第一章-涡轮发动机分类及其性能指标

航空发动机原理西北工业大学动力与能源学院宋文艳第一章涡轮发动机分类及其性能指标1.1引言1.2涡轮喷气发动机的基本组成1.3喷气发动机分类1.4涡轮发动机国内外发展概况1.5涡轮发动机性能指标

1.1引言二十世纪以来，特别是二战以来，航空航天技术取得了飞速的发展。目前，飞机已成为一种重要的、不可缺少的作战武器和运输工具。飞机的飞行速度、高度、航程、载重量和机动性等，都已达到了相当高的水平，这些进步在很大程度上取决于飞机推进系统的发展。战斗机的发动机一直处于发动机技术的前沿。在二战将结束前（1939年），新问世的涡轮喷气发动机首先是在战斗机上取代活塞发动机的，此后的几十年间，战斗机的发动机作为一些军事和经济强国的投资和开发重点，在技术上取得了巨大的进展。

飞机的推进系统（飞机动力装置、飞机发动机）是：产生推力并推动飞机飞行的整套装置。

发动机的推力、重量、尺寸、耗油率等对飞机的飞行速度、高度、航程和机动性等都有很大的影响，因此，一方面对发动机的各部件都提出了有效性的要求，另一方面，不允许发动机各部件的实际工作条件超出各部件气动和机械上的限制，包括气动、热工、控制、应力、振动、噪音、燃烧、传热、润滑、测试和制造等诸方面的限制。

发动机工程设计人员的任务就是：确定和扩大这些限制，包括气动、热工、控制、应力、振动、噪音、燃烧、传热、润滑、测试和制造等诸方面。（1)二战前：所有飞机都使用活塞发动机（热机）+螺旋桨（推进器）；(pistonengine+propeller)。活塞发动机功率大、重量轻、耗油率低、工作可靠。热机的作用：将热能转化为机械能；推进器的作用：将机械能转化为推进功。由活塞发动机的热力循环(进气→压缩→燃油/空气混气燃烧→膨胀→排气)经连杆获得曲轴上的机械功，再经减速器驱动螺旋桨旋转，产生推动飞机前进的拉力。

1943年左右，活塞发动机已经发展到相当高的水平，飞机速度达750～800km/s(音速a=340m/s=1224km/h)；最大单台功率1.5～2.5×103kW。发动机总量与功率之比为0.7～1.0kg/kw,耗油率为0.3kg/(KW.h)

当飞机速度超过800～850km/h（Ma=0.65～0.7)后，螺旋桨效率开始明显下降，使拉力下降，因此要突破音障，活塞发动机+螺旋桨的动力装置便无能为力了。(2)40年代：喷气发动机诞生，为飞机突破音障提供了动力。(3)50年代：喷气发动机技术逐渐成熟。(4)60年代：为适应“重型化”战斗机的需要，推进系统向大推力、高空及高速发展，加力涡轮风扇发动机投入使用。(5)70年代：为适应“高空优势”战斗机的需求，推进系统向高推重比发展，其性能向满足高空、高速，需求向满足中、低空格斗机动性的需求。(6)80年代：发展的重点在耐久性、可靠性、维修性、性能和寿命期费用权衡的研究上。(7)90年代：发展的重点在满足飞机的超音速巡航、高机动性、隐身性能、短距起降、高生存力等方面的需求上。飞机发动机的发展史1.2涡轮喷气发动机的基本组成

进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机尾喷管膨胀加速排气到外界大气中单轴涡喷发动机InletCompressorBurnerTurbineNozzle带加力的混排涡扇发动机基本组成进气道进气风扇增压气流分为两股内涵气流压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动风扇和压气机混合器外涵气流外涵道混合器两股气流在混合器中掺混尾喷管膨胀加速排气到外界大气中InletTurbineMixerNozzleFanCompressorBurnerAfterburner装机对象

F16C/D、N，F-15E大涵道比和小涵道比涡扇发动机遄达Trent800军用小涵道比涡扇发动机民用大涵道比涡扇发动机装机对象：F22飞机装机对象：波音777，A330（由RB211发展而来的）

民用旅客机大多采用大涵道比（B>4～5)的涡轮风扇发动机。

军用歼击机多采用带有加力燃烧室的小涵通比(B<1)涡轮风扇发动机。进气道压气机压气机特性主燃烧室环管燃烧室环形燃烧室火焰筒单管燃烧室燃烧室特性余气系数燃烧效率涡轮涡轮特性加力燃烧室沙丘火焰稳定器V型槽火焰稳定器尾喷管F119的矢量喷管转向喷管尾喷管特性矢量喷管涡轮发动机地面试车1.3喷气发动机分类喷气发动机

空气喷气发动机

无压气机式亚燃冲压发动机

火箭发动机

有压气机式涡轮轴发动机

脉冲式喷气发动机

冲压式喷气发动机

超燃冲压发动机

涡轮螺浆发动机

涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机

组合发动机

固体火箭液体火箭涡轮冲压

火箭冲压

涡轮火箭冲压

RBCC:Rocket+Ramjet+ScramjetTBCC:Turbojet+Ramjet+Scramjet组合发动机方案各种喷气发动机性能比较各种发动机性能比较

航空燃气涡轮发动机产生推力的基本原理是：反作用原理。单位推力和耗油率是衡量发动机优劣的主要性能指标。涡轮喷气发动机作为一个热机，它将燃料的热能转变为机械能。涡轮喷气发动机同时又作为一个推进器，它利用产生的机械能使发动机获得推力。

航空燃气轮发动机主要有：涡轮喷气、涡轮风扇、涡轮轴、涡轮螺桨和桨扇等五种类型。根据飞机或飞行器的用途选用适当的类型。

近代先进性能军用战斗机大都采用：低涵道比（0～1.0）混合排气加力涡扇发动机。

现代大型民用高亚声速运输机一般采用：高涵道比(≥4～5）

分别排气涡扇发动机。

涡轮轴发动机用于：直升机。

涡轮螺桨发动机用于：亚声速民用飞机。

桨扇发动机用于：亚声速运输机，目前尚处于研究阶段。吸气式发动机用途

亚燃冲压发动机及其组合动力主要用于：超音速导弹、无人机的动力装置。

超燃冲压发动机及其组合动力主要用于：高超音速巡航导弹;高超音速飞机;跨大气层飞行的空天飞机的动力装置，

目前尚处于研究阶段。

脉冲式发动机及其组合动力：主要用于导弹、无人机的动力装置，目前尚处于研究阶段。吸气式发动机用途

离心式涡喷→轴流式涡喷→加力式涡喷→涡轮风扇(分排、混排加力)→具有矢量推力的涡扇。军用涡轮发动机发展历程1.3.1涡轮喷气发动机(turbojet)单轴涡轮喷气发动机是航空燃气轮机中最简单的一种，它是飞机的动力装置。涡轮喷气发动机在工作时，连续不断地吸入空气，空气在发动机中经过压缩、燃烧和膨胀过程产生高温高压燃气从尾喷管喷出，流过发动机的气体动量增加，使发动机产生反作用推力。一.单轴涡轮喷气发动机(single-spoolturbojet)压气机、燃烧室和涡轮的组合称为燃气发生器,其作用是产生高温高压的燃气。发动机工作时，外界空气流入进气道，在较大的飞行速度下气流经过进气道时速度减小而压力提高；气流流过压气机时进一步增压，特别是在低速飞行时，压气机是增压气流的主要部件；燃烧室利用燃油燃烧时放出的热量对气流加热；从燃烧室流出的高温高压气流推动涡轮旋转，涡轮与压气机之间有轴联接，涡轮发出的功率提供给压气机；涡轮出口的气流仍具有较高的压力和温度，流经尾喷管时压力减低而速度增高。

单轴涡轮喷气发动机二.双轴涡轮喷气发动机(two-spoolturbojet)

与单轴涡喷发动机相比，其进气道、燃烧室和尾喷管是一样的，产生反作用力的原理也完全相同。所不同的是：压气机分成低压压气机和高压压气机，涡轮也分为高压涡轮和低压涡轮。高压压气机和高压涡轮由一根轴联接形成高压转子，低压压气机机和低压涡轮由一根轴联接形成低压转子。人们习惯将燃气轮机的高压转子部分称为核心机，核心机可作为燃气发生器。在双轴燃气轮机中的核心机(高压转子)并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机的燃气发生器部分还应该包括低压压气机和低压涡轮。因此，核心机与燃气发生器是二个不同的概念。

采用双轴式结构主要是为了:使压气机在非设计工况下能正常工作和提高工作效率，避免发生压气机喘振。

归纳起来，双轴燃气发生器与单轴燃气发生器相比较具有如下优点：1.双轴燃气发生器可以使压气机在更广阔的转速范围内稳定地工作，是防止压气机喘振的有效措施之一;2.

双轴燃气发生器在低转速下具有较高的压气机效率，因而可使燃气发生器在较低的涡轮前温度下工作。由于涡轮前温度较低而且压气机不易产生喘振，在加速时可以喷入更多的燃油，使双轴燃气轮机具有良好的加速性能;3.

由于双轴燃气发生器在非设计工况下具有较高的压气机效率，因此非设计工况下的耗油率比单轴燃气发生器低;4.

双轴燃气发生器在起动时，起动机只需带动一个转子，与同样参数的单轴燃气发生器相比，可以采用较小功率的起动机。

采用双轴结构的优点三.加力式涡轮发动机

当飞机要求有大的推重比和高的飞行马赫数时，广泛采用带加力燃烧室的燃气涡轮发动机。

为了满足飞机超声速飞行和机动性的需要，希望发动机产生尽可能大的单位推力，这就要求燃烧室出口气流的总温Tt4尽可能地高。即使目前涡轮前温度已达到很高的水平，但由于涡轮叶片材料和叶片冷却条件的限制，

Tt4仍低于燃烧室中燃油和空气按理论量混合燃烧终了的温度。因此，涡轮出口的燃气中仍含有一定量的氧气，如果在涡轮后设置加力燃烧室，再次供入燃油燃烧可以进一步增大推力。

亚声速飞行时，由于其中的压力低使得加力燃烧室的效率比较低，一般只短时间使用；较大的超声速飞行条件下，加力燃烧室内的压力显著提高，使用加力燃烧室变得有利。

战斗机发动机涡轮前温度

Tt4～年代Tt4～推重比

第三代现役战斗机的发动机美国：F100系列（F15系列)、F110系列（F16系列)、F404系列（F18系列）欧洲：RB199系列(狂风)、M88系列（阵风）；M53（幻影2000）俄罗斯：РД-33（米格29）、АЛ-31Ф系列（苏27，苏30）

第四代现役／研制中战斗机的发动机美国：F119、F120（F22战机）欧洲：EJ200（EF2000）；

法国：M88-2(阵风）

；

俄国：АЛ-41Ф。罗尔斯·罗伊斯公司的威派尔600涡喷发动机装机对象：MB.339A教练机(JPATS)，HS-125-600公务机，BH-600公务机，

G-4/4M教练/攻击机。

特点：采用双角形火焰稳定器、热射流点火和闭环喷管控制等。

威派尔600－单轴涡喷装机对象：歼-6、强-5特点：最大推力25.5KN，加力推力：31.8KN，重量708kg涡喷六－单轴涡喷装机对象：

歼-7涡喷七－带加力的双轴涡喷四.离心式涡喷发动机（centrifugalturbojet)离心式压气机－燃烧室－轴流涡轮（或向心式涡轮）－尾喷管

离心式压气机的优点是结构简单，工作可靠，性能比较稳定。缺点是效率较低，迎风面积大。目前大多数航空燃气轮机都采用轴流式压气机，只有小功率、小流量的涡轴和涡桨发动机上才采用离心式压气机。在早期(20世纪40年代末和50年代初)，涡轮喷气发动机也曾采用过离心式压气机。

研究中的离心式压气机增压比可以达到12以上。

涡喷五－离心式涡喷装机对象：歼-5活塞式发动机(pistonengine+propeller)活塞式发动机＝活塞发动机（热机）＋螺旋桨（推进器）工作原理：燃油和空气混合后，在汽缸中燃烧，使热能转变为燃气压力、温度的升高，推动活塞，然后经过连杆、曲轴，在曲轴上输出机械功，最后该机械功经过减速器传给螺旋桨，使螺旋桨旋转产生推进飞机前进的拉力。

相同之处（1）

均以空气和燃气作为工作介质。（2）它们都是先把空气吸进发动机，经过压缩增加空气的压力，经过燃烧增加气体的温度，然后使燃气膨胀作功。燃气在膨胀过程中所作的功要比空气在压缩过程中所消耗的功大得多。这是因为燃气是在高温下膨胀的，于是就有一部分富余的膨胀功可以被利用。

不同之处（1）进入活塞式发动机的空气不是连续的；而进入燃气轮机的空气是连续的。（2）活塞式发动机中喷油燃烧是在一个密闭的固定空间里，称为等容燃烧，而燃气轮机则在前后畅通的流动过程中喷油燃烧，若不计流动损失，则燃烧前后压力不变，故称为等压燃烧。涡轮喷气发动机与活塞式发动机的比较（3）涡喷发动机的推力在相当大的飞行速度范围内是随飞行速度增加而增加的。这是因为飞行速度增加，通过发动机的空气流量Wa不断增加；只是在很高的飞行速度下，由于单位推力的迅速降低使推力减小。

活塞式发动机的功率决定于气缸的尺寸和数目，可以认为与飞行速度无关。根据能量转换定律，在飞行过程中发动机产生的功率经过一定的损失转变为飞机前进的推进功率：

因为N基本不变，故螺旋桨拉力FB随飞行速度C0的增加而减小。在高速飞行时螺旋桨叶尖的气流相对速度超过声速而产生激波使螺旋桨效率急剧降低，这更使拉力迅速减小，不适于高速飞行。

（4）飞行速度低于700km/h，涡轮喷气发动机的经济性不如活塞式发动机加螺旋桨动力装置。其主要原因是低飞行速度下螺旋桨的推进效率较高，而涡轮喷气发动机的排气速度很大，带走的动能多，推进效率较低。（5）当飞行速度超过800～850km/h，螺旋桨效率开始明显下降，使拉力下降，因此活塞式发动机加螺旋桨组合动力装置不能突破音障。N－活塞发动机的功率FB－螺旋桨产生的拉力(或推力)C0－远前方未扰动截面气流速度(数值上等于飞行速度)ηB－螺旋桨效率“飞行者”1号的活塞式发动机第一架带动力的飞机--“飞行者”1号1903年12月17日，莱特兄弟，36米，12秒星型的活塞式发动机一个活塞发动机发出的功率有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机

1.3.2涡轮风扇发动机（turbofan）一.不带加力的涡扇发动机

改善发动机推进效率较为有效的方法是将通过发动机的空气分成两路，这样就成为涡轮风扇发动机。

涡轮风扇发动机有内外两个涵道，通过发动机的气流分成两路：第一路流过内涵道的压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管；第二路流过外涵风扇和外涵尾喷管。由于内涵燃烧室出口高压高温燃气的一部分能量通过涡轮传递到外涵风扇，使外涵气流压力升高，然后在外涵尾喷管中膨胀，产生外涵推力。风扇发动机由于排气速度低，因而推进效率高。

习惯上将内外涵共用的压气机称为风扇。在外涵道中的风扇叶片、尾喷管和内涵尾喷管是涡轮风扇发动机的推进器。外涵空气流量与内涵空气流量之比，称为涵道比，用B表示。双转子涡扇三转子涡扇混合排气使内涵燃气喷射速度降低，动能损失减小，与分开排气相比，可以增加推力1.5%～3.0%左右。实验还证明，只有当内外涵总压比p5*/p52*大约在0.8～1.2的范围内，混合排气的推力才能大于分开排气的推力。若内外涵总压相差悬殊，那末在渗混过程中必然会造成较大的总压损失，混合排气所得到的推力甚至小于分开排气所得到的推力。对于涵道比较大的涡轮风扇发动机，采用混合排气方案不能明显的增加发动机的推力，却增加了发动机的结构重量，因此一般都采用分开排气的方案。采用混合排气方案，不仅可以增大发动机的推力，而且可以降低发动机的噪声、便于安装加力燃烧室和采用反推力装置，因此，混合排气方案广泛应用于涵道比较小的涡轮风扇发动机上。

涡轮风扇发动机还用于垂直起落和短距离起落的飞机。混合排气涡扇发动机分开排气涡扇发动机GE90涡轮风扇发动机装机对象：大型民用和军用运输机，如：波音777、道格拉斯的MD-12X、空客A330的派生型等。

1990年1月16日，美国通用电气公司(GE)正式推出大推力、高涵道比涡轮风扇发动机GE90。它满足了波音777的需要，也能适应未来民航市场的发展。

GE90－分排涡扇“飞马”涡轮风扇发动机装机对象：“鹞”GR.Mk3(英皇家空军),“海鹞”(英皇家海军),AV-8S(西班牙海军),“鹞”GR.Mk5(英皇家空军)。

“飞马”是英国罗尔斯·罗伊斯公司为“鹞”式垂直/短距起落战斗/攻击机研制的转喷口涡扇发动机。针对垂直/短距起落的特殊要求，发动机的主要设计特点是采用了排气喷管可旋转的推力换向方案，可用一台发动机既提供升力又提供推力，结构简单、紧凑、短距起落性能好。由于在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，飞机无气动力，其操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制，所以在燃烧室外套和火焰筒之间设有放气环腔。“飞马”是首先采用两个转子反向旋转的双转子发动机，它消除了陀螺力矩，改善了悬停和过渡飞行时的稳定性。

装机对象:

L-1011-200/-500“三星”客机，波音747-200/SP，波音747SP，波音747-200/300，波音747-400，波音767-300/300ER

RB211-524是罗尔斯·罗伊斯公司RB211系列中的一个重要分支，它是在RB211-22B的基础上发展的。

RB211是一种采用所谓三高设计指标的涡扇发动机，即高涵道比、高增压比和高涡轮进口温度。RB211系列采用独特的三转子结构。它的主要优点是，每个转子均可在各自的最佳转速下工作，使级数少，压缩效率提高；转子的长度短、刚性好、稳定工作范围宽，只需要一排可调的中压进口导流叶片；高压压气机级数少，减少了起动功率，起动后加速性好，由慢车加速到95%最大转速只需要5s；在总增压比和涡轮进口温度一定的情况下，高压涡轮工作转速较高，使进入叶片的空气相对温度较低，一般比双转子结构低27～55℃；此外，还可降低进场着陆的噪声。

RB211-524涡轮风扇发动机结构

RB211-535涡轮风扇发动机结构

装机对象:

波音757-200，波音757-200/200PF，波音757-200/200PF，图-204-200。

与RB211-524相比，-535是RB211的降功率型，工作温度、压力和排气速度均较低，因此噪声小、可靠性高，很适合像波音757这种中程客机使用。

装机对象:

遄达700系列－A330、MD-12；遄达800系列－波音777遄达涡轮风扇发动机结构

遄达是罗尔斯·罗伊斯公司迄今发展的推力最大、性能最好的大涵道比民用涡扇发动机。它是在RB211-524G/H的基础上改进的。与RB211-524G/H相比，遄达的风扇直径加大，增加1级中压压气机，低压涡轮增加1～2级并采用了一些其他新技术，其耗油率比-524G/H低4%，比早期的-524B2低17.6%。遄达的单元本拆换顺序不同于其他各型RB211，它的全部单元体由后端拆下更换的方式可使整个核心机从风扇机匣拆下，因而更便于维修。

遄达Trent800遄达800涡扇发动机

将涡扇发动机的外涵空气与内涵涡轮后燃气相渗合，并进行加力燃烧，就成为加力涡轮风扇发动机。目前，加力涡轮风扇发动机已经用作超声速战斗机和超声速运输机的动力。高涵道比的涡轮风扇发动机迎面尺寸太大不适于超声速战斗机。近代高性能战斗机都采用低涵道比混合加力涡轮风扇发动机，其涵道比大约在0.2～0.7之间。二.带加力的涡扇发动机EJ200

AИ-25TЛ(ws11)－加力涡扇发动机装机对象：教练机K8

F119发动机在技术上没有F120先进，除了和F120一样采用同轴反转涡轮、高、低压压气机之间无导流片外，基本概念上还是没有跳出流量比涡扇的思路。F119发动机装机对象：F22战斗机1.3.3涡轮螺旋桨发动机(turboprop)

涡轮喷气发动机由于排气速度高而推进效率低，作为推进器的螺旋桨在低速飞行时具有很高的推进效率。涡桨发动机综合了涡轮发动机和螺旋桨的优点。发动机中涡轮除了带动压气机之外还带动螺旋桨。飞机前进的推力(或拉力)主要由螺旋桨产生，喷气推力只占较小的部分。在燃气发生器出口增加动力涡轮，涡轮螺桨发动机将燃气发生器产生的可用功大部分或全部从动力涡轮轴上输出，通过减速器驱动飞机的螺桨产生拉力；可用功的少部份作为燃气的动能从尾喷管喷出，产生较小的反作用推力，当喷射速度与飞行速度相等时，反作用推力为零，显然，飞机的螺桨是发动机的主要推进器。飞行速度低于大约800km/h时，涡轮喷气发动机的推进效率低于涡轮螺桨发动机的推进效率。涡轮喷气发动机适合高速飞行，涡轮螺桨发动机适合采用低速飞行的飞机。

涡轮螺桨发动机的主要缺点是：飞行高度低，飞行速度慢。装有涡轮螺桨发动机的飞机其飞行高度不超过5000米，其飞行速度一般不超过700km/h。飞行速度慢是由螺桨特性决定的。进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机和螺旋桨尾喷管膨胀加速排气到体外装4台三轴TP400-D6涡浆发动机

欧洲A400M军用运输机

运-7

装2台涡桨5

2台普惠公司的PT6A-27涡桨发动机

运-12

运-8涡轮螺旋桨发动机(turboprop)装4台涡桨6

装机对象：

Y-7，

Y-7-100，

Y-7-200B，Y-7H，Y-7H500

1966年初在南方航空动力机械公司开始研制，1968年转由哈尔滨东安发动机制造公司继续研制生产。

涡桨5发动机－

WJ5装机对象－运-12普惠公司的PT6A-27涡桨发动机装机对象：Y-8、Y-8C、Y-8Q等所有Y-8改型的专业飞机南方航空动力机械公司于1969年8月开始为Y-8飞机研制动力装置涡桨6，1970年9月首次上台架运转，1973年4月首次上天试飞。1976年完成设计定型，并装备部队使用。

WJ6－涡桨6发动机涡桨9涡轮螺旋桨发动机装机对象：中国双发Y-12运输机，也可用于公务机、游览机以及海拔较高的边防、山地和丛林特种飞机。

涡桨9是以涡轴8A涡轮轴发动机为原准机改型设计的涡轮螺旋桨发动机。其设计思想是最大限度地满足现有Y-12飞机的要求，用以更换从加拿大进口的PT6A-27发动机。WJ9－涡桨9发动机苔茵涡桨发动机装机对象:“先锋号”951型运输机；

“贝尔法斯特”运输机；

“大西洋”海上巡逻反潜机ATL2。

1953年罗尔斯·罗伊斯公司开始设计苔茵发动机，最初命名为RB109，后改名为苔茵。

1.3.4涡轮轴发动机（turboshaft）涡轴发动机的主要特点是带动压气机的涡轮后的燃气的可用能量全部用于驱动自由(动力)涡轮，燃气排出发动机而不产生喷气反作用推力。动力涡轮轴上输出的功率可以用来驱动直升机的旋翼、地面车辆、发电机以及舰船。

涡轮轴发动机主要用于直升机，与涡桨发动机相类似，是将燃气发生器产生的可用功几乎全部从动力涡轮轴上输出，带动直升机的旋翼和尾桨。进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机和旋翼尾喷管膨胀加速排气到体外装机对象：直9双发直升机，直9A双发直升机，直11军、民两用单发直升机，

直9C舰载反潜双发直升机

为生产我国2～4t级直升机的动力装置，1981年中国航空技术进出口公司与法国透博梅卡公司(TM)签订了阿赫耶系列发动机生产专利转让合同，由南方航空动力机械公司按阿赫耶系列发动机全套设计、工艺、冶金和检测资料生产WZ8系列涡轴发动机。

WZ8A涡轮轴发动机（阿赫耶涡轴发动机）涡轴8－WZ8诺姆涡轮轴发动机剖视图

装机对象：“威赛克斯”KV-107，AB-204；“海王”，“突击队员”，KV-107；“海王”(印度海军)。

诺姆是英国原布里斯托尔·西德利公司(后并入罗尔斯·罗伊斯公司)按许可证生产的美国通用电气公司的T58发动机。

装机对象：米-8双发运输直升机；米-24A双发攻击直升机；米-38直升机。

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。

TB2-117TG涡轴发动机结构

TB2-117A涡轴发动机1.3.5桨扇发动机

一般由8~10片后掠叶片组成桨扇（普通螺旋桨一般由3～4片直叶片组成）

具有叶型薄、最大厚度位置后移等特点

克服一般螺旋桨在飞行马赫数达到0.65后效率就急剧下降的缺点

推进效率较高，优越性保持到飞行马赫数0.8左右

与水平相当的高涵道比涡轮风扇发动机相比，桨扇发动机更适用于巡航马赫数为0.7~0.8的短途运输机装有D-27桨扇发动机的AN-70飞机（俄罗斯）1.3.6冲压发动机亚燃冲压发动机简图超燃冲压发动机简图*当飞行M数M>6时,燃气中发生的热离解将吸收大量燃烧放出的热量,使燃烧效率下降。飞行M数提高,气流温度增大,热离解吸收更多的热量,甚至使燃烧室出口温度小于进口温度。**

M≥10时,以煤油为燃料的亚燃冲压发动机不能产生推力。

***静温、静压均较高,机械负荷和热负荷较大。*

静温、静压都较低，使热离解程度降低而比冲提高，并且还会大大减轻机械负荷和热负荷。**尽管在超音速气流中加热损失较大，但由于进气道中无正激波，总压损失较小，因而超燃冲压发动机仍然能够获得净推力。亚燃冲压发动机冲压喷气发动机原理图

火箭/冲压组合发动机原理图

冲压发动机的推力与进气速度有关。以3倍音速进气时，在地面产生的静推力可高达2OO千牛。定义:燃烧室进口气流速度为超音速的冲压发动机

组成:

前体/进气道;隔离段;燃烧室;尾喷管/后体分类:

单模态、双模态、双重燃烧、双模态加双重燃烧等

超燃方式:扩散燃烧、激波诱导燃烧。实际燃烧过程往往是二者的组合。典型的超音速燃烧室进口条件飞行M数468燃烧室进口M数22.93.5总温(K)90017002500静温(K)500600830进气道出口M数/飞行M数0.3

0.45超燃冲压发动机超燃冲压发动机用于高超音速飞行器美国X-43AX-43BX-43CX-511.3.7脉冲发动机脉冲爆震发动机（简称PDE）

脉冲爆震发动机（PDE）是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念的发动机。PDE由进气道、阀门、点火器、爆震室、喷管等组成。一个工作循环包括进气、喷油、点火、燃烧(含爆震波的生成及传播)及排气。爆震波有点类似于活塞式发动机中的活塞。整个工作过程是间歇性的、周期性的。当爆震频率很高时，例如大于100Hz时，可近似认为工作过程是连续的。由于爆震波能产生较高的压比，可以消除对笨重昂贵的高压供给系统的需要，从而降低推进系统的质量、复杂性、成本及封装体积。使用自由来流或机载氧化剂，能分别以吸气式发动机或火箭式发动机工作。此外，脉冲爆震发动机还可以在变化范围宽广的飞行马赫数Ma下工作。用于高超音速侦察机的PDE多管并联的脉冲爆震火箭发动机各种形式的组合发动机1.3.8组合发动机火箭亚燃冲压组合发动机火箭与亚燃冲压组合发动机

分体式火箭冲压组合整体式火箭冲压组合（液体燃料）

整体式火箭冲压组合（固体燃料）

火箭与亚燃冲压组合发动机

空气管道火箭冲压组合涡轮冲压火箭组合（AirTurboRamjet）

ATR

火箭－亚燃冲压－涡轮组合发动机

ATR验证机涡轮－冲压组合发动机

进气道带预冷却器的ATRATRM＝0～7火箭助推到M＝4～6火箭与超燃冲压组合发动机

RBCC分体式火箭冲压组合整体式火箭冲压组合M＝0～7涡轮助推到M＝3.5～4.2涡轮/冲压组合发动机TBCC与脉冲爆震组合的发动机1.4涡轮发动机国内外发展概况

1903年底莱特兄弟首次有动力飞机升空，标志现代航空时代的开始；

“活塞发动机＋螺旋桨”的推进方式，二战中空中力量大量使用；

第一台涡轮喷气式发动机：1936年美国FrankWhite组织制成；

第一台轴流式涡喷发动机：1939年前苏联制造；→进入喷气时代

离心式涡喷→轴流式涡喷→加力式涡喷→涡轮风扇(分排、混排加力)→具有矢量推力的涡轮发动机。第三代现役战斗机的发动机美国：F100系列、F110系列、F404系列；欧洲：RB199系列、M88系列；俄罗斯：РД-33、АЛ-31Ф系列主要指标：推重比：7~8；涡轮前燃气温度：1600K左右；增压比：20~30；单级压气机增压比：1.3~1.6；涵道比：0.6~0.8；均采用短环形燃烧室。第四代（现役／研制中）发动机美国：F119、F120（现役）欧洲：EJ200；法国：M88-2；俄国：АЛ-41Ф。主要性能：推重比：9~10；涡轮前燃气温度：1900K左右；具有超音速巡航能力（M=1.5~1.6）；具有矢量推力和隐身能力；零部件减1倍，可靠性高1倍，耐久性高2倍，费用降25~30％。第五代发动机处在预研中，美国计划2020年前服役。主要指标：发动机推重比达到：16~20；零部件更减，可靠性更高，耐久性更长，费用降更低。发达国家的航空发动机

现役和在研发动机

WP-6系列：基本退役

WP-7系列：部分使用中，J-7II

WP-13系列：主力使用中，J-8系列/J-7E/III

WP-14：已定型，少量使用，J-8III

WS-5、WS-6：研制被终止

WS-9：JH-7FWS-10：已定型，J-11B、J-10

主要问题：

工业基础落后；研制经费偏少；

刚刚走完研制的全过程，技术积累太少。

2020年以前的发展计划

推重比10一级发动机的研制；

FWS-10、WS-9的发展改型；

推重比12~15一级发动机的预先研制。我国航空发动机现状

（10A：7.5）落后25年0123456789101112131415161718192019501960197019801990200020102020推重比IHPTET-II技术目标AП31ФF404F100M53WP13WS9WP7甲P-29WP7WP6P11Ф-300J79PД9БBК-1AVON◆J47RB199F110WSXX昆仑IHPTET-I技术目标◆IHPTET-III技术目标◆◆◆EJ200M88◆◆F119VAATE◆美英■

俄罗斯●法国▲中国◆◆◆◆◆国内外航空发动机发展趋势参数F100PWl00F1OOPw229F110CEl00F11OCEl29F404GE400F404ⅡF404ⅢRB-199AЛ31Ф加力推力(kN)105.86129.40122.68129.071.1796-102100-10775.27122.58加力耗油率Kg/(daN.h)2.0361.051.8662.251.999不加力推力(kN)65.3879.2074.0647.0742.9577.17不加力耗油率(kg/(daN.h)O.694O.7850.8260，65O.785空气流量(kg/s)103.40122.512263.5111.3涵道比O.63O.36O.87O.81O.341.10O.6涡轮前温度(K)16061728165515901665总增压比253230252529.47推重比777.787.27.3888.5-99.57.387.12使用时间(年)1974]984197919821984飞机型号F15C,F16F15E,F16CF/A-18“狂风”苏-27现役主要发动机的循环参数和性能参数推重比10一级发动机

循环参数和性能参数参数F119F120M88—1EJ200P2000加力推力(kN)155.7155.784.890.0120.1加力耗油率(kg／(daN·h))2.3052.3051.840不加力推力(kN)111.19111.1954.4060.080.1不加力耗油率(kg／(daN·h))0.62O.620.81推重比10lO9.610总增压比252524.525涡轮前温度(K)19501950184318031823涵道比0.2O.2O.5O.40.6装备飞机ATFATF“阵风”EF2000MIG2000太行发动机性能数据与外国主力战机的发动机对比歼-6机身长：14.9米

机身高：3.88米

翼展：9.2米

最大飞行速度：1.45马赫

最大起飞重量：10000千克

最大飞行高度：17900米

武备：330毫米机炮，炸弹，空空导弹；发动机：2台WP-6涡轮发动机

乘员：1人国产飞机与配装的发动机中国涡喷6装机对象：歼-6、强-5

涡喷6是1958年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的РД-9Б技术资料开始试制的。国产飞机与配装的发动机中国歼-7机身长：14.89米

机身高：4.10米

翼展：7.15米

最大飞行速度：2175千米/小时

标准起飞重量：7531千克

乘员：1人

发动机：1台WP7B涡轮发动机；最大飞行高度:18200米；最大航程：2000km左右

武备：2门30毫米机炮，PL-2/-2A/-5B/-7/空空导弹，炸弹，火箭。国产飞机与配装的发动机中国涡喷7涡喷7甲涡轮喷气发动机装机对象：歼-7；歼-8白天型；歼-7Ⅱ；歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的

国产飞机与配装的发动机中国歼-8歼-8IIM歼8-II由沈阳飞机制造厂制造

机身长：21.59米；机身高：5.41米；翼展：9.34米；

最大飞行速度：2马赫；乘员：1人

最大起飞重量:17800千克；最大航程：1900km；最大飞行高度：20020米

发动机：2台涡喷-13B；

武备：1*23毫米双管机炮,PL-2B，PL-7空空导弹,炸弹，3个副油箱。歼-8(J-8)超音速战斗机

歼八II战机国产飞机与配装的发动机中国涡喷13装机对象:

WP13

J-7Ⅲ飞机

WP13AⅡ

J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)

WP13F

J-7E

WP13FI

J-7Ⅲ

A/J-7D

黎阳航空发动机公司和贵州航空工业集团第二设计所在总结WP7和WP7乙改进与研制的基础上并参照国外同系列成熟发动机，与成都发动机公司共同研制了WP13发动机。

涡喷13AII型发动机

国产飞机与配装的发动机中国昆仑发动机(WP14)装机对象:J-8Ⅲ国产飞机与配装的发动机中国JH－7飞豹机身长：22.325米

机身高：6.575米

翼展：12.705米

最大飞行速度：1.7马赫

最大起飞重量：28457千克

乘员：2人

最大飞行高度：15500米

作战半径：1650千米

发动机：2台WS9涡轮发动机

武备：23毫米双管机炮；PL-5空空导弹C-801，C-802对舰导弹，最大载弹量6500千克FBC-1“飞豹”战斗机国产飞机与配装的发动机中国涡扇9(秦岭)WS9涡轮风扇发动机结构

装机对象：歼击轰炸机JH7

涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。

英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom2)F-4K和F-4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。

国产飞机与配装的发动机中国歼-10

中国第一种国产第四代轻型战斗机，为三角机翼，鸭式布局，进气道位于机身下。具有多目标处理能力和对海对地攻击能力。采用纳米技术研制的陶粉涂料具有隐身性。

机长：14.57米

机高：4.78米

翼展：8.78米

最大起飞重量：19,277千克

发动机：1台AL-31FN涡扇发动机或涡扇-10涡扇发动机

最大推力：112.6千牛(AL-31FN)

最大过载：7G(持续)/10G(瞬时)

最大速度：2.0马赫

最大升限：18000米

作战半径：1100公里

最大航程：2500公里

最大起飞重量：19277公斤

载弹量：7000公斤

歼-10(J-10)轻型空中优势战斗机

国产飞机与配装的发动机中国歼-11（俄罗斯:SU－27）

机身长：21.935米；机身高：5.932米；翼展：14.7米；发动机:两台LyulkaAL-31F；涡扇发动机

最大飞行速度：2.35马赫；最大起飞重量:30000千克；作战半径：1500千米；最大飞行高度：18000米；乘员：2人；武备：一门30毫米GSh-301-1机炮，空空导弹，炸弹，火箭发射器，最多10个外挂。

我国从俄罗斯引进的苏-27，国内编号为歼-11，装备有AA-11红外近距格斗导弹、R77和Kh-31反舰导弹，也可装备国产霹雳系列空空导弹。

国产飞机与配装的发动机中国AL31－F(AЛ-31Ф)发动机最大加力推力(daN)

12258

中间推力(daN)

7620

加力耗油率[kg/(daN·h)]

2.00

中间状态耗油率[kg/(daN·h)]

0.795

推重比8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)

7.14(按国际上一般规定计算)

空气流量(kg/s)

112.0

涵道比0.60

总增压比23.8

涡轮进口温度(℃)

1392

最大直径(mm)

1300

长度(mm)

4950

质量(kg)

1530(按前苏联标准)

1750国产飞机与配装的发动机中国进气口进气机匣为全钛结构，有23个可变弯度的进口导流叶片，导流叶片前缘固定，由来自高压

压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。

风扇

4级轴流式，增压比为3.6。整个风扇为全钛结构。前3级转子叶片带有阻尼凸台。整个风

扇转子用电子束焊焊为一个整体构件。第4级转子叶片对应的外机匣上，带有机匣处理环

腔，开有400个斜槽，用以提高风扇的稳定工作裕度。第4级出口整流叶片为双排的串列叶

栅。

高压

压气机

9级轴流式。第1～3级盘用电子束焊焊在一起，而第4～6级盘同样用电子束焊焊为一个整

体。第7～9级则为单盘，而用长螺栓与6级盘连在一起，第1～6级盘为钛合金构件，第7～

9级则用耐热合金制成。第1～5级转子叶片用钛合金制成，第6～9级转子叶片用耐热合金

制成。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。进口导流器和1级导流器均由钛合金制成并

装在一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第1～2级导流器，共三排是可调的。1

～8级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。

燃烧室环形。有28个双油路离心式喷嘴，两个点火装置和半导体电嘴。

涡轮高低压涡轮均为单级。高压涡轮导向器共有14组，每组3个叶片。高压涡轮转子叶片共90

片，不带冠，榫头处带有减振器。低压涡轮导向器共11组，每组亦为3个叶片。转子叶片

亦为90片，带冠。低压涡轮轴的特点是前后分为三段，前、后段由耐热不锈钢制成，中

段由钛合金制成，三段间以“叉型”结构用径向销钉连为一体。高、低压涡轮的4排叶片

均为气冷式叶片，总冷气量占内涵空气流量的17.5%，其中直接引自第二股气流的为7.5%，

主要冷却高压涡轮导向器前缘等处，另一股气流为8.9%，自燃烧室机匣外壁处引出，经设

置在外涵流路中的空气－空气换热器冷却，可使冷却空气降温125～210℃，这些空气中，

占内涵流量的6.4%经高压导向器的中腔进入，除用于冷却导向叶片外，有4.6%进入高压涡

轮盘前，并有3.2%的空气用于冷却高压涡轮转子叶片。低压涡轮转子叶片用外涵空气进行

冷却。冷气经涡轮后机匣支板引入内部，经低压涡轮盘上的一些径向斜孔的泵效应增压，

再进入低压涡轮叶片。

加力

燃烧室进口处有混合器，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。火焰

稳定器有3圈“V”形稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处

开有大量的防振孔。

尾喷管收敛－扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷

口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力

作动改变喷口的出口截面面积。

控制系统基本部分为机械－液压系统，包括主泵－主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要

附件。还具有称为综合控制器的模拟式电子控制装置，控制发动机的主要工作状态的极限

值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转换由机械－液压系统控制。还

具有多项参数的监测系统，以及前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。

AL31－F发动机WS10发动机未来歼11战机也将换装国产太行发动机国产飞机与配装的发动机中国

FC-1“枭龙”超音速战斗机

翼展

：8.98米

机长

：14.30米

机高

：4.90米

主轮距

：2.54米

前主轮距

：4.94米

正常起飞重量：

9100千克

最大起飞重量：

12700千克

外挂能力：3800千克

机内燃油：

2300升

最大马赫数：

M1.8

实用升限

：16500米

起飞滑跑距离：

450米

着陆滑跑距离：

700米

航程：

2500千米

国产飞机与配装的发动机中国装机对象：米格-29前线歼击机；“枭龙”超音速战斗机。

PД-33涡轮风扇发动机外形

PД-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。

国产飞机与配装的发动机中国

轰-6

机身长：17.5米

机身高：6.3米

翼展：21.5米

最大飞行速度：1014km/h

最大起飞重量：46吨

最大飞行高度：13000米。

作战半径：2500千米。

发动机：2台WP-8发动机；武备：2

门23毫米机炮。

国产飞机与配装的发动机中国WP-8装机对象：H-6和H-6J

涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的。

国产飞机与配装的发动机中国F16F-16战斗机F-16战机是美国洛克希德-马丁公司研制的单发单座战斗机，属于第三代战斗机，它主要用于空战，也可用于近距离火力支援,该机1978年开始进入美军序列现役。

翼展：9.45米，全长：14.8米，高度：4.8米，最大起飞重量为16875公斤。最大载弹量为4763公斤。

实用升限为约15公里以上，最大平飞速度约2马赫。作战半径（F-16C）为370公里至1370公里。发动机：F-16C装有一台F-100-PW-200(3)型涡扇发动机，加力状态可达11338公斤。最大时速2120公里，马赫数2.0。最大航程3219公里以上。实用升限15240米以上。

国外飞机与配装的发动机美国装机对象：F110-GE-100

F16C/D、N，F-15E。

F110-GE-400

F-14B/F-14D，F-14A改装。

F110-GE-129所有110装备的飞机，1991年中以后的F-15E，F-16“敏捷隼”

F110X未来先进战斗机。

F118-GE-100

B-2，RT-1。

国外飞机与配装的发动机美国

F110-GE-100

F110的基本型，采用了F404的风扇、加力燃烧室和喷管技术

F110-GE-129

性能改进型，推力达12900daN。提高了涡轮进口温度55～80℃，增大了转速，改进了材料，采用全权数字式电子控制系统。涵道比降为0.76，零件数目比F100-GE-100少40～50%。

F110-GE-400

海军型，与F110-GE-100基本相同。1987年开始用于F-14B/D

F118-GE-100

F110的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B-2轰炸机。1991年决定用于改装TR-1，以取代原来的J75涡喷发动机。

国外飞机与配装的发动机美国

F-18战斗机F-18是美国麦道公司为美海军研制的舰载单座双发超音速多用途战斗攻击机，它主要用于海上防空，也可进行对地攻击。

翼展11.43米，机长17.07米，机高4.66米；起飞重量15740千克(空战)，22328千克(对地攻击)；最大速度达M2

，实用升限15240米，作战半径740公里(空战)、1065公里(对地攻击)，转场航程3700公里(不空中加油).发动机：装两台通用电气公司研制的F404—GE—400低涵比涡轮风扇发动机，单台加力推力71.2千牛.进气道位于翼根下的机身两侧国外飞机与配装的发动机美国装机对象：F404-GE-100D

A-4换发。

F404-GE-400D

A-6F。

F404-GE-F1D2

F-117A。

F404-GE-400

F/A-18、“阵风”A、X29A、X31A。

F404-GE-100A

F-20A。

F404-GE-402

F/A-18。

F412(原F404-F5D2)

A-12(已取消)。

F404发动机始于60年代通用电气公司的GE15。GE15为诺斯罗普公司“眼镜蛇”P530的动力。P530后来演变为YF17，GE15演变为连续放气的涡喷发动机YJ101。由于在美国空军轻型战斗机竞争中，通用动力公司的F16取胜，诺斯罗普公司和麦道公司决定发展一种新飞机，即F/A-18，因而在YJ101基础上发展了低涵道比的F404涡轮风扇发动机。

F404涡扇发动机国外飞机与配装的发动机美国

F-22是美国洛克希德-马丁公司研制的新一代战斗机，它属于第四代战斗机，当初的设计目标是使它将成为美军本世纪初的主力机型。

F-22战斗机翼展13.56米；机身18.92米；机高5.00米；重量:额定起飞重量27.216公斤。动力装置:两台普惠公司的F119-PW-100带加力的涡轮风扇发动机(2×13，900公斤力)。最高飞行速度1950公里/小时；近地最高飞行速度1480公里/小时；实际最大飞机高度18,000米；作战半径1,300～1,500公里；最大使用过载9.0。

由于该机配备了两台高推重比的F-119涡扇发动机，在不使用加力的状态下，就能以M数1.5-1.6的速度巡航飞行，最大飞行速度M数为2.0，最大飞行迎角75度，最大起飞重量28000公斤，实用升限15240米，作战半径达1450公里，航程为F-15飞机一倍。国外飞机与配装的发动机美国F119发动机普·惠公司研制的F119-1PW-100型常规小涵道比加力涡扇发动

国外飞机与配装的发动机美国F120变循环发动机

F120

是F119的竞争对手，虽然当初在F－22飞机动力装置的竞争中失利，但目前也已研制定型，该发动机采用了前掠风扇叶片、可变涵道比设计等多项最新技术（即变循环发动机），使燃油消耗率更低，寿命周期费用更小。

F120内外涵道的空气流量比例可以无级调解，以在各种工作条件达到最优状态。国外飞机与配装的发动机美国

“阵风”是法国达索飞机公司为法国空海军研制的下一代战斗机。1983年该公司宣布研制先进实验战斗机(ACX)，取名“阵风”A。实验型“阵风”A于1984年3月开始设计，先采用两台美国通用动力公司(GE)地F404涡扇发动机作为过渡动力装置，之后再换装当时法国斯奈克玛公司在研的推比10级的M88涡扇发动机。

“阵风”战斗机安装两台M88-2型发动机提供动力，由法国斯奈克玛公司（SNECMA）制造，每个提供75

kN推力。

“阵风”战斗机长度：15,27米；机高：5,34米；翼展：10,80米；翼面积：45,70平方米

(492

平方英尺)

空重：9,4吨

(“阵风”C型)

最大起飞重量：24500公斤

最高飞行速度：马赫1.8+/750节

(1390个公里/小时)；进场速度：120节

(220公里/小时)；最大爬升速率：超过1000英尺/

秒(350米/秒)；操作的升限：55000英尺

(16765米)；起飞距离：大约400-600米登陆距离：450米；

国外飞机与配装的发动机法国M88发动机M88加力式涡轮风扇发动机装机对象：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。

单台静推力48.7千牛，加力推力72.9千牛，备选的M88-3型发动机的加力推力可达87千牛。两个相互独立的半圆形进气道位于机腹两侧，无进气调节锥，有分流板，可保证两台发动机的工作互不干扰。飞机机体内的油箱可载5700升燃油，机身中线挂架和两个内翼和两个中翼挂架都可挂1250升的副油箱，最大外部载油量可达9500升，总载油量可达15200升。空中受油探管位于座舱风挡的右前方，B/C型为固定式，M型为可伸缩式。采用压力式注油，可在4分钟内将内部油箱装满，7分钟内将所有油箱装满。国外飞机与配装的发动机法国幻影2000翼展：9.13米

机长：14.36米

机高：5.20米

机翼面积：41.0平方米

机翼前缘后掠角：58度

空重：7600千克

最大起飞重量：17000千克

高空最大速度：M2.2/2332千米/小时

低空最大速度(不加力、带8颗250千克炸弹、两枚R550导弹)：1110千米/小时

实用升限：18000米

最大爬升率(海平面)：284米/秒

作战半径(带2个1700升副油箱和4枚导弹)：700千米

航程(带1个1400升和两个1700升副油箱)：3335千米

起飞滑跑距离：460米发动机：1台法国斯奈克马(SNECMA)公司M53-P2涡扇发动机，单台加力推力96千牛

“幻影2000”(Mirage2000)是法国达索飞机公司(DassaultAviation)研制的轻型超音速战斗机。主要用于截击和制空，亦可执行对地攻击或战术侦察等任务

国外飞机与配装的发动机法国装机对象：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。

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动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。

M53发动机国外飞机与配装的发动机法国

1984年德、英、法、意和西班牙五团达成协议、提出“欧洲战斗机”计划(EFA)，中途法国退出。事过10年，1994年3月27日，英、德、意和西班牙四国联合研制的EF2000战斗机原型机实现了第—次试—览。目前，试飞计划仍在进行之中，预计要到2000年才可能交付四国空军使用。EF2000战斗机采用三角翼鸭式布局，装两台发动机，单座。翼展10．5米机长14．5米机高约4米机翼前缘后掠角53度发动机：装两台EJ200发动机，盒形进气道位于机身下部。太平飞速度M2.0，作战半径493-5公里；起落滑跑距离为500米左右

国外飞机与配装的发动机欧洲四国

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

EJ200发动机采用双转子结构，涵道比为0．4，风扇增压比4．2，总增压比26。正常推力约为60千牛(6122公斤力)，加力推力可达到90千牛(9184公斤力)，推重比10左右。

EJ200发动机国外飞机与配装的发动机欧洲四国

“狂风”战斗机是为适应北约组织对付突发事件的“灵活反应”战略思想而研制的，主要用来代替F-4、F-104、“火神”、“坎培拉”、“掠夺者”等战斗机和轰炸机，执行截击、攻击等常规作战任务。l969年3月，英国、德国和意大利三国联合成立了帕那维亚飞机公司，于1969年3月开始设计。

1980年7月起交付部队使用。

“狂风”战斗机机翼后掠角变化范围是25度-8度，发动机：装两台RB199-34R高推重比的三转子涡扇发动机，加力推力2x7260公斤飞机最大起飞重量：27.2吨，最大速度：高空M数2.1、低空M数1.1、实用升限：15240米，转场航程：3890公里。

国外飞机与配装的发动机欧洲三国RB199MK104涡轮风扇发动机装机对象RB199MK101“狂风”IDS。

RB199MK103“狂风”IDS/GR.MK1。

RB199MK104“狂风”ADV/F.MK1，MK3

和HAL轻型战斗机。

RB199MK104D

BAeEAP原型机，EFA原型机。

RB100MK105“狂风”ECR。

RB199“B”“狂风”改进型。

RB199发动机是英国、联邦德国和意大利三国合作研制的高推重比三转子加力式涡轮风扇发动机。1965年英国提出RB199方案，1969年英国罗尔斯·罗伊斯公司、联邦德国MTU公司和意大利菲亚特公司组成涡轮联合公司着手设计。RB199发动机国外飞机与配装的发动机欧洲三国1.5

涡轮发动机主要性能指标

(1)推力F

－（N、daN、Kg)

反映了发动机的能力大小。

(2)单位推力（Fs＝F/Wa）

－(N.s/kg、daN.s/kg)

每公斤重量所能产生的推力。

(3)耗油率sfc（sfc＝3600Wf/F)

－(kg/N.s、(kg/daN.h)