按天配资平台航空发动机综述XX | 涡轮喷气发动机_推力_转子_燃气

涡轮喷气发动机（Turbojet Engine）又称涡喷发动机，是在单个流道内靠发动机喷出的高速燃气产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种按天配资平台，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年发明，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，也没有参加第二次世界大战；轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力于1944年夏投入战场。

涡喷、涡扇、涡轴、涡桨结构原理

1.涡喷发动机的类型

涡轮喷气发动机按其压气机的类型不同，可分为离心式涡轮喷气发动机和轴流式涡轮喷气发动机。按发动机转子结构不同，又可分为单转子和双转子涡轮喷气发动机。

1.1 离心式涡轮喷气发动机

采用离心式压气机的涡轮喷气发动机叫离心式涡轮喷气发动机。离心式压气机结构简单，制造方便，坚固耐用，工作稳定性较好。早期的涡轮喷气发动机大多为离心式。但离心式压气机单位迎风面积大、效率、增压比和流通能力不如轴流式压气机，推力受到限制。因此，从20世纪50年代后，大中型发动机都不用离心式了，只有小型涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机才采用离心式或轴流加离心组合式压气机。

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离心式涡轮喷气发动

1.2 轴流式涡轮喷气发动机

即采用轴流式压气机的涡轮喷气发动机，由于它具有效率高、增压比大和流通能力强等许多优点，目前推力稍大一些的涡轮喷气发动机均为轴流式的。

轴流式涡轮喷气发动机

轴流式涡轮喷气发动机又有单转子和双转子发动机之分。

1.2.1 单转子涡轮喷气发动机

压气机和涡轮共用一根轴的涡轮喷气发动机。其优点是结构简单，造价低廉，早期的涡轮喷气发动机多是单转子发动机。

但其缺点是稳定工作范围窄，随着增压比的提高，它已被双转子发动机所取代，法国“幻影”战斗机所用的M53发动机是目前世界上唯一还在服役的单转子涡轮风扇发动机。

1.2.2 双转子涡轮喷气发动机

有两个只有气动联系、且具有同心轴转子的涡轮喷气发动机。它把一台高增压比的压气机分为两个低增压比的压气机即低压压气机、高压压气机，分别由各自的涡轮即低压涡轮、高压涡轮所带动，以各自的最佳转速工作，形成两个只有气动联系的高、低压转子。这种发动机具有总增压比高、效率高、稳定工作范围宽、起动功率小、加速性好等优点。世界上第一台双转子发动机是1952年定型的美国J57涡轮喷气发动机。除早期发展的涡轮喷气发动机外，绝大多数涡轮喷气发动机都是双转子发动机。

2.涡喷发动机的特点

2.1 优点

2.1.1 高速性能优异

涡喷发动机的燃气喷射速度极高（通常远超音速），根据喷气推进原理，高速飞行时（尤其是超音速状态），其推力效率更高。在马赫数1.5以上的速度下，涡喷发动机的推进效率明显优于低速更省油的涡扇发动机，因此早期超音速战斗机（如米格-21、F-104）和超音速客机（如“协和”号）均优先采用涡喷发动机。

2.1.2 结构相对简单

相比涡扇发动机（需额外设计风扇和外涵道），涡喷发动机仅由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，无外涵道结构，零部件数量更少，维护难度较低，制造成本也相对可控（尤其早期型号）。

2.1.3 推力响应迅速

由于燃气直接通过核心机高速喷出，涡喷发动机的推力调节更直接，加减速响应快，适合需要快速改变飞行状态的飞行器（如战斗机）。搭配加力燃烧室时，可在短时间内大幅提升推力（如米格-21的涡喷-7发动机加力推力提升约60%），满足起飞、格斗等场景需求。

2.1.4 适用于小尺寸设计

无外涵道的紧凑结构使其更适合体积受限的飞行器，例如早期巡航导弹、靶机等小型航空器，可在有限空间内提供足够推力。

2.2 缺点

2.2.1 燃油效率低，航程受限

涡喷发动机的燃气能量几乎全部通过尾喷管以高速喷出，而推动飞行器前进的有效功仅与燃气动量变化相关，大量能量被高速燃气带走（热能浪费严重），导致燃油消耗率（单位推力每小时耗油量）远高于涡扇发动机。例如，涡喷发动机的耗油率通常在0.8-1.2kg/(N・h)，而现代涡扇发动机可低至0.3-0.6kg/(N・h)，因此涡喷发动机的飞行器（如早期歼-6、F-86）航程普遍较短。

2.2.2 低速性能差

在亚音速（尤其是低速）飞行时，涡喷发动机的推进效率急剧下降。因为低速时，高速喷出的燃气与外界空气的速度差过大，能量浪费更严重，导致 “推力不足但耗油高” 的问题，不适合民航客机等需要长时间亚音速巡航的飞行器。

2.2.3 噪音和污染较大

高速喷出的燃气与周围空气剧烈混合，产生强烈的气动噪音；同时，燃烧室高温燃烧可能生成更多氮氧化物（NOx）等污染物，环保性较差。相比之下，涡扇发动机的外涵道低速气流可有效降低噪音和污染物排放。

2.2.4 推重比提升受限

尽管早期涡喷发动机推重比（推力与自身重量的比值）优于活塞发动机，但受限于单一核心机设计和涡轮耐高温能力，其推重比天花板较低（成熟型号约5-7），而现代涡扇发动机推重比可达10以上（如F-22的F119发动机），因此涡喷逐渐被涡扇取代。

3.涡喷发动机的结构

涡喷发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。

3.1 进气道

又叫进气扩压器，将自由流空气引入发动机并减速增压。进气道按来流马赫数范围可分为亚声速、超声速和高超声速进气道；按在飞行器上的布局位置不同可分为头部、两侧、腹部和背置进气道；按调节方式不同可分为几何可调和不可调进气道。进气道主要性能参数有：总压恢复系数、流量系数、阻力系数和出口流场畸变指数等。

Olympus 593涡喷发动机进气道

3.2 压气机

向气体传输机械能、完成发动机热力循环中气体工质压缩过程，提高气体压力，为燃烧室提供高压空气。根据气流在压气机中的流动方向可分为轴流式压气机和离心式压气机。空气轴向地流入又轴向地流出压气机的称轴流式压气机，轴向流入而沿离心方向流出的称离心式压气机，由轴流式压气机与离心式压气机组合起来的称混合式或组合式压气机。按气流流动速度，压气机又可分为亚声速、跨声速和超声速压气机。表征压气机性能好坏的主要参数有:空气流量、增压比、效率和喘振裕度。

3.2.1 组成（轴流压气机）

轴流压气机主要由不旋转的静子和高速旋转的转子组成，静子由机匣与装在它上面的一排排的静子叶片排组成；转子由多个轮盘、长轴或前、后轴颈与装在轮盘上的转动叶片组成。压气机转子与涡轮轴相联，在涡轮的带动下高速旋转，叶片在高速转动中对空气做功使气体增压、增速。

通常将转动叶片称为转子叶片或工作叶片，将静子叶片称为整流叶片，一排工作叶片后紧跟一排整流叶片，气流在整流叶片中将速度降低以进一歩提高压力，同时按一定的方向流入下一排工作叶片。一排工作叶片与其后的整流叶片为轴流压气机工作的基本单元，称为压气机的一级。由于单级增压比受到限制，发动机上实用的常是多级轴流压气机。

工作叶片与整流叶片的叶身就是由多个这种型面按一定规律叠加而成的；两个叶片间形成的通道呈扩散形，即入口处面积比出口处面积小，气流在扩散通道中流过时，速度降低、压力提高。为保证叶片能很好的工作，叶片的叶型及各截面处叶型间的关系一定要设计得很好，并在制造中予以保证。由于叶片的设计精度要求非常高，它的制造难度很大，加工费用也较昂贵。

轴流压气机结构

3.2.2 工作原理

工作叶片高速旋转，使空气受到压缩压强提高加速向后排出进入整流叶片增压，增压后的空气以一定角度流出整流叶片进入下一级工作叶片。

3.2.3 总增压比

进入发动机的空气经过压气机，其压强提高称为增压比，亦即压气机出口气流压强与其进口气流压强之比。发动机由一个、两个或三个压气机组依次串联，构成发动机的增压系统，系统出口气流压强与其进口气流压强之比称为总增压比。总增压比越高，发动机性能越好(推重比大、耗油率低)。早期发动机的总增压比为3~5，后来逐渐提高。目前，先进军用涡喷发动机的总增压比为8~12。

3.2.4 结构强度

温度低于400°C左右的前几级工作叶片与轮盘均用比重较小的合金来制造，以减轻重量，后几级温度较高，要用能耐高温的合金钢或高温合金。

3.2.5 压气机喘振

气流在压气机里来回窜动，并以忽大忽小、不稳定的压强和速度从出口流出去。这种不正常的现象称为“喘振”。“喘振”是发动机工作中须极力避免出现的状态。“喘振”时常伴有涡轮前燃气温度突升和放炮声，造成发动机熄火停车，涡轮等热端部件和压气机出口几级叶片超温，甚至损坏发动机。为防止喘振，压气机上设有“防喘”和“消喘”系统。一般在压气机中间级处设置放气口，或采用多排可调静子叶片（即改变静子叶片的安装角），或将压气机做成两个转速不同的转子等措施来改变流道的流通能力。

用以防止压气机喘振的可调静子叶片的结构图

3.2.6 引气和功率提取

飞机在飞行过程中需要从压气机引出一定量高压空气，供飞机座舱增压、涡轮叶片等高温零部件冷却以及进气道防冰、除冰使用等。从压气机转子轴通过伞形齿轮输出(提取)一定功率，以带动发动机各附件及发电机和液压泵等工作。

3.3 燃烧室

燃烧室是将从压气机出来的高压空气与燃料混合燃烧的装置。由燃烧室流出的高温高压燃气，用以在燃烧室后的涡轮和尾喷管中膨胀作功。

3.3.1 组成

燃烧室主要由扩压器、燃油喷嘴、涡流器、火焰筒和燃烧室外套等组成。扩压器使压气机出口的气流流速降低、压强升高，便于组织燃烧；火焰筒是空气与燃油(航空煤油)燃烧的地方。火焰筒头部装有喷入燃油的喷嘴和火焰稳定装置，使气流流速降低并形成回流区，以保持火焰稳定。

燃烧室简图

3.3.2 工作原理

由压气机出来的高压空气在火焰筒头部分为两股：一股(约占总空气量的25%)进人火焰筒头部及小孔，与燃油混合燃烧；另一股由燃烧室外套与火焰筒间形成的环形道中向后流动，以冷却火焰筒，然后从火焰筒后孔进入火焰筒内，与燃烧区的第一股燃烧后的高温气流掺混，将燃烧室出口的燃气温度降低到涡轮能承受的温度，并使燃烧室出口温度场均匀，最后流向涡轮。

3.3.3 类型

燃烧室按气流流动方向可分为直流式和回流式；按燃油喷入方式可分为气动雾化喷嘴式、蒸发管式和预混预蒸发式。按结构特点可分为单管、环管和环形燃烧室。其中单管燃烧室主要早期使用、20世纪50年代末，环管燃烧室逐步替代单管燃烧室、20世纪70年代后，大型发动机多采用环形燃烧室。

3.3.3.1 单管燃烧室

又叫分管燃烧室。一台发动机上一般装8~10个单管燃烧室，均匀安置在发动机机匣外围，位于压气机与涡轮之间。由传焰管连通各燃烧室，传送火焰并均衡各燃烧室压力。单管燃烧室的优点是：燃油与空气易匹配、研制和试验费用低、刚性好、强度大。主要缺点是：燃烧性能差、出口温度场不均匀度大、高空点火性能差、迎风面积大以及结构笨重等。

单管燃烧室

3.3.3.2 环管燃烧室

又称联管燃烧室。在围绕发动机轴线的两个同心圆机匣(即燃烧室内、外机匣)中，装有10个左右的火焰筒。它的火焰筒类似单管燃烧室的火焰筒，各火焰筒间通过传焰管连通。

环管燃烧室

3.3.3.3 环形燃烧室

应用最为广泛的燃烧室。由4个同心圆环组成的：两个围绕发动机轴线的同心圆壳体组成火焰筒，其外壳外围绕一个环形外机匣，内壳里装有一个环形内机匣。火焰简前端装有喷嘴与涡流器。环形燃烧室具有燃气温度高、迎风面积小、流动损失小、高空点火性能好、出口温度场均匀以及长度短、重量轻等优点。不足之处是研制难度大、调试费用高、结构强度和刚性较差。

环形燃烧室

3.4 涡轮

涡轮又叫透平。其主要作用是：将燃烧室流出高温高压燃气的大部分能量转变为机械功，使涡轮高速旋转并产生功率从涡轮轴输出。其输出的机械功可用来驱动风扇、压气机、螺旋桨、桨扇、直升机的旋翼及其他附件。

3.4.1 组成

由不动的静子(又称涡轮导向器)与转动的转子所组成。静子由导向器与固定机匣组成，转子由工作叶片、轮盘与轴组成，又称涡轮转子。一个导向器和一个涡轮转子组合成一个涡轮级。涡轮可由一个或几个涡轮级组成，分别称作单级涡轮或多级涡轮。涡轮导向器在转子之前，两个叶片间形成的通道呈收敛形，即入口面积比出口面积大，燃气流在收敛通道中流过时，速度提高、压力降低。

涡轮结构

3.4.2 类型

根据工作叶片型面可分为冲击式涡轮和反力式涡轮，航空燃气涡轮发动机采用的是反力式涡轮。

3.4.3 工作原理

燃气流过工作叶片，方向发生变化且继续膨胀，速度增加而压强、温度降低。涡轮工作叶片受到高速燃气的高速冲击力；同时燃气在叶片通道流动即向后上方加速流出，工作叶片对燃气流作用向上方的力，导致流出的燃气对工作叶片产生向下反作用力。工作叶片在两种力作用下，带动叶片轮盘高速旋转。

燃气在涡轮导向叶片、工作叶片中流动情况

3.4.4 冷却方式

涡轮发出的功率大小与涡轮进口燃气温度、涡轮前后压力之比(又称落压比)成正比。提高涡轮进口燃气温度可提升发动机总体性能，对材料的要求也更高。通常一方面可提高涡轮叶片材料的耐高温性能，另一方面需加强冷却：以采用气冷涡轮，改进叶片内部冷却通道结构和冷却方式来提高冷却效果。早期的涡轮叶片所采用冷却结构有：从上向下开多个圆孔或特型孔，冷却空气由下面的孔引人，再从上面的孔排出，带走部分热量达到降温目的。其冷却效果约为100°C左右。近30年间，通过改进涡轮叶片的冷却结构，采用多种冷却方式如对流、冲击、气膜、发散、层板及复合等，冷却效果提高至约为350~400°C左右。

3.4.5 叶片材料及制造工艺

材料方面，改进高温合金成分、将镍的成分增多并适当添加微量稀有元素，以提高材料的耐高温性能。工艺方面，20世纪60年代，涡轮叶片毛坯制造由锻造改为真空条件下的精密铸造；20世纪70~80年代，由铸造的多晶结构发展为定向结晶结构；现已实现将整个叶片铸成一个晶体，即单晶叶片，可提高叶片的耐高温性能和工作寿命。后期方向包括陶瓷等新材料、新技术的运用等。

3.5 加力燃烧室

对发动机涡轮气流喷油燃烧，使气流温度升高，从喷口高速喷出，以获得额外推力的装置称为加力燃烧室，又称后燃室或补燃室。采用加力燃烧室是飞机突破声速的主要手段。按加力燃烧室内气流流动的形式，可分为直流式加力和旋流式加力。

3.5.1 工作原理

在燃烧室中，从压气机出来的高压空气，大约仅四分之一进入火焰筒与喷入的燃油混合燃烧，流出燃烧室的燃气含大量可用氧气，利用这部分氧气再喷入燃油进行补充燃烧，以提高燃气温度，增加燃气能量，加大喷气速度，从而增加发动机的推力。现代超声速战斗机用发动机均带有加力燃烧室，以使飞机在起飞、爬升、加速和机动飞行时短时内获得大推力。民用客机的发动机一般不带加力燃烧室，因为油耗大且热负荷大。“协和”号超声速旅客机的发动机上装有加力燃烧室，主要用于客机突破“声障”，即从亚声速到超声速的过程中增加推力。

3.5.2 组成

加力燃烧室通常由扩散器、喷油装置、火焰稳定器、点火器、隔热防振屏和加力筒体等组成。

在加力燃烧室高速气流中形成回流区用以稳定火焰的装置称为火焰稳定器。自20世纪40年代起结构均为V形槽形式。当高速气流流过V形槽时，由于尾缘气流分离产生低压区，使得稳定器后面形成回流区，充满高温已燃产物，稳定的点火源不断点燃稳定器边缘的新鲜油气混合气，使火焰稳定传播。

沙丘驻涡火焰稳定器

发动机工作时，加力燃烧室中出现大幅度压力脉动的周期性不稳定现象称为“振荡燃烧”。避免方法有：优化加力燃烧室设计、调整喷嘴与稳定器的距离、抑制振源和加装隔热防振屏等。

安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡燃烧的多孔薄板筒体称为隔热防振屏。通常由一段或多段筒体所组成，也有用全长隔热防振屏的，其上开有许多1~3mm的小孔，前段主要起防振作用，后段起隔热作用。

带加力燃烧室的发动机中，开加力时的推力与不开加力时的最大推力之比称“加力比”，是评定加力燃气涡轮发动机及其加力燃烧室的主要性能指标之一。涡喷发动机中，加力比一般为1.4~1.6。

典型的加力燃烧室

3.6 尾喷管

即排气喷管，简称喷管。主要作用是将由涡轮流出的，仍有一定能量的燃气膨胀加速，以较大的速度(一般为550~600米/秒)排出发动机，用以产生推力。

按其流道型面可分为简单收敛型与收敛扩散型；按其出口面积是否可调分为固定喷管和可调喷管；按其流道横截面形状，可分为轴对称型和非轴对称型；按推力方向，可分为常规推力型、转向型、反推力型和推力矢量型；按排气组织可分为引射喷管、分流喷管和整体喷管，按隐身功能又可分为隐身型和非隐身型等。

3.7 附属系统与附件传动系统

发动机附属系统包括燃油系统、滑油系统、调节系统、起动系统等，附件有燃油泵、燃油滤、各种开关和阀门、调节机构和管路、滑油泵、滑油滤、滑油箱、滑油管路、散热器、液压泵、真空泵、发电机等。发动机上设有附件传动机匣，机匣中装有一系列相互啮合的、大小不同的齿轮，由发动机的高压转子轴通过伞形齿轮及传动轴来驱动带动各附件。

4.中国涡喷发动机型号

4.1 涡喷-5

我国根据前苏联BK-1Ф发动机的技术资料仿制的第一种涡喷发动机，是我国“一五”计划中最重要的一项航空项目。由于当时的航空工业基础薄弱，该发动机的研制过程非常艰难。研制单位是由原沈阳航空发动修理厂改扩的沈阳航空发动机厂，要求在1957年国庆节前将涡喷-5发动机研制成功，具备批量生产能力。涡喷5是一种离心式、单转子、带加力式航空发动机，单台最大推力25.5kN，加力推力为32.5kN，重量为980kg，主要用于国产歼-5战斗机。

歼-5战斗机

涡喷-5发动机大量使用了高强度材料和耐高温合金，加上喷管的加工工艺要求精度高，叶片型面复杂，加力燃烧室薄壁焊接等多项先进制造技术，对我国当时的制造能力是一个考验。经过各方面的通力合作及努力，首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产，比原计划提前了近一年多，为国产歼-5战斗机的顺利投产起到了十分关键的作用。涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。

涡喷-5发动机

涡喷-5研制成功后，我国又开始对其进行改进。1957年研制成功BK-1A发动机，其68%的零部件与涡喷-5发动机通用，被命名为涡喷-5甲发动机，主要用于引进的前苏联伊尔-28轰炸机的动力装置。两年后，我国又试制成功PⅡ-45发动机，作为米格-15战斗机的动力装置。1963年，随着国产轰-5轰炸机的研制成功，对涡喷-5发动机的需求量迅速增加，沈阳航空发动机厂的生产能力已不能满足部队装备的需要，中央决定西安航空发动机厂也同时生产涡喷-5甲发动机。随后几年，西安航空发动机厂又陆续研制成涡喷-5丁、涡喷-5乙和涡喷-5丙三种改型，分别用于歼教-5教练机、米格-15比斯及米格-17战斗机上，满足了当时我国海空军装备各型歼-5系列飞机的需求。

4.2 涡喷-6

WP-6系列发动机是中国生产的第一个轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，于1966年5月正式被命名为“涡喷6型发动机”。涡喷-6航空发动机是以前苏联米格-19飞机的动力装置为原样机发展形成的，苏联只提供技术资料，完全由中方试制。

涡喷-6发动机

1958年，黎明发动机制造公司（410厂）根据前苏联提供的爱尔德-9Б（Pд-9Б）技术资料开始试制涡喷-6发动机。1959年3月，国家鉴定委员会鉴定验收、批准投产，但到1961年10月才通过了全寿命（即100h）试车考核，此后方开始实际批生产。经过多年改进，1965年底批准第一次返修寿命延长到200h，然而由于对原设计的薄弱环节没有细致分析，仅3年时间，涡喷-6发动机的涡轮盘和火焰筒在使用中就出现重大事故，迫使把使用寿命又缩回到100h。1970年沈阳航空发动机厂又组织力量为涡喷-6发动机延寿，于1972年将涡喷-6发动机的首翻期提高到200h。同时成都发动机公司也开始试制该机并于1964年至1982年间进行了大量改进。1977年，涡喷-6型发动机实现了在歼-6和强-5飞机上通用的目标。

歼-6

构造特点：单转子加力式涡轮喷气发动机。进气口环形。进气锥通过4个整流支板与前机匣相连。压气机9级轴流式。涡喷-6甲加装可调进口导流叶片。在第5和第6级之间有放气口。第1级转子叶片为跨音速设计。环管式燃烧室。有10个全气膜冷却火焰筒，筒壁用7段气膜冷却。涡轮为2级轴流式，第1级导向器叶片为气冷，其余叶片均不冷却。加力燃烧室由扩压器、“V”型火焰稳定器、预燃室、燃油总管和直流喷油杆组成。尾喷管为简单收敛式。

涡喷-6发动机

涡喷-6系列主要有涡喷-6甲和涡喷-6乙这两个改型。涡喷-6甲系黎明发动机制造公司为满足强-5飞机的需要改型研制的，从1964年到1983年，经过四个批次的改进，性能有较大提高。而涡喷-乙系成都发动机制造公司为满足歼-12的需要改型研制的，推力成功提高了800kg，但后因歼-12下马而停止研制。1984年，沈阳航空发动机厂首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器（北航高歌发明）成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了Pд-9Б所固有的振荡燃烧现象，提高了涡喷-6的改进型的性能。

WP-6系列发动机技术参数

通过持续的改进改型，涡喷-6系列发动机终于接近了二代机的水平，总产量高达29316台，成为产量最大的国产航空发动机。主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。

4.3 涡喷-7

涡喷-7是黎明发动机于1963年按前苏联Р-11Ф-300发动机开始仿制的，1965年全面展开试制，1966年12月国家验收，1967年小批生产，1967年6月8日生产定型。1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。

涡喷-7发动机性能较涡喷-6有了很大的提高，其最大推力为38.2kN，加力推力达55.9kN，分别比涡喷6提高了50%和77%，并且为轴流式双转子结构，带有6级低压气机和二级涡轮组成高压和低压两个转子。火焰筒采用气膜冷却式，加力燃烧室也作了改进，消除了涡喷-6发动机高空加力点火不稳定的缺点。尾喷口的调节由自动装置控制，材料上使用了较多的新材料，像压气机和涡轮叶片分别采用了不锈钢和高温合金，无论在性能还是在结构上，涡喷-7都较涡喷-6复杂，对制造工艺的要求也更加严格。

以涡喷-7发动机为基础，经多年应用和发展，形成了涡喷-7系列发动机，配装歼-7、歼-8系列飞机。为满足歼-8飞机的要求，1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷-7甲，1966年3月首次地面台架试车，性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车，获准飞行。1969年7月，涡喷-7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机继续研制。从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000h，地面和高空占整机试验2500h，飞行试验1000多架次，发动机运转2200h。涡喷-7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产，首翻期为50h。涡喷-7甲(03批)由黎明发动机于1981年12月设计定型，首翻期100h。涡喷-7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200h。

为满足歼-7改型的需要，1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明发动机联合在涡喷-7甲的基础上改型发展涡喷-7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加之改进，成为涡喷-7乙(02批)。1979年8月正式定型，首翻期100h，总寿命300h。此后，又陆续研制出延寿改型涡喷-7乙B和涡喷-7乙Ⅲ，分别于1981年和1992年通过技术鉴定，首翻期为200h和300h，总寿命为600h和900h。

4.4 涡喷-8

我国为轰-6轰炸机研制生产的一种大推力喷气式发动机，也是按前苏联所提供的PⅡ-3M发动机技术资料于1958年开始研制的，是当时我国研制生产的推力最大的一型发动机，也是50年代末世界上比较先进的一种喷气式发动机。涡喷8发动机的最大推力为93kN，重量为3100kg，直径1.4m。这种大型发动机的研制生产体现了一个国家的综合国力和工业基础水平。

轰-6轰炸机

1958年，国产轰-6轰炸机的研制工作开始，为配合轰-6研制工作的顺利进行，哈尔滨、沈阳和西安三家航空发动机厂联合研制涡喷-8发动机。但由于航空工业缩短战线，涡喷-8的研制工作曾一度停止，直到1963年才恢复，此时，研制工作已由西安航空发动机厂一家独立完成。沈阳、哈尔滨两家航空发动机厂给予西安航空发动机厂极大的帮助及技术、物质上的支援，从而保证了发动机的研制进度。1963年底，发动机的零部件加工制造工作开始，1965年下半年研制工作全面展开。经过近两年的试制，1967年1月，第一台涡喷-8发动机通过了国家的鉴定试车，结果各项性能全部符合设计要求，转入了批量生产。涡喷-8发动机的研制成功，使轰-6轰炸机的试制工作也进展得十分顺利。如今，装备有涡喷-8发动机的轰-6及各种改型仍是我海空军重要的远程打击力量。

涡喷-8

涡喷-8虽然研制成功，但其所需要的原材料、毛坯料及各种成品附件繁多，1967年时仍有50% 的材料不能在国内生产，对该发动机的试制生产工作都产生了不利的影响。为早日实现完全国产化，经过全国多个相关单位的共同努力，到1971年，涡喷-8的各种生产原材料均可立足国内，基本上实现了国产化。

在涡喷-8研制成功后，西安航空发动机厂又开始对其进行延寿改进工作。原来涡喷-8发动机的翻修间隔只有300h，经过提高发动机的制造工艺和产品质量，到1974年第一次翻修时间已提高到了500h，1979年提高到了600h，进入80年代后，随着一些新技术的采用，则一步提高到了800h，80 年代末期更达近1000h，是原来的3倍多。80年代后期，为满足轰-6各种改型机的需求，西安发动机厂开始研制涡喷-8的加大推力型，通过采取提高涡轮前温度及压气机结构等措施，使发动机的最大推力提高到了98kN，还进一步提高了发动机的可靠性及安全性。改进后的涡喷-8发动机于1993年开始批量生产，装备在轰-6的各种改进型上。

4.5 涡喷-13

4.5.1 研发背景

进入80年代后，我国的航空发动机研制能力已具备了一定的实力，并且通过长期对涡喷7发动机的仿制、改进改型，对涡喷发动机的技术性能已掌握得较为成熟。而这个时期也是我国新型歼-8Ⅱ和歼-7Ⅲ飞机研制的关键时刻。由于飞机性能要求的提高，现有的各型涡喷发动机（即使是较先进的涡喷-7系列也无法达到）都无法满足其需要，必须要有一种新的发动机作为这两种飞机的动力装置。因此，最终决定在涡喷-7发动机的基础上研制性能上（特别是稳定性、可靠性）进一步提高的发动机，并命名为涡喷-13。

WP-13发动机

与涡喷-7相比，涡喷-13发动机在性能上有了很大的提高。结构上主要是对发动机的压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能，使其可靠性、稳定性都有了较大的提高。发动机的推力也提高到了43.1kN，加力推力则达到了64.7kN，分别比涡喷7提高了50%和15%，发动机的翻修间隔也达到了350h。

涡喷-13发动机的研制工作从1978年开始全面展开，1980年，首批3台发动机开始进行调试试车，到1984年先后完成了可靠性试车、高空台模拟试车、露天台性能试车及长期试车考核，测试结果表明各方面性能均达到了设计要求，1985年开始装机试飞，满足了歼-8 Ⅱ飞机的研制进度。

4.5.2 改进型号

80年代末，随着歼-8 Ⅱ飞机的定型生产，经过改进的涡喷-13A发动机也开始了研制，改进的主要方向放到提高性能及可靠性上，并采取了多项措施。如为减轻发动机的重量，将2到7级压气机的钢机匣改为铸钛机匣，使发动机的重量减轻了12.9kg；将Ⅰ级涡轮叶片改为空心气冷叶片，对燃烧室和加力燃烧室也作了改进。改进后发动机的前涡轮温度提高了50℃，发动机的加力推力提高到了64.7kN。多项试验表明，涡喷-13A发动机的匹配性好，工作稳定，可靠性有了明显的改善。1991年，涡喷-13A开始进入批量生产，成为量产歼-8Ⅱ的改型机歼-8B的标配动力。

歼-8 ⅡM

在取得已有成绩的基础上，贵州黎阳发动机公司（原贵州航空发动机厂）在“小步快跑、量力而行”原则指导下，又开始对涡喷-13发动机在结构和性能上进行发展和完善。1984年，改进型涡喷-13F发动机开始研制，它是在涡喷-13A Ⅱ发动机的基础上将4级涡轮均改为带冠叶型，加力燃烧室改用沙丘驻涡火焰稳定器，从而使发动机在飞机作大机动动作时仍可以稳定工作，发动机的安全工作裕度有了很大提高。1993年，作为歼-7E飞机的配套动力开始投入批量生产。为满足歼-7C型飞机的改型需要，在F型的基础上又研制出了涡喷-13F Ⅰ型发动机，重新设计了第一级压气机，并在压气机的机匣上采用了附面层控制技术，进一步优化了沙丘驻涡火焰稳定器，1994年设计定型。1993年，歼-8 Ⅱ飞机的最新改型歼-8 ⅡM飞机开始研制，其特点是突出中低空机动性能及载弹量，因此需要加大飞机的动力。1993年3月，在涡喷-13A Ⅱ的基础上，新型涡喷-13B发动机的研制工作开始。该发动机的各方面性能都是涡喷-13系列中性能最好的，主要是在压气机、机匣、涡轮叶片及加力燃烧室上作了重大的改进，发动机的加力推力提高到了68.6kN，耗油率则下降了2.5%，达到了当初的设计目标。2017年6月5日，装备了涡喷13的FTC-2000“山鹰”首架外贸飞机总装下线，中国航空工业外贸机家族又添一员。

FTC-2000

4.5.3 系统、结构与选材

4.5.3.1 进气口

8级轴流式。超跨音速设计、低压3级、高压5级。转子为盘鼓轴式结构。压气机除第1、2级转子叶片和盘、压气机轴、第8级静子叶片为1Cr11NiW2Mo锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为TC11钛合金制造。WP-13FI第1级转子叶片由24片改为19片，其第3级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式艺。

4.5.3.2 燃烧室

环管形。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，涂W-2高温陶瓷。低压电容放电点火，具有两个点火器。火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。WP-13的安装边为GH3030。

4.5.3.3 高压涡轮

轴流式。高、低压各1级。第1级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构(WP-13的第1级转子叶片为GH220实心锻造叶片)。WP-13F、WP-13FI第2级转子叶片改为带冠叶片。第1、2级导向器叶片材料为K403。第1级转子叶片材料为K417。第2级转子叶片材料随型别改变：WP-13、WP-13AⅡ为GH4049；WP-13F为K417；WP-13FI为DZ4定向结晶耐热合金。K417采用了无余量精铸新工艺。

4.5.3.4 加力燃烧室

WP-13、WP-13AⅡ采用环形加径向混合型稳定器；WP-13F、WP-13FI为沙丘驻涡式稳定器。WP-13AⅡ、WP-13F、WP-13FI加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。WP-13AⅡ筒体加长550mm。稳定器和隔热屏材料为GH3128(WP-13为GH3044)，筒体为GH99(WP-13为GH3044)。

4.5.3.5 尾喷管

简单收敛式。喷口可调。

4.5.3.6 控制系统

电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序、燃油和喷口面积。WP13AⅡ在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。

涡喷-13系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。

4.6 涡喷-14 “昆仑”

80年代中期，我国航空发动机的研制能力已有了长足进步，可以生产出一大批性能较为先进的涡喷发动机来满足空军部队的作战要求。但这些发动机基本上都是在前苏联发动机基础上的改进、改型，并没有走出前苏联发动机的“框子”，客观地说并不完全是自己的产品，整体技术水平仍处于20 世纪60到70年代的水平。这不仅制约了我国航空发动机制造工业的发展，同时还严重影响到我国军用战机的性能。因此，能否为国产战机装上中国自己研制的强劲“心脏”，是解决中国战机所面临的各种问题的关键所在，对我国今后航空发动机及军用战机的研制都具有极其重要的意义。

“昆仑”发动机

“昆仑”发动机就是在这种背景下开始研制的。它是我国第一种完全自行设计、研制的国产涡喷发动机，具有完全的“自主知识产权”，其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。“昆仑”发动机的研制有几分偶然因素在内，最终能有今天的这个结果是非常不易的。1983年，随着涡扇6的中止研制，研制单位606所的设计人员已无型号可作，设计队伍日见涣散。为了这支宝贵的设计队伍不致于彻底垮掉，1984年，上级为该所下达了研制“昆仑”发动机验证机的任务，606所又恢复了原有的生气，仅用2年零8个月就完成了样机。1987年正式立项，开始进入原型机的研阶段。而此时恰逢我国颁布了全新的国军标GJB241-87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范”，上级要求“昆仑”发动机的研制要全面贯彻新的国军标。由于国军标是以美国的军标为基础编制的，与以前我国所按的前苏联军标有着很大的不同，因此此前所有对发动机的设计试验标准全部都得推倒重来。这使“昆仑”发动机研制进度大大拖慢，最后经历了长达18年的时间才在2002年设计定型。但从今天看来，当年贯彻国军标规范是极为正确、极富远见的，它不仅提高了我国研制航空发动机的能力与水平，还解决了我国航空发动机长期以来所存在的可靠性低、可维护性差、使用寿命短的缺陷。“昆仑”发动机之所以用了近18年的时间才完成研制工作，主要是由于国军标的要求十分苛刻，要全面贯彻起来就当时的国内基础并不具备条件，另一个原因是我们缺少一些必须的实验设备，因此，要在原定的时间内完成研制计划是很困难的。

“昆仑”发动机的地面试车过程中曾先后出现过高压涡轮叶片折断、高压压气机和低压压气机叶片断裂、发动机管路渗漏油、空中润滑油消耗量过大、舱壁温度过高等问题，而在装机试飞中又出现了部分加力脉冲、加力点火成功率低、高空大速度喘振停车、高空小速度切断加力停车等各种重大技术问题。技术人员经过近一年多的努力，所有出现的技术问题都最终得到了圆满的解决，研制工作也顺利进入了最后阶段，完成了所有试验任务，最后在2001年12月通过了国家测试，达到设计定型标准。

“昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了带气动变化喷嘴的环形燃烧、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、数字式防喘控制系统及气膜冷却等多种先进技术，技术性能上达到了一个很高的水平。发动机长4.635m，直径882mm，重1010kg，最大推力49kN，加力推力69.6kN，推重比6.4，加力推力耗油率0.20kg/N·h，最大推力耗油率0.098kg/N·h，翻修时间达到了850h，总寿命达到1500h，总体达到了世界80年代中期的技术水平。

“昆仑”发动机

后来，我国又先后推出“昆仑”Ⅰ、“昆仑”Ⅱ型发动机。Ⅰ型是原型1 号机的改型机，主要是对外部机匣、附件等外部部件进行了适应性改造，以提高其装配性能。“昆仑”Ⅱ型则是加大推力型，它是在“昆仑”发动机的基础上，以不损害发动机的工作可靠性、耐久性和安全工作裕度的前提下，通过采用先进技术来增大发动机的空气流量、提高部件的工作效率、减少漏气及流体损失，并且进一步降低了耗油率，机体部件上提高了钛合金的使用，减轻了发动机的重量，提高了发动机的推重比，提高了性能。“昆仑”Ⅱ型发动机的外形尺寸与原型一样，但最大推力和加力推力分别提高到了53.9kN和76.4kN，最大推力和加力推力时的耗油率则下降到0.093kg/N·h和0.18kg/N·h，推重比为7，是目前我国最先进的涡喷发动机。由于“昆仑”Ⅱ型发动机的安装方式和外形尺寸与我国大量在役的涡喷-7、涡喷-13系列发动机基本相同，具有很好的互换性，因此可以很方便地安装到现役各型歼-7、歼-8飞机上，从而使这两种飞机的性能有了一个跨越式的提高，极大地提高了我海空军航空兵的空中作战能力。

5.国外涡喷发动机型号

5.1 Rolls-Royce Olympus 593

Olympus 593发动机源于英国布里斯托尔-西德利发动机有限公司（Bristol Siddeley Engines Limited）和斯奈克玛公司的合作项目，其设计基于布里斯托尔-西德利为BAC TSR-2 攻击 / 侦察机研制的 Olympus 22R发动机。1964年，Olympus 591进一步演进出Olympus 593，1966年罗尔斯・罗伊斯公司收购布里斯托尔-西德利公司时，该发动机仍在开发中。

Olympus 593发动机

5.1.1 研发节点

1964年1月，发动机规格最终确定。

1964年7月，生产了两台593D发动机原型机，用于验证涡轮定子和转子冷却等设计概念，并在高温环境下测试系统。

1966年6月，一台完整的Olympus 593发动机和可变几何排气组件在法国首次运行。

1966年，Olympus 593发动机搭载在“火神”轰炸机上进行首次飞行，同年罗尔斯・罗伊斯公司收购布里斯托尔-西德利公司。

1969年3月，装备Olympus 593B发动机的协和式原型机首飞。

协和飞机的发动机仓

1969年10月底，完成了原型机飞行许可所需的所有测试。

1975年4月，Olympus 593发动机获得全面认证，此时其推力达到178kN（39,940磅）。

1976年1月，随着协和式客机投入商业飞行，Olympus 593发动机正式投入民用航空运营。

协和飞机

5.1.2 系统结构

Olympus 593 发动机是双轴加力涡喷发动机，其结构主要包括进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和尾喷管等部分。具体如下：

进气道，协和式飞机配备了可变几何形状的进气道，由BAC设计。它能在起飞和加速到超音速时调整，以提供额外推力，确保将空气以尽可能高的压力输送到发动机，并使压力分布的变化在压气机可承受的范围内。

压气机，采用轴流式，分为7级低压压气机和7级高压压气机，分别由单级低压涡轮和单级高压涡轮驱动。由于在2马赫巡航时进气温度很高，超过120℃，压气机叶片和叶盘大部使用钛合金制造，只有最后4级高压压气机为Nimonic 90镍基合金。

燃烧室，为镍合金结构环形室，装有16个汽化燃烧器，每个都有双出口，空气与燃料在此混合燃烧，产生高温高压燃气。

涡轮，包括一级高压涡轮和一级低压涡轮，高压涡轮驱动高压压气机，低压涡轮驱动低压压气机，高低压涡轮都采用了冷却技术，以应对高温环境。

加力燃烧室，Olympus 593是西方国家唯一一种带有加力燃烧室的民用涡喷发动机，加力燃烧室可在需要时增加推力，使协和式飞机实现超音速飞行。

尾喷管，为可变几何形状，可根据飞行状态改变其在排气流中的位置，完全关闭时可作为推力反向器，帮助飞机从着陆减速到滑行速度。

Olympus 593发动机

Olympus 593是西方国家唯一一种带有加力燃烧室的民用涡喷发动机，在超音速巡航飞行中的整体热效率约为43%，这在当时是所有普通热力机器的最高记录。不过，该发动机在低速时效率较低，协和式飞机在跑道滑行起飞时就需要消耗超过2吨燃料。该发动机总共生产了67台，从1969年协和式客机首飞至2003年协和式客机停止商业飞行，它一直是协和式客机的动力来源，也是航空领域唯一一款为商用飞机提供动力的涡轮喷气发动机。

5.2 苏联R-11发动机

R-11发动机是苏联图曼斯基设计局研制的一款涡轮喷气发动机，有多种改型，在航空领域应用广泛。于1953年开始设计，1956年年初第一次试车，同年开始批量生产。

5.2.1 结构

R-11F-300是其典型改型，由3级低压压气机、3级高压压气机、环管式燃烧室、1级高压涡轮、1级低压涡轮与带可调尾喷管的加力燃烧室组成，压气机与涡轮共8级，是世界上级数最少的双转子发动机。

R-11F-300低压压气机无进口导向叶片，这种设计不常见，目前只是在大涵道比涡轮风扇发动机中采用。由于无进口导向叶片，于是R-11F-300的低压压气机转子前支点被后移到第1级和第2级之间，通过第1级导向叶片将轴承载荷传到机匣。

R-11F-300发动机总图

5.2.2 技术参数

R-11F-300增压比为8.9，涡轮前燃气温度为1228K，中间推力为38.7kN，耗油率为0.95kg/(dN・h)，最大加力推力为60.6kN，耗油率为2.42kg/(dN・h)，长度为4.6m，直径为0.906m，重量为 1124kg，推重比为5.5。

R-11F-300发动机

5.2.3 改型

R-11系列发动机共生产20900余台，主要改型参数以及配套机型如下：

R-11F-300，1957年，在短期内为米格-21飞机研制的加力型R11F-300，寿命达到400小时，是R-11-300的第一个批生产改型。起飞推力为56.35kN，压比为8.9，直径1070mm，发动机空气流量为64.5kg/s。

R-11F2-300/F2S-300，在1960年到1962年分别为米格-21PF和苏-15研制的型号。尾喷管采用可调式超声速设计；压气机前五级工作叶片进口处空气相对速度都可达到超声速。R-11F2-300用于米格-21PF及其改型和E系列飞机；而R-11F2S-300用于苏-15/15UT，T-58L等。

R-11AF-300，为雅克-28所设计，用于雅克-28及其改型。推力达59.78kN，1958年研制，1962年批生产。

R-11AF2-300 ，1960年研制，用于雅克-28B/I/P

R-11V-300，为高空侦察机设计的非加力改型，用于雅克-25，推力40.18kN。

R-11K-300，用于拉-17M（Ла-17）无人机。

5.3 GE J79发动机

5.3.1 研发节点

J79是美国通用电气公司为美国空军研制的单转子轴流加力式涡轮喷气发动机。

GE J79发动机

1952年，开始研制。

1954年6月，首次试车。

1955年5月20日，完成首次飞行。发动机安装在由J47发动机提供动力的B-45“狂风”轰炸机的炸弹舱内，试验时将发动机从炸弹舱中落下，4台J47发动机停车，由J79发动机为B-45提供动力。

1955年12月8日，完成了25h的定型试车。

1956年8月，通过150h定型试验。

1958年，交付空军使用，主要用于 F-104、F-4E/F 战斗机和 B-58 超声速轰炸机等。

1959年，其燃气发生器被开发为 LM1500，用于海军动力、发电和工业用途。

F-4幻影战斗机

5.3.2 结构和系统

J79由17级压气机、环管式燃烧室、3级涡轮与加力燃烧室组成，是压气机级数最多的单转子涡轮喷气发动机之一，其压气机共17级，增压比为13.5，为了扩大压气机工作范围，使其在工作包线内不出现喘振，由0级到6级共7级静子叶片是可调节的，为采用可调叶片级数最多的发动机。

GE J79发动机结构

进气口，环形，整体机匣，可调进口导流叶片。

压气机，17级轴流式，进口导流叶片和前6级整流叶片可调。

J79发动机17级轴流式压气机

燃烧室，环形，10个火焰筒，带双油路喷嘴，对开钢机匣。

涡轮，3级轴流式，气冷导向器叶片，对开钢机匣。

J79涡轮对开机匣

加力燃烧室，前面有预燃室，3排V形稳定器。

尾喷管，收敛-扩张喷管，全程可调。

控制系统，机械液压式，燃油和喷管综合控制器，排气温度控制器，可调静子叶片控制器。

J79发动机（上图为主机部分，下图为加力燃烧室及可调尾喷管）

5.3.3 性能参数

涡轮前燃气温度为1205K，增压比为13.5，推重比为4.61，中间推力为53kN，耗油率为0.87 kg/(dN·h)，最大加力推力为80kN，耗油率为2kg/(dN·h)，发动机长为5.3m，直径为1m。

5.3.4 应用

J79用于B-58轰炸机，F-104、F-4与A-5战斗机等，除在美国生产外，还在比利时、加拿大、德国、以色列、意大利及日本生产，在30年时间内，共生产19000余台。

B-58 Hustler轰炸机

5.4 P＆W J57发动机

5.4.1 研发节点

普惠J57发动机是世界上第一种推力达到10000磅的喷气发动机。

J57发动机

1946年，普惠公司决定投入巨资建设新的研发机构和测试设施，重点解决发动机低推力和高油耗问题，开始研发J57发动机。

1950年，J57进行首次台架试验，试验中推力达到了10000磅，成为历史上第一种达到此推力级别的喷气发动机。

1951年11月，JT3以J57-3生产型结构完成了一个150h的试验。

1952年4月15日，装有8台J57发动机的波音B-52轰炸机原型机成功升空。

1953年2月28日，第一批生产型J57-P-1A交付波音公司。

J57发动机

1953年5月，使用J57的北美YF-100战斗机成为有史以来第一种完成持续超音速平飞的战斗机。

1954年7月15日，装四台J57发动机的波音707试飞成功。J57的民用型JT3逐步成为波音707以及道格拉斯的DC-8选装的发动机。借此，普惠开始大举进军民用飞机发动机领域。

1955年，普惠公司在J57的基础上，发展了尺寸按比例加大的J75双转子涡轮喷气发动机。

J57衍生出多个型号，装备了包括麦道F-101战斗机、康维尔F-102战斗机、波音KC-135空中加油机等在内的多种军用飞机。其商用型JT3成为波音B707的动力，推动了远程军用和商用运输的发展。

5.4.2 主要结构和系统

J57发动机结构

压气机，双转子轴流结构，低压压气机为9级，高压压气机为7级，这种设计可有效防止喘振，提高压气机效能和发动机的稳定性。最初的J57以钢为材料，后来的改型低压压气机采用钛合金。

燃烧室，环管燃烧室，由扩压器、壳体、火焰筒、喷嘴、点火器等组成。扩压器采用二级扩压器，可缩短长度；火焰筒由8个环形火焰管组成。这些火焰管是由镍铬铁合金冲压而成的环形组合件。部分气流进入单管，穿过大的孔冷却火焰，同时边界层流经环管之间的外围缝隙，冷却单管金属本身。每个火焰管中心有一个冷却气流的独特进气道，这样就可避免形成热核。每个组件前部四周有6个燃油喷射嘴，总共48个。它们向下游喷射一股均匀的喷雾，经过在上游端部的隔板形成良好的混合。这一燃烧系统确保在很短的距离内进行燃烧。实质上，每个燃烧管都是一个微型环形燃烧室。

J57发动机燃烧室及涡轮

涡轮，单级高压涡轮，2级低压涡轮，高压涡轮与高压压气机同轴，低压涡轮与低压压气机同轴。从燃烧室出来的高温燃气流进单级高压涡轮，它提取了气流中的大部分功。然后气流流经驱动低压压气机段的两级低压涡轮。在J57、 J57-P-420的最后迭代中，第一级涡轮导叶采用了气冷。

配装J75发动机的B-52轰炸机进行飞行测试

5.5 导弹与无人机用微型涡喷发动机

早在20世纪60年代初期，国外就开展了微型涡轮发动机的研究，如法、美、德、英和前苏联等国家，仅其定型的产品就有几十种之多，并且已形成各自的传统和系列产品，分别用于无人机、导弹、超轻型飞机和各种辅助动力装置。其中发展成熟、性能较先进的系列发动机及其技术参数如下表所示。

5.5.1 WR2系列涡喷发动机

美国Williams公司于1962年首先研制成功推力为309.9N的WR2涡喷发动机，起初受到美国海军资助，后来又受到加拿大飞机公司重视。该系列发动机的特点是甩油盘加环形燃烧室、转子为单级离心压气机和轴流涡轮，在WR2发动机基础上逐渐衍生出WR2-6 ,WR24-6 ,WR24-7 ,WR24-7A ,WJ24-8涡喷和WR19 (F107) 系列涡扇发动机。其中WR2-6最大推力559N ，用于CL-89靶机；WR24-7在离心压气机前增加了1级轴流压气机，最大推力745.3N，用于MQM-74C“鹧鸪”Ⅱ号靶机；WJ24-8 最大推力1069N ,用于MQM-74C“鹧鸪”Ⅲ号靶机。WR系列发动机产量惊人，目前还在生产和发展。

WR24-7发动机

5.5.2 TRI60系列涡喷发动机

TRI60系列小型涡喷发动机在法国政府提供经费下，由Microturbo公司于70年代开始研制，主要用于亚声速巡航导弹和无人机。该系列发动机进气机匣包含附件齿轮箱和起动/发电机，转子包括3级或4级轴流压气机和1级轴流涡轮，起动(气吹、电机带转、火药) 与控制(机械、电子、气压或液压) 系统随用途不同而异。

TRI60-30发动机

结构系统

进气口，环形，带进气锥。

压气机，3级轴流式，铝合金盘与整流器用锤锻坯料经机加工面成，安装在有迷宫式封严装置的前后轴承之间。

燃烧室，环形，有12个喷嘴。

涡轮，1级轴流式，悬臂安装在中心扩散器机匣的后轴承后面。

尾喷管，简单收敛式。

控制系统，液压气动式(TRI60-1-067)，连续控制的电子控制系统(TRI60-2-07I)。

起动系统，空气起动机或电动机或烟火火药式起动。

TRI60系列发动机共有8个型号，分别是TRI60-1-067 , 推力3677.5 N ; TRI60-2-071，推力3726.5N，用于C22变速靶机，此外还有074 ,077 ,080 ,088 ,089 ,097 等用于不同型号导弹与无人机；TRI60-3，推力4001N，用于BQM-126靶机；TRI60-4 ，推力3403N ，TRI60-3改进型，降低了耗油率，提高巡航高度；TRI60-5，推力4403N，用于MQM-107B靶机；TRI60-5+ ，推力4197 N；TRI60-20，推力5394N (4 级轴流压气机) 和更大推力的TRI60-30。

MQM-107B靶机

5.5.3 AT-1500系列涡喷发动机

AT-1500发动机是美国Accurate Automation Corporation公司在美海军SBIR (small business innovative research) 计划下与AMT (aviation microjet technology) 合作为无人机、空射导弹、靶机和诱饵弹而研发的一种高性能、低成本、长储存周期、零维护微型涡喷发动机。发动机长度381mm，直径218mm。其结构主要特点为单级离心压气机、环形燃烧室、单级轴流涡轮、空气起动、无独立的润滑系统、全电子控制。AT-1500发动机用于NASA的X-43A超声速无人机的前期验证机X-43A-LS的动力装置。

在AT-1500的基础上，目前又研制出其改进型AT-1700，AT-1700在不改变AT-1500原空气起动、燃油、控制系统的情况下，外形尺寸和质量保持原样，且有80%的零件与AT-1500可以互换, 推力提高到892.5N。经计算其推重比达10.53，已经达到甚至超过目前大发动机的研究水平。

NASA X-43A

5.5.4 TJ100涡喷发动机

TJ100是捷克PBS公司设计的宽范围工作微型涡喷发动机,既可用于军用的导弹、无人机，也可用于民用的超轻型飞机、实验飞机。该发动机长度485mm ,直径272mm，采用紧凑设计，结构为单级离心压气机、环形燃烧室、单级轴流涡轮。发动机自带800W直流无刷起动/发电机，无齿轮传动，全权限数字电子( FADEC) 控制，采用电动油泵对发动机进行供油与润滑。

欧美几种典型的微型涡喷发动机参数

5.5.5 以色列Soreq 4涡喷发动机

Soreq 4是以色列Bet Shemesh发动机公司（BSEL）研发的一种短寿命涡轮喷气发动机，1983年首次在巴黎航展上展出。主要由轴流与离心组合压气机、折流环形燃烧室和1级轴流涡轮组成。推力360daN，增压比5.8，空气流量5.5kg/s，转速43krpm，直径330mm，长度1014mm，工作寿命13h。曾计划作为Gabriel 4反舰导弹的主发动机。

5.5.6 土耳其Kale-3500涡喷发动机

Kale-3500是土耳其Kale公司于2012年起开始研制的一次性使用单转子涡轮喷气发动机，推力350daN，推重比7.4，耗油率1.20kg/(daN·h)，直径300mm，长度900mm，使用JP8或JP10燃料，由电动机起动。计划取代目前的TRI40发动机，用于SOM空射巡航导弹。

5.5.7 日本TJM系列涡喷发动机

TJM系列是70年代后期日本Mitsubishi公司为巡航导弹和无人驾驶飞行器研制的小型涡轮喷气发动机。TJM2是基本型，推力149daN，采用1级离心压气机、环形燃烧室和1级轴流涡轮，已用于SSM-1（88式）岸舰导弹、SSM-1B（90式）舰舰导弹和ASM-2（93式）空舰导弹等。TJM4是推力增大型号，推力284daN，增压比6.7，采用2级离心压气机和2级轴流涡轮，计划用于一种先进的隐身巡航导弹。

5.5.8 韩国SS-760K涡喷发动机

SS-760K涡轮喷气发动机是第一种在韩国成功生产的喷气发动机，由Samsung Techwin公司与国防发展局联合研制。压气机为4级轴流，涡轮为1级轴流。推力467daN，耗油率1.27kg/(daN·h)，质量80kg，直径328mm，长度1386mm，最大飞行高度10.7km，最大飞行马赫数0.9，用于SSM-700K反舰导弹。

5.5.9 印度PTAE-7涡喷发动机

PTAE-7是印度Hindustan航空有限公司（HAL）于1980年开始研制的涡轮喷气发动机，2001年起小批量生产。采用4级轴流压气机、直流环形燃烧室和1级轴流涡轮。推力373daN，耗油率1.20kg/(daN·h)，增压比4.65，空气流量6.65kg/s，直径330mm，长度1270mm。目前应用于靶机，潜在的用途包括反舰导弹和巡航导弹。

5.5.10 伊朗Toloue-4涡喷发动机

Toloue-4是伊朗航空工业联合体（IAIO）于20世纪末研发的一种单转子涡轮喷气发动机，为TRI60-2的仿制品。推力363daN，增压比3.75，转速29.5krpm，直径330mm，长度1330mm，已用于Qadir反舰导弹。

Toloue-4发动机

参考文献

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