关于航空发动机，最烧眼的一篇文章！
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关于航空发动机，最烧眼的一篇文章！
导读当我们还为航空在中国科技界的地位而奋争时，世界已悄然形成了一个远比飞机行业更严苛、更高度垄断、更严密技术封锁的全球航空发动机格局。美英法德日等西方国家通过其寡头企业，垄断了世界航空发动机和燃气轮机（本文暂不涉及燃气轮机）市场。美英法寡头企业，包括其合资公司，占领了世界航空发动机市场的70%，而在新机市场上的价值份额更高达90%。全世界能造飞机的公司十数家，而独立的航空发动机供应商只有几家。美、俄两国的航空发动机底蕴深厚，但俄罗斯这只“老虎”一打盹，就被西方远远甩在身后，尤其在民用航空发动机方面，俄罗斯在世界市场几无份额。世界大型民用航空发动机美国通用电气（GE）&美国普拉特·惠特尼（PW）英国的罗尔斯·罗伊斯（RR）以及这三家公司同法国赛峰集团（Safran）相互间合资成立的：斯奈克玛国际CFMI（Safran/GE）IAE（RR/PW）EA（GE/PW）这些企业具有独立研制航空发动机整机的能力，几乎控制了全球大型民用航空发动机的核心技术研发、总装集成、销售及客户服务等全产业链。军用和小型航发领域法国斯奈克玛（Snecma）&美国霍尼韦尔（Honeywell）德国MTU意大利Avio俄罗斯土星俄罗斯礼炮公司它们具有较完整的生产能力，除了各自领域的整机研发与市场能力外，还是为顶级企业提供大部件和核心机部件的一级供应商。再下一级的供应商日本三菱重工日本川崎重工日本石川岛播磨重工韩国三星科技公司以日韩企业为代表的供应商拥有强大的零部件加工制造能力，主要为上一级企业提供发动机零部件产品。西方国家为长期保持在航发领域的领先和优势地位，在政府和企业层面，采取了许多措施。在研发投入、项目投资、产业链控制、知识产权保护、技术输出控制等方面，构筑了极高的产业门槛，封堵其他国家和企业的发展与追赶，更不要说后来居上。这就是航空发动机的世界格局。面对这样一个格局，我们只能从民族大义、国家利益出发，担起艰难的历史使命。如同在大型民机领域，不管多难，我们也要像变现在的A（Airbus）＋B（Boeing）两霸并立为A＋B＋C（Comac）三极鼎立的新格局那样，在航发领域，我们也要加入世界航空发动机“强人俱乐部”，让世界的东方形成一极，从而逐步改变航空发动机世界格局，尽管这个进程将十分漫长。未来20年军用发动机需求预测综合“产研智库”和“中商产业研究院”发布的两份预测报告，进行必要修正后，未来20年中国军用航空发动机总需求量22000台（其中出口军机需要量1000台），价值600亿美元（约4000亿RMB）。年平均1100台，价值200亿RMB。按价值计，新军机装备、老军机维护和直升机各占80%、5%和15%。新战斗机发动机单价按高低型别均价计算。新机装备比按1.15、换发次数按1计算。部分数据作归整处理。军机发动机原则上应全部使用国产产品，或至少占比90%以上。F-16F-16战斗机的F100涡轮发动机&&F-35F-35的F-135发动机F-22F-22的F-119发动机歼-10歼-10的AL-31发动机歼-15歼-15的AL-31H发动机特写歼-31歼-31的RD-93发动机歼-20歼-20使用的某型号发动机特写未来20年中国客/货机用发动机需求预测基于空客和波音两公司对未来20年中国新增客/货机数的预测，分别为5363架/8300亿美元和6330架/9500亿美元。取均值后，按发动机占飞机价值的30%计，未来20年民用航空发动机市场为2580亿美元，发动机整机约5700台。考虑到国产民用发动机处于成长期，力争分享20～30%份额，即台，约值500～770亿美元。A380客机安装在A380原型机上的遄达900波音787客机安装在波音787上的瑞达1000飞机诞生百年有余，从飞行36米到环球飞行，人类航空技术不断前进，而动力的不断进化才使更多飞行方式成为可能，那么飞机的发动机有多少种呢？今天我们来简单粗暴的列举一下，争取让你秒懂。首先，得到大量应用的航空发动机简单分类只有两种，即“活塞式发动机”和“燃气涡轮发动机”，燃气涡轮发动机也常被简单称为“喷气发动机”。活塞式发动机系列活塞式航空发动机与现在常见的汽车发动机原理一致，依靠燃气在气缸内爆燃，推动活塞做工，所有活塞式发动机都依靠此原理。活塞式发动机根据不同的气缸排列形式分为以下几种。星型活塞式发动机早期飞机多采用气冷方式给发动机降温，说白了就是直接给气缸吹风，星形布置的气缸正好可以使每个气缸均匀散热。星型发动机示意图星型发动机及螺旋桨星形发动机自1903年就被使用在飞机上。星形发动机有一个缺陷，就是气缸越多，功率越大，直径就越大，因此飞机只能越粗……这意味着阻力变大。于是后来出现了直列式发动机和V型发动机。这是个大功率星型发动机的例子。嗯，非常非常直列发动机原理示意图直列式发动机直列式发动机与今天的汽车发动机基本一致，气缸站成一排，纵向安装在机头时，明显比星形发动机纤细不少。但直列式也有缺点，气缸越多，发动机越长，如果想和星形一样使用7缸，9缸，那长度简直不可理喻。于是紧凑的V型发动机出现了，让气缸站成两排。这种纤细美观的机头只有直列发动机或V型发动机才能实现。V型发动机正面看，V型发动机气缸排列成字母V形状于是V形发动机在长度增加不多的情况下，气缸数可以成倍增加。水平对置发动机把V型的夹角变成180度，还可以做成水平对置发动机。水平对置发动机气缸排列，水平对置发动机具有扭力大震动小的特点，现金很多活塞式发动机的固定翼飞机和直升机在使用这种形式的发动机。西锐SR20飞机和罗宾逊R22直升机是常见的空中游览机型，均使用水平对置活塞发动机，经济可靠。喷气式发动机系列涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机是使用燃气爆燃膨胀后，直接向后喷出做功的一种发动机。涡轮喷气发动机示意图，涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，其历史也很悠久。1937年，世界上第一个涡轮喷气发动机就开始运行了。涡喷发动机启动时需要先将发动机转子旋转到可运行转速，涡喷发动机由前部压气机进行空气压缩，压缩空气在燃烧室与然后回合点燃，燃气向后喷出的同时推动涡轮旋转，涡轮靠转轴与前部的压气机连接，周而复始即可连续运转。涡喷发动机连续运转的状态1970年，通用电气的J85-GE-17A涡喷发动机能达到3倍音速的米格25战斗机也是用的是涡喷发动机涡喷发动机连续运转的状态很容易就能发现，涡扇发动机和涡喷发动机两者之间的区别。涡喷只有一个空气通道，专业上叫做“涵道”，而涡扇发动机却有两个空气通道。也就是说，涡喷发动机是单涵道发动机，而涡扇是双涵道发动机。&涡扇发动机分为内涵道和外涵道，内涵道原理与单纯的涡喷发动机无异，称为核心机。核心机驱动前方一个大风扇，推动气流向后，再加上外部整流罩行程外涵道。发动机在运转时，外涵道与内涵道空气流量的比值叫做涵道比。规律是，涵道比越大越省油，经济性越好，高涵道比的发动机在亚音速时有非常好的能效，所以它广泛地运用于客机、运输机等。客机和公务机普遍使用大涵道比涡扇发动机战斗机使用的低涵道比涡扇发动机，节省燃油的同时还能在高速下提供更多动力高涵道比的发动机，主要推力不是来自于向后喷出的高温燃气，而是来自于外涵道高速向后喷出的空气现代战斗机也大多采用涡扇发动机，只是，为了追求高空的超音速性能，使用低涵道比的发动机。涡轮螺旋桨发动机涡桨发动机工作原理示意图涡轮螺旋桨喷气发动机，简称涡桨发动机。涡桨发动机的本质类似于涡喷发动机接上一个减速器，并带动外部的螺旋桨。涡桨发动机通常用在小型或低速的亚音速飞机上。国产新舟60支线客机，使用涡桨发动机国产世界最大水上飞机，蛟龙600同样使用涡桨发动机图-95轰炸机的涡桨发动机同轴反转螺旋桨示意图战斗民族的战略轰炸机图-95使用涡桨动力，双层对转螺旋桨，把涡扇发动机飞机的速度推到了925公里的高亚音速，是个比较极端的例子，也是目前噪音最大的轰炸机。大多数涡桨发动机飞机速度在800公里以下。桨扇发动机涡桨发动机的燃油效率通常高于涡扇发动机，但它也不是尽善尽美，原因之一是，涡桨发动机上多了一个减速器，也就是变速齿轮。变速齿轮的存在一是增加了发动机重量，二是多少会带来一些功率上的损耗。为此，一种不需要变速齿轮的发动机应运而生，它就是桨扇发动机。也可以把桨扇发动机理解为没有外涵道的涡扇发动机。桨扇发动机加双螺旋桨对转就变成这个样子，由于桨扇发动机的螺旋桨与发动机同速，因此桨扇的螺旋桨转速比涡桨发动机高得多，带来更大动力，更高燃油经济性的同时，也因为转速的大幅增长桨扇发动机的噪音也十分可怕，一般不会用在需要舒适安静的客机上，目前基本上只有军用运输机在使用。桨扇发动机的螺旋桨直接装在发动机中心的主轴上。因此螺旋桨转速与发动机转速相同，噪音也十分巨大。桨扇发动机也有螺旋桨在后边的。桨扇发动机也有螺旋桨在后边的。涡轮轴发动机涡轮轴发动机顾名思义就是使用轴来传输动力。这种发动机一般适用于并不需要直接提供空气推力的航空器，比如直升机。直升机的传动原理其实非常复杂，但这个简单的原理图更容易理解涡轮轴发动机的使用方式。直升机的涡轮轴发动机就是将发动机的功率，通过传动& 轴输送给主旋翼，再由主旋翼转动提供升力，因此这与一般活塞式发动机的输出类似，有很多坦克和军舰也使用涡轮轴发动机，比起一般的柴油机和汽油机，涡轮轴发动机重量更轻而功率更大，是非常不错的动力源。阿帕奇直升机机身背部的两个方筒就是它的两台涡轮轴发动机。冲压发动机（a）涡喷发动机（b）冲压发动机，可以看到冲压发动机省去了一系列的压气机和涡轮结构，变得更加轻巧，但只有高速下可以正常运转。冲压发动机从工作原理来说和涡喷发动机的一样的，但实际上由于省去了所有涡轮结构，冲压发动机又不能归入燃气涡轮发动机的范畴。冲压发动机去掉了前部的一连串压气机结构。因为，飞行器飞得越快，迎面而来的空气就越快，当达到高超音速时，空气自然被压入进气道，并形成高气压。高压空气进入燃烧室，混入燃油，剧烈燃烧并向后高速喷出以得到动力，与涡喷发动机原理无异。需要说明的是：冲压发动机只有在非常高的速度下才可以运行。目前投入使用的最快的飞机SR-71黑鸟高空高速侦察机目前成功使用的例子是美国的超高音速侦察机SR-71“黑鸟”，黑鸟可以达到3倍音速，在3倍音速的状态下，它的发动机内部结构可以通过调整结构，改变为冲压发动机模式运行。现代工业皇冠上的明珠航空发动机和地面燃气轮机被誉为现代工业的“皇冠”, 是国家综合实力的重要标志之一。提高航空发动机的性能就必须提升其关键部件——涡轮叶片的性能。涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位而被列为第一关键件，并被誉为“皇冠上的明珠”。 涡轮叶片也称动叶片，是涡轮发动机中工作条件最恶劣的部件，又是最重要的转动部件。先进航空发动机的燃气进口温度达1380℃，推力达226KN。涡轮叶片承受气动力和离心力的作用，叶片部分承受拉应力大约140MPa；叶根部分承受平均应力为280~560MPa，相应的叶身承受温度为650~980℃，叶根部分约为760℃。未来发动机叶片的铸造工艺直接决定了发动机的性能 ,也是一个国家航空工业水平的显著标志。&除了高温条件,热端叶片的工作环境还处在高压、高负荷、高震动、高腐蚀的极端状态, 因而要求叶片具有极高的综合性能,这就需要叶片采用特殊的合金材料(高温合金)，利用特殊的制造工艺(精密铸造加定向凝固)制成特殊的基体组织(单晶组织), 才能最大可能地满足需要。复杂单晶空心涡轮叶片已经成为当前高推重比发动机的核心技术,正是先进单晶合金材料的研究使用和双层壁超气冷单晶叶片制造技术的出现, 使单晶制备技术在当今最先进的军用和商用航空发动机发挥关键作用。目前, 单晶叶片不仅早已安装在所有先进航空发动机上，也越来也多地用在了重型燃气轮机上。涡轮叶片制造技术涡轮叶片的发展经历了细晶强化、定向凝固和铸造单晶三个阶段。半个多世纪以来，涡轮叶片的承温能力从上世纪 40 年代的 750℃提高到了 90 年代的 1500℃左右再到目前的2000℃左右。而镍基高温合金单晶叶片与定向凝固叶片相比可提高工作温度 25℃~50℃，而每提高 25℃从工作效率的角度来说就相当于提高叶片工作寿命 3 倍之多。应该说，这一巨大成就是叶片合金、铸造工艺、叶片设计和加工以及表面涂层各方面共同发展所做出的共同贡献。&&现代航空发动机涡轮前温度大大提升，F119 发动机涡轮前温度高达 K，传统工艺铸造的涡轮叶片根本无法承受如此高的温度，甚至会被熔化，无法有效地工作。单晶涡轮叶片成功解决了推重比 10 一级发动机涡轮叶片耐高温的问题，单晶涡轮叶片优异的耐高温性能主要取决于整个叶片只有一个晶体，从而消除了等轴晶和定向结晶叶片多晶体结构造成晶界间在高温性能方面的缺陷。单晶叶片的凝固缺陷单晶涡轮叶片是目前航空发动机所有零件中制造工序最多、周期最长、合格率最低、国外封锁和垄断最为严格的发动机零件。制造单晶涡轮叶片的工序包括压芯、修芯、型芯烧结、型芯检验、型芯与外型模具的匹配、蜡模压注、蜡模X 光检验、蜡模壁厚检测、蜡模修整、蜡模组合、引晶系统系统及浇冒口组合、涂料撤砂、壳型干燥、壳型脱蜡、壳型焙烧、叶片浇注、单晶凝固、清壳吹砂、初检、荧光检查、脱芯、打磨、弦宽测量、叶片X 光检查、X 光底片检查、型面检查、精修叶片、叶片壁厚检测、终检等制造环节。除此之外，还必须完成涡轮叶片精铸模具设计和制造工作。隶属于联合发动机公司（UEC）的“乌法发动机工业协会（JSC）”，这里正在制造航空发动机的涡轮叶片。这里正在加工瓷土，将瓷土打碎，制作涡轮叶片的内芯。&这是加工前的瓷土。工人正在将塑形后的瓷土模型逐个检查修形，这些做好的瓷土模型将首先烧结成熔融石英陶瓷芯。涡轮喷气式发动机需要中空的涡轮叶片，只有高质量的陶瓷芯是失蜡法铸造的最好内芯材料，它能够在浇铸金属时依然能够保持稳定，在铸件冷却后有能通过化学工艺轻易溶解，在叶片中留下所需要的空气通道。这是等待进行加工的瓷土模型，在外部包裹蜂蜡进行失蜡法铸造，才能得到涡轮叶片。瓷土模型可以制作成横截面非常小，而且在加工过程中变形小。&在这里工作的都是女性，细心而有耐心的女性才能胜任这里单调乏味，又特别需要认真负责态度的工作。这些瓷土模型其实就是叶片中的空气通道，在发动机运转时，有空气在其中通过，从而冷却涡轮叶片保持工作稳定。工人正在准备浇铸接口。&这些接口将安装二到四个叶片，这样浇铸熔融金属时可以提高效率。工人正在给陶瓷芯包裹蜂蜡，蜂蜡的作用是在铸造范摸中形成空腔。工人正在将蜂蜡叶片安装到浇铸接口上。已经包裹了陶瓷芯的蜂蜡叶片。粗壮的结构都是浇铸时的金属流道，叶片其实非常细小。将叶片进行最后加工，这样熔融金属就可以将空腔充满，不会造成铸造砂眼。加工好的铸造模型。这里有很多类似的模型，生产不同规格的涡轮叶片。&下一步是将这些铸造模型包裹瓷土，制作陶范。工人将铸造模型安装的一个旋转机械上。用机械手在陶土液中旋转，使其均匀包裹住模型的任何部位。这样才能算合格。之后加入特殊风箱中，在外表喷淋瓷土，形成厚实的外壳。操作机械的工人。等待进行加工的铸造模型。这是包裹陶土后的铸造模型。这里进行风干。&精密铸造车间。铸造模型在这里进行浇铸。首先要进行加温，将铸造模型外部包裹的瓷土烧成陶瓷范模。同时，将内部的蜂蜡排出，形成铸造空腔。工人取出铸造范模。然后这些范模将浇铸特殊合金溶液。每种范模都要一种特别的熔炉进行加工。这是一种大型部件的范模生产。温度非常高。最后，生产出的叶片还需要进行X光探伤。每个叶片都要进行多角度探伤，防止出现任何瑕疵。X光照片，可以看出叶片内部的空腔。工人正在对X光照片进行检查。整个涡轮叶片生产工艺非常繁复，完全超越了珠宝制造工业，而这仅仅是“工业皇冠上的钻石”――航空发动机制造的一小部分。-End-??来源：飞哪儿网、航空知识、航空制造网、直观学机械等&
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D-18A 涡轮风扇发动机外形 牌 号 D-18A 结构形式 双转子 推力范围 1765daN 现 状 研制中 装机对象 研制情况 D-18A 是波兰航空研究所研制的一种全新双转子涡轮风扇发动 机，1992 年4 月16 日首次试车。 K-15 涡喷发动机外形 牌 号 K-15 结构形式 单转子 推力范围 1470daN 现 状 生产 装机对象 波兰1-22 串列双座教练机、侦察机和对地攻击机。 研制情况 K-15 是波兰航空研究所研制的单转子涡轮喷气发动机。计划于 1988 年中公布，目前正由波兰热舒夫工厂生产。 SO-1/SO-3 牌 号 SO-1/SO-3 结构形式 单转子 推力范围 980～1080daN UnRegistered 现 状 停产 产 量 SO-1 共生产30 台，SO-3 共生产580 台 装机对象 SO-1 TS-11 教练机。 SO-3B TS-11 教练机。 SO-3W22 I-22 教练机、侦察机和对地攻击机。 研制情况 SO-1 单转子涡轮喷气发动机是波兰航空研究所设计的，由波兰 热舒夫工厂生产。保证翻修寿命为200h。SO-3 是由SO-1 改进而来， 适用于热天气候工作，对压气机、燃烧室和涡轮作了少量修改，外廓 尺寸不变。翻修寿命400h。燃油喷嘴和火焰筒经修改后出口温度场 更均匀。 TWD-10B 涡桨发动机外形 牌 号 TWD-10B 结构形式 自由涡轮式单转子 推力范围 754kW 现 状 生产 装机对象 安-28 短距起落轻型运输机。 研制情况 TWD-10B 涡桨发动机是波兰热舒夫工厂按前苏联鄂木斯克/格 鲁申柯夫设计局设计的Т В Д -10Б 涡桨发动机的许可证制造的。翻 修寿命1000h。UnRegistered PZL-10W涡轮轴发动机结构 牌 号 PZL-10W 结构形式 自由涡轮式单转子 功率范围 662kW 现 状 生产 装机对象 波兰希维德尼克厂“鹰”直升机。 研制情况 PZL-10W 是波兰热舒夫工厂研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发 动机，它是由TWD-10B 涡轮螺旋桨发动机发展而来的，具有相同的 燃气发生器。 GTD-350 涡轮轴发动机外形 牌 号 GTD-350 结构形式 自由涡轮式单转子 功率范围 298～331kW 现 状 生产 装机对象 米-2 直升机。 研制情况 GTD-350 是前苏联依索托夫设计局设计的自由涡轮式涡轮轴发 动机，但仅在波兰生产。热舒夫工厂还研制了一个功率为331kW 的 改型GTD-350P。GTD-350 的总寿命为4000h。 PД -33 涡轮风扇发动机 牌 号 PД -33 UnRegistered 结构形式 双转子加力式 推力范围 加力8140daN、中间4913daN。 现 状 生产 装机对象 米格-29 前线歼击机。 研制情况 PД -33 发动机由克里莫夫设计局研制，由位于莫斯科的契尔 尼舍夫工厂(又称红十月工厂)生产。 此发动机已随米格-29 飞机出口到20 余个国家。虽然该发动机在 印度的使用情况欠佳，但据俄方的介绍，该机的稳定性优良，可在飞 行包线内的任一点空中再起动和接通加力，并且设有俄国多数发动机 都有的补氧系统。 该机的一个突出特点是，根据前苏联歼击机比较强调高空、高速 性能的需求，高度、速度特性突出。主要措施是，高M 数飞行时， 允许其涡轮温度比地面增高150℃。 该机采用单元体结构，共11 个单元体。 TB2-117TG 涡轴发动机结构 牌 号 TB2-117 结构形式 自由涡轮式单转子 功率范围 1118kW 产 量 截至1993 年底大约已生产31021 台，预计到1999 年将再生产91 台。 价 格 生产 装机对象 TB2-117A 米-8 双发运输直升机和米-24A 双发攻击直 升机。 UnRegistered TB2-117TG 米-38 直升机。 研制情况 TB2-117A 是前苏联克里莫夫-伊索托夫设计局(现名俄罗斯 克里莫夫公司)研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机。该发动机于 1962 年9 月17 日装在米-8 第二架原型机上试飞。TB2-117A 发动机 除了在前苏联范围内使用外，还出口其他国家，如阿富汗、阿尔及利 亚、安哥拉、孟加拉、芬兰、前东德、匈牙利、印度、伊拉克、朝鲜、 老挝、利比亚、马达加斯加、巴基斯坦、秘鲁、波兰、罗马尼亚、苏 丹、叙利亚、越南、也门和前南斯拉夫等国。 TB2-117 发动机的设计留有余地，寿命长，并在寿命期内无故障， 因此，在相同功率级的发动机中比某些西方国家的发动机的尺寸和重 量都稍大些。 TB2-117A 为米-8 的动力装置，两台TB2-117A 发动机通过BP-8A 齿轮箱并车。使用一个旋翼转速自动保持控制系统使旋翼转速与两台 发动机的功率相协调。该系统与每台燃气发生器的控制系统分开，通 过改变发动机功率的方法能自动将旋翼转速保持在需要的范围内，使 两台发动机很好地同步工作，并且在一台发动机发生故障时，能自动 增加另一台发动机的功率输出。 TB2-117TG 将被选作米-38 直升机的过渡型发动机，该发动机目 前正在寻求国外的合作生产厂家。TB2-117TG 可使用多种燃料，如汽 油、轻质汽油、柴油、液化天然气、丙烷或丁烷气体。 TB3-117 涡轮轴发动机结构 牌 号 TB3-117 结构形式 自由涡轮式单转子 UnRegistered 功率范围 kW 现 状 生产 装机对象 TB3-117Б К 卡-27 和卡-28。 TB3-117MT 米-8T/TБ /TБ К 、米-14、米-17 和米-24。 TB3-117B 卡-27、卡-29 和卡-32。 TB3-117BK 卡-50。 TB3-117BM 米-17-1BA、米-25、米-28 和米-35。 研制情况 TB3-117 是由前苏联伊索托夫设计局(现俄国克里莫夫公司) 在70 年代由TB2-117A 发展起来的第二代涡轮轴发动机。1974 年开 始地面台架试验，1976 年首次飞行，1978 年开始批生产，批量很大。 TB7-117 涡轮螺旋桨发动机结构 牌 号 TB7-117 结构形式 自由涡轮式单转子功率范围 kW 现 状 生产 装机对象 TB7-117C 伊尔114。 TB7-117И Raketa 22。 TB7-117B 米-38。 研制情况 TB7-117 发动机是前苏联伊索托夫设计局(现俄国克里莫夫 公司)研制的第三代涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机，采用共用核心。此核 心可作为各种喷气发动机和涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机的基础。最初 的涡桨型装在伊尔-76 和伊尔-114 原型机上试飞，驱动SV-34 型6 叶 UnRegistered 复合材料螺旋桨。1992 年8 月定型后投入批生产。首翻期800h，估 计总寿命1600h。 主要改型有： TB7-117C 涡桨型，与波兰合作生产。 TB7-117И 涡桨型。 TB7-117B 涡轴型。 П C-90A 涡轮风扇发动机 牌 号 П C-90A,Д -90A 结构形式 双转子 现 状 生产 产 量 截至1992 年大约生产100 台，其中大约20 台用于发动机 调试。 价 格 约50 万美元(1992 年俄罗斯国内市场折合报价，国际市场 价格不详)。 装机对象 П C-90A 伊尔-96-300 和图-204。 研制情况 П C-90A 是由前苏联索洛维也夫设计局(现为俄罗斯彼尔姆 航空发动机科研生产联合体)研制和生产的大涵道比涡轮风扇发动 机。1979 年开始研制时，П C-90 发动机的推力为13440daN。1983 年，前苏联政府改变计划，将推力指标改为15696daN，即П C-90A(又 称Д -90A，英译名D-90A)。该发动机于1984 年开始地面试车，1987 年进行飞行试验，1991 年通过国家试车，1992 年3 月获适航证。比 预定进度后延。截至1993 年初，已积累运转20000h 以上。1993 年 上半年在伊尔-96-300 飞机上投入定期航线。П C-90A 在通过国家试 UnRegistered 车前作过一次较大的修改。主要是原来的发动机附件及管路安排无 序，不利于维修，更改目的是改善可靠性和维修性。П C-90A 发动机 在设计中采用了很多成熟的军用发动机技术，其特点是：大涵道比， 11 个单元体结构，采用数字式电子控制并有机械液压备份，耗油率 较低，注重了可靠性和维修性设计。装П C-90A 的伊尔-96-300 于1988 年9 月28 日首飞，发动机用降功率(13240daN)工作，装П C-90A 的 图-204 于1989 年1 月2 日首飞发动机用全功率工作。 П C-90A 是目前俄罗斯唯一仍在型号名称中表示总设计师姓名(索洛维也夫)的发动机。 据报道，1994 年彼尔姆航空发动机科研生产联合体与美国P&WA 公司合作改进П C-90A 的设计，其代号为П C-90П 。P&WA 公司准备 投资1.2～1.5 亿美元，改进设计的细节主要有：重新设计风扇叶片及 出口导流叶片；低压压气机由2 级改为4 级并采用新的转子叶片，从 而提高效率和稳定性；同时改进低压涡轮叶片及轴。可望1995 年底 完成试验，1996 年底取得适航证，用于经俄罗斯政府批准并予以经 费支持的新型运输机图-330。 该公司还准备利用П C-90A 发动机的燃气发生器作通用部件发 展1daN 推力的发动机系列： П C-90A-76 用于伊尔-76MФ 换发动机，推力为13734daN，流 量降为451kg/s，涡轮进口温度降低使用。 П C-90A-154 用于图-154M 飞机，保持15696daN 起飞推力， 噪声和排气污染将符合国际民航组织的要求。 П C-90A-12 推力为11772daN，是推力最小的型号，其空气流 量降为369kg/s，取消增压级，同时减少一级低压涡轮，总压比降至 21.4。 UnRegistered П C-90A-M 保持起飞推力15696daN 不变发动机减重5%，降 低耗油率2.2%，改善可靠性和使用寿命。 Д -100 是П C-90A 的发展型，起飞推力为18639daN，总流量 增到717kg/s，风扇直径加大到1235mm，采用宽弦风扇叶片，低压 涡轮增至6 级，以上发展型计划目前尚无具体的研制进度。 Д -30KY 涡轮风扇发动机 牌 号 Д -30K 结构形式 双转子 推力范围 1daN 现 状 生产 装机对象 Д -30KY 伊尔-62M。 Д -30KYⅡ 图-154M。 Д -30KП 伊尔-76。 Д -30KП Ф A-40“信天翁”。 研制情况 Д -30K 是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发动 机科研生产联合体)在Д -30 的基础上改型研制的前苏联第一种大涵 道比涡轮风扇发动机。尽管其编号与Д -30 相近，但要大得多，两者 之间没有多少通用零件。 基本型Д -30KY 于1974 年取代HK-8-4 用于伊尔-62M 旅客机。 Д -30KYⅡ降额到10400daN，可保持到ISA+15℃。Д -30KП 推力为 11770daN，可保持到ISA+15℃。1980 年KП 型被KП Ⅱ型取代，但 后者推力可保持到ISA+23℃。Д -30KП Ф 用于别里耶夫设计局设计 UnRegistered 的A-40“信天翁”反潜、侦察和布雷机。 Д -30 涡轮风扇发动机结构牌 号 Д -30 结构形式 双转子 推力范围 6668daN 现 状 生产 装机对象 Д -30 图-134。 Д -30Ⅱ 图-134A。 图-134A-3。 研制情况 Д -30 是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发动 机科研生产联合体)研制的一种双转子涡轮风扇发动机，自1966 年起 用于图-134 双发旅客机。 该发动机是在Д -20П 的基础上发展而来的，核心机和机匣的大 部分零件相似，只是增加了1 级跨音速风扇和2 级低压压气机，增大 了增压比和流量，因而提高了推力和耗油率。 1972 年以后，带反推力装置的Д -30Ⅱ发动机用于图-134A。1982 年以后，Д -30Ⅲ用于图-134A-3。该改型增加了低压零级压气机，以 降低的涡轮进口温度达到原来的推力并能保持到ISA+25℃。 1972 年翻修寿命2500h，总寿命7500h。 Д -20П 牌 号 Д -20П UnRegistered 结构形式 双转子 推力范围 5296daN 现 状 停产 装机对象 双发旅客机图C124。 研制情况 Д -20П 是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发 动机科研生产联合体)研制的双转子涡轮风扇发动机。研制工作于 1955 年开始，在研制中进行了长时间的试验。1960 年投入批生产。 1962 年，装在前苏联第一架以涡扇发动机作动力的旅客机图-124 上 投入航线使用。Д -20П 在设计上是保守的，其设计目标是要达到最 佳的经济性和可靠性，可工作的环境温度范围从-40℃到40℃。 TB-O-100 牌 号 TB-O-100 结构形式 自由涡轮式单转子 功率范围 537kW 现 状 生产 装机对象 卡-16。 研制情况 TB-O-100 是由莫斯科“联盟”科研生产联合体总设计师戈 巴琴柯设计的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，由鄂木斯克“火星” 航空发动机设计局生产。该设计局有可能以该型号为基础与罗马尼亚 联合发展一种619kW 的改型，总增压比和涡轮进口温度分别提高到10.2 和1077℃。另一种530kW的降功率型是卡-118 的备选发动机， 此外，尚有一种TBД -100 涡桨型方案，用于C-86 和T610。中央航 UnRegistered 空发动机研究院正在试验一种回热器，装上后该发动机耗油率可降低 15～20%。 TBД-20 牌 号 TBД -20 结构形式 自由涡轮式单转子 功率范围 1029kW 现 状 生产 装机对象 安C3 和T-101V。 研制情况 TBД -20 是前苏联格鲁申柯夫设计局(现俄国鄂木斯克“火 星”航空发动机设计局)研制的自由涡轮式涡轮螺旋桨发动机，其核 心机是TBД -10Б 的改型，增加零级压气机和第2 级自由涡轮。 TRI60 涡轮喷气发动机结构 牌 号 TRI 60 结构形式 单转子 推力范围 350～440daN 现 状 生产 产 量 截至1993 年底已生产2543 台，预计1994 年至 2002 年将再生产355 台。 价 格 8.0～9.5 万美元(1993 年) 装机对象 TRI60-1-067 “海鹰”反舰艇导弹。 TRI60-2-071 C.22 遥控飞行器、靶机。 UnRegistered TRI60-2-074 MQM-107A/B 导弹/靶机。 TRI60-2-077 RBS15M 反舰艇导弹。 TRI60-2-080 PTA 靶机。 TRI60-2-088 NV-144/NV-151 靶机。 TRI60-2-089 RBS15F/ASM15 导弹。 TRI60-3-097 BQM-126 靶机。 研制情况 TRI60 是为70 年代中期生产的小型飞机、无人靶机和导弹设计 的小型涡轮喷气发动机，1974 年6 月第一台验证机开始台架试验， 1976 年选用于C.22。 TRI60 的研制费用由法国政府提供。它的设计偏重于费用最低和 无需维修。它是微型涡轮发动机公司第一种采用轴流压气机与环形燃 烧室的发动机。TRI60 的结构简单，燃烧室冒烟很少，起动方式随用 途不同而异。其设计寿命为20 多小时。 TRI60-1-067 早期型。采用了液压气动式燃油控制系统。 TRI60-2-071 是TRI60-1 的改型。采用连续控制的电子控制系 统。油门完全可调。TRI60-2-074 结构类似于-071，但装有由燃气发生器轴直接驱动 的1.5kVA 的交流发电机。 TRI60-2-077 其性能类似-071 型。 TRI60-3 其尺寸类似-2 型。 TRI60-20 是微型涡轮发动机公司不加力涡轮喷气发动机计划 中推力最大的发动机，增加了1 级压气机。 TRI60-30 用途不明。 UnRegistered 拉扎克 (Larzac) 牌 号 拉扎克 结构形式 双转子 推力范围 daN 现 状 生产 产 量 截至1986 年底估计共生产1344 台，包括埃及生产的99 台和比利时生产的88 台，目前尚有 850～950 台在使用或存储中 价 格 59 万美元(1986 年) 装机对象 达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”。 04-H20 印度的新型单发教练机HJT36 04-R20 俄罗斯MiG-AT 飞机 研制情况 拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司 (SNECMA)联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机， 开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后来主要用于军用教练/ 攻击机。研制工作于1968 年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机 和附件传动齿轮箱，SNECMA 公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系 统。1969 年5 月，拉扎克01 首次试车。1972 年5 月，标准生产型拉 扎克05 首次试车，1975 年5 月定型。在定型前共积累10000h 试车， 包括高空模拟试验和飞行试验。 投入批生产的拉扎克系列主要有：拉扎克04。 1993 年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克 04R20 发动机，用于双发教练机米格-AT。米格-AT 可能于1995 年首 飞。 UnRegistered Snecma Moteurs 公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗 斯发动机制造商Klimov 组成团队，提高Larzac 发动机的推力到1504 dN，同时也与俄罗斯的EGA 公司合作开发一个全新的数字控制系统， 并安装在改进后的Larzac 发动机上。最近 Larzac 04-H20 型发动机 已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36 提 供动力。发动机在2001 年初期已开始试装，于2002 年6 月第一台发 动机交付，同年年底利用原型完成首飞。此项目预计将生产200 台 Larzac 发动机。俄罗斯飞机制造商MiG 已选择04-R20 型发动机为 MiG-AT 飞机提供动力。预计在2002 年下半年完成俄罗斯取证。TRS18 牌 号 TRS18 结构形式 单转子 推力范围 113～150daN 现 状 批生产 产 量 截至1993 年初已生产623 台，预计到2002 年将再生产 365 台 价 格 TRS18-075，4.3 万美元；TRS18-1-201，4.4～4.6 万美元 (1993 年) 装机对象 TRS18-075 ASAT/“小隼”。 TRS18-076 “奎宿九星”(早期型)。 “奎宿九星”200。 TJA24-1 ASAT/“小隼”。 TRS18-1-201 “奎宿九星”(晚期型)。 研制情况 UnRegistered TRS18 是微型涡轮发动机公司设计的轻重量涡轮喷气发动机系 列，用于轻型飞机、遥控飞行器、靶机和导弹。早期生产型TRS18-046 于1976 年5 月获得美国FAA 型号合格证，1982 年又获得法国民航 总局型号合格证。TRS18 发动机结构设计简单，采用单元体结构。前 单元体包括进气口、齿轮箱、电子控制和防护装置；涡轮单元体包括 离心压气机、涡轮转子和涡轮导向器；后单元体包括涡轮机匣后板(装 有火焰筒、排气锥和喷管)、回流环形燃烧室、喷嘴、点火器和带热 电偶的排气管。由于其起动和工作过程控制是完全自动的，而且可在 飞行中再起动，TRS18 特别适于轻型飞机。 TRS18 的第一个用途是美国比德公司的BD-5J 私人飞机，但由 于耗油率高和燃油成本上升，没有形成市场。后来，微型发动机公司 自己发展了分别装一台和两台TRS18-046-1 发动机的“微型喷气”90 和“微型喷气”200。前者是当时最小的单座喷气飞机；后者可为第 三世界国家用作教练机，1979 年在巴黎航展上展出，但未获得订货。 其他用该发动机的单发和双发有人驾驶飞机还有：卡普隆公司A21SJ 双座动力滑翔机、“钻石”动力滑翔机、卡普隆公司的C22J 教练机和 VariViggen 体育运动机。但这些飞机都是按订货生产，批量不大。在 遥控飞行器和靶机方面主要有Meteor 公司的“奎宿九星”系列亚音 速多用途遥控飞行器/靶机系列和ASAT/“小隼”亚音速变速靶机。 TRS18-046/046-1 早期生产型，用于几种单发和双发体育运动 原型机和一些研究机。 TRS18-075 TRS18-046 的推力增大型。 TRS18-076-1 TRS18-075 的一种改型。 TRS18-1 TRS18-1 系列包括018、083/202、201 和214 等型别。翻修寿命为600h。 UnRegistered 201 型用空气起动系统。TRS18-1 于1988 年获得美国联邦航空局合格证。TRS18-2 TRS18-1 的推力增大型。压气机的流量和压 比均有增加，可能采用定向凝固或单晶的涡轮叶片。1983 年9 月19 日首台验证机运转。 TJA24-1 由TRS18-075 发展而来，在保持尺寸不变 的条件下推力增大34daN。 TRB13 TRS18 的新发展改型，尚处于设计阶段， 推力范围58～81daN。 TRB18 TRS18 的另一种新改型，仍在研制中。 M53-P2 涡轮风扇发动机结构 牌 号 M53 结构形式 单转子加力式 推力范围 加力：daN；中间：daN 现 状 生产 产 量 截至1995 年初已生产860 台，预计从1995 年到 1999 年将再生产190 台 价 格 M53-P2，335～365 万美元(1995 年) 装机对象 M53-2 “幻影”2000 原型机。 M53-5 “幻影”4000 原型机。 M53-P2 “幻影”2000。 M53-PX2 “幻影”2000。 研制情况 为了研制一种适合80 年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发 UnRegistered 动机，SNECMA 公司于1967 年开始M53 的设计。1970 年2 月M53 首次试验，1973 年7 月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次 试飞，1974 年12 月又装在“幻影”F1 空中试车台上首次超音速飞行， 马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978 年3 月在“幻影” 2000 上首飞，1978 年末在“超幻影”4000 上首飞。1976 年8 月M53 完成军方定型试验，1979 年末开始生产。M53 的设计目标是：适合 高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速 巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001 年 12 月31 日，M53 发动机共有617 台在世界各地服役，总累积超过93 万飞行小时。 M53 服役计划将超过2025 年。 M53 采用了阿塔发动机、TF106 与TF306 发动机的研制技术与 经验。与阿塔9K50 发动机相比，在直径相同情况下，M53 的推力提 高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩短约1 米。 M53 的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这 种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53 采用 了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12 个单元体。 M53 的研制费用约1 亿多美元。 M53-2 早期的原型机。 M53-5 在M53-2 基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外 廓尺寸、重量和设计参数与M53-2 基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。 M53-P2 M53 的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压 压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与 对流冷却。-P2 于1981 年6 月首次台架试验，1985 年1 月开始生产。 UnRegistered M53-PX3 型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术 改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。 M53-PX3 型发动机将使幻影2000 战斗机保持尖端性能。 M88 加力式涡轮风扇发动机 牌 号 M88 结构形式 双转子加力式 推力范围 加力：daN 现 状 生产 产 量 截至1995 年初已制造21 台原型机供试验用，预计到2004 年将再生产222 台 价 格 M88-2，估计为465～495 万美元(1993 年) 装机对象 M88-1 “阵风”A。 M88-2 “阵风”D(早期型)。 M88-3 “阵风”D(晚期型)，“阵风”M。 CFM88 行政机和支线飞机。 研制情况 M88 是为满足90 年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力 式涡扇发动机。其方案研究工作始于70 年代末。 年第1 阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987 年第2 阶段核心 机试验时达到1577℃。M88-2 的全面研制工作于1986 年2 月开始， 并于1989 年3 月开始地面台架试车。1990 年2 月，在“阵风”D 上 与一台F404 混装进行飞行试验，1992 年第三季度完成生产型发动机 定型试验。计划于1996 年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500 地面试验小时和4000 飞行试验小时，研制费用为16 亿美元。按照飞 UnRegistered 机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到 高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气 动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料 (PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式 电子控制系统。与阿塔9K50 相比，M88-2 长度短40%，重量轻45%， 推重比高88%。初始故障间隔时间100～150h。 M88-1 结构与早期M88 MK1 相同，推重比从9.5 提高到10.0。 改进的主要方面是：提高涡轮进口温度，改进风扇和压气机气动设计， 风扇压比从3.5 提高到4.0。 M88-2 标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末 冶金盘，在降低电磁和红外线信号方面也取得了一定进展。1997 年 开始研制M88-2 的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油率和提 高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001 年底取得 了法国DGA 国防部采购代办的认证，到2004 年所有在法国服役的M88 发动机都将换装-2E4 M88-3 考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～ 9341daN。采用一种新的3 级风扇。预计 年可供使用。 M88-4 拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围 daN。采用全新的风扇、低压涡轮和加力燃烧室。 M88-2S/M88-3S 分别是M88-2 和M88-3 的不加力型，推力为 4893daN 和6227daN。预计本世纪末可供使用。 CFM88 在M88 核心机基础上加上某个CFM56 的部件(可能是 风扇)的民用改型，计划用于90～122 座的支线飞机。 UnRegistered 阿塔9C/9K50 (Atar 9C/9K50) 牌 号 阿塔9C/9K50 结构形式 单转子加力式 推力范围 加力：daN 现 状 停产 产 量 截至1986 年底共生产了各型阿塔发动机大约5220 台，包 括其他国家专利生产的 320～330 台，现在还有 台各种型号的发动机 在使用或存储中。 价 格 阿塔-9K50，235 万美元(1988 年) 装机对象 法国达索公司“幻影”Ⅲ、“幻影”5、“幻影”50、“幻影” ⅢNG、“幻影”F1/F1B 和“超军旗”战斗机。 研制情况 阿塔系列发动机是法国SNECMA 公司研制的涡喷发动机。阿塔 系列发动机从1945 年开始设计，通过对发动机的不断改进，有很多 改型，是法国早期的主力军用涡喷发动机。1945 年10 月SNECMA 用德国BMW 003 发动机为原准机设计阿塔101V，以后又改进成了 101A、101B1、101C、101D1、101F 等。1956 年开始设计阿塔8。阿 塔9C 从9B 发展而来，于1960 年开始生产。阿塔9K 是为装超音速 轰炸机“幻影”Ⅳ而研制的，1961 年4 月15 日首次试车，9K50 于 1969 年装在“幻影”F1-03 架原型机上首次试飞。 UnRegistered 阿斯泰方 (Astafan) 牌 号 阿斯泰方 结构形式 齿轮传动单转子 推力范围 686～1273(喷水)daN 现 状 停产 产 量 到1985 年生产了311 台 价 格 15.5 万美元(1979 年) 装机对象 法国双发“指挥官”运输机，“空中指挥官”联络机，双 发教练机富加90。 研制情况阿斯泰方是法国透博梅卡公司研制的一种齿轮传动和弯距风扇 的小推力涡轮风扇发动机。1969 年夏季第一次试车。1971 年4 月8 日装在“指挥官”运输机上首次试飞。改型阿斯泰方4F6 装在“空中 指挥官”690 联络机上，于1976 年1 月24 日首次试飞。阿斯泰方是 由涡轮螺桨发动机阿斯泰阻发展出来的，它以阿斯泰阻作为核心机， 加上单级可调风扇和恒速调节器。 主要改型有阿斯泰方2、2G、3、4、4G。 阿比宗 (Arbison) 牌 号 阿比宗 结构形式 单转子 推力范围 356～423daN 现 状 批生产 UnRegistered 产 量 截至1993 年初共生产了1038 台。预计到2002 年将再生 产702 台 价 格 阿比宗ⅢB 和ⅢD，14～16 万美元(1993 年) 装机对象 阿比宗Ⅲ OTOMAT MK1 反舰巡航导弹(早期型)。 ⅢB OTOMAT MK1 反舰巡航导弹(晚期型)。 OTOMAT MK2 反舰巡航导弹。 ⅢD MILAS 反潜巡航导弹。 研制情况 阿比宗Ⅲ是法国透博梅卡公司从它的透默ⅢC 涡轴发动机改型 而来的单转子涡轮喷气发动机。研制计划于1970 年宣布，当时编号 为TR281。1975 年装在巡航导弹上首次飞行。阿比宗的主要用途是 OTOMAT MK1 和MK2 多用途远程反舰导弹，射程为6～125km，广 泛用于法国、意大利和利比亚等11 国的80 艘军舰上。 阿比宗Ⅲ 早期型，推力372daN。 阿比宗ⅢB 晚期型，推力400daN，1993 年停产。 阿比宗ⅢD 推力估计为411daN，1990 年开始试验，1991 年底 首批飞行用原型机交付，预计1995 年开始批生产。 阿比宗Ⅳ 阿比宗Ⅲ的缩小型，装空气冲击涡轮起动机，最大 起飞推力为359daN，设计寿命30 小时，据报道，它用于一种射程更 远的OTOMAT 导弹。 玛波尔 (Marbore) 牌 号 玛波尔 结构形式 单转子 UnRegistered 推力范围 392～588daN 现 状 停产 装机对象 法国双发CM-170“超教师”教练机，双发CM-191 教练 机，巴黎2 型、3 型双发行政机， MS760 单发飞机，西班牙航空制造公司双发HA-200“箭”教练机。 研制情况 玛波尔是法国透博梅卡公司研制的一种小型军、民两用单转子涡 轮喷气发动机。该发动机是50 年代初期从该公司的派勒斯(Palas)发 动机发展起来的。1954 年，玛波尔2 进入了全面研制阶段，1957 年 7 月18 日获得法国当局签发的合格证书，后来又发展了几种改进型 的发动机。带标准设备的玛波尔2 发动机在1963 年8 月就已达到400h 的翻修寿命。 主要改型有玛波尔6F、6C 和8。 阿赫耶涡轮轴发动机 牌 号 阿赫耶 结构形式 自由涡轮式单转子 功率范围 447～559kW，可增至656kW 现 状 生产 产 量 截至1995 年初已生产4380 台，预计到2004 年将再生产 2403 台。 价 格 14.8～18.5 万美元(1995 年) 装机对象 阿赫耶1B 单发AS.350B。 阿赫耶1C 双发AS.365N。 UnRegistered 阿赫耶1C1 双发AS.365N。 阿赫耶1C2 双发AS.365N。 阿赫耶1D 单发AS.550。 阿赫耶1D1 单发AS.350B-2，AS.550L-2。 阿赫耶1E 双发BK.117。 阿赫耶1G 双发S-76C。 阿赫耶1K 双发A109K。 阿赫耶1K1 双发A109K2。 阿赫耶1M/MN 双发SA.365F。 阿赫耶1M1 双发SA.565MA/SA/K。 阿赫耶1S 双发S-76A/A+/C。 阿赫耶1S1 双发S-76A+。 阿赫耶2S 双发AS.365, S-76C+, SA P 120L。 研制情况 1971 年开始设计，用来满足当时迅速扩大的轻型直升机市场的 要求和取代阿都斯特和阿斯泰阻发动机。1973 年燃气发生器运转， 1974 年8 月整机首次试车，1974 年9 月完成飞行前规定试验。1974 年12 月装在经改装的SA.341-02“小羚羊”直升机上首次试飞，1975 年1 月装在双发型SA.365“海豚”直升机上作首次试飞，同年2 月 装在单发型AS.350“松鼠”直升机上作首次试飞。1977 年取得法国 和美国的合格证。1978 年初，生产型发动机交付使用。1978 年取得 英国的合格证。1980 年7 月中国与法国签订了购买生产阿赫耶发动 机的协议。80 年代和90 年代阿赫耶发动机不断得到改进改型。 70 年代初开始研制阿赫耶发动机的时候，透博梅卡公司按照传统的安全、简单和经济的基本原则，计划把该发动机设计成一种耗油 UnRegistered 率低、功重比高、使用维护方便、翻修寿命长和费用低的涡轴发动机。 为实现设计指标，阿赫耶发动机的压比、涡轮进口温度和转速都选择 比较高。在结构上采用单元体设计，整个发动机由五个单元体组成： 附件齿轮箱和传动轴、轴流压气机、燃气发生器、自由涡轮和减速齿 轮箱。在外场可以更换单元体。阿赫耶发动机具有良好的起动性能， 该发动机能在飞行速度为零、4500m 的高原或高空(可达6000m)、-40 ℃到+50℃的环境条件下可靠地起动，因而适于高温高原地区使用。 寿命指标为：翻修寿命2000h 或3000 个低周循环，以先到达者为准。 为了获得良好的安全性，阿赫耶发动机在广泛采用传统结构的基 础上，选用了耐腐蚀的材料，高温旋转件带有包容措施，并装有故障 监视装置。阿赫耶发动机作为8 种不同直升机的动力装置已在70 多 个国家600 多用户中积累了300 万以上飞行小时。 阿赫耶1/1A/1A1/1A2 最初的发展、生产和改进型发动机，用 以装配SA.365 系列直升机。 阿赫耶1C/1C1 为A 型的功率增大型。外廓尺寸比其他 各型稍小。燃烧室改成全气膜冷却。燃气发生器涡轮的叶片和盘分开、 用枞树形齿连接，采用新的材料，涡轮导向器采用冲击式冷却，并减 小了叶尖与机匣的间隙。另外，提高了自由涡轮转速，增加了发动机 减速控制机构。1C1 改进了第1 级涡轮叶片材料和 自由涡轮性能。 阿赫耶1B/1B2 为单发直升机AS.350 改进的发动机。采 用了改进的压气机、新型弯曲形转子叶片和气膜冷却的燃烧室。 阿赫耶1D 为AS.350B1 和AS.350L1 直升机改进的 发动机。 阿赫耶1D1 为AS.350B2 和AS.350L2 直升机改进的 UnRegistered 发动机。 阿赫耶1E 为MBB BK.117 直升机改进的发动机。 阿赫耶1S/1S1 为S-76A 直升机改进的发动机。 阿赫耶1G 为1S 型的改进型。压比增加3%。 阿赫耶1K 为A109K 直升机改进的发动机。采用粒 子分离器。 阿赫耶1M/MN/1M1 为AS.365F、AS.365F1 和AS.365K直升机改 进的发动机。1M型于1983 年取得合格证。 阿赫耶2S 阿赫耶系列中的第2 代发动机，尚在研 制中。采用了单级燃气发生器涡轮。 BR720 涡轮风扇发动机结构 牌 号 BR700 系列 结构形式 双转子 推力范围 daN 现 状 研制中 产 量 截至1995 年初已生产出8 台供试验用，预计到2004 年将生产1196 台 价 格 估计BR710 为290 万美元(1995 年) 装机对象 BR710 “湾流”V，RJ 加长型，DASA 92。 BR715 DASA 122，“福克”130，MD-95，DC-9 换发， 支线客机。 BR720 支线客机。 研制情况 1991 年3 月，宝马/罗尔斯?罗伊斯(BMW-RR)公司提出了BR700 UnRegistered 系列发动机的核心机验证机计划，发动机的核心是全新设计的，采用 了压气机气动力学、燃烧室和高压涡轮设计的最新发展。其目的是满 足日益增长的60～140 座级支线客机的动力需求以及较少但落实的 洲际公务喷气机的动力市场。 各型发动机采用同一核心机以使BMW-RR 公司能对市场需求的 变化作出快速响应。发动机风扇采用了宽弦设计，燃烧室采用了低污 染物排放设计。1992 年12 月完成了燃烧室的初步试验，1993 年8～ 10 月进行了核心机试验。在此期间，核心机达到了104%气动设计转 速。1994 年2 月第2 台核心机进行了首次试验，检验了核心机污染 物排放、可调导流叶片的工作以及性能变化情况。整个试验计划有8 台地面试验发动机、2 台试验用核心机和3 台飞行试验用发动机。另 外，还进行了风扇、压气机、中介机匣、全环形和30%与60%燃烧 室扇形试验，以及高、低压涡轮等试验。按计划1996 年8 月BR710 发动机获得FAA 适航证。计划研制费用为5.63 亿美元。 在所有状态下发动机的噪声级比第3 阶段噪声要求还要低得多， 其NOx 排放量比最大限制值还要低至少30%，同时，核心机设计以 民用市场为目标，从而使BR700 系列发动机的适航性和直接使用费 用均具有竞争性。 目前，BR710 发动机已完成了大量的整机性能评审试验，并将在 1995 年4 月进行飞行循环耐久性试验。BR715 发动机已进入全面设 计阶段，计划在1996 年5 月进行地面试车，1997 年12 月取得适航 证。 T117/T317 牌 号 T117/T317 UnRegistered 结构形式 单转子 推力范围 T117：104～107daN；T317：108daN 现 状 T117 少量生产，T317 处于生产准备状态 产 量 截至1993 年初已生产232 台T117 和3 台T317，预计到 2000 年将再生产25 台T117 价 格 T117，5.0～5.2 万美元(1992 年) 装机对象 T117 CL-289 无人驾驶飞机。 T317 C22J 轻型教练机(建议)。 研制情况 1990 年德国的宝马公司(BMW)和英国的罗尔斯?罗伊斯公司(Rolls-Royce)组成的合资公司(BMW-RR)，接管了KHD 的业务，继续 生产T117 和T317 发动机。T117 于1976 年开始研制，1978 年公开 展出，1979 年9 月第1 台T117 装在CT-289 飞机上，次年作了飞行 试验。T317 于1979 年开始研制，1983 年获得联邦德国的合格证。 T117 该系列中的基础型发动机。 T317 T117 的改进型。 CFM56-3 涡轮风扇发动机外形 牌 号 CFM56 结构形式 双转子 推力范围 daN 现 状 生产 产 量 截至1995 年初已生产7200 台，预计到2004 年将再生产 4591 台 价 格 CFM56-2，310 万美元；CFM56-3，390～420 万美元； UnRegistered CFM56-5A，440 万美元，CFM56-5C， 495 万美元；CFM56-7，410～450 万美元；F108，337 万 美元(1995 年) 装机对象 CFM56-2 DC-8-71/-72/-73。 CFM56-3 波音737-300/-400/-500。 CFM56-5A/-5A3 A320-100/-200。 CFM56-5A4/-5A5 A319。 CFM56-5B A319/320/321。 CFM56-5C A340-200/-300。 CFM56-7 波音737-600/-700/-800。 军用型F108 波音KC-135R/-135FR，波音 E-6/-3，KE-3。 研制情况 1969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究10t推力 级涡扇发动机的课题，法国SNECMA 公司经过分析和调查，1971 年 底选择了美国GE 公司作为合作伙伴，以美国F101 军用涡扇发动机 的核心机为基础发展满足80 年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求 的发动机。1971 年11 月两家公司决定联合研制10000daN 级的大涵 道比的发动机。1972 年2 月完成设计并开展试制，1974 年9 月正式 组成CFM 国际公司，发动机定名为CFM56，试制的头两台发动机相 继在两家公司试车台试车。研制试验共用11 台发动机，其中5 台用 于飞行试验。1979 年11 月在美国改装的波音707-320 上首飞，后来 累计飞行130h，同时在法国的“快帆”飞行台上完成了必要的试验。 1979 年11 月9 日CFM56-2 型发动机获得美、法两国的适航证。CFM56 从1971 年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿 UnRegistered 1 年半时间，共耗时7 年，发展费用花了10 亿美元。该发动机自1979 年3 月被选定改装麦克唐纳?道格拉斯公司的DC-8 飞机，至1986 年共改装了110 架飞机(每架4 台)。CFM56-2-B1 军方编号F108-CF-100 用于换装美国空军的波音 KC-135R 加油机和法国空军的C-135ER。 CFM56-2A2 军方编号F108-CF-402，用于装备美国海军的波 音E-6A 和E-8A。 CFM56-3 是在CFM56-2 基础上发展的，核心机与低压涡轮 与-2 型相同，而风扇为CF6-80A 的缩型。 CFM56-5A 为空中客车A320 发展的发动机。为同IAE 的 V2500 竞争，设计了新的36 个叶片的风扇和新的4.5 级低压涡轮。 同CFM56-2 相比，耗油率降低了13～15%，可靠性提高了30～ 40%。 CFM56-5A1 于1987 年8 月获得美、法两国适航证，1988 年 2 月开始用于汉莎航空公司的A320。CFM56-5A4 为-5A1 的降推力改 型，用于加拿大航空公司订购的A319。 CFM56-5B 有5 种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室， 发动机的NOx 排放物较一般发动机降低约35%。 CFM56-5C 是为空中客车A340 四发远程客机设计的。发动 机核心机与CFM56-5B 相同，低压部分同CFM56-5A1 相比，风扇直 径加大101.6mm，增压级增加1 级，低压涡轮为5 级，采用 了长管道混排喷管和第二代FADEC。发动机耗油率比CFM56-5A1 降低约5%，噪声比联邦航空局Ⅲ级要求低20db。属于-5C 型的有以 下一些型别：CFM56-5C2，1991 年12 月取得适航证；CFM56-5C3， 1991 年12 月取得适航证；CFM56-5C3/F ， 低压涡轮采用新 UnRegistered 材料，使排气红线温度由CFM56-5C3 的950℃提高到965℃； CFM56-5C3/G，排气红线温度达到975℃，与CFM56-5C4 水平相同； CFM56-5C4，风扇直径为183.4cm，将装于340-300X，1994 年11 月 取得适航证。研究中的CFM56-5CX 将装备A340-400X，其核 心机为CFM56-5C4 的，采用宽弦风扇和一些新材料与新技术，使之 能够替代较大的涵道风扇发动机(CFMIM109/M110)和GE90 的缩型 (CFMI GE45)。 CFM56-7 1993 年11 月开始发展的一个型别，原编号为 CFM56-3XS。即在CFM56-3 型基础上采用直径为1.55m 的24 个叶 片宽弦风扇，设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与CFM 56-3 相比，噪声和污染显著降低，维护成本降低约15%，而发动机 可靠性保持不变。目前研制的5 个型别，即CFM56-7B18、-7B20、 -7B22、-7B24、-7B26，推力为daN。 EJ200 加力涡轮风扇发动机外形 牌 号 EJ200 结构形式 双转子加力式 推力范围 加力:9000daN;中间:6000daN 现 状 研制中 产 量 截至1995 年初制造了20 台供研制试验和试飞用 价 格 475～495 万美元(1995 年) 装机对象 欧洲战斗机EF2000研制情况 EJ200 是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动 机，用于欧洲联合研制的90 年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加 UnRegistered 研制工作的有英国罗?罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲 亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21% 和13%。1985 年8 月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA 计划， 同年9 月西班牙加入该集团。1986 年12 月，负责EJ200 发动机研制 的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。1988 年11 月签订发动机研制合同，同时首台EJ200 设计验证机在德国慕尼黑运 转。1989 年12 月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证 机要求。1991 年10 月EJ200 原型机首次运转。计划将制造20 多台 原型机用于地面和飞行试验。预计1996 年可能交付生产型EJ200。 在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特 别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如：平 均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修 工时不大于0.5MMH**/EFH。采用的新技术主要有：损伤容限和高 效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇 和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故 障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200 研制计划之前 英国罗?罗公司专门研制了XG-40 验证机，以便在实际发动机环境 下验证新的设计技术。为EJ200 打下技术基础。 除欧洲战斗机EF2000 外，EJ200 发动机其他可能的用途有：垂 直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利 马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基 斯坦的F-7 和印度的LCA 战斗机。 V2500 涡轮风扇发动机外形 牌 号 V2500 UnRegistered 结构形式 双转子 推力范围 daN 现 状 生产 产 量 截至1995 年初大约生产了560 台，预计到2003 年将再生 产1375 台 价 格 V5 万美元；V5 万美元(1995 年) 装机对象 V2522-D5 MD-95。 V0-100/-200, MD-90-30。 V0/A321/A319。 V2528-D5 MD-90-10/-30/-40。 V1-100。 V0。 研制情况 70 年代中期，出于航空公司对130～150 座级客机的需求，开始 酝酿10～15t 推力的先进技术涡扇发动机。1983 年9 月，美国普拉特?惠特尼公司(P&WA)、英国罗尔斯?罗 伊斯公司(RR)、日本航空发动机公司(JAEC)、联邦德国MTU 公司和 意大利菲亚特公司联合组成了国际航空发动机公司(IAE)，共同研制 和生产一种推力为25000lb(11100daN)级的涡扇发动机，即V2500， 型号编号中V 表示是五国合作研制的，“2500”表示以10lb 为单位的 推力级。P&WA 公司占30%股份，负责燃烧室、高压涡轮和涡轮排 气机匣的研制；RR 公司也占30%股份，负责高压压气机部分研制； 日本航空发动机公司是由石川岛播磨重工业公司(IHI)、川崎重工业公 司(KHI)和三菱重工业公司(MHI)组成，它占有19.9%的股份，负责风 扇和低压压气机的研制；MTU 公司占有12.1%股份，负责低压涡轮 UnRegistered 部分的研制；菲亚特公司占有8%，负责附件齿轮机匣部分的研制。 1985 年12 月第一台发动机开始运转，但试车暴露高压压气机喘 振裕度偏低，容易进入失速，因此在P&WA 公司参与下，将风扇增 压级增加第3 级，高压压气机压比稍做降低，结构也做了一些改进， 至1988 年4 月24 日取得美国联邦航空局颁发的型号适航证，7 月开 始装在空中客车工业公司的A320 上试飞，1989 年5 月正式投入使用。 V2500 发动机研制中共用12 台试验机，研制经费近12 亿美元。 发动机采用了宽弦风扇、浮壁式燃烧室、单晶涡轮叶片和粉末冶金涡 轮盘、叶尖间隙主动控制和全权数字式电子控制系统等先进技术，提 高了发动机的竞争能力。 目前，V2500 型号代号中，既表示了推力级，又表示使用的飞机 机种，例如V2527-A5 中，“27”表示推力级为27000lb，A 表示用于 空中客车的飞机，如为D，则为用于麦道的飞机。 V2500-A1 是研制的第一个型别，用于A320 飞机，推力达到 11120daN，装机使用至1994 年4 月已累计飞行10000 飞行小时。 V2527-A5 是为满足美国联合航空公司要求发展的11768～ 13340daN 推力级的发动机，用于A320 飞机，变动主要在FADEC。 V2522-D5 是1989 年11 月提出的为MD-90-10 研制的9780daN 推力级发动机，用以换装MD-87 可使耗油率降低11%。 V2528-D5 是计划中项目，推力为12450daN，装MD-90-50 后 可增大飞机航程。 V2530-A5 是在风扇直径不变的前提下，推力最大的发动机， 推力范围为1daN，它已被A321-100 订货，1994 年1 月 开始投入使用。为适应市场需要V2500 还准备增大风扇直径，修改 低压压气机和低压涡轮，开发出推力为15543daN 乃至更大的V2535 UnRegistered 发动机。 TFE1042-70 双转子涡轮风扇发动机结构 牌 号 TFE 结构形式 双转子加力式 推力范围 加力：；中间：2144。 现 状 生产 产 量 截至1995 年年初大约已生产100 台，预计到2004 年将再生产500 台 价 格 TFE～150 万美元；TFE～195 万美元 (1995 年)。 装机对象 TFE5 台湾“经国”1 号IDF 战斗 机。 TFE5X 台湾“经国”2 号IDF 战斗 机。 TFE4-GA-100 美海军T-45“苍鹰”教练机。 研制情况 1978 年3 月，美国加雷特涡轮发动机公司(现在的联信发动机公 司)与瑞典沃尔伏航空发动机公司签定了一项合作协议：在TFE731 发动机核心机的基础上，联合研制一种高性能军用涡轮风扇发动机。 加雷特公司负责研制发动机的核心机，而沃尔伏公司负责研制风扇和 加力燃烧室。沃尔伏公司在这之前已为JT8D/RM8 设计过加力燃烧 室。协议要求16 个月后，首台TFE1042 发动机运转。 1979 年8 月，首台TFE1042 发动机在沃尔伏公司试验厂如期运 转，验证了许多设计原理，通过3h 试验获得了预计的性能。TFE1042 UnRegistered 发动机采用的部件有70%与TFE731 发动机的相同，由于采用了大量 的验证部件，所以大大地减少了计划的技术风险。1982 年，瑞典政 府决定研制装F404/RM12 的JAS39“鹰狮”战斗机，沃尔伏公司在 验证机运转之后退出合作。1983 年4 月，加雷特公司和中国台湾航 空工业发展中心(AIDC)合作成立一个联合研制公司，即国际涡轮发动 机公司(ITEC)，联合研制TFE1042-70 发动机，作为台湾IDF 战斗机 的发动机，双方各出资1 亿美元。台湾航空发动机工厂制造钛合金风 扇叶片、低压涡轮、加力燃烧室和机匣，加雷特公司生产发动机燃烧 室、高压涡轮、大部分压气机、大量的附件及控制系统，整机在台湾 组装。到1992 年春季，国际涡轮发动机公司为TFE1042 的研制已提 供了约5 亿美元的经费，总计完成了9500h 地面试验，另有10 台发 动机积累了2500h 飞行试验。在1992 年秋季进行单台TFE1042 发动 机可靠性试验，运转2000 个加速任务循环，相当于6000 个总累积循 环。该发动机设计成单元体结构，在装配和分解单元体时无需特别调 整，所需的工具很少。最终的平均故障间隔为430h，定型时可达到 190h。该发动机瞬态特性极好，从慢车到最大加力推力只需5s，从慢 车到最大不加力推力只需4s。采用轴流离心组合式压气机使发动机进 气畸变容限增大，从而消除失速悬挂。 TFE5 TFE1042 于1979 年首次运转，1982 年研制计划搁置，1982 年12 月开始研究与台湾合作发展，1983 年正式 批准该计划。F125 是TFE1042-70 的美国空军编号，设计中采用了发 动机结构完整性概念，满足Mil-E-87231 军用标准和设计规范。 TFE5X 是TFE1042-70 的推力增长型，预计 1996 年底生产，该发动机保留了F125 发动机的安装包线，在保持耐久性 的条件下，通过改进高温涡轮材料，增加发动机推力。预计还将进一 UnRegistered步提高风扇压比和流量，改进低压涡轮、燃烧室、高压压气机、高压 涡轮和加力燃烧室。 TFE5XX 计划 年研制的推力增 大型发动机。该发动机将采用比TFE1088-12 更先进的风扇、更大的 空气流量和更高的涡轮进口温度。 TFE4-GA-100 不加力型，F124-GA-100 是美国空 军编号，预计装于美海军T-45“鹰狮”教练机。 TFE4XX 是F124 的推力增长型， 是 TFE5X 的不加力型。 TFE4XX 是F125XX 的不加力型，预计
年投入生产。 TF41 牌 号 TF41 结构形式 双转子加力式 推力范围 daN 现 状 停产 产 量 截至1988 年总共生产了1419 台，目前尚有850～950 台 在使用或存储中 价 格 200 万美元(1989 年) 装机对象 单发攻击机A-7D(空军型)、A-7E(海军型)、A-7H 及其教 练型TA-7H 研制情况 TF41 是美国艾利逊公司和英国罗尔斯?罗伊斯公司联合研制和 生产的涡轮风扇发动机。该发动机是英国罗尔斯?罗伊斯公司斯贝 UnRegistered RB168-25 的一种改型，用来装A-7 攻击机。1966 年美空军与这两家 公司签订合同，艾利逊公司负责研制和生产TF41 发动机特有的零部 件，罗尔斯?罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零部件。 TF41-A-1 发动机于1967 年10 月首次试车，1968 年6 月通过试飞前 规定试验。1969 年6 月正式完成定型试验。在研制过程中，发动机 积累了3600h 以上的试验。经过多年的修改设计，使发动机翻修寿命 达到1500h。 主要改型有TF41-A-1、TF41-A-2 和TF41-A-100/-A-400。 M45 牌 号 M45 结构形式 双转子 推力范围 3498daN 现 状 停产 产 量 到1978 年共生产52 台 价 格 34 万美元(1979 年) 装机对象 海岸巡逻机HS.748 系列5、巡逻机“大西洋”MK11 和短 程运输机VFW614-10。 研制情况 M45 是英国原布里斯托尔公司(现罗尔斯?罗伊斯公司布里斯托尔分公司)和法国SNECMA 公司合作研制的双转子涡轮风扇发动机。 M45 发动机于1964 年底开始研制。最初的用途是英、法联合研制的 战斗机，但后来改用于联邦德国VFW614 短程运输机。1965 年布里 斯托尔公司和SNECMA 公司正式签定联合研制协定。1966 年6 月发 动机首次运转。1971 年年中首次飞行试验，1974 年8 月取得合格证， 1975 年10 月投入使用。发动机翻修寿命为1600h。计划研制经费为 UnRegistered 5250 万美元。 投入批生产的是M45H-01MK501。 奥林帕斯593 (Olympus 593) 牌 号 奥林帕斯593 结构形式 双转子加力式 推力范围 加力16900daN 现 状 停产 产 量 到1979 年生产了163 台 价 格 194 万美元(1979 年) 装机对象 4 发超音速旅客机“协和”号。 研制情况 奥林帕斯593 是超音速双转子加力式涡轮喷气发动机，是英国罗 尔斯?罗伊斯公司布里斯托尔分公司和法国SNECMA 公司为“协和” 号飞机共同研制的。该发动机在进行了4 年时间的方案研究工作之 后，于1962 年11 月正式开始设计。1965 年首次运转，1968 年开始 调试，1973 年定型，1976 年1 月投入使用。奥林帕斯593 是在英国 “火神”轰炸机上用的奥林帕斯发动机的基础上发展起来的。罗尔 斯?罗伊斯公司布里斯托尔发动机分公司负责研制燃气发生器，法国 SNECMA 公司负责研制收-扩排气喷管、反推力装置和加力系统。 主要改型有奥林帕斯593D、593B、593-4、593MK601、593MK602 和593MK610。 UnRegistered 阿杜尔MK.871 涡轮风扇发动机 牌 号 阿杜尔 结构形式 双转子加力式 推力范围 加力：daN；中间daN 现 状 生产 产 量 截至1995 年年初大约生产了2800 台，预计到2004 年将 再生产508 台 价 格 MK102/801，82.5～83.5 万美元；MK151/-851/-861/F405， 80～81.5 万美元；MK804/811， 96.5～98 万美元；MK871，82.7～84.8 万美元；MK881， 90.0～92.0 万美元(1995 年) 装机对象 MK101 美洲虎(早期)。 MK102 美洲虎。 MK104 美洲虎。MK151/-851 “鹰”T. MK1/1A/50。 MK801A T-2/F-1。 MK804 美洲虎(国际，早期)。 MK811 美洲虎(国际)。 MK861 “鹰”60、T-33。 MK871 “鹰”100、“鹰”200、M-99。 MK881 T-45A。 F405-RR-400 T-45A。 F405-RR-400A T-45A。 F405-RR-401 T-45A。 研制情况 UnRegistered 阿杜尔发动机是英国罗尔斯?罗伊斯公司和法国透博梅卡公司联 合研制的一种双转子涡轮风扇发动机。它是为“美洲虎”教练攻击机 设计的。1967 年5 月首次台架试验，1968 年9 月飞行试验，1972 年 2 月MK101 正式定型。1972 年4 月MK102 定型，并开始批量生产。 1970 年6 月，日本T-2 教练机和F-1 战斗机/支援机选用阿杜尔发动 机， 并由石川岛播磨重工业公司按许可证生产， 日本编号为 TF40-IHI-810A。1978 年12 月，英国罗尔斯?罗伊斯公司和法国透 博梅卡公司与印度政府签订一项3 亿美元的协定，包括销售整机和在 印度按许可证生产。 1965 年，英法两国政府签定合作研制发动机备忘录，并于1966 年6 月组建联合研制公司。在该公司创建前，罗尔斯?罗伊斯公司和 透博梅卡公司正在研究为军、民用飞机用的中等推力的发动机。罗尔 斯?罗伊斯公司的发动机为RT.172，透博梅卡公司的发动机为T.260。 为了满足“美洲虎”的要求，联合研制公司在RT.172 和T.260 发动 机的基础上联合研制编号为RB.172/T.260 发动机，后来命名为阿杜 尔。英国罗尔斯?罗伊斯公司和法国透博梅卡公司各承担50%的工作 量。罗尔斯?罗伊斯公司负责研制燃烧室系统、高低压涡轮、低压轴、 排气锥、混合器、滑油箱；透博梅卡公司负责其余部件，如压气机、 机匣和外部传动装置、加力燃烧室喷管延伸段等。发动机部件按分工 制造，然后运送到两国的总装线上进行最终装配。 发动机在设计过程中强调了低空性能和高空超音速性能，只要求 使用中短时间加力，但要求巡航时经济性好。设计时采用了先进的气 动设计，以使其结构简单紧凑，易于维护。发动机使用宽叶弦的钛合 金风扇叶片，增强抵抗外来物的能力。可进行部分油门加力，即能在 额定推力状态下，打开加力燃烧室。这样，飞机进场时，可以使用部 UnRegistered 分油门加力，飞行员可根据需要迅速推到最大加力位置，而不必再次 点燃加力燃烧室。采用单元体设计(12 个单元体)，允许发动机在外场 不从飞机上拆下就能更换部件。在大多数情况下，仅要求进行简单的 验收试验，所有附件都集中安装在发动机下面，可达性良好。发动机 两侧有观察孔，插入孔探仪可检查低压压气机的前后及高压压气机前 部。回油路中装有磁屑探测器，以监控轴承及齿轮故障。据1994 年报道：罗尔斯?罗伊斯公司已为T-45A 飞机的 F405-RR-401 发动机制定了一项提高耐久性计划。目标是将燃烧室和 涡轮的翻修寿命从1000h 提高到2000h。主要是改进材料和冷却，如 高压涡轮叶片的材料采用单晶叶片代替定向凝固叶片；低压涡轮叶片 采用冷却的单晶叶片代替非冷却的单晶叶片。另外，2 级风扇叶片采 用钛合金叶片代替铝合金叶片。改善燃烧室冷却结构。 MK101 最初生产型。安装在法国空军首批40 架“美洲虎”上。 MK102 在MK101 上增加了部分油门加力状态，以减少加速到 最大推力时的时间，并使加速平稳1972 年4 月定型。 MK104 为MK102 的推力增大型，类似MK804，英国皇家空军 早期的MK102 也改装成MK104。 MK151 MK102 的不加力型，部件和涡轮进口温度与MK102、 MK801A 相同，1975 年定型。 MK851 是MK804 的出口型。 MK801/-801A 日本专利生产，日本编号TF40-IHI-801A。除小 的变动外，其余和MK102 一样， 1974 年开始生产。 MK804/RT.176-26 MK102 推力增大型，用于“美洲虎”出口型。 首批生产型发动机在1975 年年中交付给英国航空公司试飞，1976 年 定型，能与MK102 互换安装。 UnRegistered MK811/RT.172-58 1978 年2 月首次运转，1980 年定型，1982 年初投入使用。与MK804 可互换安装。全加力推力比MK102 标准 型增大15%。发动机采用了新的低压压气机、新的高压涡轮盘和提高 冷却效果的高、低压涡轮叶片。 MK861 MK811 的不加力型，与MK851 可互换安装。1981 年3 月定型。装于7-45A 飞机的发动机编号为MK861-49，美军用编号为 F405-RR-400。 MK871 阿杜尔最新的不加力型发动机，1984 年开始研制。它 采用了一个新的转速较高的全部使用钛合金的低压压气机，改进了燃 烧室，高效率的高压涡轮，采用了定向凝固和单晶材料铸造的高压涡 轮转子叶片，一个增强了的排气混合器和一个由罗尔斯?罗伊斯公司 及道蒂公司联合研制的新的发动机调节放大器。它的美海军编号为 F405-RR-401。F405 发动机要求包括防海水侵蚀和安装特性，使用一 个备份的燃油系统、提高电磁能力、提供机载数据记录系统和舰载制 氧系统。为解决T-45A 滑行着落中响应慢的问题，罗尔斯?罗伊斯公 司制造几种发动机型号的燃油调节系统。 MK881 是一种新型号，在热天条件下推力比MK871 高17%。 采用了新的隔热涂层提高燃烧室寿命，更长寿命的高、低压压气机， 增加低、高压涡轮导向器叶片的能力、使用单晶高压、低压涡轮转子 叶片，提高高温状态下的寿命和全权数字式控制系统，并提供飞行整 个飞行包线内的发动机最佳响应。 JT15D 涡轮风扇发动机 牌 号 JT15D 结构形式 双转子UnRegistered 推力范围 978～1420daN 现 状 生产 产 量 截至1995 年初已生产台，预计到2004 年将再生产879 台 价 格 JT15D-4 47.0～50.0 万美元，JT15D-5A 55.3～55.7 万美元， JT15D-5C 56.0～57.0 万美元，JT15D-D 57.0～58.0 万美元 (1995 年)。 装机对象 JT15D-1/1A/1B 赛斯纳“奖状”I。 JT15D-4/4B/4C/4D 赛斯纳“奖状”II、赛斯纳奖状” S/II、“金刚石”I/IA、S.211、TG-10。 JT15D-5 T-47A、“比奇喷气”400/400A。 JT15D-5A 赛斯纳“奖状”V。 JT15D-5B “比奇喷气”400T/T-1A。 JT15D-5C S.211A。 JT15D-5D 赛斯纳“奖状”V 超级型。 研制情况 JT15D 是普拉特?惠特尼加拿大公司研制的中等涵道比、小 推力涡轮风扇发动机，可供小型商业或行政机使用。 JT15D-1 于1966 年6 月开始设计，1967 年9 月23 日进行了首次 台架试车，1968 年8 月在CF-100 飞机上开始试飞。那时的发动机为 双级高压涡轮与单级低压涡轮，推力为889daN。为满足美国赛斯纳 飞机公司的要求，又将发动机推力提高到978daN，同时将双级高丈 夫涡轮改为单级，单级低压涡轮改为双级。这种改型的发动机于1969 年初开始台架试车，同年9 月15 日装于赛斯纳公司的“奖状”飞机 上进行第一次飞行试验。1970 年7 月16 日又装在法国的“帆舰”飞 机上进行飞行试验，最后于1971 年2 月28 日完成定型试验。 UnRegistered 在JT15D 的研制中，利用了美国普拉特?惠特尼公司研制JT9D 的经验和本公司对高压比离心压气机长期研究的成果。这样不仅使发 动机具有先进的水平，而且也使研制周期缩短。从开始设计到第一次 台架试车仅用了一年零三个月；从第一次试车到完成定型仅用了三年 半的时间。为进一步满足飞机制造商提出的提高发动机推力10%左右 的要求，在JT15D-1 定型之前，该公司即于1970 年底开始JT15D-4 发动机的改型设计工作。在改型中既增大了推力，又使原有零部件减 少，使D-1 与D-4 两型发动机有较多的通用零部件，充分利用了D-1 型在试验中所积累的经验。D-4 型只在在D-1 型风扇后面的低压轴上 加了1 级轴流压气机，以增大流过核心机的流量。发动机长度相应地 增大了101.6mm。 JT15D 为解决在低速和类似的飞行条件下鸟和其他外来物的吸 入问题，建立了室内的试验装置，并且进行了发动机运行的小鸟吸入 试验。试验结果发现风扇叶片的损坏是惊人的，尤其是在叶中凸台以 上的部位。因高马赫数(M 数)的设计要求使叶片的进气边很薄，在这 一部分叶型的弯度也很小。为了解决这一问题，将风扇叶片进行了加 固，叶中凸台一直延伸到叶片前缘，并在叶片上部区域再辅以小高度的轴向加强筋。在整台发动机上用近2kg 的大鸟作吸入试验时，发现 进入离心压气机的一部分鸟体被吸进了管式扩压器。吸入物的能量很 大，以致使管式扩压器鱼尾式的出气边破碎，并损坏了压气机的壳体。 因此后来将压气机壳体壁面加厚了。 JT15D 高压压气机设计得比较先进。单独使用时单位级离心式增 压比可达6，出口切向速度达587m/s。在叶轮出口采用高效率的管式 扩压器，因此效率可保持在0.777。 该发动机有两级风扇涡轮，第1 级采用整体铸造。由于风扇涡轮 UnRegistered 的强度问题不如压气机涡轮严重，工作温度也较低，开始企图对两级 风扇涡轮都采用整体铸造加工，然而第2 级风扇涡轮的叶片长，轮毂 小，给整体铸造带来很大麻烦。为此，进行了大量的试验，包括金相 检验、拉伸、蠕变以及疲劳等强度试验和叶轮的破坏试验，结果表明 整体铸造能获得很好的材料性能。整体铸造的第1 级风扇涡轮与一般 加工方法得到的第2 级风扇涡轮相比，加工费节省45%。 D-1/D-1A 和D-4 型的翻修寿命分别为3500h 和3000h。JT15D 的 主要型别有： JT15D-1/1A/1B 首批生产系列，1971 年获得适航证。1973 年推 力提高到978daN。 JT15D-4B D-4 的改型，高空性能较好。 JT15D-4C D-4 的改型，主要差别在于D-4C 有维持飞机倒飞的 滑油掺混装置和燃油活门电子调节装置。1982 年获得合格证。 JT15D-5 D-4 的改型，增大了风扇的增压比和流量，并改进了 低压压气机和高压压气机。使巡航推力增加25%，耗油率降低3%。 风扇叶片采用了无中间凸台、小展弦比的宽弦设计，而-4 型的风扇叶 片有二道凸台，高压涡轮叶片和电子燃油调节器也得到了改进。该型 别于1977 年开始研制，1978 年4 月第一次飞行，1983 年初取得适航 证。 JT15D-5A 风扇和热端部件性能比-5 有所改进。 JT15D-5C JT15D 系列的最新型别。滑油系统允许飞机倒飞。 军用型具有专用的润滑系统，提供反向飞行能力。最近取证的 JT15D-5D 发动机在技术上又进行了改进。换装了耐磨的铝基凯复龙 风扇机匣、整体风扇转子和单晶高压涡轮叶片。 UnRegistered PW300 涡轮风扇发动机结构 牌 号 PW300 结构形式 双转子 推力范围 daN 现 状 PW305 在生产 产 量 截至1995 年初大约已生产298 台，预计到2004 年将再生 产499 台 价 格 PW305 109～114 万美元，PW306A 129～139 万美元(1995 年) 装机对象 PW304 轻型商务喷气机。PW305 Bae1000、Bae1100、“利尔喷气”60 和F20 等。 PW306A “银河”。 研制情况 PW545/530 涡轮风扇发动机 牌 号 PW500 结构形式 双转子 推力范围 daN 现 状 研制中 产 量 至1995 年6 月已制造8 台PW530 和4 台PW545 发动机 供试验用 装机对象 PW530 赛斯纳“奖状喝彩”。 PW545 赛斯纳“奖状优秀”。 研制情况 PW500 系列发动机是普拉特?惠特尼加拿大公司最新研制 UnRegistered 的大涵道比涡轮风扇发动机。在研制中广泛吸取了以极其成功的 JT15D 为代表的该公司过去的经验，将来的发展潜力可达1334～ 2000daN 推力。 基本型PW530 于1992 年开始详细设计，1993 年10 月首次试车， 1994 年5 月在波音720 空中试车台上首次飞行试验，到1995 年6 月 已积累2600h 的热端部件检查间隔时间指标，结果良好。1995 年4 月19 日已装上“奖状喝彩”原型机上试飞。计划于1995 年12 月取 得合格证。 PW545 于1994 年4 月开始详细设计，1994 年12 月首次试车， 1995 年5 月首次装上空中试车台试飞。预计于1996 年12 月取得适 航证。 普拉特?惠特尼加拿大公司采取了系列化发展途径，以共同的核 心机发展出满足不同飞机需要的不同推力发动机。 德国的发动机涡轮联合公司(MTU)参与合作研制，占25%份额， 负责低压涡轮和其他一些发动机部件。 PT6A 涡轮螺桨发动机 牌 号 PT6A 结构形式 自由涡轮式单转子 功率范围 354～1061kW 现 状 生产 产 量 截至1994 年初已生产24800 台，预计到2003 年将再生产 6536 台 价 格 18.5～45 万美元(1994 年) 装机对象 PT6A用于144 个国家的95 种飞机上，装用的主要飞机有： UnRegistered PT6A-11 “管道工”T1040，“管道工柴恩” 1A PT6A-11AG/15AG/34AG G-164B“农业猫” PT6A-20 比奇99PT6A-21 “空中国王”C90 PT6A-25C EMB-312“巨嘴鸟” PT6A-27 比奇B99，DHC-6，Y-12， EMB-110，“涡轮搬运工”PC-6 PT6A-28 “空中国王”E90，“空中国王” A100，EMB-121A PT6A-34 EMB-111，EMB-110k1/S1/P1/P2 PT6A-34AG/65AG NAC6“农场主” PT6A-36 比奇C99 PT6A-45A/B/R 肖特330 PT6A-50 “冲锋”7 PT6A-61 “搬运工柴思”111A PT6A-65R/AR 肖特360 PT6A-67R 肖特360-300 PT6A-135 “管道工柴恩”11XL 研制情况 PT6A 是PT6 系中涡桨型的编号(涡轴型编号为PT6B)，T74 是美 国军方为某些军用PT6A 和PT6B 的编号。 PT6A 于1958 年由普拉特?惠特尼加拿大公司研制，1959 年11 月试验型PT6A 首次运转，1961 年5 月装比奇18 飞机试飞。第一台 投入生产的是1963 年取得合格证的PT6A-6，随后发展出一系列改型， 用于军用和民用固定翼和旋翼机上。 UnRegistered 在PT6 发展过程中，曾使用100 多台试验发动机进行地面和高 空试验，其中包括按照MIL-E-17341 的要求进行盐水吸入试验和一些 特殊试验，如防冰试验和振动试验等。所有新的型别都在台架、旋转 坑、海平面、高空台以及飞行试验台上进行过广泛的试验。累计发展 试验时间已超过300000h。 在PT6 上采用的新技术有1973 年开始采用的管式扩压器。这种 扩压器性能优良，结构紧凑，能满足扩压器的气动设计要求，同时由 于该设计是采用三元粘性流程序设计的，可以提高压气机的喘振裕 度。PT6 采用的另一项新概念是所谓的“喷气襟翼”。这种结构便于 控制，能降低非设计条件下的涡轮进口温度，并且在不需机外放气的 条件下便于安装。喷气襟翼系统的空气由气动操纵活门操纵。需要放 气时，活门把轴流和离心压气机之间的空气引到进口支板直接从切向 进入发动机进口，因此，喷气襟翼就像一个被动可调级一样进行工作。 PT6 是一种自由涡轮涡轮螺桨发动机，因而能较灵活地选择输出 轴转速，例如当飞机在地面滑行时，PT6A 的螺旋桨转速可低至 400r/min；在巡航时，典型的螺旋桨转速仅为70%最大转速。在发动 机起动时，起动机仅需带动燃气发生器转子，不必同时带动螺旋桨和 减速器，从而缩短了起动时间，减少了起动功率要求，PT6A 的起动 功率要求仅为同级定轴设计的50%～60%。在双发飞机上，当一发停 车时，PT6A 的风车阻力仅为同级定轴设计的25%，因此，不需要负 扭矩传感器和自动顺桨设备；而在单发飞机上，当动力装置发生故障时，PT6A 也有较大的安全裕度，能防止螺旋桨振动或螺旋桨触地等 故障传到核心机上去，从而避免整个发动机遭到损坏。1993 年二季 度统计，PT6A 的平均非计划更换时间为47619h，平均空中停车间隔 为125000h，PT6A 的翻修寿命，各型不尽相同，PT6A-11AG、-25、 UnRegistered -25A、-38、-41、-42、-45A、-45B 和-45R 为3000h，-50 型为2000h， 其余的为3500h，最高翻修寿命已达8500h。飞行试验证明PT6A 的 稳态和过渡态性能包线高度已达9144m，点火高度达7620m。 PT6A 各型的基本结构和径向尺寸一直保持不变，而功率范围却 较大，因而扩大了它的市场，成为世界上使用最广的涡桨发动机。其 主要型别有： PT6A-6 PT6A 系列中最早投入生产的民用型，1963 年取得 合格证。 PT6A-6A 结构与PT6A-6 同，但采用了反桨机构，1965 年 5 月取得合格证。 PT6A-6B 结构与PT6A-6 同，但采用了与PT6A-20 同样的 反桨机构。1967 年12 月取得合格证。 PT6A-11 是PT6A-21 的小功率型。 PT6A-11AG 结构与PT6A-11 同，1979 年5 月取得合格证。适 于农业使用，可燃用柴油。 PT6A-15AG 结构与PT6A-27 同，主要用于农业。 PT6A-20 改进了可靠性，增大了功率，其最大连续功率与 起飞功率相等。发动机有反桨机构， 1965 年10 月取得合格证。该型别的军方编号为 T74-CP-700。 PT6A-21 PT6A-27 的小功率型。 PT6A-25 结构与PT6A-21 同，但根据倒飞操纵扭矩控制器 的要求进行了修改并采用了铝合金 机匣。 PT6A-25C 功率与-34 型同，1981 年8 月取得合格证。 UnRegistered PT6A-27 结构与基本型PT6A-6 同，但采用更大直径的压气 机和管式扩压器，涡轮进口温度比 PT6A-20 低，但流量增大18%。军方编号为 T74-CP-701。1967 年12 月取得合格证。 PT6A-28 结构与PT6A-27 同，但涡轮进口温度更高。1969 年3 月取得合格证。 PT6A-29 结构与PT6A-6 同，但功率提高。军方编号为 T74-CP-702。1968 年10 月取得合格证。 PT6A-34 由PT6A-27 和PT6T-3 发展而来，外形与PT6A-27 相同，内部结构采用了PT6T-3 的第1 级气冷涡轮导向器叶片和涡轮 转子叶片。功率比PT6A-27 大18%。1971 年11 月取得合格证。 PT6A-34AG 结构类似于-34 型，主要用于农业。 PT6A-36 结构与PT6A-34 同，但提高了涡轮进口温度。1973年12 月取得合格证。 PT6A-38 PT6A-41 的小功率型。1975 年5 月取得合格证。 PT6A-40 结构与PT6A-42 同，但最低保证功率较大，并采 用了手动燃油超控装置。 PT6A-42 结构与PT6A-41 同，但增大了涡轮进口温度、改 进了压气机和降低了排气管损失。1979 年9 月取得合格证。 PT6A-45 结构与PT6A-41 同，只是减速比增大，功率提高。 PT6A-45A 结构与PT6A-45 同，但起飞功率增大，涡轮进口 温度提高。1976 年4 月取得合格证。 PT6A-45B/R -45A 的改进型，分别于1978 年和1980 年取得合 格证。 PT6A-50 结构与PT6A-45A 同，但采用新的减速齿轮箱。 UnRegistered 1976 年9 月取得合格证。 PT6A-60 为PT6A-42 的功率增大型。采用了PT6A-65 的燃 气发生器涡轮和PT6A-45 的齿轮箱。1982 年11 月取得}