具有完全知识产权的昆仑涡喷发动机正式定型，从此之后，中国战机有了自己的

“中国心”。昆仑发动机究竟是怎样的发动机。他的意义如何。这还要从1984年

说起……1984，就在WS6下马的那一年，昆仑发动机开始进行验证机研制。606人

擦干了眼泪又开始了研制新型发动机的尝试。经过2年零8个月的时间，验证机性

能达标。当时昆仑发动机是选用了WP13发动机的三级低压压气机和缩小的斯贝的

前7级高压压气机的叶片造型，另外根据涡扇6以及WP15等发动机的设计经验，设

计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件研制昆仑发动机的。这是一个继承

性大，技术风险小，投资较少，周期短的设计方案，可以说WS6的骨血在昆仑上得

到一定程度的继承，就当时而言昆仑是中国人所能拿出的最好方案，他集合了中

国所能掌握的发动机上的所有技术，而且基本上都是对原有发动机的继承。但事

实证明，我们还太年轻，经验还很不够，就是这个不是很难的型号，中国整整用

了18年。1987年发动机转入型号研制，当时正好赶上国家颁布国家军用标准（国

军标GJB2410－87），于是国家规定，昆仑发动机要第一个贯彻国军标，而国军标

是参考美军标Mil-E-5007D标准制定的涡喷涡扇发动机通用规范，为了贯彻国军标

，606所首先组织编制了昆仑发动机型号规范，形成了规范手册，共600多条。高

、低压压气机匹配问题是昆仑发动机研制初期遇到的一个最关键的技术问题。高

、低压特性匹配好坏至关重要，它是整台发动机气动稳定性的基础。昆仑发动机

早期高、低压匹配问题非常严重，给发动机研制造成很大影响。因高、低压匹配

不好，高、中、低转速下都曾出现过失速和喘振问题。86年3月第l台验证机从01

次到03次试车，累积运转仅几个小时，就因低压J234压气机出口18片静叶尾流激

振使高压1级凸肩叶片折断; 87年4月新修改设计的J234A低压压气机上全台发动机

后，慢推力试车后无法加大推力试车，无论转换可调收敛喷管快慢都要引起高压

或低压喘振;90年的第三批发动机机307-01次上台试车，当天就引起高压1级叶片

断裂故障。由于高、低压匹配问题，使发动机在过渡过程或接、断加力过程经常

发生喘振，因而严重地阻碍了早期发动机的研制工作进展。为了解决高、低压匹

配问题，低压压气机先后设计了J234，J234A， J234B， J247等14种试验件;高压

压气机也先后设计了J237，J237A等13种试验件。其中低压压气机最关键的改进设

计是87年底一88年中的J247四级设计方案，重新设计了第3级并增加了第4级，使

整个低压裕度较WP13原型有了很大提高。从此之后昆仑的低压压气机级数由3级增

加到四级。之后，昆仑发动机于89年3月30日第一次实现了慢车到中间全程12秒加

速性，于89年7月第一次实现了由慢车到全加力的全程加速性。高压压气机是在91

年4月最后确定了J268放气方案，试验成功后J268于92年装整机，在昆仑4310发动

机上最终实现了规范规定的全程加速性要求。至此，昆仑发动机高、低压匹配问

题才得到了全面解决。研制过程中，高压涡轮叶片根部断裂的问题也十分突出，

在1987底至1998年初的试车中，就出现了这样的问题，后来经查明，原来昆仑发

动机采用了定向凝固无余量精铸复合空心冷却空心涡轮叶片技术，具有世界先进

水平，被称为当代航空发动机技术王冠上的一颗明珠。一位某航空大国的著名专

家曾经说过:谁掌握了这项技术，谁就拿到了研制先进航空发动机的"金钥匙"。在

高温下高速旋转的涡轮工作叶片上，采用气膜冷却技术更因其设计难度大、加工

精密复杂，连某航空发达国家的第4代战斗机的发动机也未采用。我国虽然有这方

面研究的基础，但还没有工程应用的经验。这次断裂故障的发生就是由于叶片根

部壁厚超差，气膜孔再铸层微裂纹及孔边锐角形成疲劳源等综合因素造成。原因

找到后，运用改进创新工艺，严格控制操作规程和无损检测等措施，使这一重大

技术难题得到圆满解决。经过5000多次冷热冲击循环试验，叶片完好无损。此后

通过大量考核，证明故障原因分析正确，排故措施有效，终于摘下这颗"王冠上的

明珠"。" 1993年12月12日，昆仑进入试飞，装配歼8C战斗机进行试验。为了保证

首飞，面对当时压气机喘振裕度不够，高压压气机和低压压气机工作不匹配的情

况，特别是试车时，在中低转速下，经过多级增压的高速气流，在高压压气机那

里不能顺畅通过，出现“喘振”现象的难关。经过反复讨论，昆仑的总师严成忠

采纳了“两步走”方案：用“放气”方案保首飞；用“不放气”方案保定型。即

第一步在高压压气机上设计“放气”装置，防止“喘振”，先保证“昆仑”首飞

上天，为第二步解决“不放气”赢得时间，创造条件。经请示上级主管机关，方

案获得批准。进入空中试飞后，随着试验环境的改变，试验项目的增加和试验难

度的不断加大，以及我们对发动机研制规律认识方面的不足，发动机先后出现了

管路渗漏油、空中滑油消耗量大、舱温高等问题。以后随着飞行包线范围的扩大

，又出现了部分加力脉动、加力点火成功率低、高空大速度飞行喘振停车、高空

小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。与次同时，606所还按国军标的要求

作了几百项试验，如滑油中断试验、电源故障试验、超温试验、输油管路着火试

验，吞入大气中液态水试验等，都比实际飞行使用的条件苛刻。不少试验在我国

是首次进行，甚至连试验设备都没有，只能先从设计试验设备入手，接着制造、

调试，有的仅设备调试工作就要花好几年时间。设备调试完成后，要进行试验，

但国内也不掌握试验技术，而国外严格保密，在资料上不可能查到，所以还要进

行试验技术的研究。有的试验开始前就经过2~3年的先期准备。所以原型机研制就

拖的时间比较长。就拿滑油中断试验来说，国军标的要求是最高转速时滑油中断

30秒，发动机不出现任何损坏，而实际要做到这点是相当难的。俄罗斯的AL31F也

只能做到中断17秒，最终606人还是成功了。再譬如说，为了达到拆后机身不拆承

力环和机尾罩的维修性要求，昆仑的尾喷管必须比WP13要小，这就增加了难度，

但我们还是做到了。由此昆仑发动机的单位迎风面积推力增加到了12200千克力/

平方米。然而，“昆仑”试飞接近尾声时遇到了新的麻烦。１９９７年底在高空

大马赫数试飞中，发动机出现喘振停车故障。总部机关成立以严成忠为组长的联

合攻关组。严成忠仔细查阅分析数以千计的试飞数据，从纷繁复杂的数百条曲线

和壁面静压分布中，找出了末激波的位置，确定了进气道的工作状态，计算出了

进气道与发动机的调整量。在联合攻关组会上，他详细分析了故障现象、物理本

质和原因，并提出了具体排故措施。但部分同志有疑虑。为了尽快统一认识，决

定首先对“昆仑”进行喷水逼喘试验，进一步验证发动机的喘振裕度。１９９８

年新年前夕，严成忠飞回沈阳。他办的第一件事就是组织力量日夜赶班设计和制

造喷水逼喘试验设备，从设计、加工到安装调试结束，原来说需要３个月，结果

只用１８天。
2001年5月21日，昆仑发动机在624所SB101高空台上完成了最后一次高原起动试验

，从而为昆仑发动机在北京CS101台、IJYIAM u-4台和624 SB101台先后10次高空

台摸底和考核试验划上了一个圆满的句号。2001年6月30日，昆仑发动机在606所

A103台完成了QT150小时定型试验的最后一次终校试车，从而为昆仑发动机全面完

成“合同”和“型号规范”规定的256项定型考核试验又划上了一个具有历史意义

的圆满句号。2001年8月 21日，昆仑发动机配装歼八某型飞机总计飞行了658个架

次、929个发动机工作小时之后，昆仑-533发动机在歼八某型-01架飞机上完成航

定委批准的《昆仑涡轮喷气发动机设计定型试飞大纲》及空军提出的“补充功能

检查”试飞科目规定的内容，至此，昆仑发动机设计定型试飞任务也己圆满完成

。"昆仑"发动机在设计过程中，为了保证在空气流量、外廓尺寸、重量"三不变"

的情况下，提高发动机性能必须采用先进技术。如选择比现役发动机高的热力循

环参数，总增压比和涡轮前温度大幅度提高;带气动雾化喷嘴的环形燃烧室;复合

式定向凝固无余量精铸气冷涡轮叶片，压气机高扩稳增益技术;大功率附件传动机

匣;数字防喘控制技术、涡轮排气温度电子控制技术等等，在保证发动机性能大幅

度提高的同时，还有高的可靠性。此外，在新材料、新工艺的运用以及试验、检

验等多方面技术都有新的突破。相比WP13，其压比从9提高到14，低压压气机级数

由3增加到4，高压压气机由5级增加到7 级，从压比可以看出昆仑接近于R25，也

是我国发动机从低压比向高压比发展的一个跨越，在防喘方面，昆仑采用了压气

机高扩稳增益技术和数字防喘技术，燃烧室由环管形变为环形并带有气动雾化喷

嘴，另外昆仑的涡轮进口温度也达到1450K以上的水平，这对材料也提出了更高的

要求，因而涡轮叶片采用了定向凝固材料，并采用了复合式无余量精铸工艺。

2002年的珠海航展上。AVCI1又推出了昆仑发动机的最新改型昆仑2发动机，昆仑2

在低压压气机部分采用了三元流技术，昆仑2验证机的推力达到了7.8吨，，昆仑2

的单位迎风面积推力达到了13000千克力/平方米，在国内外，这个数据也是少见

的。而单位迎风面积推力直接关系到推力和阻力的比，单位迎风面积推力越大，

推力和阻力的比也就越大，飞机的平飞速度和加速性越好，作战性能和机动性就

越好。据严成忠所言，由于昆仑2的转数相比昆仑还可以有2％的增长，因此至少

还可以再增大200千克的推力，由此8吨级的昆仑2是完全可以预期的，利用昆仑发

动机的核心机和低压压气机放大改进型，可以派生发展一种高性能、低成本的小

涵道比加力涡扇发动机其最大状态起飞推力可达83KN以上，其中间状态推力为

55KN推力级.它适用于新的轻型歼击机，其不加力型则可用于教练/攻击机. 昆仑

发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机

寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命

周期费用却大大降低。
以下是俄罗斯空战网站对昆仑数据的猜测。
压气机   轴流式，低压4级，高压7级
燃烧室   环形燃烧室，带气动雾化喷嘴
高低压涡轮   1级高压，1级低压，采用复合气冷定向凝固无余量精铸叶片
加力燃烧室    全锥扩散器三圈带波褶裙边的V形火焰稳定器, 全长隔热屏以及
尾喷管  蜗轮蜗杆机械同步可调收敛喷管
控制系统  电气－机械液压式，数字防喘
支承方案  高压转子0-2-0；低压转子采取1-2-0
技术数据
全加力状态推力(daN)
昆仑/昆仑1         ≥7159
昆仑2              ＞7653(先后达到7849，8134)
昆仑3              8751（可能还会增加）
中间状态推力(daN)
昆仑/昆仑1           ≥5065
昆仑2                ＞5389(现已达到5664)
全加力状态耗油率
昆仑/昆仑1           2.02
昆仑2                1.84
中间状态耗油率
昆仑/昆仑1            1.0
昆仑2                 0.95
昆仑3                 0.84
推重比
昆仑/昆仑1            6.21
昆仑2                 7.0(现有7.21及7.47)
昆仑3                 8.05（后期型估计会到8.8）
空气流量(kg/s)
昆仑/昆仑1             67
昆仑2                  有所加大，具体不详
涡轮进口温度(℃)
昆仑/昆仑1            1200~1250
总增压比
13~14
最大直径(mm)
昆仑/昆仑1             882
昆仑2                  882
长度(mm)
昆仑/昆仑1             4625
昆仑2                  4619
质量(kg)
昆仑/昆仑1              1175
昆仑2                  1115(现已到1110)
翻修期
昆仑2                  300(现已到400)
寿命
昆仑2                   1500(现已到2000)
从以上数据可以看出昆仑的发展潜力是十分巨大的，昆仑2仅仅是在低压段采用了

三元流技术，如果在核心机上采用三元流技术的话，昆仑3发动机8.05的推比是完

全可以预期的，据严成忠总师的估计，昆仑的推力增长20～30％完全没有问题，

如果后期型结合推比10的研究成果推比达到9也不是没有可能。另外我们不妨用

印度的卡佛里发动机比较一下，印度研制真正意义上的军用涡喷发动机始于1977

年，当时是GTX-37-14U加力式涡轮喷气发动机，有3 级低压压气机和7级高压压气

机，分别由单级高、低压涡轮驱动。不加力推力和加力推力分别为4448daN和

6427daN。后来，在GTX-37-14U 核心机的基础上研制一种GTX-37-14UB加力式涡轮

风扇发动机，涵道比为0.215，加力推力8896daN。但由于迎风面积大，未被LCA选

中。 GTX-35是一种先进的涡轮喷气发动机，有5级高压压气机、环形燃烧室和进

口温度更高的涡轮。但因耗油率太高而又未被选中。最后，从1989年3月开始研制

GTX35-VS涡轮风扇发动机，又称Kaveri，1991年初核心机上台试验，1992年中全

台发动机试车。据印度人士估计，GTX-35VS的研制费用将高达15～30亿美元，美

国专家的估计更高，需30～40亿美元。由于资金缺乏等种种因素，目前，发动机

研制进展缓慢。估计装本国发动机的 LCA要在2007年才能试飞，LCA将先用F404发

动机进行飞行试验。如果发动机进度进一步拖延，头50架LCA将都用F404发动机，

进而就有可能导致所有的LCA都采用外国发动机。从上读者不难看出GTX－37－14U

涡喷发动机和WP13的推力大小相当，而GTX－37－14UB的涵道比其实称为放气比比

较合适，其外涵道的气流对增大推力并没什么意义，主要是给喷管降温，基本属

于放气式涡喷发动机，如果WP13稍加改进成为涡扇，完全可以达到他的推力，事

实上我国确实也有过这种想法。再看GTX35－VS发动机，其风扇和压气机的总级数

为9级，而昆仑的高低压气机为11级，而总压比是卡佛里高，显然卡佛里在这方

面是领先了，其单级压比远远超过了昆仑，卡佛里发动机的高低压涡轮初期采用

定向凝固材料，这方面也和昆仑类似，但它后期将采用单晶材料，无疑又进了一

步，可以说卡佛里从性能上来说是十分先进的，但发动机毕竟不是先进技术的堆

砌，没有扎实的功底，有再好的想法也终究是水中花，镜中月。随着 F404装备

LCA，印度象独立完成国产发动机的梦想又将成为泡影。没有强大的工业基础是不

可能完成军用高性能航空发动机的研制的，而中国为了这一天整整走了52年。
GTX35－VS发动机
风　　扇　3级轴流式，跨音速叶栅。压比约3.22。
高　　压
压 气 机　6级轴流式(研究中为5级)。带可调整流叶片。压比6。5。
燃 烧 室　环形。带气动雾化喷嘴。
高压涡轮　单级轴流式。气冷，初期用定向凝固材料，后期将用单晶材料和隔热

涂层。
低压涡轮　单级轴流式。气冷，初期用定向凝固材料，后期可能用单晶材料代替

。
尾 喷 管　收敛-扩张式。
控制系统　全权数字式电子控制系统，与英国道蒂和史密斯工业公司联合研制。
加力推力(daN)　　　　　　8098
不加力推力(daN)　　　　　5186
推重比　　　　　　　　　 7.51
空气流量(kg/s)　　　　　 77.75
涵道比　　　　　　　　　 0.40
总增压比　　　　　　　　 21.35
涡轮进口温度(℃)　　　　 1215～1427
最大直径(mm)　　　　　　 910
长度(mm)　　　　　　　　 3490
质量(kg)　　　　　　　　  1100
另外我们不妨比较一下法国幻影2000所用的发动机M53,法国继阿塔9K50之后于

1967年开始着手研制M53,并于1976年定型,1979年开始量产.M53是法国搞出来的第

三代发动机,尽管它在第三代发动机中只不过是个丑小鸭.如果严格来说,它只是一

种二代半的发动机,但他来的很及时.M53是一种单转子小涵道比加力涡扇发动机,

由于是单转子发动机,M53被迫选取很小的涵道比,这样必然带来耗油率的上升与推

力的不足,这也影响了幻影2000的航程与推比.最初的M53只有推比5.9左右,推力只

有8.5吨.直到80年代定型的M53P2,推比才达到6.5,推力达到9.8吨.但就是这种推

比不及7的发动机也是我们在80年代所羡慕的,如果我们的WS6能够完成的话,水平

应该和M53相当,事实上当时中国的发动机也就和法国人差不了多少时间,但法国人

坚持下来了,而我们由于种种的原因,WS6下马了.80年代的中国实在太缺发动机了.

时至今日,有了昆仑2后,我们可以理直气壮的说,我们的昆仑2 发动机比M53要好.

从耗油率来看,两者不相上下,而推比上昆仑完全占有优势,唯一有所缺憾的是推力

上昆仑2略显不足.这也难怪,昆仑比M53轻了近 300公斤.但如果昆仑进一步发展到

昆仑3,完全可以在推力上超过M53P2.
M53技术数据 
加力推力(daN) 
　　M53-2　　　　　8330 
　　M53-5　　　　　8820 
　　M53-P2　　　　 9500 
中间推力(daN) 
　　M53-5　　　　　5440 
　　M53-P2　　　　 6330 
加力耗油率 
　　M53-5　　　　　2.09 
　　M53-P2　　　　 2.12 
中间耗油率 
　　M53-5　　　　　0.887 
　　M53-P2　　　　 0.907 
推重比 
　　M53-5　　　　　6.12 
　　M53-P2　　　　 6.56 
空气流量(kg/s) 
　　M53-5　　　　　86 
　　M53-P2　　　　 94 
涵道比 
　　M53-2，-5　　　0.35 
　　M53-P2　　　　 0.36 
总增压比 
　　M53-P2　　　　 9.8 
涡轮进口温度(℃) 
　　M53-2　　　　　1200 
　　M53-5　　　　　1230 
　　M53-P2　　　　 1260 
直径(mm)　　　　　 1055 
长度(mm) 
　　M53-P2　　　　 5070 
　　M53-5　　　　　4844 
质量(kg) 
　　M53-5　　　　　1470