涡扇10发动机技术细节

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8，涡前温度1800K，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。

八十年代初期，中国航空研究院606所(中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所)因70年代上马的歼9、歼13、强6、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。涡扇10(WS-10)工程于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术，要独立自主地研制一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易的。

涡扇10立项后就开始了核心机的改进工作，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，97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。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。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，型号装机首飞是在2001年7月，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。历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，但是仍然存在可靠性问题，需要不断改进。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。

回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的不仅是荣誉和光芒，而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。

太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关键。2003年，"太行"发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验: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;第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次"特情"。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。

在发动机的试制中，中国一航创造性地学习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，发挥国内各专业优势，多家企业组成国家联合队，协同攻关，成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。

在太行发动机研制过程中采用的新技术有:

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。但是GH4169合金压气机、涡轮盘件，目前仍然存在盘件性能富裕度小，个别情况盘件的性能、组织无法满足标准要求; 新工艺、新结构需要持续改进。

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。

截至2015年底，410厂已向海军、空军交付涡扇10发动机不少于400余台，被用于J11B、J11D、J16等机型，装备了不少于5个航空团。虽然经历了磕磕碰碰，但截至目前，没有一架搭载涡扇10发动机的战机因发动机故障坠毁。