【军事文摘】深度解读中美俄三国自产战机发动机（多图）
太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。太行发动机的1978年预研，1987年立项，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时27年。太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。太行发动机由中国航空研究院606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。采用大推力涵比及全自动数字化控制系统，推力达到12000KGF-14000KGF（公斤力9.8N/Kg）。目前主要用于装备中国第三代高性能歼-11B战斗机 。
2007年1月,配装WS-10“太行”发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越；从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越；从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。
太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且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。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且，在“太行”的研制过程中，厂方严格执行参照“美军标制”定的国家军用标准，发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机，要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的“心脏病”将得到全面解决。
“太行”诞生的过程也是锻造中国研发航空动力顶尖人才的过程，我国开始拥有了一支能够独立研制大推力航空发动机的人才队伍和创新梯队，对于中国航空动力事业来说，“太行”只是一个起点。
在太行发动机研制过程中采用的新技术: 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。此款“太行” 疑似为中国正在试飞的歼-20所使用发动机，这型发动机也是中国目前最先进的在产的国产发动机。
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。
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
近日，俄罗斯媒体发布一组UFMO发动机生产联合公司的照片，不仅能够看到俄先进航空发动机的生产车间，还完整曝光了整个生产流程。
俄罗斯UFMO发动机生产联合公司是俄罗斯最大的发动机研发制造企业，始建于1925年，有员工2万余人，现属于俄罗斯联合发动机公司。UFMO主要生产装备苏-35战机的AL-41F-S发动机、装备苏-27和苏-30的AL-31F发动机、卡系列直升机和米系列直升机，并参与研制T-50战机发动机、MS-21客机发动机PD-14及VK2500发动机。
不同车间生产出来的部件被装配工组合到一起。
单独的一个部门负责回转尾喷管，这是AL-31FP区别于AL-31F的一个重要元素。
装配工作的最后一步是减压阀同燃料监控设备、通信设备和电气装置装到一起。要对同轴度进行仔细的检查，以避免可能的震动。
装配工正在仔细的手工检查发动机。
在装配车间里所有的零件和部件将被组合称一个完整的发动机。这里工作着最优秀的装配工。
装配车间中有一个区域展示了近20-25年生产的发动机。
航空发动机的测试是整个生产链中最后一个，但同时也是非常重要的一个环节。在一个特殊车间进行最初测试和验收试验
使用纸和聚乙烯材料将发动机包装起来，但这并不是全部。
回转尾喷管的使用寿命为500个小时，而发动机为1000小时，所以必须要准备两个回转尾喷管。
这是已经被安装在发动机上的管材，它们缠绕着发动机，发挥着自己的作用。
发动机叶片的制造。
装配涡轮发动机的叶轮是一个很费时的事情，需要特别高的技能。高精度的装配可以保证发动机长期、可靠的工作
F135发动机是为洛克希德·马丁公司F-35飞机研制的,有3种型别,即常规起落型F135-PW-100、舰载短距起落型F135-PW-400和STOVL型F135-PW-600。主合同商PW公司负责F135主发动机的研制和系统集成。分合同商RR公司负责轴驱动的升力风扇、三轴承偏转喷管和滚转喷管的研制。Hamilton Sund-strand公司、挪威的VOLVO航空公司(VAN)、Ducommun Aero Structure(DAS)公司、Unison工业公司和丹麦IFADA/S公司也参与了F135发动机的研制。
F135发动机于2002年5月成功地通过了初步设计评审,2003年5月成功地通过了关键设计评审。2003年9月,第1台F135生产型发动机组装工作完成。2003年10月,F135 CTOL型发动机(FX631发动机)开始进行地面试验,检查了发动机是否有液体泄漏、从地面慢车到空中慢车间的油门特性。2003年11月8日,PW公司第1台F135 FX631生产型发动机首次进行加力试验。2008年11月25日，普·惠公司F135发动机成功完成首次超声速飞行，飞行的最高速度达马赫数1.05。截止到2007年底，F135推进系统完成了3600小时的方案验证试验、8500小时的系统验证试验，垂直起飞推进系统试验了4300小时和19次飞行试验。此后常规起落型F135-PW-100于2010年年初正式定型，获得服役许可。STOVL型F135-PW-600也在最近完成研制开始投产。
F135发动机是F119发动机的衍生型。F119发动机由3级风扇,6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为:风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件、FADEC及发动机监测系统。其加力推力155.7千牛，中间推力105.0千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温1850-1950K，最大直径1.13米，长度4.826米、重量1460千克
F135发动机采用与F119发动机基本相同的核心机。为提高推力，增加了发动机的空气流量和涵道比，提高了发动机的工作温度;为了获得短距起飞和垂直着陆能力，垂直起降型增加了新颖的升力风扇、三轴承旋转喷管、滚转控制喷管。其3级风扇采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和失谐技术,在保持原风扇的高级压比、高效率、大喘振裕度和轻质量的同时,将风扇的截面面积增加了10%-20%。6级压气机与F119发动机的基本相同。
燃烧室在F119发动机三维高紊流度、高旋流结构的浮动壁燃烧室的基础上,采用了高燃油空气比燃烧室技术,在提供小的分布因子和所要求的径向剖面的同时,满足了效率目标。高、低压涡轮采用对转结构,“超冷”高压涡轮转子叶片和导流叶片采用计算流体力学(CFD)方法设计,利用高温材料(可能为CMSX-4铸造合金)铸造,已在改进的F119发动机上得到验证,在提高耐久性的同时,能够明显提高工作温度(约为110℃)。低压涡轮增加1级,变为2级,以适应增大的风扇带来的驱动负荷。
F119是普·惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力（即低的红外和雷达信号特征）、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1577～1677℃（1850K～1950K）；节流比1.10～1.15。
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。
F119的主要性能参数为：最大推力156千牛，中间推力105千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温度1577℃～1677℃，最大直径1.13米，长度4.826米，重量 1360千克。与普惠公司为第3代战斗机F-15、F-16研制的推重比为8一级的F100发动机相比，F119在总级数、零件数、推重比等均有较大的改进。
中美俄自产战机发动机车间对比
（来源： 环球网，作者： 佚名）
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