世界各国航空发动机大全

1、世界各国航空发动机大全 HYPERLINK 机票预订:D-18A涡轮风扇发动机外形牌号D-18A结构形式双转子推力范围1765daN现状研制中装机对象研制情况D-18A是波兰航空研究所研制的一种全新双转子涡轮风扇发动机，1992年4月16日首次试车。K-15涡喷发动机外形牌号K-15结构形式单转子推力范围1470daN现状生产装机对象波兰1-22串列双座教练机、侦察机和对地攻击机。研制情况K-15是波兰航空研究所研制的单转子涡轮喷气发动机。计划于1988年中公布，目前正由波兰热舒夫工厂生产。SO-1/SO-3牌号SO-1/SO-3结构形式单转子推力范围9801080daNUnRegistere

2、d现状停产产量SO-1共生产30台，SO-3共生产580台装机对象SO-1TS-11教练机。SO-3BTS-11教练机。SO-3W22I-22教练机、侦察机和对地攻击机。研制情况SO-1单转子涡轮喷气发动机是波兰航空研究所设计的，由波兰热舒夫工厂生产。保证翻修寿命为200h。SO-3是由SO-1改进而来，适用于热天气候工作，对压气机、燃烧室和涡轮作了少量修改，外廓尺寸不变。翻修寿命400h。燃油喷嘴和火焰筒经修改后出口温度场更均匀。TWD-10B涡桨发动机外形牌号TWD-10B结构形式自由涡轮式单转子推力范围754kW现状生产装机对象安-28短距起落轻型运输机。研制情况TWD-10B涡桨发动机

3、是波兰热舒夫工厂按前苏联鄂木斯克/格鲁申柯夫设计局设计的-10涡桨发动机的许可证制造的。翻修寿命1000h。UnRegisteredPZL-10W涡轮轴发动机结构牌号PZL-10W结构形式自由涡轮式单转子功率范围662kW现状生产装机对象波兰希维德尼克厂“鹰”直升机。研制情况PZL-10W是波兰热舒夫工厂研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，它是由TWD-10B涡轮螺旋桨发动机发展而来的，具有相同的燃气发生器。GTD-350涡轮轴发动机外形牌号GTD-350结构形式自由涡轮式单转子功率范围298331kW现状生产装机对象米-2直升机。研制情况GTD-350是前苏联依索托夫设计局设计的自由涡轮式涡

4、轮轴发动机，但仅在波兰生产。热舒夫工厂还研制了一个功率为331kW的改型GTD-350P。GTD-350的总寿命为4000h。P-33涡轮风扇发动机牌号P-33UnRegistered结构形式双转子加力式推力范围加力8140daN、中间4913daN。现状生产装机对象米格-29前线歼击机。研制情况P-33发动机由克里莫夫设计局研制，由位于莫斯科的契尔尼舍夫工厂(又称红十月工厂)生产。此发动机已随米格-29飞机出口到20余个国家。虽然该发动机在印度的使用情况欠佳，但据俄方的介绍，该机的稳定性优良，可在飞行包线内的任一点空中再起动和接通加力，并且设有俄国多数发动机都有的补氧系统。该机的一个突出特点

5、是，根据前苏联歼击机比较强调高空、高速性能的需求，高度、速度特性突出。主要措施是，高M数飞行时，允许其涡轮温度比地面增高150。该机采用单元体结构，共11个单元体。TB2-117TG涡轴发动机结构牌号TB2-117结构形式自由涡轮式单转子功率范围1118kW产量截至1993年底大约已生产31021台，预计到1999年将再生产91台。价格生产装机对象TB2-117A米-8双发运输直升机和米-24A双发攻击直升机。UnRegisteredTB2-117TG米-38直升机。研制情况TB2-117A是前苏联克里莫夫-伊索托夫设计局(现名俄罗斯克里莫夫公司)研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机。该发动机于

6、1962年9月17日装在米-8第二架原型机上试飞。TB2-117A发动机除了在前苏联范围内使用外，还出口其他国家，如阿富汗、阿尔及利亚、安哥拉、孟加拉、芬兰、前东德、匈牙利、印度、伊拉克、朝鲜、老挝、利比亚、马达加斯加、巴基斯坦、秘鲁、波兰、罗马尼亚、苏丹、叙利亚、越南、也门和前南斯拉夫等国。TB2-117发动机的设计留有余地，寿命长，并在寿命期内无故障，因此，在相同功率级的发动机中比某些西方国家的发动机的尺寸和重量都稍大些。TB2-117A为米-8的动力装置，两台TB2-117A发动机通过BP-8A齿轮箱并车。使用一个旋翼转速自动保持控制系统使旋翼转速与两台发动机的功率相协调。该系统与每台燃

7、气发生器的控制系统分开，通过改变发动机功率的方法能自动将旋翼转速保持在需要的范围内，使两台发动机很好地同步工作，并且在一台发动机发生故障时，能自动增加另一台发动机的功率输出。TB2-117TG将被选作米-38直升机的过渡型发动机，该发动机目前正在寻求国外的合作生产厂家。TB2-117TG可使用多种燃料，如汽油、轻质汽油、柴油、液化天然气、丙烷或丁烷气体。TB3-117涡轮轴发动机结构牌号TB3-117结构形式自由涡轮式单转子UnRegistered功率范围14341633kW现状生产装机对象TB3-117卡-27和卡-28。TB3-117MT米-8T/T/T、米-14、米-17和米-24。TB

8、3-117B卡-27、卡-29和卡-32。TB3-117BK卡-50。TB3-117BM米-17-1BA、米-25、米-28和米-35。研制情况TB3-117是由前苏联伊索托夫设计局(现俄国克里莫夫公司)在70年代由TB2-117A发展起来的第二代涡轮轴发动机。1974年开始地面台架试验，1976年首次飞行，1978年开始批生产，批量很大。TB7-117涡轮螺旋桨发动机结构牌号TB7-117结构形式自由涡轮式单转子功率范围17281840kW现状生产装机对象TB7-117C伊尔114。TB7-117Raketa22。TB7-117B米-38。研制情况TB7-117发动机是前苏联伊索托夫设计局(

9、现俄国克里莫夫公司)研制的第三代涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机，采用共用核心。此核心可作为各种喷气发动机和涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机的基础。最初的涡桨型装在伊尔-76和伊尔-114原型机上试飞，驱动SV-34型6叶UnRegistered复合材料螺旋桨。1992年8月定型后投入批生产。首翻期800h，估计总寿命1600h。主要改型有：TB7-117C涡桨型，与波兰合作生产。TB7-117涡桨型。TB7-117B涡轴型。C-90A涡轮风扇发动机牌号C-90A,-90A结构形式双转子现状生产产量截至1992年大约生产100台，其中大约20台用于发动机调试。价格约50万美元(1992年俄罗斯国内市场折合报价

10、，国际市场价格不详)。装机对象C-90A伊尔-96-300和图-204。研制情况C-90A是由前苏联索洛维也夫设计局(现为俄罗斯彼尔姆航空发动机科研生产联合体)研制和生产的大涵道比涡轮风扇发动机。1979年开始研制时，C-90发动机的推力为13440daN。1983年，前苏联政府改变计划，将推力指标改为15696daN，即C-90A(又称-90A，英译名D-90A)。该发动机于1984年开始地面试车，1987年进行飞行试验，1991年通过国家试车，1992年3月获适航证。比预定进度后延。截至1993年初，已积累运转20000h以上。1993年上半年在伊尔-96-300飞机上投入定期航线。C-9

11、0A在通过国家试UnRegistered车前作过一次较大的修改。主要是原来的发动机附件及管路安排无序，不利于维修，更改目的是改善可靠性和维修性。C-90A发动机在设计中采用了很多成熟的军用发动机技术，其特点是：大涵道比，11个单元体结构，采用数字式电子控制并有机械液压备份，耗油率较低，注重了可靠性和维修性设计。装C-90A的伊尔-96-300于1988年9月28日首飞，发动机用降功率(13240daN)工作，装C-90A的图-204于1989年1月2日首飞发动机用全功率工作。C-90A是目前俄罗斯唯一仍在型号名称中表示总设计师姓名(索洛维也夫)的发动机。据报道，1994年彼尔姆航空发动机科研生

12、产联合体与美国P&WA公司合作改进C-90A的设计，其代号为C-90。P&WA公司准备投资1.21.5亿美元，改进设计的细节主要有：重新设计风扇叶片及出口导流叶片；低压压气机由2级改为4级并采用新的转子叶片，从而提高效率和稳定性；同时改进低压涡轮叶片及轴。可望1995年底完成试验，1996年底取得适航证，用于经俄罗斯政府批准并予以经费支持的新型运输机图-330。该公司还准备利用C-90A发动机的燃气发生器作通用部件发展1200020000daN推力的发动机系列：C-90A-76用于伊尔-76M换发动机，推力为13734daN，流量降为451kg/s，涡轮进口温度降低使用。C-90A-154用于

13、图-154M飞机，保持15696daN起飞推力，噪声和排气污染将符合国际民航组织的要求。C-90A-12推力为11772daN，是推力最小的型号，其空气流量降为369kg/s，取消增压级，同时减少一级低压涡轮，总压比降至21.4。UnRegisteredC-90A-M保持起飞推力15696daN不变发动机减重5%，降低耗油率2.2%，改善可靠性和使用寿命。-100是C-90A的发展型，起飞推力为18639daN，总流量增到717kg/s，风扇直径加大到1235mm，采用宽弦风扇叶片，低压涡轮增至6级，以上发展型计划目前尚无具体的研制进度。-30KY涡轮风扇发动机牌号-30K结构形式双转子推力范

14、围1040011770daN现状生产装机对象-30KY伊尔-62M。-30KY图-154M。-30K伊尔-76。-30KA-40“信天翁”。研制情况-30K是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发动机科研生产联合体)在-30的基础上改型研制的前苏联第一种大涵道比涡轮风扇发动机。尽管其编号与-30相近，但要大得多，两者之间没有多少通用零件。基本型-30KY于1974年取代HK-8-4用于伊尔-62M旅客机。-30KY降额到10400daN，可保持到ISA+15。-30K推力为11770daN，可保持到ISA+15。1980年K型被K型取代，但后者推力可保持到ISA+23。-30K用于别里耶夫

15、设计局设计UnRegistered的A-40“信天翁”反潜、侦察和布雷机。-30涡轮风扇发动机结构牌号-30结构形式双转子推力范围6668daN现状生产装机对象-30图-134。-30图-134A。图-134A-3。研制情况-30是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发动机科研生产联合体)研制的一种双转子涡轮风扇发动机，自1966年起用于图-134双发旅客机。该发动机是在-20的基础上发展而来的，核心机和机匣的大部分零件相似，只是增加了1级跨音速风扇和2级低压压气机，增大了增压比和流量，因而提高了推力和耗油率。1972年以后，带反推力装置的-30发动机用于图-134A。1982年以后，-3

16、0用于图-134A-3。该改型增加了低压零级压气机，以降低的涡轮进口温度达到原来的推力并能保持到ISA+25。1972年翻修寿命2500h，总寿命7500h。-20牌号-20UnRegistered结构形式双转子推力范围5296daN现状停产装机对象双发旅客机图124。研制情况-20是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发动机科研生产联合体)研制的双转子涡轮风扇发动机。研制工作于1955年开始，在研制中进行了长时间的试验。1960年投入批生产。1962年，装在前苏联第一架以涡扇发动机作动力的旅客机图-124上投入航线使用。-20在设计上是保守的，其设计目标是要达到最佳的经济性和可靠性，可工

17、作的环境温度范围从-40到40。TB-O-100牌号TB-O-100结构形式自由涡轮式单转子功率范围537kW现状生产装机对象卡-16。研制情况TB-O-100是由莫斯科“联盟”科研生产联合体总设计师戈巴琴柯设计的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，由鄂木斯克“火星”航空发动机设计局生产。该设计局有可能以该型号为基础与罗马尼亚联合发展一种619kW的改型，总增压比和涡轮进口温度分别提高到10.2和1077。另一种530kW的降功率型是卡-118的备选发动机，此外，尚有一种TB-100涡桨型方案，用于C-86和T610。中央航UnRegistered空发动机研究院正在试验一种回热器，装上后该发动机耗油

18、率可降低1520%。TB-20牌号TB-20结构形式自由涡轮式单转子功率范围1029kW现状生产装机对象安3和T-101V。研制情况TB-20是前苏联格鲁申柯夫设计局(现俄国鄂木斯克“火星”航空发动机设计局)研制的自由涡轮式涡轮螺旋桨发动机，其核心机是TB-10的改型，增加零级压气机和第2级自由涡轮。TRI60涡轮喷气发动机结构牌号TRI60结构形式单转子推力范围350440daN现状生产产量截至1993年底已生产2543台，预计1994年至2002年将再生产355台。价格8.09.5万美元(1993年)装机对象TRI60-1-067“海鹰”反舰艇导弹。TRI60-2-071C.22遥控飞行器

19、、靶机。UnRegisteredTRI60-2-074MQM-107A/B导弹/靶机。TRI60-2-077RBS15M反舰艇导弹。TRI60-2-080PTA靶机。TRI60-2-088NV-144/NV-151靶机。TRI60-2-089RBS15F/ASM15导弹。TRI60-3-097BQM-126靶机。研制情况TRI60是为70年代中期生产的小型飞机、无人靶机和导弹设计的小型涡轮喷气发动机，1974年6月第一台验证机开始台架试验，1976年选用于C.22。TRI60的研制费用由法国政府提供。它的设计偏重于费用最低和无需维修。它是微型涡轮发动机公司第一种采用轴流压气机与环形燃烧室的发动

20、机。TRI60的结构简单，燃烧室冒烟很少，起动方式随用途不同而异。其设计寿命为20多小时。TRI60-1-067早期型。采用了液压气动式燃油控制系统。TRI60-2-071是TRI60-1的改型。采用连续控制的电子控制系统。油门完全可调。TRI60-2-074结构类似于-071，但装有由燃气发生器轴直接驱动的1.5kVA的交流发电机。TRI60-2-077其性能类似-071型。TRI60-3其尺寸类似-2型。TRI60-20是微型涡轮发动机公司不加力涡轮喷气发动机计划中推力最大的发动机，增加了1级压气机。TRI60-30用途不明。UnRegistered拉扎克(Larzac)牌号拉扎克结构形式

21、双转子推力范围12801420daN现状生产产量截至1986年底估计共生产1344台，包括埃及生产的99台和比利时生产的88台，目前尚有850950台在使用或存储中价格59万美元(1986年)装机对象达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”。04-H20印度的新型单发教练机HJT3604-R20俄罗斯MiG-AT飞机研制情况拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机，开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后来主要用于军用教练/攻击机。研制工作于1968年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机和附件传动齿轮箱，SNECM

22、A公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系统。1969年5月，拉扎克01首次试车。1972年5月，标准生产型拉扎克05首次试车，1975年5月定型。在定型前共积累10000h试车，包括高空模拟试验和飞行试验。投入批生产的拉扎克系列主要有：拉扎克04。1993年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克04R20发动机，用于双发教练机米格-AT。米格-AT可能于1995年首飞。UnRegisteredSnecmaMoteurs公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗斯发动机制造商Klimov组成团队，提高Larzac发动机的推力到1504dN，同时也与俄罗斯的EGA公司合作开发一个全新的数字控制系

23、统，并安装在改进后的Larzac发动机上。最近Larzac04-H20型发动机已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36提供动力。发动机在2001年初期已开始试装，于2002年6月第一台发动机交付，同年年底利用原型完成首飞。此项目预计将生产200台Larzac发动机。俄罗斯飞机制造商MiG已选择04-R20型发动机为MiG-AT飞机提供动力。预计在2002年下半年完成俄罗斯取证。TRS18牌号TRS18结构形式单转子推力范围113150daN现状批生产产量截至1993年初已生产623台，预计到2002年将再生产365台价格TRS18-075，4.3万美元；TRS18-1-20

24、1，4.44.6万美元(1993年)装机对象TRS18-075ASAT/“小隼”。TRS18-076“奎宿九星”(早期型)。“奎宿九星”200。TJA24-1ASAT/“小隼”。TRS18-1-201“奎宿九星”(晚期型)。研制情况UnRegisteredTRS18是微型涡轮发动机公司设计的轻重量涡轮喷气发动机系列，用于轻型飞机、遥控飞行器、靶机和导弹。早期生产型TRS18-046于1976年5月获得美国FAA型号合格证，1982年又获得法国民航总局型号合格证。TRS18发动机结构设计简单，采用单元体结构。前单元体包括进气口、齿轮箱、电子控制和防护装置；涡轮单元体包括离心压气机、涡轮转子和涡轮

25、导向器；后单元体包括涡轮机匣后板(装有火焰筒、排气锥和喷管)、回流环形燃烧室、喷嘴、点火器和带热电偶的排气管。由于其起动和工作过程控制是完全自动的，而且可在飞行中再起动，TRS18特别适于轻型飞机。TRS18的第一个用途是美国比德公司的BD-5J私人飞机，但由于耗油率高和燃油成本上升，没有形成市场。后来，微型发动机公司自己发展了分别装一台和两台TRS18-046-1发动机的“微型喷气”90和“微型喷气”200。前者是当时最小的单座喷气飞机；后者可为第三世界国家用作教练机，1979年在巴黎航展上展出，但未获得订货。其他用该发动机的单发和双发有人驾驶飞机还有：卡普隆公司A21SJ双座动力滑翔机、“

26、钻石”动力滑翔机、卡普隆公司的C22J教练机和VariViggen体育运动机。但这些飞机都是按订货生产，批量不大。在遥控飞行器和靶机方面主要有Meteor公司的“奎宿九星”系列亚音速多用途遥控飞行器/靶机系列和ASAT/“小隼”亚音速变速靶机。TRS18-046/046-1早期生产型，用于几种单发和双发体育运动原型机和一些研究机。TRS18-075TRS18-046的推力增大型。TRS18-076-1TRS18-075的一种改型。TRS18-1TRS18-1系列包括018、083/202、201和214等型别。翻修寿命为600h。UnRegistered201型用空气起动系统。TRS18-1于

27、1988年获得美国联邦航空局合格证。TRS18-2TRS18-1的推力增大型。压气机的流量和压比均有增加，可能采用定向凝固或单晶的涡轮叶片。1983年9月19日首台验证机运转。TJA24-1由TRS18-075发展而来，在保持尺寸不变的条件下推力增大34daN。TRB13TRS18的新发展改型，尚处于设计阶段，推力范围5881daN。TRB18TRS18的另一种新改型，仍在研制中。M53-P2涡轮风扇发动机结构牌号M53结构形式单转子加力式推力范围加力：80069785daN；中间：54406330daN现状生产产量截至1995年初已生产860台，预计从1995年到1999年将再生产190台价

28、格M53-P2，335365万美元(1995年)装机对象M53-2“幻影”2000原型机。M53-5“幻影”4000原型机。M53-P2“幻影”2000。M53-PX2“幻影”2000。研制情况为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发UnRegistered动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。

29、1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。M53服役计划将超过2025年。M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低1015%，长度缩短约1米。M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件

30、少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。M53-2早期的原型机。M53-5在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。M53-P2M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985年1月开始生产。UnRegisteredM53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包

31、括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。M88加力式涡轮风扇发动机牌号M88结构形式双转子加力式推力范围加力：71168896daN现状生产产量截至1995年初已制造21台原型机供试验用，预计到2004年将再生产222台价格M88-2，估计为465495万美元(1993年)装机对象M88-1“阵风”A。M88-2“阵风”D(早期型)。M88-3“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。CFM88行政机和支线飞机。研制情况M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。19831

32、986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427，1987年第2阶段核心机试验时达到1577。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞UnRegistered机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基

33、复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故障间隔时间100150h。M88-1结构与早期M88MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。M88-2标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年

34、底取得了法国DGA国防部采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4M88-3考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围84519341daN。采用一种新的3级风扇。预计19992000年可供使用。M88-4拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围934110230daN。采用全新的风扇、低压涡轮和加力燃烧室。M88-2S/M88-3S分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计本世纪末可供使用。CFM88在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90122座的支线飞机。UnRegiste

35、red阿塔9C/9K50(Atar9C/9K50)牌号阿塔9C/9K50结构形式单转子加力式推力范围加力：58847061daN现状停产产量截至1986年底共生产了各型阿塔发动机大约5220台，包括其他国家专利生产的320330台，现在还有14501500台各种型号的发动机在使用或存储中。价格阿塔-9K50，235万美元(1988年)装机对象法国达索公司“幻影”、“幻影”5、“幻影”50、“幻影”NG、“幻影”F1/F1B和“超军旗”战斗机。研制情况阿塔系列发动机是法国SNECMA公司研制的涡喷发动机。阿塔系列发动机从1945年开始设计，通过对发动机的不断改进，有很多改型，是法国早期的主力军用

36、涡喷发动机。1945年10月SNECMA用德国BMW003发动机为原准机设计阿塔101V，以后又改进成了101A、101B1、101C、101D1、101F等。1956年开始设计阿塔8。阿塔9C从9B发展而来，于1960年开始生产。阿塔9K是为装超音速轰炸机“幻影”而研制的，1961年4月15日首次试车，9K50于1969年装在“幻影”F1-03架原型机上首次试飞。UnRegistered阿斯泰方(Astafan)牌号阿斯泰方结构形式齿轮传动单转子推力范围6861273(喷水)daN现状停产产量到1985年生产了311台价格15.5万美元(1979年)装机对象法国双发“指挥官”运输机，“空中指

37、挥官”联络机，双发教练机富加90。研制情况阿斯泰方是法国透博梅卡公司研制的一种齿轮传动和弯距风扇的小推力涡轮风扇发动机。1969年夏季第一次试车。1971年4月8日装在“指挥官”运输机上首次试飞。改型阿斯泰方4F6装在“空中指挥官”690联络机上，于1976年1月24日首次试飞。阿斯泰方是由涡轮螺桨发动机阿斯泰阻发展出来的，它以阿斯泰阻作为核心机，加上单级可调风扇和恒速调节器。主要改型有阿斯泰方2、2G、3、4、4G。阿比宗(Arbison)牌号阿比宗结构形式单转子推力范围356423daN现状批生产UnRegistered产量截至1993年初共生产了1038台。预计到2002年将再生产702

38、台价格阿比宗B和D，1416万美元(1993年)装机对象阿比宗OTOMATMK1反舰巡航导弹(早期型)。BOTOMATMK1反舰巡航导弹(晚期型)。OTOMATMK2反舰巡航导弹。DMILAS反潜巡航导弹。研制情况阿比宗是法国透博梅卡公司从它的透默C涡轴发动机改型而来的单转子涡轮喷气发动机。研制计划于1970年宣布，当时编号为TR281。1975年装在巡航导弹上首次飞行。阿比宗的主要用途是OTOMATMK1和MK2多用途远程反舰导弹，射程为6125km，广泛用于法国、意大利和利比亚等11国的80艘军舰上。阿比宗早期型，推力372daN。阿比宗B晚期型，推力400daN，1993年停产。阿比宗D

39、推力估计为411daN，1990年开始试验，1991年底首批飞行用原型机交付，预计1995年开始批生产。阿比宗阿比宗的缩小型，装空气冲击涡轮起动机，最大起飞推力为359daN，设计寿命30小时，据报道，它用于一种射程更远的OTOMAT导弹。玛波尔(Marbore)牌号玛波尔结构形式单转子UnRegistered推力范围392588daN现状停产装机对象法国双发CM-170“超教师”教练机，双发CM-191教练机，巴黎2型、3型双发行政机，MS760单发飞机，西班牙航空制造公司双发HA-200“箭”教练机。研制情况玛波尔是法国透博梅卡公司研制的一种小型军、民两用单转子涡轮喷气发动机。该发动机是5

40、0年代初期从该公司的派勒斯(Palas)发动机发展起来的。1954年，玛波尔2进入了全面研制阶段，1957年7月18日获得法国当局签发的合格证书，后来又发展了几种改进型的发动机。带标准设备的玛波尔2发动机在1963年8月就已达到400h的翻修寿命。主要改型有玛波尔6F、6C和8。阿赫耶涡轮轴发动机牌号阿赫耶结构形式自由涡轮式单转子功率范围447559kW，可增至656kW现状生产产量截至1995年初已生产4380台，预计到2004年将再生产2403台。价格14.818.5万美元(1995年)装机对象阿赫耶1B单发AS.350B。阿赫耶1C双发AS.365N。UnRegistered阿赫耶1C1

41、双发AS.365N。阿赫耶1C2双发AS.365N。阿赫耶1D单发AS.550。阿赫耶1D1单发AS.350B-2，AS.550L-2。阿赫耶1E双发BK.117。阿赫耶1G双发S-76C。阿赫耶1K双发A109K。阿赫耶1K1双发A109K2。阿赫耶1M/MN双发SA.365F。阿赫耶1M1双发SA.565MA/SA/K。阿赫耶1S双发S-76A/A+/C。阿赫耶1S1双发S-76A+。阿赫耶2S双发AS.365,S-76C+,SAP120L。研制情况1971年开始设计，用来满足当时迅速扩大的轻型直升机市场的要求和取代阿都斯特和阿斯泰阻发动机。1973年燃气发生器运转，1974年8月整机首次

42、试车，1974年9月完成飞行前规定试验。1974年12月装在经改装的SA.341-02“小羚羊”直升机上首次试飞，1975年1月装在双发型SA.365“海豚”直升机上作首次试飞，同年2月装在单发型AS.350“松鼠”直升机上作首次试飞。1977年取得法国和美国的合格证。1978年初，生产型发动机交付使用。1978年取得英国的合格证。1980年7月中国与法国签订了购买生产阿赫耶发动机的协议。80年代和90年代阿赫耶发动机不断得到改进改型。70年代初开始研制阿赫耶发动机的时候，透博梅卡公司按照传统的安全、简单和经济的基本原则，计划把该发动机设计成一种耗油UnRegistered率低、功重比高、使用

43、维护方便、翻修寿命长和费用低的涡轴发动机。为实现设计指标，阿赫耶发动机的压比、涡轮进口温度和转速都选择比较高。在结构上采用单元体设计，整个发动机由五个单元体组成：附件齿轮箱和传动轴、轴流压气机、燃气发生器、自由涡轮和减速齿轮箱。在外场可以更换单元体。阿赫耶发动机具有良好的起动性能，该发动机能在飞行速度为零、4500m的高原或高空(可达6000m)、-40到+50的环境条件下可靠地起动，因而适于高温高原地区使用。寿命指标为：翻修寿命2000h或3000个低周循环，以先到达者为准。为了获得良好的安全性，阿赫耶发动机在广泛采用传统结构的基础上，选用了耐腐蚀的材料，高温旋转件带有包容措施，并装有故障监

44、视装置。阿赫耶发动机作为8种不同直升机的动力装置已在70多个国家600多用户中积累了300万以上飞行小时。阿赫耶1/1A/1A1/1A2最初的发展、生产和改进型发动机，用以装配SA.365系列直升机。阿赫耶1C/1C1为A型的功率增大型。外廓尺寸比其他各型稍小。燃烧室改成全气膜冷却。燃气发生器涡轮的叶片和盘分开、用枞树形齿连接，采用新的材料，涡轮导向器采用冲击式冷却，并减小了叶尖与机匣的间隙。另外，提高了自由涡轮转速，增加了发动机减速控制机构。1C1改进了第1级涡轮叶片材料和自由涡轮性能。阿赫耶1B/1B2为单发直升机AS.350改进的发动机。采用了改进的压气机、新型弯曲形转子叶片和气膜冷却的

45、燃烧室。阿赫耶1D为AS.350B1和AS.350L1直升机改进的发动机。阿赫耶1D1为AS.350B2和AS.350L2直升机改进的UnRegistered发动机。阿赫耶1E为MBBBK.117直升机改进的发动机。阿赫耶1S/1S1为S-76A直升机改进的发动机。阿赫耶1G为1S型的改进型。压比增加3%。阿赫耶1K为A109K直升机改进的发动机。采用粒子分离器。阿赫耶1M/MN/1M1为AS.365F、AS.365F1和AS.365K直升机改进的发动机。1M型于1983年取得合格证。阿赫耶2S阿赫耶系列中的第2代发动机，尚在研制中。采用了单级燃气发生器涡轮。BR720涡轮风扇发动机结构牌号B

46、R700系列结构形式双转子推力范围58979780daN现状研制中产量截至1995年初已生产出8台供试验用，预计到2004年将生产1196台价格估计BR710为290万美元(1995年)装机对象BR710“湾流”V，RJ加长型，DASA92。BR715DASA122，“福克”130，MD-95，DC-9换发，支线客机。BR720支线客机。研制情况1991年3月，宝马/罗尔斯罗伊斯(BMW-RR)公司提出了BR700UnRegistered系列发动机的核心机验证机计划，发动机的核心是全新设计的，采用了压气机气动力学、燃烧室和高压涡轮设计的最新发展。其目的是满足日益增长的60140座级支线客机的动

47、力需求以及较少但落实的洲际公务喷气机的动力市场。各型发动机采用同一核心机以使BMW-RR公司能对市场需求的变化作出快速响应。发动机风扇采用了宽弦设计，燃烧室采用了低污染物排放设计。1992年12月完成了燃烧室的初步试验，1993年810月进行了核心机试验。在此期间，核心机达到了104%气动设计转速。1994年2月第2台核心机进行了首次试验，检验了核心机污染物排放、可调导流叶片的工作以及性能变化情况。整个试验计划有8台地面试验发动机、2台试验用核心机和3台飞行试验用发动机。另外，还进行了风扇、压气机、中介机匣、全环形和30%与60%燃烧室扇形试验，以及高、低压涡轮等试验。按计划1996年8月BR

48、710发动机获得FAA适航证。计划研制费用为5.63亿美元。在所有状态下发动机的噪声级比第3阶段噪声要求还要低得多，其NOx排放量比最大限制值还要低至少30%，同时，核心机设计以民用市场为目标，从而使BR700系列发动机的适航性和直接使用费用均具有竞争性。目前，BR710发动机已完成了大量的整机性能评审试验，并将在1995年4月进行飞行循环耐久性试验。BR715发动机已进入全面设计阶段，计划在1996年5月进行地面试车，1997年12月取得适航证。T117/T317牌号T117/T317UnRegistered结构形式单转子推力范围T117：104107daN；T317：108daN现状T11

49、7少量生产，T317处于生产准备状态产量截至1993年初已生产232台T117和3台T317，预计到2000年将再生产25台T117价格T117，5.05.2万美元(1992年)装机对象T117CL-289无人驾驶飞机。T317C22J轻型教练机(建议)。研制情况1990年德国的宝马公司(BMW)和英国的罗尔斯罗伊斯公司(Rolls-Royce)组成的合资公司(BMW-RR)，接管了KHD的业务，继续生产T117和T317发动机。T117于1976年开始研制，1978年公开展出，1979年9月第1台T117装在CT-289飞机上，次年作了飞行试验。T317于1979年开始研制，1983年获得联

50、邦德国的合格证。T117该系列中的基础型发动机。T317T117的改进型。CFM56-3涡轮风扇发动机外形牌号CFM56结构形式双转子推力范围822016000daN现状生产产量截至1995年初已生产7200台，预计到2004年将再生产4591台价格CFM56-2，310万美元；CFM56-3，390420万美元；UnRegisteredCFM56-5A，440万美元，CFM56-5C，495万美元；CFM56-7，410450万美元；F108，337万美元(1995年)装机对象CFM56-2DC-8-71/-72/-73。CFM56-3波音737-300/-400/-500。CFM56-5A

51、/-5A3A320-100/-200。CFM56-5A4/-5A5A319。CFM56-5BA319/320/321。CFM56-5CA340-200/-300。CFM56-7波音737-600/-700/-800。军用型F108波音KC-135R/-135FR，波音E-6/-3，KE-3。研制情况1969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究10t推力级涡扇发动机的课题，法国SNECMA公司经过分析和调查，1971年底选择了美国GE公司作为合作伙伴，以美国F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足80年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。1971年11月两家公司决定联合研制10

52、000daN级的大涵道比的发动机。1972年2月完成设计并开展试制，1974年9月正式组成CFM国际公司，发动机定名为CFM56，试制的头两台发动机相继在两家公司试车台试车。研制试验共用11台发动机，其中5台用于飞行试验。1979年11月在美国改装的波音707-320上首飞，后来累计飞行130h，同时在法国的“快帆”飞行台上完成了必要的试验。1979年11月9日CFM56-2型发动机获得美、法两国的适航证。CFM56从1971年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿UnRegistered1年半时间，共耗时7年，发展费用花了10亿美元。该发动机自1979年3月被选定改装麦克唐纳道格

53、拉斯公司的DC-8飞机，至1986年共改装了110架飞机(每架4台)。CFM56-2-B1军方编号F108-CF-100用于换装美国空军的波音KC-135R加油机和法国空军的C-135ER。CFM56-2A2军方编号F108-CF-402，用于装备美国海军的波音E-6A和E-8A。CFM56-3是在CFM56-2基础上发展的，核心机与低压涡轮与-2型相同，而风扇为CF6-80A的缩型。CFM56-5A为空中客车A320发展的发动机。为同IAE的V2500竞争，设计了新的36个叶片的风扇和新的4.5级低压涡轮。同CFM56-2相比，耗油率降低了1315%，可靠性提高了3040%。CFM56-5A

54、1于1987年8月获得美、法两国适航证，1988年2月开始用于汉莎航空公司的A320。CFM56-5A4为-5A1的降推力改型，用于加拿大航空公司订购的A319。CFM56-5B有5种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室，发动机的NOx排放物较一般发动机降低约35%。CFM56-5C是为空中客车A340四发远程客机设计的。发动机核心机与CFM56-5B相同，低压部分同CFM56-5A1相比，风扇直径加大101.6mm，增压级增加1级，低压涡轮为5级，采用了长管道混排喷管和第二代FADEC。发动机耗油率比CFM56-5A1降低约5%，噪声比联邦航空局级要求低20db。属于-5C型的有以下一些型别：

55、CFM56-5C2，1991年12月取得适航证；CFM56-5C3，1991年12月取得适航证；CFM56-5C3/F，低压涡轮采用新UnRegistered材料，使排气红线温度由CFM56-5C3的950提高到965；CFM56-5C3/G，排气红线温度达到975，与CFM56-5C4水平相同；CFM56-5C4，风扇直径为183.4cm，将装于340-300X，1994年11月取得适航证。研究中的CFM56-5CX将装备A340-400X，其核心机为CFM56-5C4的，采用宽弦风扇和一些新材料与新技术，使之能够替代较大的涵道风扇发动机(CFMIM109/M110)和GE90的缩型(CFM

56、IGE45)。CFM56-71993年11月开始发展的一个型别，原编号为CFM56-3XS。即在CFM56-3型基础上采用直径为1.55m的24个叶片宽弦风扇，设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与CFM56-3相比，噪声和污染显著降低，维护成本降低约15%，而发动机可靠性保持不变。目前研制的5个型别，即CFM56-7B18、-7B20、-7B22、-7B24、-7B26，推力为868411730daN。EJ200加力涡轮风扇发动机外形牌号EJ200结构形式双转子加力式推力范围加力:9000daN;中间:6000daN现状研制中产量截至1995年初制造了20台供研制试验和试飞用价格475495

57、万美元(1995年)装机对象欧洲战斗机EF2000研制情况EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加UnRegistered研制工作的有英国罗罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(EurojetTurboGmbH)在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证

58、机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生产型EJ200。在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大于0.5MMH*/EFH。采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故

59、障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200研制计划之前英国罗罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。为EJ200打下技术基础。除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA战斗机。V2500涡轮风扇发动机外形牌号V2500UnRegistered结构形式双转子推力范围978015543daN现状生产产量截至1995年初大约生产了560台，预计到2003年将再生产1375台价

60、格V2500-A1，395万美元；V2530-A5，425万美元(1995年)装机对象V2522-D5MD-95。V2500-A1A320-100/-200,MD-90-30。V2527-A5A320/A321/A319。V2528-D5MD-90-10/-30/-40。V2530-A5A321-100。V2535A321-100。研制情况70年代中期，出于航空公司对130150座级客机的需求，开始酝酿1015t推力的先进技术涡扇发动机。1983年9月，美国普拉特惠特尼公司(P&WA)、英国罗尔斯罗伊斯公司(RR)、日本航空发动机公司(JAEC)、联邦德国MTU公司和意大利菲亚特公司联合组成了