最大推力(daN)
耗油率
推重比
涵道比
涡轮前温度(K)
总增压比
长度(mm)
质量(kg)
高级教练机L15应用的加力型小发也正在研制中，据悉该发动机是与乌克兰合作的
AL－222－25的加力型AL－222－25F，此种发动机可以和美国与台湾合作的
TFE1042发动机相提并论，推力和推比都比较接近TFE1042。
АИ-222-25系列发动机简介
由乌克兰伊夫琴科-进步设计局（Ивченко-Прогресс）研制，А
И-222-25为该系列的基本型号，已作为Як-130等教练机的动力装置。2004年4
月30日首架批生产型Як-130在下诺夫哥罗德Sokol（索科尔）工厂首飞成功。发
动机批生产工作由扎波罗什/斯奇发动机联合股份公司和俄罗斯MMPP – SALUT生
产联合体 （ММПП Салют ）合作进行。燃气发生器和风扇部件在扎波罗
什工厂生产、低压涡轮支撑机匣，传动齿轮箱和其他部件将在莫斯科生产并最终
完成组装。АИ-222-25的设计是以АИ-22涡扇发动机的核心机为基础，后者的
首台全尺寸发动机已于2000年9月25日完成组装并进行了台架试车，2002 年配装
АИ-22发动机的Ту-324进行了试飞，因此АИ-222-25的研制进展相当快速，
2002年进行3台架试验，至2003年全尺寸发动机首飞成功并取得了适航合格证。不
过据该局网站介绍，发动机计划于明年上半年进行定型试验。除了АИ-222-25基
本型外，其他改型还有АИ-222-25 УВТ型（带矢量喷管）、АИ-222-28型（
增推型，~27kN）、АИ-222-25Ф（加力型、起加力推力41kN）、АИ-222-25
КФК（短加力燃烧室、起飞加力推力~29kN）；另有资料介绍一型АИ-222-28
Ф，是加力涡扇型别的未来改型，加力推力44~49kN。
АИ-222-25结构和系统
发动机采用单元体结构设计，提高了发动机使用维护性以及易于生产。
风扇
直径624mm、流量49.4kg/s、涵道比1.18。中介机匣
机 八级轴流式，1~3级静叶可调。燃烧室环形，低污染设计，带16个气动雾化
喷嘴，气膜冷却火焰筒（film-coated flame tube）。高压涡轮 单级轴流式 高
效涡轮导向器，定向凝固高温合金叶片。低压涡轮单级轴流式气冷导向叶片，
材料为定向凝固高温合金。尾喷管
高低压转子分别有2个和3个轴承支撑。安装节
系统全权限数控系统（FADEC）具有监控及故障诊断功能。新型燃油系统体积小
、重量轻。АИ-222-25 УВТ ——单元体设计的喷管部件具有轴向偏转20度的
能力，可提高飞机的起降性能以及机动性，其喷管的操控动作是通过液压作动筒
来执行完成的。АИ-222-28发动机——推力增大型，在基本型基础上改进了冷却
系统，借鉴Д 27 桨扇的涡轮部件技术，提高涡轮前温度。而压气机系统则与基
本型完全相同。27的涡轮叶片采用了单晶材料，或许该发动机也会采用...АИ-
222-25 КФК——缩短加力燃烧室的改型。发动机超出基本型号的长度控制在
500mm以内，可用于改善飞机的基本控制系统特性，且无需做大的改动。由于缩短
加力室，简化加力控制系统并且保证一次加力的额定推力。
数据
型号
-222-28
最大推力情况下（高度＝0，马赫数＝0马赫）
推力
(27468)
实际单位耗油率（kg/kgf*h）或(kg/N*h)
(0.0688)
空气流量（kg/s）
50.6
增压比
16.9
涵道比
1.13
最大涡前温度（k）
1590
最大推力情况下（高度＝5000米，马赫数＝0.6马赫）
推力
(15892)
实际单位耗油率（kg/kgf*h）或(kg/N*h)
0.87(0.08886)
最大推力情况下（高度＝10000米，马赫数＝0.6马赫）
推力
440(4316)
实际单位耗油率（kg/kgf*h）或(kg/N*h)
(0.0826)
干质量
TFE1042双转子涡轮风扇发动机简介
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力：3714～6227；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 TFE1042，125～150万美元；TFE1088，175～195万美元(1995年)。
用 途 TFE1042-70/F125 台湾“经国”1号IDF战斗机。
TFE1088-12/F125X 台湾“经国”2号IDF战斗机。
TFE1088-16/F124-GA-100 美海军T-45“苍鹰”教练机。
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。
TFE1042-70/F125
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。
TFE1088-12/F125X 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。
TFE1088-13/F125XX 计划1998～1999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。
TFE1088-16/F124-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。
TFE1088-17/F124XX 是F124的推力增长型，是TFE1088-12/F125X的不
加力型。
TFE1088-18/F124XX 是F125XX的不加力型，预计1998～1999年投入生
产。
结构和系统
进 气 口 直接进气，无进口导流叶片。
风 扇 3级轴流式。低展弦比钛合金叶片，风扇压比2.5，风扇转速15300
r/min。(中间推力状态)，15221r/min(加力推力状态)，风扇的抗外来物破坏能力
强。
压气机 5级高压压气机(4级轴流和1级离心)。压气机叶片和整流叶片均为钛合
金材料制造，整流叶片可调。
燃 烧 室 环形。带12个双油路燃油喷嘴和2个点火塞。
高压涡轮 单级轴流式。高压涡轮转子叶片和导向器叶片均为气冷式。高压涡轮
驱动离心式压气机组合件，最大转速29000～33000 r/min。
低压涡轮 单级轴流式。低压涡轮经过同心轴和齿轮箱传动风扇。低压涡轮叶片
带叶冠、非冷却，最大转速21000 r/min。
加 力
燃 烧 室 3级加力燃烧室，全程可调。
尾 喷 管 可调的收敛/扩张式喷管。
控制系统 全权数字式电子控制系统，带机械液压备份系统。
滑油系统 独立自主式。
起动系统 起动发电机起动。
支承系统 共5个支点。低压3支点，高压2支点。在风扇和低压涡轮组成的低压转
子前有一个滚珠轴承，在中机匣和涡轮机匣处各有一个滚棒轴承。由高压压气机
和高压涡轮组成的高压转子前端由设在前机匣上的滚珠推力轴承支承，后端由设
在风扇轴上的轴间滚棒轴承支承。
加力推力(daN)
TFE1042-70/F125 4208
TFE1088-12/F125X 5550
TFE1088-13/F125XX 7327
中间推力(daN)
TFE1042-70/F125 2695
加力耗油率
TFE1042-70 2.07
中间耗油率
TFE1042-70/F125 0.816
推重比
TFE1042-70 6.81
空气流量(kg/s)
TFE1042-70 42.2(中间状态)
42.1(加力状态)
TFE1088-16 42.0(加力状态)
涵道比
TFE1042-70 0.45
TFE1088-16 0.42
总增压比
TFE1042-70 19.1
TFE1088-16 19.6
涡轮进口温度(℃)
TFE1042-70 1204
进口直径(mm)
TFE1042-70 590
最大直径(mm)
TFE1042-70 790
长度(mm)
TFE1042-70 3561
质量(kg)
TFE1042-70 616
TFE1088-16 456
由数据可以看出AL-222-25相比IDF所用的TFE1042-70的涵道比要大,但TFE1042的
原型TFE731的涵道比也很大,而且要超过 2.0 , 从TFE731到TFE1042的涵道比变化
看,AL-222-25F可能会改进低压段,使涵道比缩小,提高加速性能,另外考虑到AL-
222-25F可以加装矢量喷管,如果在L15上加装,L15的实力不容小视,不过笔者以为
这两种发动机都不适合使用于专用战斗机,事实上当初台湾采用TFE1042也是无奈
之举,瑞典早期的JAS39也想采用TFE1042,可后来考虑到双发的底阻和后部机身阻
力,最后还是采用了F404的单发构型,美国对IDF性能的限制产生了如此小推力发动
机的双发战斗机构型,.另外由于TFE1042的压气机采用了一级离心式压气机,其增
压比比AL-222-25略高也是情理之中的.总体而言,两者都是不错的加力小发,但时
至今日,最好的装机对象应该是教练机而不是战斗机.新一代的小推核心机正在由
608所设计中,未来先进的小推将由中国独立完成,另外小推的核心机可以用于发展
涡轴和涡桨发动机。综上所述，中国的航空发动机正步入加速发展期,中国发动
机的春天到了。今年2月初，美国称某商人将F16战斗机的引擎F100－PW－220E偷
运到中国，2月24日，太行定型的消息无疑给了自以为是的美国人一个响亮的耳光
。中国从来也不需要靠偷运来获得发动机技术，靠技术封锁来限制中国发动机发
展的时代已经一去不复返了。事实证明，就现在而言，日本等国即使获得了大推
力发动机的样机，也无法仿制出来，更不用说自行研制。中国正是靠自己的努力
与坚实的国力获得了发动机的核心技术并成功研制出自己的大推力发动机。强大
的祖国是发动机发展的强有力保障，充满希望的中国发动机事业正如东升的旭日
般蒸蒸日上!奔腾的心助推着中国之翼越飞越高……
正是：潜龙困渊图自强,半百无心剑难扬,一朝会凌昆仑顶,又见红旗揽太行。
注：1〕涵道比：外涵道和内涵道的空气流量之比
送至燃烧室的装置
振裕度，人们想到了用双转子解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机
在不同的转速之下，这样低压压气机和低压涡轮联动形成低压转子，高压压气机
和高压涡轮联动形成高压转子。由于低压压气机和高压压气机分别装在两个同心
的传动轴上，当压气机的空气流量与转速前后不一致时，它们就可以自动调节。
推迟了前面各级叶片上的气流分离，从而增加了喘振裕度，高低压压气机如果不
匹配就容易造成喘振，即低压压气机的空气，高压压气机喝不下造成喘振。
解为将涡喷发动机的低压压气机放大成为风扇，并在高压压气机之外增加一个气
流通道，即外涵道，空气经过风扇之后，一分为二，一部分走外涵道，一部分走
高压压气机（称为内涵道）经燃烧室，涡轮，最后在加力燃烧室和外涵道空气汇
合
机转速偏离设计状态过多而引发的。喘振是发动机的致命故障，严重时可能导致
空中停车或发动机致命损坏。
引发喘振。
10)单位耗油率:产生1牛顿或十牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油量
11)涡轮进口温度:燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度.提高涡轮进口温度,某种程
度上可以提高发动机性能,涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平.
12)增压比:发动机进口和发动机出口的压力比,第三代发动机的增压比一般在
20~30左右,提高发动机增压比可以提高发动机性能,但也会带来喘振裕度低的问题
13)单位推力:也叫单位流量推力,即每秒流过1公斤空气产生的推力,单位推力的大
小。反映了发动机的效率
14）放气式涡喷发动机：事实上放气式涡喷就是一种涵道比很小的涡扇发动机，
其外涵道的空气主要用于给喷管降温，而不是产生推力。放气式涡喷的放气比（
即涵道比）一般在0.2以下。
: 军事
