全球十大航天發動機 中國三款型號上榜

中國作為後發國家，在航空發動機領域起跑較晚，但是我們擁有後發優勢。縱觀世界歷史，多數後發國家如果戰略定位得當，也是可以實現彎道超車。比如美國之於英國的趕超!

進入新世紀後，中國航空發動機被列為重大科技專項，投入天量資金來全面投入研發。目前中國航空發動機領域即將迎來開花結果的豐收時刻，那麼我們現在的航發水平究竟處於世界當中的何種地位呢?

下面是全球十大航天發動機排名，中國三款型號上榜。

第一名：F135渦扇發動機 國家：美國

F135渦輪扇發動機由美國普拉特·惠特尼公司研製的新型發動機，最大推力超過18噸(4萬F135渦輪扇發動機磅)。 F-135發動機是在F-119(F-22戰鬥機使用)的基礎上發展研製而成。由於海軍陸戰隊與英國皇家海軍預計採用的F-35B必須能夠垂直起降，因此F-135也可以加上向下彎折的矢量推力噴嘴。

但是這個噴嘴只有在垂直起降的場合使用，可以大大地縮短起飛/降落距離。其他F-35則不使用這項設計。

F135使用了F119的核心機，配合高效的6級高壓壓氣機，1級高壓渦輪和高效的風扇(由一個2級的低壓渦輪驅動)。F135採用了BAE系統公司的全權數字式發動機控制系統(FADEC)，為了提高發動機的可靠性和可保障性，F135大量採用外場可替換部件(LRC)，其零部件數量比F119減少了大約40%。

按照計劃.F135一PW一100將作為F-35A空軍型的動力系統;F135一PW一400將作為F-35C海軍型的動力;而F135一PW一600將作為F-35B海軍陸戰隊型的動力。

F135發動機推比10.5、加力推力19噸級別、軍推13噸級別、質量1700千克，其19噸的加力推力目前沒有任何實際裝備戰鬥機的加力式渦扇發動機能夠企及。

不過值得一提的是，F135相對於F119雖然推力大幅度提高，但是實際上是在同樣核心機基礎上用流量、高速性能換推力。F135雖然推力超群，但是其高速性能卻是下降的。

第二名：F119渦扇發動機 國家：美國

F119是普·惠公司為美國第四代戰鬥機研製的先進雙轉子加力式渦輪風扇發動機，其設計目標是：不加力超音速巡航能力、非常規機動和短距起落能力、隱身能力(即低的紅外和雷達信號特徵)、壽命期費用降低至少25%、零件數量減少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高兩倍、零件壽命延長50%。在80年代初確定的循環參數範圍是：涵道比0.2～0.3;總增壓比23～27;渦輪進口溫度1577～1677℃(1850K～1950K);節流比1.10～1.15。

在F119上採用的新技術主要有：三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構、高紊流度強旋流主燃燒室頭部、浮壁燃燒室結構、高低壓渦輪轉向相反、整體式加力燃燒室設計、二元矢量噴管和第三代雙余度FADEC。此外，還採用了耐溫1070～1100℃的第三代單晶渦輪葉片材料、雙性能熱處理渦輪盤、阻燃鈦合金Alloy C、高溫樹脂基材料外涵機匣以及用陶瓷基複合材料或碳-碳材料的一些靜止結構。

在研製中，注意了性能與可靠性、耐久性和維修性之間的恰當平衡。與F100-PW-220相比，F119的外場可更換件拆卸率、返修率、提前換髮率、維修工時、平均維修間隔時間和空中停車率分別改進50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四階段研製程序和綜合產品研製方法保證發動機研製結束時即具有良好的可靠性、耐久性和維修性並能順利轉入批量生產。

在研製中，為滿足提高推力的要求而增大風扇直徑，還遇到了風扇效率低、耗油率高和低壓渦輪應力大的問題。預計，1994年中開始初步飛行試驗，此時F119將再積累3000地面試驗小時。1997年交付第1台生產型發動機，裝F119的F-22戰鬥機將於2002年具備初步作戰能力

它是裝備在F-22A戰鬥機上的F119-PW一100發動機的改進型號。其最大推力達191.3千牛。超過了F119-PW一100的最大推力(156千牛，約15.8噸)多達20%;F135的最大軍用推力達到128千牛，而F119-PW一100的最大軍用推力僅為104千牛。因此，F135是有史以來最為強勁的戰鬥機發動機。

第三名：WS-15渦扇發動機 國家：中國

WS-15全稱渦扇15"峨眉" 渦扇發動機，是為我國第四代重型/中型戰鬥機而研製的小涵道比推力矢量渦扇發動機。WS-15主要用於雙發重型隱身戰鬥機殲-20。WS-15由606所、624所、614所、410廠、430廠和113廠等單位專家組織研製。"峨眉"航空發動機的技術驗證機在2006年5月首次台架運轉試車成功。這標誌著我國在自主研製航空發動機的道路上又實現了歷史性跨越，在研製我國第四代中型戰鬥機的征程上邁出了堅實的一步。2011年中航黎明完成了ws-15驗證機的交付。保節點是2020年完成研製。

WS-15全稱渦扇15「峨眉」 渦扇發動機，是為我國第四代重型/中型戰鬥機而研製的小涵道比推力矢量渦扇發動機。由606所、624所、614所、410廠、430廠和113廠等單位專家組織研製。「峨眉」航空發動機的技術驗證機在2006年5月首次台架運轉試車成功。

這標誌著我國在自主研製航空發動機的道路上又實現了歷史性跨越，在研製我國第四代中型戰鬥機的征程上邁出了堅實的重大一步。2007年3月原形機首次台架運轉試車成功，預計2013年3月發動機完成設計定型試驗，2014年7月生產型發動機定型。

按照飛機任務要求，「峨眉」航空發動機在循環參數選擇上採用較高的渦輪進口溫度、中等總增壓比和比較低的涵道比。採用的新技術主要有損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴、樹脂基複合材料外涵機匣、整體式加力燃燒室設計、陶瓷基複合材料噴管調節片、三元矢量噴管和具有故障診斷和狀態監控能力的雙余度式全權數字式電子控制系統。發動機由10個單元體組成。

第四名：AL-41渦扇發動機 國家：俄羅斯

L-41F發動機是留里卡-土星公司的產品，將成為俄第五代戰鬥機通用的發動機。該發動機的發展基礎是留里卡設計局開發的AL-31系列， 1985 年開始研製， 總設計師是車金博士。為適應第五代戰鬥機的要求，AL-4lF 的推力有大幅度增加，其最大狀態推力約12000 千克(117.6千牛)，加力推力的一般說法是不低於17857千克(175千牛)，具體數字有18500 千克(181.3千牛)和20000千克(196千牛)等說法。

不管哪一種數據，AL-41F的加力推力都高於F119-PW-100 ( F-22A的發動機)的16000千克( 156 AL-41F-1S(117S)發動機千牛)級，按照俄羅斯標準計算其推重比超過11(按照美國標準則約為10)。但是與F119發動機是不能比較的。因為F119發動機是以壽命設計為主，確保12000小時的壽命。而AL-41F發動機是以犧牲壽命設計，提高推力。對於AL-41F的壽命指標我們現在沒有數據。

該發動機渦輪前溫度為1828K ，低干Fll9-PW-100 、M88-1 . M88-2 (後兩者是「陣風」的發動機)的1977K 、1843K 和1850K ，但比AL-3lF、F100-PW-100和F110-GE-100的約1665K， 1672K和1644K 有很大提高，也高於EJ200 ( 「颱風「使用的發動機)1803K 。這些性能數據說明它的確是一種典型的第五代發動機。

AL-41F也是俄羅斯第一種實現「全許可權數字電子控制」(FADEC)的發動機，俄羅斯業已在AL-31FU上對FADEC 系統進行過驗證，而AL-3lF系列則一直採用液壓電子控制。

AL-4lF的FADEC系統與機上KSU-1-42 數字式電傳操縱系統交聯，能夠根據飛行狀態自動調節發動機的工作，從而提高飛行效率和發動機工作的可靠性.由此可見米格-39 已經具有了「綜合飛行/推力控制系統」(IFPCS) ，下一步應該是將其與火力控制系統(FCS)交聯在一起，實現綜合火力/飛行/推力控制系統(IFFPCS) 。

這一點俄羅斯專家在其1999年以前公開的第五代戰鬥機討論中並未提及(其討論側重於各分項目應當具有的指標與特性)，但它確實是真正的第五代戰鬥機應當具有的特徵，依賴干IFFPCS ，作戰飛機將能夠以最佳飛行時間、最佳任務航跡、最佳燃由消耗等為優化目標自動對飛機進行能量管理，實現作戰過程全自動化，大幅提高其生存能力和作戰效能。

第五名：渦扇-10B太行發動機 國家：中國

行WS-10/10A相當於當初F100-PW-100階段，而太行改WS-10B則已經相當於當初F100-PW-220階段。太行改WS-10B發動機整體性能接近和部分超過F110-GE-129IPE　(F110的性能改進型)WS-10B發動機在「太行」發動機的基礎上研製的，渦扇10B與渦扇10/10A之間的通用零部件達70%。使用通用部件不僅減小了研製的冒險性，還將顯著地減少後勤保障費用。

太行改WS-10B的核心機以「太行」核心機為基礎重新研製的，在設計過程中三大核心部件既高壓壓氣機、環形燃燒室、高壓渦輪等大量的參照並借鑒了AL-31F核心機的設計方法，結構細節設計和製造工藝. 大膽倡導採用了航空動力許多前沿設計技術成果和大量應用新材料、新工藝，從而突破了120餘項關鍵技術。

重點圍繞WS-10B核心機的三大高壓部件既高壓壓氣機、環形燃燒室、高壓渦輪等的工程設計，試製與試驗以及其相關的強度、控制等系統進行綜合應用研究，研製過程遵循「部件試驗在前，整機試車在後.的原則，完成了大量的三大核心部件和子系統的試驗。

對核心機進行了大量的地面和高空性能試驗，對可靠性與耐久性方面的進行大量試驗，大幅度的提高熱端部件壽命。對其它部件、系統、成件等作了適應性改進，對附件位置、管線和防冰系統作了必要的修改。為減輕重量進一步擴大了鈦合金的應用範圍。對加力燃燒室和尾噴管進行優化設計，採用新的耐高溫合金材料，改進冷卻設計，減輕重量 。

優化設計了高壓渦輪葉片的結構細節設計，為不帶冠設計，強化氣膜加對流複合冷卻技術。利用增大空氣流量、提高部件效率、減少漏氣和損失等技術措施，來一定幅度的提高推力。風扇是採用後2級整體葉盤結構。由於運用三維計算流體力學進行設計，風扇效率顯著提高，壓比為3.6;採用整體葉盤，消除了燕尾槽和阻尼凸台等處的應力集中，簡化了結構，減少了零件數，減輕了重量，減少了泄漏結構和系統。

加力燃燒室和尾噴管以及大部分發動機附件從「太行」發動機的設計方案衍生而來，並改進了冷卻技術和重新設計了部分結構設計，使結構更簡單，減輕了重量，提高使用壽命壽命、同時維修性也得到改善，降低了使用和維護成本，為適應J11B的機體，對附件位置、管線和防冰系統作了必要的修改。

第六名：AL-31FN渦扇發動機 國家：俄羅斯

AL-31F是由俄羅斯留里卡"土星"科研生產聯合體研製的帶加力燃燒室的渦扇發動機。該聯合體前身是留里卡設計局，組建於1946年，是前蘇聯的主要戰鬥機發動機設計局。在上世紀60年代，留里卡研製了AL-21F系列渦輪噴氣發動機，其最大加力推力達11000daN。1970~1974年投入生產，廣泛用於蘇-17、蘇-20、蘇-22、蘇-24和米格-23戰鬥機上。在AL-21基礎上，1976年(另一說法是1973年)留里卡開始研製AL-31F發動機。1985年該發動機研製達標後，用於蘇-27、蘇-30和蘇-35戰鬥機。

AL-31F的結構形式是雙轉子加力式渦扇發動機。推力範圍:加力12250daN，中間7620daN。每台價格300萬美元。AL-31F有一些改進型，其中包括帶矢量推力噴管的改進型AL-31FP發動機。

從總體上講，作為蘇-27戰機的專用動力裝置AL-31F發動機，其性能是優良的，具有明顯優勢。

(1)尺寸小，推力大。其渦輪具有有效的冷卻系統和良好的熱力學特性;壓氣機增壓快速，發動機結構緊湊，保證飛機有較高的推力和良好的機動性。

(2)穩定性高。可使用在蘇-27飛機的各種飛行高度和速度下，即使飛機在以M2的速度進入平螺旋、直螺旋、翻轉螺旋和進氣道喘振的情況下，發動機工作仍然極其穩定。喘振消除系統、空中自動點火系統、主燃燒室和加力燃燒室的再次啟動系統等可保證在使用機載武器時動力裝置的工作可靠性。

(3)維修簡便。該發動機採用單元體結構，由14個單元體組成，因此，如果出現某些損壞，不需要全部更換，只替換下有故障的單元體即可。這樣，在使用條件下進行發動機維修時，可更換其中的6個單元體。

(4)使用壽命長。AL-31F可根據其技術狀況而使用，只要發動機還正常，就可以一直使用下去，而現代化水平的診斷設備可保證飛行安全。但其使用壽命也有一個限度，一般認為該發動機第一次維修前的使用壽命可達1000h，總使用壽命應該不少於10年。

第七名：EJ-2000渦扇發動機 國家：英國

EJ200是歐洲四國聯合研製的先進雙轉子加力式渦輪風扇發動機，用於歐洲聯合研製的90年代戰鬥機EFA(現編號EF2000)。參加研製工作的有英國羅·羅公司、德國發動機渦輪聯合公司、義大利菲亞特公司和西班牙渦輪發動機工業公司，各占份額33%、33%、21%和13%。

1985年8月，先由英、德和義大利三國集團發起EFA計劃，同年9月西班牙加入該集團。1986年12月，負責EJ200發動機研製的歐洲噴氣渦輪公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑註冊。1988年11月簽訂發動機研製合同，同時首台EJ200設計驗證機在德國慕尼黑運轉。1989年12月，三台設計驗證機共積累運轉650h，達到設計驗證機要求。1991年10月EJ200原型機首次運轉。計劃將製造20多台原型機用於地面和飛行試驗。預計1996年可能交付生產型EJ200。

在發動機設計要求中，除要達到高推重比(10)和低耗油率外，特彆強調高的可靠性，耐久性和維修性以及低的壽命期費用。例如：平均故障間隔時間大於100EFH*，空中停車率小於0.1/1000EFH，維修工時不大於0.5MMH**/EFH。

採用的新技術主要有：損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維有粘的葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴和具有故障診斷和狀態監控能力的FADEC。在開始執行EJ200研製計劃之前英國羅·羅公司專門研製了XG-40驗證機，以便在實際發動機環境下驗證新的設計技術。為EJ200打下技術基礎。

除歐洲戰鬥機EF2000外，EJ200發動機其他可能的用途有：垂直/短距起落歐洲戰鬥機2000、「狂風」戰鬥機改裝、F/A-18、義大利馬基航空公司與巴西航空工業公司合作研製的AMX、「陣風」、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰鬥機

第八名：M88渦扇發動機 國家：法國

M88-2發動機的結構為風扇3級，第一級帶凸肩。高壓壓氣機6級，採用三維設計技術，前3排整流葉片可調，在第4和第5級之間設引氣口，高級負荷。相比基於類似核心設計的F404發動機，M88-2少一級高壓壓氣機，其總壓比為24.5，F404則為26，同樣改進自F404的RM12也達到了27.5。由此可以看出，因為M88-2少一級高壓壓氣機給總壓比帶來了不利影響，不過級數減少也能部分減輕結構重量和幾何長度，適當縮小載機的發動機艙輪廓。

M88-2風扇壓大約在4以內，高於F404的3.641;而高壓壓氣機壓比則為6.125，低於F404的7.14。級壓比方面，M88-2為1.35，只略高於F404的1.324，更加低於RMl2。考慮到M88與F404的高壓段有很大的繼承性，兩者性能參數上的差異表明法國在壓氣機設計上仍然有所不足。

相比之下，F414發動機採用3級風扇、7級高壓，達到30以上的總壓比。EJ200發動機的總壓比為26，雖然不算太高，但只用了3級風扇、5級高壓結構，比同樣總壓比的F404減少了2級。

燃燒室採用了低污染的雙環腔帶多孔氣膜冷卻結構，與通用動力公司同系列產品的結構與特點類似。目前，蘇霍伊SSJl00支線客機已確定以M88核心機為基礎，發展SAM-146大涵道中等推力發動機。M88-2燃燒室上構造的特點，顯示了它身上有著無可否認的F101發動機血統。

渦輪部分高低壓渦輪均為單級結構，都使用氣膜冷卻，高壓渦輪葉片具備主動間隙控制，葉片材料使用AMl單晶合金。由於採用了高溫高負荷設計，其渦輪進口溫度高達1850K。

渦輪盤採用粉末冶金製造工藝，輪盤材料試驗型為Astroloy粉末冶金，生產型為N18合金。加力燃燒室為整體式，由中心單圈環形穩定器和9根徑向火焰穩定器組成。尾噴管為引射式，喉部面積和引射噴口面積均可調，噴口調節片用碳化硅基陶瓷材料製造。發動機採用雙余度全許可權數字化發動機控制系統(FADEC)，可在3秒內從怠速加速到全加力狀態，在飛行包線範圍內無顧慮操作。外涵機匣則採用樹脂基複合材料PMR-15製造。

全機分為21個模塊設計，每個模塊都能由簡單工具拆裝更換，達到減少備件數量、快速更換、簡化維修程序和時間的目的，整機拆卸及維修總共只需4小時。

第九名：WS-13渦扇發動機 國家：中國

俄方負責培訓技術人員和部分工人，培訓完一批工人連設備一起運回，安裝調試進行生產，合理安排各部件生產進度，交叉並行進行。 由中俄雙方在 RD-33 的設計基礎上，對局部結構設計進行改良，命名為天山 -21，後請空軍司令員馬曉天中將命名為「泰山」 。引進了改良後的 RD-33 的大部分生產工藝設備對一條 WP-13 生產線進行技術改造

WS13 是在 RD33 的基礎上結合推比八的中推的技術而研製的小涵道比加力型渦扇。

三級軸流式寬弦實心鈦合金的風扇葉片，經兩極電化學處理的整體葉盤結構，風扇前有計算機控制的可變彎度導流葉片，擴大風扇穩定工作範圍。8 級軸流式高壓壓氣機 ( 前三級為可調導流葉片 ) 單級低壓渦輪採用空心氣冷轉子葉片，單級高壓渦輪為單晶渦輪葉片和導向器葉片，環形燃燒室，有葉尖間隙控制的 空氣熱交換器，綜合數字式全許可權控制系統。

齒輪箱和附件位於發動機的下方，具有性能先進的微型渦輪輔助動力裝置，大部分零部件可以利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研製的外廓尺寸相近。引進了改良後的 RD-33 的大部分生產工藝設備對一條 WP-13 生產線進行技術改造。

WS13A ：大涵道比非加力型渦扇，涵道比 2.0 ，推力 10KN ，油耗 0.62 ，總壓比 23 ，渦輪溫度 1800K ，推重比14 ，大修間隔 800H ，壽命 2400H ，預計 2006 年開始批量生產，列裝機型： 中客 ARJ21 、中運。

WS13 泰山：用於 FC - 1 「 梟龍 「 、 FBC - 1 「飛豹」 後期動力。 WS13 是在 RD33 的基礎上結合推比八的中推的技術而研製的， 長 4.14 米，最大外直徑 1.02 米交付使用質量 1135 千克，發動機 加力推力 86.37 千克。

改型發動機加力耗油率為 2.02 ，不加力推力為 56.75KN ，不加力耗油率為 0.73 ，巡航推力 51.2KN ，巡航耗油率 0.65 ，進氣量 80kg/s ，涵道比 0.57 總壓比 23 ，大修間隔 810H ，渦輪進氣口溫度 1650K ，壽命 2100H ，推重比 7.8 。預計2012年開始批量生產。

第十名：RD-93渦扇發動機 國家：俄羅斯

RD-93型發動機是用於米格-29戰機的RD-33渦扇發動機的改進型，由俄羅斯聖彼得堡克里莫夫公司研發，莫斯科切爾內舍夫機械製造廠正在量產。 RD-93發動機的推力較大，最大推力49.4千牛，加力81.4千牛，可使飛機在16500米的高度維持每小時2000公里的速度。

RD-33是第一種量產型發動機，使用於MiG-29和MiG-29UB雙座教練型上。第一具於1976年開始出廠遞交飛機公司。第一代RD-33的翻修間隔(Time Between Overhall，TBO)為300小時，第二代之後提高至1600小時，第三代將可以達到2000小時。

RD-33改良型，提升渦輪前的燃燒溫度，同時也提高推力輸出。使用在MiG-29K與MiG-29M上。

RD-93(俄文為PД-93)加力式渦輪風扇發動機是在RD-33(俄文為PД-33)的基礎上，為適應飛機設計的需要，將上置的附件機匣改為置於發動機下部的改進型，發動機中各部件的結構(除適應附件機匣位置改動而帶來的中傳動裝置中從動錐齒位置有變動外)兩型完全一樣。

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