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中国航空发动机的发展（四） [转贴 2008-07-11 17:24:57]

我国先后发展了2代单晶合金,即DD3和DD6.DD3已经开始用于涡轴发动机,DD6可能

在太行发动机生产型上得到应用。涡轮盘是发动机重要的热端部件之一。它在极

为苛刻的条件下工作，飞行时承受着启动-停车循环中的机械应力和温差引起的热

应力的迭加作用，因而要求材料具有足够的力学性能和理化性能，特别是在使用

温度范围内要有尽可能高的低周循环疲劳和热疲劳性能，这是确定涡轮盘工作寿

命的关键因素。在粉末盘之前，盘件用的γˊ相沉淀强化型合金由于强化元素不

断地增多，严重的偏析使热加工性能恶化，低周疲劳性能降低，裂纹容易扩展，

且投料比达19：1 以上。投料比高和锻造工艺复杂，使其成本大为提高。60年代

末期，随着高纯预合金粉末制造技术的兴起，美国 P&W公司首先将当时的盘件合

金ASTROLOY制成了粉末盘。粉末盘的出现，解决了涡轮盘合金高合金化造成的凝

固偏析和变形困难，提高了力学性能，而且性能波动小。在目前的涡轮盘制造技

术中，粉末冶金已成为制造高性能涡轮盘最成熟可靠的方法，粉末盘已广泛用于

美俄等国多种先进发动机的研制和生产中。粉末（镍基）高温合金晶粒细小，组

织均匀，无宏观偏析，合金化成度高，屈服强度高，疲劳性能好，是制造高推比

新型发动机涡轮盘等部件的最佳材料。目前在粉末高温合金领域，美国和俄罗斯

工艺各异，都居于世界领先地位用于高推重比发动机涡轮盘的粉末合金第一代有

In100、Rene95、APK-1、ЗП74НП合金等。GE用HIP，HIP+热模锻，HIP+HIF （

等温锻）和EX（挤压）+HIF的Rene95粉末盘，轴等高温部件。俄罗斯研制的

ЭП741HП合金用量最大，1550MPa以上，750℃，100h的持久应力达750Mpa。主

导制造工艺路用温度达700℃的ЭП962П高强合金与Rene95类似。使用母合金熔

炼及电极棒浇注加工→ 等离子旋转电极制粉→ 粉末处理→ 粉末装套及封焊→

热等静压成形→ 热处理→ 机加工→ 检验→ 成品。推重比10发动机涡轮盘用的

二代粉末合金有Rene88DT、N18、MERL-76、ЗП975合金。盘件合金实现了由高强

型向耐损伤型的转变，强度稍有降低，但疲劳裂纹扩展速率下降较多，工艺性能

得到改善，设计的使用温度达到750℃或更高。采用铸造及激光打孔工艺直按制造

发散冷却孔道。第三代粉末盘发展有双组分（AF115+MER-76）、双重热处理组合

盘。该粉末盘是推比12~15的发动机所用的关键技术
中国650℃第一代高温合金粉冶FGH95在77年进行研制，从德国Heraeus公司引进了

部分研究设备仿制Rene95合金。84年底模锻出 Φ420mm的全尺寸涡轮盘，基本达

到Rene95性能。展开母合金熔炼，氩气雾化制粉，粉末处理，热等静压成形，等

温锻，热处理，超声检验及表面强化等研究，发现工业生产等工艺问题严重。从

俄国引进工业化生产的等离子旋转电极制粉设备及盘件生产线，95年底全部投产

，从根本上解决了粉冶高温合金的粉末质量问题。95年西南铝加工厂用包套锻造

工艺成功地模锻出10A盘用的φ630mm的粉冶FGH95 合金涡轮盘，经过潜心研究度

过了淬火关，得到快速冷却而不裂的涡轮盘。但是发现问题，以后倾向于采用

HIP+等温锻（或热模锻）工艺路线。FGH95合金使用温度为650℃，拉伸强度可以

达到1500Mpa。在650℃、1035MPa应力条件下，持久寿命大于50小时。现已由红原

采用一万吨油压机等温锻出太行发动机需要的全尺寸FGH95粉末冶金涡轮盘,.另外

我们也在搞第二代粉末冶金FGH96、FGH97合金,可在750℃下使用。2004年红原试

制出推比10发动机用的全尺寸FGH96粉末冶金涡轮盘。目前北京科技大学高温材

料及应用研究室正在根据高推重比研究计划和设计部门要求，填补国内先进涡轮

盘材料空白，为高推重比航空发动机材料储备关键技术，进行“十五”攻关项目

高推重比发动机用粉末高温合金第三代双性能涡轮盘研究，750-850℃难变形高性

能高温合金盘材的研制。863“高熔点结构材料快速凝固喷射成形制备技术”子课

题，研究喷射成形高温结构材料的特殊微观结构及其与高温蠕变和疲劳性能的关

系，为应用建立基础。除了以上材料外，正在应用的还有金属间化物高温材料，

锆陶瓷涂层，陶瓷基材料，钛合金材料，复合材料，变形高温合金材料，本文就

不一一赘述了.
8盛开在太行山上
2006年2月24日，中国航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力

涡扇发动机太行发动机定型的消息，消息传来，大家都欢呼雀跃，欢欣鼓舞。但

太行究竟是怎样的发动机，他的由来是怎样的呢?80年代初期，我们搞到一批

CFM56-3，这种发动机的核心机就是F101的核心机,而F101的核心机的衍生就是

F110的核心机。F110是一种十分优秀的发动机。它的生产商是通用电气公司，简

称GE。80年代初期，GE公司通过以先进发动机核心机为基础，不断吸取各种预先

研究计划和部件改进计划中获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术，

研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110系列发

动机。 F110是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重

比7的涡扇发动机，1986年装F-16C/D服役。之后，在F110- GE-100的基础上改进

发展了F110-GE-129IPE（改进性能发动机），推力达129千牛，推重比为7.28，

1991年装 F-16C/D和F -15A/C服役。在F110-GE-129IPE装备部队后，又以该发动

机的技术为基础，采用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划等预先研究计

划和部件改进计划(CIP)的成果，研制F110-GE-129EFE发动机。1991年10月，其验

证机F110X的海平面试验推力达到162千牛，推重比接近9.5。转入工程研制阶段后

，历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究，取得

了巨大进展，并以最大推力为151.4 千牛通过定型审定，2002年投产。按美空军

的建议，将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132；将推力为151.4

千牛的命名为F110-GE-134。 F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的，由

2级改为3级，压比由2.0提高到3.2，涵道比由2.01减到0.87，直径减小到 0.97米

。高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同。低压涡轮以F101的为基础重新

设计，仍保持2级，但为适应新风扇的需要，提高了转速。加力燃烧室是F101的缩

小型。排气喷管由F404的改进而来。轴承除5支点外，其余与F101的相同。GE公司

对核心机以外的部件和系统进行了比例缩小和减轻重量的处理。F110-GE-129IPE

继承了F110-GE-100型81%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮

进口温度提高55℃～80℃；采用改进性能的全权限数字式电子控制器，代替模拟

式电子控制器和液压机械式控制器；涵道比由0.87降为0.76。F110-GE-129EFE（

增强型战斗机发动机）的风扇是采用F118和IHPTET的风扇研究成果设计的一种3级

整体叶盘结构的风扇。由于运用三元流技术进行设计，风扇效率显著提高，空气

流量增加7%，压比由3.4提高到4.2；采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等

处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏；第1级采

用宽弦叶片，用激光冲击强化技术，进一步提高抗外来物损伤能力，这些都提高

了可靠性和可维护性。加力燃烧室从F120和F414加力方案衍生而来，以径向火焰

稳定器取代三圈环形稳定器，使结构更简单，零件数减少15%，重量减轻3%，维修

性和可靠性得到改善；由于采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火

特性更好。尾喷管在继承F110-GE-129IPE高可靠性的基础上，其外套的隔热防震

衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片中，使寿命、可靠性和维修性

都有明显改善；结构上稍做改进，使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力。

燃油系统采用全权限双通道数字式电子控制器(FADEC)，实现连续调节尾喷管的喉

道面积，提高了发动机推力和风扇的喘振裕度，减少了尾喷管的阻力，改善了在

整个飞行包线内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片

的材料和冷却技术等一系列改进措施，改善了发动机性能、减轻了重量、提高了

寿命，降低了使用和维护成本。F110XX，是F110X的衍生型。F110XX在海平面静态

推力额定值与F110X相同，但在高马赫数飞行时将产生更大的推力。为此将装一台

正在研制的新型压气机。F110X及F110XX的核心机与F101的核心机没有大的变化。

80年代初期,以TF30,F100为动力的三代战斗机F14,F15,F16由于发动机的问题,大

面积停飞,美国空海军战斗机面临着无法上天的窘境,此时F110就应运而生了。

F110的原型机F101DFE在F16和F14上进行了大量的试飞,结果达到甚至超过了原先

预期的目标,如在F14的试飞中显示,飞机的留空时间和作战半径比原装的TF30提高

25%;1982年的一次试验中达到了5004个战术空军循环,其热部件寿命是当时的

F100-PW-100以及F100-PW -200的三倍,1984年,F110被美军定为F14B/D、F15、F16

的动力装置，1986年，F110作为应急动力，装上F15投入使用，解了美空军的燃眉

之急，但F110作为正式动力装配F15则是在20年之后，2005年，F110－GE－129作

为标准动力装上韩国的F15K战斗机，此前 F15的正式动力还是F100。另外美国在

80年代的F16生产型上就开始应用F110，先后使用F110的F16有批次30，批次40，

批次50和批次 60。特别是批次60，首批出口阿联酋，选用了F110家族中最先进的

F110－GE－132发动机，强劲的推力使该批次的战斗机拥有无与伦比的实力。至于

应用于F14B/D上的F110－GE－400发动机，可以这样说由于换了F110，雄猫才真正

成为了天空的主宰，才真正成为飞行员放心的恋人。增加了超过4吨推力的雄猫，

推比超过了1，过去为飞行员所病诟的喘振裕度低，失速等问题被一脚踢进了垃圾

桶，过去的短处成为美国海军飞行员最值得夸许的长处。
F110发动机的资料技术数据
最大加力推力(daN)
　　F110-GE-100　　　　　　　12268
　　　　　 -400　　　　　　　12045
　　　　　 -129　　　　　　　12899
　　F110X　　　　　　　　　　16235
中间推力(daN)
　　F110-GE-400　　　　　　　7117
　　　　　 -129　　　　　　　7562
最大推力(daN)
　　F118-GE-100　　　　　　　8451
加力耗油率　　　2.02～2.05
中间耗油率
　　F110-GE-100/-129　　　　 0.70
推重比
　　F110-GE-100　　　　　　　7.07
　　　　　 -400　　　　　　　6.16
　　　　　 -129　　　　　　　7.28
　　F110X　　　　　　　　　　～9.50
　　F118-GE-100　　　　　　　5.43
空气流量(kg/s)
　　F110-GE-100　　　　　　　113.4～122.4
　　　　　 -400　　　　　　　117.5
　　　　　 -129　　　　　　　118.0
涵道比
　　F110-GE-100　　　　　　　0.87
　　　　　 -400　　　　　　　0.87
　　　　　 -129　　　　　　　0.76
总增压比
　　F110-GE-100　　　　　　　30.4
　　　　　 -400　　　　　　　30.4
　　　　　 -129　　　　　　　32.0
　　F118-GE-100　　　　　　　30.4
涡轮进口温度(℃)
　　F110-GE-100　　　　　　　1427
　　　　　 -400　　　　　　　1427
　　　　　 -129　　　　　　　1455
　　F118-GE-100　　　　　　　1427
最大直径(mm)　　　　　　　　 1181
长度(mm)
　　F110-GE-100　　　　　　　4622
　　　　　 -400　　　　　　　5893
　　　　　 -129　　　　　　　4626
质量(kg)

　　F110-GE-100　　　　　　　1769
　　　　　 -400　　　　　　　1996
　　　　　 -129　　　　　　　1809
　　F110X　　　　　　　　　　1701
　　F118-GE-100　　　　　　　1526

F110的原型机F101DFE在F16和F14上进行了大量的试飞,结果达到甚至1986年，为

了配合歼10战斗机的研制，以CFM56核心机经改进发展出一款大推力涡扇发动机配

装歼10战斗机的规划正式立项。当时瞄准的目标就是 F110-GE-129，随后就开始

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.之后开始

型号研制，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年底开始高空台试车。02年6月装

单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，02~03年开始试装歼10战斗机。05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。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，涡轮盘据

信早期型应用的是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。据型号总师张恩和透露，太行的最大推力在132KN，推

比7.5，涡前温度1747K,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,估计很快将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。据信，太行的改进型涡前温度已经达到1800K，推力可能接近F110-GE-134为

155KN，如果在太行基本型上继续发展，推比达到9.5左右也不是没有可能，太行

发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用

于未来的大型运输机。在太行发动机的研制的同时，我们也接触到了俄罗斯SU27

战斗机的发动机AL31F的技术，AL31F发动机的喘振余度大，抗畸变能力强的特点

也体现到了太行的身上，可以说太行是集东西方之大成的发动机，它汇集了中国

航空动力几代人的智慧和汗水，也凝聚着总师张恩和的心血。超过了原先预期的

目标,在太行发动机定型之后,我国的主力战斗机及其发展型就有了中国心,我们在

先进战斗机的动力上就不再受制于人了，尽管今后的战斗机动力还需要我们的努

力，或许还会进口，但有了这第一步，以后就会容易许多，因为里面涉及到的许

多东西都是我们的第一次。有了太行发动机，就意味着我们的发动机出师了，如

果说昆仑发动机是意味着中国人来了，那太行发动机就意味着我们在发动机大国

的行列中有了一席之地，虽然我们现在在发动机大国的排名中是最末一位，但并

不是随便哪个国家能挤进这个行列中的，纵观整个世界也只有安理会5个常任理事

国具有这样的资格，看上去两者之间的关系是偶然的，但偶然中也有历史的必然

--------因为没有强大的国力就没有强劲的航空发动机，从这点上来说，航空发

动机无愧于机械工业之花的称号。历经55年的艰苦跋涉，中国的这朵烂漫的山花

终于盛开在太行山上。
与此同时，随着超7的发展型FC－1枭龙战斗机计划的启动，贵州黎阳航空发动机

公司为满足该战斗机对国产动力的需求，已开始发展结合RD33与中推技术的泰山

发动机，去年已实现型号核心机台架试车，今年有望实现整机台架试车。
AL31F简介
АЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研

制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、

2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅

11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为 4级，但高压压气机减为9级

，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很

多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资

的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，

后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到

1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流

冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名

领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项

专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。
就结构而言，AL31F是十分先进的，AL31F的结构源自RD33，俄罗斯最初想利用通

过特殊手段获得的F100的结构来参照设计一款发动机，但没有成功，最后参照了

RD33的结构经放大后研制出AL31F。AL31F的高压压气机的压比并不算高，低于美

系同类发动机。但有弊也有利，压比低后，其喘振裕度高，进气道畸变不敏感的

优点就突出的显示出来，诸如眼镜蛇机动，尾冲等高难度动作正是得益于这一点

。AL31F寿命相比美系发动机也低，这主要体现在工艺和材料上，另外俄标相比美

标要求低也是个客观存在的现象，俄罗斯人也在改进AL31F，主要是换风扇---直

径更大（风扇直径由905毫米增加为924 毫米，相应的进气口直径也要增加）,压

比更高的风扇（最终的改型风扇级数由4级减为3级，压比由3.55增加为4.2,该压

比已经接近F110-GE- 132的压比）.以及效率更高的涡轮，并采用一些AL41F的技

术。同时，留里卡也制造了AL31F的单发改型AL31FN，歼10的首飞和批生产型用的

就是AL31FN，其和AL31F和最大区别是附件传动箱由发动机的上方改为下方，并拆

去了内外涵道的分流隔板，减轻了发动机的重量，今后该发动机还将采用在AL31F

的发展型上的成果，进一步提高推比和推力，并采用与克里莫夫合作的全向矢量

喷管。
AL31F技术数据
最大加力推力(daN)　　　　　　　　12258
中间推力(daN)　　　　　　　　　　7620
加力耗油率　　　　　2.00
中间状态耗油率　　　0.795
推重比　　　　　　　　　　　　　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)
　　　　　　　　　　　　　　　　 7.14(按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 112.0
涵道比　　　　　　　　　　　　　 0.60
总增压比　　　　　　　　　　　　 23.8
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1392
最大直径(mm)　　　　　　　　　　 1300
长度(mm)　　　　　　　　　　　　 4950
质量(kg)　　　　　　　　　　　　 1530 (按前苏联标准)
　　　　　　　　　　　　　　　　 1750 (按国际上一般规定)
其进程如下(源自中国航空工业第一集团公司网站)
2000年引进某涡扇(RD33)
2002年年底确定了方案和总师单位。
2003年8月底核心部件设计出图完成。
2004年3月底总师以及领导小组成立。
2004年6月底设计出图工作基本完成。
2004年6月核心机图纸通过专家审查。
2004年7月开始全国协作低压件试制。
2005年1月发动机图纸文件目录完成。
2005年4月火焰筒和燃油总管试制成功；
2005年5月1号样机恢复装配并试车成功；
2005年6月核心机零件加工完成60%
2005年6月粉末冶金材料高压涡轮盘叶片榫槽拉削工序完成。
2005年6月30日主燃烧室、燃油总管，并同时进行了5号支点次串装试车成功；高