，还在涡扇状态下极大地降低油耗和增加推力，同时降低进气口设计的要求，使得超音速巡航和高亚音速巡航成为战术选择，而不是技术局限的不得已。

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感谢TopGun，插图来自他的文章。

JP5烧完以后，兑水酒精到底能不能烧？下半个世纪不再是ExxonMobil、BP、中石油的天下，而是Budweiser、路易十四、青岛啤酒的天下。当然，路面交通事故也不会象现在这样缺乏想象力了。

顶礼膜拜中。。。

看来天朝仍需奋起直追呀！

按：忙总说过，他的帖子都是根据公开资料整理而来的，不存在泄密问题。而且，转发他的帖子不需要向他申请，所以，俺就把这篇转过来了。

高性能涡扇发动机是制造业的皇冠，能够检验一个国家的制造业体系的完备程度和水平，需要完整的材料，冶金，机械，电子，铸造，控制，试验平台和质量管理体系来保证，目前世界上能够独立生产高性能涡扇发动机的国家就是五个安理会常任理事国。

我国高性能涡扇发动机（推重比7以上）获得真正突破是太行（ws10）。

2005年12月28日， 经过百折不挠，卧薪尝胆18年后，大推力涡轮风扇发动机最后一项重要试验－－长久初始寿命试车完成，标志着太行研制成功。党和国家领导人胡锦涛、吴邦国、温家宝、贾庆林、曾庆红、黄菊、李长春等等以及郭伯雄、曹刚川、陈炳德等等都热烈祝贺。

其实中国从1961年就开始研制先进的航空发动机，经过20年的努力，成功研制出相当于国外二代发动机水平的涡扇6原型机（当时技术水准与当时的阿杜尔、斯贝差不多），但是由于配装的飞机型号下马，涡扇6发动机失去了使用对象，不得不终止研制。之后，我们还研制过几种涡喷发动机，包括涡喷-7改型，涡喷-14发动机（昆仑机）等，进行了技术积累和人才准备，在此基础上，才能有能力太行发动机的研制。

1986年1月，大推力涡扇发动机太行立项研制，为两款飞机匹配发动机。1993年，完成了太行验证机阶段的研制工作，并以配装歼10的技术状态转入原型机研制。

由于当时的轰6空中试车台是于1976年12月正式投入试飞的，已经面临退役（轰6航空发动机空中试车台1996年10月退役），太行发动机实际上没有合适的飞行平台进行领先试飞。1993年3月，一航动力所向原中国航空工业总公司报告，申请提供一架我国引进的飞机作为飞行平台对“太行”发动机进行领先试飞。

1995年6月7日，当时的副总参谋长的曹刚川传达了中央军委的重要决定，实际是军令状：太行发动机一是配新型歼击机（歼10），二是作某型飞机的后继动力（歼11B）。因此，太行发动机是两种飞机成败的关键。空军下一步建设就立足这个发动机了，两只脚都踩在这条船上了，各级领导都非常重视。这是关键中的关键，重中之重。

1998年9月，完成了配装飞机的全尺寸金属样机制造和装配，仅用1个半小时装飞机成功。

其实太行研制过程最终阻碍就是缺乏发动机相关的关键技术、材料工艺、试验条件储备。这些问题直接导致太行研制非常艰难，缺乏基本技术储备，常常需要临阵攻关，不断失败。太行发动机研制中先后发生各种技术问题和故障200多项，研制中几次大的故障，使研制工作陷入困境。尤其是质量管理能力欠缺，导致研制工作几度陷入绝境：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；另一次是在高空台模拟试验和调整试飞中，5个起落出现3次“特情”（喷零件）；第三次是配装太行发动机的飞机进行规定试飞的科目，发动机突然空中停车（2004年7月20日，试飞员丁三喜驾驶飞机在阎良机场起飞，当飞行到数千米高空时，突然听到一声响，左发停车了）。　

经过4个月的努力，经过组织调整，把质量管理和控制纳入程序化管理轨道，明确“项目副总师负责制”、“项目问责制”，完成17份故障计算、研究、分析报告，经过排故的发动机经过了改进措施设计、加工和试验验证，并进行了排故措施验证评审，将排故措施落实后，重新装配恢复生产，重新试飞。

太行研发突破了一批具有自主知识产权的核心技术和关键技术，取得了重大成果。发动机的设计采用了大量的先进部件技术和整机匹配技术，其中多项填补了国内空白，有的已经达到国际先进水平；上百项新材料、新工艺的成功应用，使发动机材料技术和制造技术实现了一系列重大突破。先后在新材料、新工艺上攻克了300多项厂、部级关键技术。其中，研制出的第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。 全面掌握了风扇转子单元体、燃烧室联合单元体、低压涡轮厂轴等8大部件的新工艺。

太行发动机定型试飞的三年，解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常等试飞等问题。在艰难的调整试飞中，解决了发动机“小发提前脱开”这块硬骨头。2004年5月，太行发动机的试飞遇到了一个十分棘手的问题：飞机在高空小表速飞行时经常出现异响，试飞员丁三喜终于找到问题所在，成功解决。

定型前的两项长试：设计定型持久寿命试车和长久初始寿命试车是对发动机使用可靠性最为苛刻的全面考核。2005年11月10日，太行发动机终于通过了设计定型前最后一道难关－－长久初始寿命试车，40多天的试验一次通过，获得了飞向蓝天的通行证，开始批量装备部队。目前正在继续努力解决批量生产的质量稳定性和一致性。

我国发动机以前一直难以突破的不仅技术基础和技术储备薄弱，工程试验经验积累不足，试验设备、加工设备缺乏，而且材料和工艺相对落后。经过研制太行，我们在材料，制造工艺，和质量管理体系建设上都获得了突破。

材料上，超高温镍铝合金、钛合金及其相应的特种陶瓷在50年坚持不懈努力后，获得完美突破。例如师昌绪院士的国家科技一等奖就是一个例子。

质量管理体系上，形成了自己独有的研发、制造和试飞质量管理流程和体系。例如在管理体系上，太行研制采取分段开发策略，先验证机后原型机，这是中国航空发动机史上是第一次，此举规避了项目研制中大的风险。

在制造工艺上，更是全面突破，超过俄罗斯，接近美国。例如精铸空心叶片工艺（包括叶身无余量叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件工艺），涡轮进口温度提高了450℃，这项工艺是决定高推重比发动机所能达到最高性能水平的关键技术，而且能大幅度减轻涡扇发动机重量，降低制造成本，提高推重比，获得突破。目前我们定向空心叶片精铸件，钛合金叶片精锻件，单晶合金叶片精铸件，钛合金精铸机匣都可批量生产，目前我们的工艺可以使精密锻、铸件减轻重量20%和降低成本30%左右。

此外也突破了多向模锻、真空热处理、表面镀镉钛和喷丸及孔挤压强化处理等工艺，提高了涡扇发动机使用寿命和可靠性。

上述突破中，单晶空心叶片精铸、粉末高温合金涡轮盘超塑性锻造、喷射沉积成形和隔热涂层技术工艺突破是最关键的。

而热等静压和超塑性锻造，粉末高温合金和液态金属快速冷却轧制，非晶态材料生产，钛合金锻造用玻璃润滑剂生产，铸造用型芯和壳体材料及涂料等生产工艺突破更是使我们具备了研制更高水平涡扇发动机的技术储备。

此外摩擦焊接、热等静压和液相扩散焊等热加工技术分别与整体涡轮转子、整体叶盘结构和大型夹芯结构风扇叶片及对开叶片等新结构同步突破。

在上述基础上，目前正在进行研究的工作包括双合金整体叶盘结构（单晶叶片和粉末盘）热等静压复合成形技术；超纯净高温合金涡轮盘喷射成形技术；铝基复合材料构件喷射成形技术温度；2000－－2100K的高效冷却单晶叶片制造技术（包括复杂结构叶片精密铸造技术、抗高温型芯和壳体材料及其精密制备技术及涂料技术、配套的电子束物理气相沉积技术）；钛合金机匣叶片整体结构件精铸技术；高温合金机匣精铸技术；铝合金唇口及附件壳体等大型结构件精铸技术；大型薄壁高强蜡型和壳型制造技术及涂料技术；铸造过程的数值模拟技术；粉末高温合金盘件喷射成型盘坯技术；以及特种焊接技术（包括单晶、NiAl、TiAl、C/C复合材料、Ti基复合材料、陶瓷结构件及异种材料构件真空钎焊技术）等。

另外最近连续梯度结构新型隔热涂层技术（可将隔热效果提高至100～200℃）；涡轮叶片内腔冷却通道循环气相渗工艺、镍铝金属间化合物构件高温防护涂层技术等也在陆续突破。

上面罗列一推名词，到底价值是什么呢？举例来讲，我们突破的整体叶盘结构工艺，是美国的先进战斗机（ATF）计划的核心技术，例如F414发动机采用了共5级的整体叶盘。根据美国国防部的高性能涡轮发动机技术（IHPTET）的第3阶段计划，到2020年，战斗机上安装的发动机涡轮都将采用整体叶盘结构。

整体叶盘结构的刚性好，平衡精度高。它提高了结构的气动效率，省去了连接用的榫头和榫槽，避免了榫槽损伤等潜在的故障，从而使整台发动机推重比得到显著提高。

而我们整体叶盘制造采用的主要工艺是最先进的五坐标数控铣削加工整体叶盘（与美国一样）。整体叶盘毛坯一般采用高强度难加工材料（例如(α+β)双相热强钛合金，具有良好的高温强度、耐腐蚀性、断裂韧性、热稳定性和蠕变性能），不允许有裂纹和缺陷，叶片薄、扭曲度大、叶展长、受力易变形，而且由于叶片间的通道深而窄、开敞性很差，材料切除率很高。

我们在高精度五坐标机床、五轴联动编程技术、刀具技术等发面获得突破（关键技术包括叶盘通道与刀轴矢量的控制、刀具轨迹设计及光顺处理、通道的高效粗加工技术、叶片型面的精确加工技术、加工变形控制和叶片与刀具减振技术等）。

再举一个例子，那就是涡扇发动机叶片的激光冲击强化工艺（这个工艺是利用高峰值功率密度（>109W/cm2）的激光作用于金属靶材表面的吸收层，产生高压(>1GPa)等离子体，该等离子体受到约束层的约束时产生冲击波使金属材表层就产生塑性变形，获得表面残余压应力。由于其强化原理类似喷丸，因此也称作激光喷丸）。

涡扇发动机叶片在转子高速旋转带动及强气流的冲刷下，承受着拉伸、弯曲和振动等多种载荷，特别是位于进气端的压气机叶片或前风扇叶片，被随气流进来的异物撞击后很易破坏使发动机失效以至酿成事故。叶片遭受异物撞击后，在叶片的前、后缘局部形成缺口、形变或裂纹，造成应力集中或直接成为破坏源，直接威胁叶片的安全使用寿命。航空发动机叶片采用喷丸处理后可以延迟裂纹的萌生，提高叶片的使用寿命。

美国在1995年研究了钛合金风扇叶片对异物破坏的敏感性，发现经过激光冲击强化的F101叶片即使有异物损伤缺口，其疲劳强度接近甚至超过没有破坏也没有经过任1997年开始激光冲击强化钛合金叶片，2004年开始F119发动机整体叶盘的强化，目前累计强化叶片十万片以上，提高叶片寿命5－－6倍。目前美国在F110、F101、F404的风扇叶片、叶盘都普遍采用 。

我国在采用整体叶盘加工后，发现尽管整体叶盘具有减重、减级、增效、高可靠性的优点，但整体叶盘结构复杂，通道窄、叶片薄，弯扭大，无论是机械加工还是表面强化难度都很大，必须进行激光强化，现在已经突破了风扇整体叶盘激光冲击强化工艺，强化后喷丸的叶片高频振动疲劳寿命提高20倍，制出系列激光冲击强化设备达到国际先进水平，并开始出口GE。

太行好事多磨，不但研制出一款涡扇发动机，更重要的是积累了一大批下一代涡扇发动机需要的工艺和技术，以及有经验和专业配套的涡扇发动机开发队伍，这才是未来的希望。这大概就是待时而进。而且以太行核心机进一步研发的舰用燃气轮机也获得突破。

据说下一代推重比10的涡扇发动机（WS15）进展极为顺利，这就是太行积累等待的结果。做大事，必须厚积薄发。20年等待积累算什么，弹指一挥间。

• 这里是一个介绍太行发动机的帖子
• 有

发动机是工程问题，也就是说，研制成功不等于万事大吉，还需要形成产量，保证质量，尤其是质量的均匀性。中国的精密制造走上正轨是值得庆贺的好事，希望能早日看到太行大批装备战斗机，停止进口AL31的那天才是中国可以扔掉拐棍的时候。

使个障眼法是再自然不过的事情了...

应该有错吧这里。。

至于为什么中国还在进口AL-31,网上有大牛解释说早期的J-10和J-11是按照AL-31设计的，如要换装太行则机体需要比较大的改动,不如继续用AL-31划算。晨枫兄觉得这种说法有道理吗？

不知道现在的太行质量如何，但据说其早期型号可靠性差，曾发生空中停车的重大事故，差点毁掉一架试飞J-10，幸亏试飞员艺高人胆大才化险为夷。另外，J-20原型机尾部喷口未做隐形处理，可能还真是因为在等WS-15。这一点兄台以前提到过的。

目前J10的量产与外销明显受制于AL-31的供货，如果是可改的，改后性能不至于下降过大，tg的脖子不会这样被人卡得难受。

这一点宋文骢的书里提到过，后来为了改AL31还大改了一下，不知道改回太行需要费多少功夫。现在批量生产的是歼-10基本型还是歼-10B？还是并行生产？另外一个可能是现在进口的AL31有很多是作为备件的鄂

从常理来讲，已经服役的并且已经装备AL-31的那批飞机，肯定是一直用AL-31了，直到退役。从忙总那里的信息来看，WS-10的经历似乎类似于J-10:历经磨难终于修成正果。如果确实如此，那么J-10B当然不会再用AL-31了。至于有无必要继续生产J-10A并改用WS-10，这就很难说了。

从技术上来说，晨枫兄觉得有无可能成飞在J-10B上先用WS-10，但预留升级WS-15的空间？即便是俺这样的外行，也知道兼容飞机发动机可比兼容军舰坦克发动机困难多了，呵呵。不过，兄台可是说过老美的飞机可以兼容F100和F110哦。

是wp-15 老毛子r-29的复刻升级版，性能和毛子自用的米格23 的r-35差不多。wp15当时已经鼓捣出来了,ws-10八字还没一撇，不可能以太行为基础进行设计的