发动机结构与性能

结构与性能：“昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。发动机长4.635米，直径882毫米，重1010千克，最大推力49千牛，加力推力69.6千牛，推重比6.4，加力推力耗油率0.20千克/牛？小时，最大推力耗油率0.098千克/牛？小时，翻修时间达到了850小时，总寿命达到1500小时，总体达到了世界80年代中期的技术水平。2002年“昆仑”11的加力推力为7800千克，现已提高到加力8010千克，最大5780千克，推重比7.22。发展型昆仑3加力为8930千克，推重比8.05。昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼7和歼8系列上。夏季飞机可以不开加力起飞。另外，昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。主要数据最大加力推力(daN) 13539中间推力(daN)8637?"dj?加力耗油率(kg/daN/h)2.03中间状态耗油率(kg/daN/h)0.695?推重比8.1(按国际上一般规定计算)空气流量(kg/s)120涵道比0.57总增压比25.15涡轮进口温度(°C) 1423最大直径（mm） 1160长度（mm）（喷口全开时）4950质量（kg）1705.6安全使用时间（两次全面检修之间的使用时间）300小时[1]中国涡扇系列涡扇-9（WS-9）:用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国厂商西安航空发动机公司生产现状用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产装机对象歼击轰炸机概述：涡扇9发动机是我国70年代中期根据从英国罗尔斯•罗伊斯公司购买的“斯贝”MK202型动机的生产许可证生产的一种中等推力发动机，也是我国第一种从西方国家以许可证方式引进的发高了我国航空发动机的研制水平。“秦岭”发动机（涡扇-9）是英国斯贝MK202发动机的国产型曾是英国皇家空军F-4“鬼怪”式战斗机的标准发动机“斯贝”MK202型是英国在60年代中一种性能较为先进的涡扇发动机，长5025毫米，直径1093毫米，重1850千克，最大推力5,加力推力91.1千牛，推重比5.05，最大军用耗油率0.684千克/牛•小时，最大加力耗油率克/牛•小时，涵道比0.62，与当时国内的涡喷发动机相比，具有推力大、耗油低、可维护性好命长的特点。AA历史:70年代，我国航空发动机工业受到“文化大革命”的影响，这个时期所生产的航空发动机的下降，性能上与当时的国际先进水平相比存在着很大差距。对这种不利的状况，周恩来总理在11的航空产品质量座谈会上语重心长地指出，“飞机的关键在发动机，发动机是心脏，心脏不好，问J何以打仗”。周总理的话一针见血。会后，全国包括航空发动机厂在内的航空制造单位开始了全整顿，以保证现阶段研制生产的航空产品的质量要求，并考虑从国外引进先进技术的问题。从当时境看，要从国外航空发达国家引进先进发动机是有很大困难的，直接引进较先进的军用航空发动机较小。1972年，我国开始与英国接触，讨论引进其“斯贝”MK511型民用涡扇发动机的可能，并后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。1974年，双方进入了实质性的谈判阶段，出人:英方主动提出可以直接向我提供“斯贝”MK511型的军用型“斯贝”MK202型发动机的生产许可证我国无疑是一个意外的惊喜。1975年12月13日，中、英双方签订了“斯贝”MK202型发动机同，中国可以按许可证在国内生产组装该型发动机。“斯贝”MK202引进后，由西安航空发动机厂生产，国内称其为涡扇9发动机，标志着涡扇9发动机进入了一个全新的阶段。经过西航集团公司力，部分国产化的涡扇9发动机顺利完成150小时试车，性能完全符合技术要求。1999年下半年，：动机全面国产化工作启动，西航集团公司以航空报国为己任，狠抓质量和管理，先后攻克了精铸空心量叶片、数字式电子控制系统等一系列技术难关，为涡扇9发动机全面国产化扫清了障碍。公司总装人员仅用了20天时间就按要求完成了总装任务，在成功进行两次冷运转后，于2000年底-火启动，国产化的涡扇9发动机被重新命名为“秦岭”发动机。2002年6月1日上午，凝聚着西航航心血和汗水的“秦岭”发动机首飞成功；经过几十个架次的科目飞行，2003年7月，“秦岭”发动工程在西安通过技术鉴定，从而结束了我国国产涡扇发动机装备上的空白。结构与性能：空气系统一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。控制系统以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出口压以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积燃油系统使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油采用RLB-4低压燃油泵，出口燃油压力为550kPa，高压燃油泵为RZB-1，出口燃油压力为418280kPa，使用的燃油流量调节器为RT-18。加力燃油系统中，使用RQB-1加力燃油流量调节器加力点火燃油控制器。滑油系统使用Castrol98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高温合成航空润滑油。发动泵为6级(1级增压，5级回油)齿轮式；低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵；传动飞辅助齿轮箱内也设置一个回油泵；发动机滑油箱容量为5.7L。滑油系统中设置2个空气冷却的器HSR-1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS-1。n起动系统使用DQ-23燃气涡轮起动机，出轴与发动机的传动比为1.0454。点火系统使用DHQ-13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ-8A装在4号和8号火点火能量为2.5J。加力燃烧室在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡:热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。尾喷管超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。支承系统发动机支承在7个轴承上。低压转子采取1-2-1支承形式，高压转子采取1-形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其余5个轴承为滚棒轴承。第6、承采用弹性支承。发动机采用内、外混合传力。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固上，主安装节位于发动机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外最大加力推力（daN）（不接通附面层控制放气）9126最大不加力推力（daN）（不接通附面层控制放气）5449〜5583中间推力（daN）（不接通附面层控制放气）4993最大连续推力（daN）（不接通附面层控制放气）4602最大加力耗油率［kg/（daN-h