涡扇15发动机怎样

好一点小编带来了涡扇15发动机怎样，希望能对大家有所帮助，一起来看看吧！

涡扇15发动机怎样

WS-15全称涡扇15“峨眉” 涡扇发动机，是为我国第四代重型/中型战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机。由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的一步。2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。保节点是2020年完成研制。
中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差，用于军工科研的经费很少很少，又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后，R-79发动机没有了使用对象，又没有其他的战斗机使用此发动机，所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差，在这种状况下，1995年6月，中俄签订了转让R-79发动机生产许可证的协定。1996年8月，俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体向中国方面交付了R-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了*R-79发动机核心机的生产设备及生产*工艺资料。遗憾的是用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到。
后来，1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机，中国此时不仅购*了用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术，同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。
在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以R-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作。组织完成R-79发动机的核心机的测绘仿制工作；R-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制工作。进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。
624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R-79-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料后， 研制了YWH一30—27核心机，YWH一30—27核心机就是以R-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的，WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、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、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。发动机由10个单元体组成。
进气口：
进气口采用全钛结构环形进气机匣，带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰。
风扇：
风扇采用3级轴流式宽弦实心钛合金风扇叶片，第1级风扇叶片采用宽弦设计，风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计。
高压压气机：
高压压气机采用6级轴流式，增压比7.16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级定子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构，采用三维流技术设计。定子部分进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体，用长螺栓前与第3级盘连在一起。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣，设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
燃烧室：
燃烧室采用短环式燃烧室，火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却，火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴，燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮：
高压涡轮采用单级轴流式，采用国内第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式，不带冠，采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第三代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。
低压涡轮：
低压涡轮采用单级轴流式，与高压转子对转，空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承。
加力燃烧室：
加力燃烧室采用整体式，采用径向火焰稳定器，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却，加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换。
尾喷管：
尾喷管采用全程可调收敛、扩张式三元矢量喷管—在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。
控制系统：
控制系统采用推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
8
最大加力推力：16186.5daN
中间推力：10522daN
加力耗油率：2.02kg/daN/h
中间耗油率：0.665kg/daN/h
推重比：大于或等于9(初期约为大于8.5)
空气流量：138kg/s
涵道比：0.382
总增压比：28.71
涡轮进口温度：1750K
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1862.3kg

辽宁号20万马力，而歼20有15万马力，是这样吗？为什么？

在网上流传着这样一个问题“辽宁号20万马力，而歼20有15万马力，是这样吗？为什么？”

这说法吓死我了，赶紧翻书看看，顺便做了一道简单的计算题，真的把我吓死了，这些老哥说得好有道理我竟无法反驳
马力和推力并不是一个同单位概念，马力是一个功率单位，一般换算公制为735.4瓦特。推力一般用牛顿公制，是力学单位。两者的换算公式为：P=FxV

歼-20战斗机的最大飞行速度为2.5马赫，飞行高度以10000米计算，该高度下音速为299.41m/s。歼-20使用的WS-10B发动机单台加力推力为132KN，且有两台发动机。
那么进行一下简单的计算：

歼-20战斗机在10000米高空开启加力达到2.5马赫的最高飞行速度，发动机此时的瞬时功率为：

132x2x1000x2.5x299.41=197610600 瓦特

换算为马力则为268857马力，26.88万马力。

说实话得出这个结论的时候我都惊呆了，吓得我伯努利方程都忘了。

毕竟在二战时期，最好的灰背隼发动机也就才1650马力，即使是灭世轰炸机图-95使用的库兹涅佐夫涡桨发动机也才14500马力，换算之后的推力为11.77KN。

这么一看，歼-20的数字换算之后咋一看还是没毛病的，挑不出任何毛病，28万马力实至名归。
但实际上，如果将这个数字换算一下会发现，辽宁号航空母舰与歼-20在发动机之间没有任何可比性。首先我们做一个简单的计算题，如果我们“聪明的工程师”将歼-20的WS-10B发动机扔到了辽宁号航母上，那航母是不是也能原地升天呢？

答案是否定的！

要知道水中航行的阻力是非常大的，我们来换算一下辽宁号航空母舰的动力核心，即航母的推力。

辽宁号航空母舰装备有四台453型蒸汽轮机最大输出功率为20万马力，最大航速为29节，那么辽宁号航母的螺旋桨推力为：

200000x735.4/（29x1.852/3.6）=9858643 牛 换算为KN则为9858.64KN 是WS-10B发动机的74倍。

也就是说，想要让辽宁号航母保持最高速度不变的情况下，如果将发动机拿走，换成WS-10B发动机，就需要至少74台，而且要保证这74台能以加力状态同时运作（对吸气和供油量等要求极高）。

这么一说有些抬杠的嫌疑，但是这个问题本身就非常有趣不是吗？
事实上，各种不同的武器所使用的发动机、行走装置等都是工程师们经过优化计算的结果，一味地钻进数据当中是绝对不可取的。军舰之所以采用蒸汽轮机是因为蒸汽轮机结构简单，工作条件较为优化，且大型化更加简单。世界上最早的内能源轮船使用的就是蒸汽机，即使今天最强大的核动力船舶也是利用核能烧热水的蒸汽轮机。
而战斗机采用的涡扇发动机也经历了漫长的发展，在这个发展过程当中，战斗机进行了从火箭发动机到喷气式发动机，再从最早的涡喷发动机一直发展到现在的涡扇发动机。这些发动机对吸气和工作条件要求极高，但却能在最小的体积内爆发出最强大的推力，让飞机成为天空中精灵般的存在。
这两者在本质上、功用上的区别使得两者没有可比性，但却显露出一个事实，那就是现在的杠精实在是太多了

辽宁舰装备何种动力系统？功率多大？始终没有官方的消息能够证实。辽宁舰的前身是瓦良格号，属于前苏联的库兹涅佐夫级常规动力航母，原来装备的是4台TB-12蒸汽轮机，在我们引进之前就已被乌克兰尼古拉耶夫造船厂拆解。根据目前已知的消息，辽宁舰的动力配置与原瓦良格号相同：4台蒸汽轮机、8台增压锅炉、4轴推进。
先来说说辽宁舰动力系统功率为20万马力的由来：TB-12蒸汽轮机由TB-8发展而来，一台TB-8的功率为3.6万马力，TB-12的功率达到了4.5万马力，453型蒸汽轮机就是TB-8的国产版。453B型蒸汽轮机的单机功率为4.7万马力，早已被用于051B、051C驱逐舰上。在453B型的基础上研制出一款功率更大的蒸汽轮机早已不存在技术问题，正因为如此，西方媒体才会推测称“辽宁舰装备的动力系统的总功率为20万马力”。虽然舰用动力系统源自于飞机发动机的核心机技术，但两者实际上根本不具可比性。
航母需要的是稳定的动力，衡量的标准是输出功率，而战斗机发动机的计量单位是千牛——尽管战斗机也能够换算出最大加力、最大速度状态下的瞬时输出功率，但这与航母的那个总输出功率可不是一码事，不可混为一谈！目前，小批量产型的歼20使用的是2台国产涡扇10B型发动机，根据*息：单台涡扇10B发动机的最大推力为132千牛，歼20在高空的最大飞行速度为2.5倍音速。音速并不是个固定的数值，声音在高空的传播速度更低，以10000米高空计算，音速为299.41米/秒。
计算结果：歼20在最大加力、最大速度状态下，发动机的瞬时输出功率为268857马力，也就是约为26.89万马力。额滴个神啊，歼20的瞬时最大输出功率竟然比辽宁舰的总输出功率还大……实际上，这么比较根本就没有任何意义，也不具任何可比性——虽然都是功率，计量单位都是马力，但这两“功率”间不能放到一起来衡量。两个不一样的东西，怎么比？这是不是就意味着：2台涡扇10B型发动机就能够让辽宁舰跑得飞快？当然不是。真要是“能用”，还用得着研制什么舰用核动力系统？多弄几台涡扇10B，没准还能搞出来个“银河母舰”……
打个比方，可能更容易让人理解。比如说：山东淮坊产的农用拖拉机（装备一台24马力的柴油机），可以拉着4吨的货物悠哉游哉的行驶，可以很轻松的犁地。2019款TFSI进取版的奥迪A4L，排量1.4T，发动机功率150马力。奥迪A4L发动机功率是24马力农用拖拉机的6.25倍，按纸面数据来看，应该能拉得动25吨的货物，犁地就更不在话下了。现实呢？两种发动机根本就没可比性，所说的“功率”原本就不是同一种东西。歼20的发动机与辽宁舰用的蒸汽轮机之间的差别更大，更不具可比性。
战斗机在最大加力、最大速度状态下的瞬时输出功率，这一数据根本就没有任何实际的意义。战斗机在这种状态下根本维持不了多久，顶多就是十几秒钟，燃油就会耗光。即便是不考虑燃油，时间如若再长点，发动机也会直接报废。瞬时功率与额定功率本就是两概念，虽然同是“功率”。退一步来说，不考虑两者的工作环境等条件，单以“力”来说，2台涡扇10B型发动机能够提供的最大推力为26.4千牛，给辽宁舰施加这么大的“力”，能够让辽宁舰克服海水的阻力，从而前进吗？
哈哈，这个问题就是一个典型的军事小白所提出的问题，下面淡然小司就简单回答一下，希望能给题主带来一些收获。首先要纠正一个问题，就是歼20战机并不是15万马力，这是一个有病句的提问，将20战机所安装的发动机产生的叫推力，通常是以“千牛”为单位，偶尔也有以吨为单位的，这样能够便于大家理解而已。那么我们就先说一下歼-20战机的推力。
歼-20战机是我国研制的第四代战隐身战斗机，国际标准第五代战斗机。其配套研制的发动机为涡扇 15发动机，目前正在定型当中，有望在2020年定型装机。我们这里就以涡扇 15发动机为例来说歼-20战机的推力，当然不是15的数据很多都是来自于网上的推测，但是这不耽误我们今天对于该问题的解释。
在2018年11月6日珠海航展上，中航工业集团宣传片当中有一架高空试车台上的发动机影像，据说就是未来的涡扇15发动机。涡扇15发动机的最大推力为161.86千牛，巡航推力为105.22千牛。推重比为8.86。但是很多网络传言其最大推力达到18吨（约为176.58千牛），推重比超过10以上，不知道最终的涡扇-15会是多大的标准。不过这个争论也会很快得到验证，毕竟我们的刘大响院士在2018年7月做工作报告时，就称第四代发动机将在未来2-3年完成定型。而刘大响院士口中的第四代发动机就是指的我们，涡扇15发动机。
而辽宁舰航母，其前身是瓦良格号航母，但是前苏联只将其完工68%苏联就解体了，也就是说这是一艘没有完工的航母，而且在我们购*时只是一个船壳，其动力系统并没有安装完毕。而辽宁舰航母所配备的是8台大型燃油锅炉，加上4台TB-12蒸汽轮机。每台TB-12蒸汽轮机所能提供45000马力，而我们国家是对其进行了改装和升级，将其功率提高到50000马力。那么4台蒸气轮机就能为辽宁号航母提供20万马力。
也就是是说，辽宁号航母拥有20万马力的，动力系统，并且通过四轴推进，可以使辽宁号航母拥有超过30节以上的航速。也正是因为这样的航速，才为辽宁号航母上所搭载的歼15舰载战斗机提供最基本的航母风速。让歼15舰载战斗机，在辽宁号滑跃甲板上能够顺利起飞。
哈哈说到马力的问题了，先说歼-20有没有15万马力吧，这里咱们就用WS-15来做分析，国产WS-15发动机的最大推力为181.373千牛。
其实呢发动机看这个数字就已经可以知道功率高低了，至于换算成多少马力基本上没有多少人这样去做。理由很简单测量这个数值对飞机的飞行并没有太大意义。喷气发动机的功率其实就是指流经发动机的空气的动量增量。但由于飞机飞行的过程中速度是变化的，那么这个增量考虑流经发动机的空气阻力，并不是一个线性状态。说白了算出来也没有太大意义。这时我们得反着做个一个大致的估算，WS-15发动机最大功率的时候耗油量是1.98kg/N/h，这样计算一下在最高飞行速度下歼-20的WS-15发动机每秒耗油量就达到了99.75公斤，两台发动机就要耗油199.5公斤。国产航空燃油的热值是每公斤44.73兆焦。那么燃油完全燃烧可以放出8924095719焦耳的能量，换算成马力则是12141626.83马力，没错，是1214万马力！这是最最最最最理想的状态。
但燃烧从微观时间上看是一个缓慢的放热过程，热量并不是一个瞬间就能放出来的，因此这个大的出奇的数字能够利用到的很小，大约只有13%。这样还剩下1578411马力，简单的说就是158万马力吧。而且在燃烧的过程中并不是所有燃油都可以充分燃烧，在开加力的过程中，大量燃油被抛出喷管形成了长长的火焰并没有参与做功过程，其实燃油真正燃烧的不足45%。那么还剩下71万马力的能量。这些还只是热能！还没有转化成动能。在开着加力狂奔的过程中，实际上仅仅有5-7%的热能能转化成动能——也就是飞机的实际功率，也就是3.75万马力-4.97万马力之间。
这就是歼-20大致的功率数量了。还远没有15万马力之多。
弄明白这点，大体也就可以推算出大部分战斗机的马力数了，但这个数其实没任何作用。飞机还是看推力就完全够了。
看别的回答里面有回复问，为啥航母不直接用喷气式发动机推动。这个问题就还在一个效率上，如果利用8台WS-15发动机也可以勉强的达到20万马力的动力输出。但问题来了，这8台发动机每秒钟耗油量就达到了800公斤，辽宁号满载8000吨燃油的话，那么就仅仅能开动两个半小时左右的时间了。这样航母的续航能力也就仅仅有100海里。
因此辽宁号这类的航母，一般就使用重油锅炉带动蒸汽轮机了，重油锅炉的一个好处就是燃烧速度慢，热能利用率高。

马力是工程技术上常用的一种功率计量单位。1马力相当于在1秒内完成75千克力·米的功，也就是说1马力=0.735千瓦。因此，辽宁号和歼20的马力数值是通过上述方法计算得出来的，我们不妨可以试试。

辽宁号采用的是国产435型蒸汽轮机，其是苏/俄*的TB-8蒸汽轮机的国产版本，其中435B型早已广泛应用于051B和051C驱逐舰上，单台最大输出功率为4.7万马力。而辽宁号装备有4台435型蒸汽轮机，8台增压锅炉和4轴推进系统。因此可以推断出辽宁号的最大输出功率不会低于20万马力。而对于歼20来说，其目前采用的是涡扇10B发动机，最大推力可达13.2吨。其最大速度可达2.5马赫，由于音速在不同高度的传播速度是不同的，假定其在10000米的高空飞行，音速的速度为299.41米/秒。换算下来，歼20的在最大推力状态下的瞬时输出马力，可以高达2668857.959马力，也就是说有将近26.689万马力。如此看来，辽宁号拥有20万马力并非虚言，而歼20更是拥有将近27万马力。

不过，虽然辽宁号和歼20在输出马力数值上比较接近，但这仅仅是理论数据，与实际使用的情况差别还是非常大的。首先，辽宁号是一艘排水量高达6万吨的中型航母，而歼20则是一款空重仅15吨的战斗机，两者的动力系统完全是不同的使用方式，不可以混为一谈的。其次，辽宁号作为一款军舰，要在水面进行航行和战斗，其不仅会受到较大的阻力还会有一定的速度要求，如在起降舰载机或执行作战任务时，辽宁号就会频繁进行高速航行，而在执行航行任务时又会调成经济航速。而歼20作为一款战斗机更讲求推重比和加速性能等方面能力，以追求战机的高机动性。这就使得辽宁号和歼20的动力系统存在不同的侧重点。此外，歼20虽然在最大推力状态下可以达到近27万的马力，但这毕竟只是瞬时的数据，真要是达到最大推力状态，歼20的发动机只能维持非常短的时间，而且对于发动机的寿命也会有很大的影响，极有可能导致发动机报废。相比于歼20，辽宁号要想达到最大动力状态，需要花费很长的一段时间来进行加速。

正因如此，辽宁号和歼20虽然在理论数据上的最大马力都可达20万级别，但两者动力系统的使用和性能设计是完全的。实际上，如果你将歼20的发动机安装在辽宁号上，是几乎没有可能满足辽宁号的使用需求的。战机的发动机和军舰的发动机虽然原理有共通的地方，但实际上却是两个不同的领域，存在很大的区别。

这两个没有什么可比性吧？辽宁号是一艘中型航空母舰，是由8台重油锅炉驱动，这是一艘用来搭载舰载机进行作战的大型水面舰艇。而歼-20战斗机是我国研制的第一款隐身战斗机，也是我国装备的第一款第五代战斗机。
辽宁号航空母舰可以携带24架歼-15战斗机，这些歼-15战斗机所使用的发动机是和歼-20战斗机是一样的，都是AL31F发动机的改进型号。AL31F是我国从俄罗斯引进的一款大推力涡扇发动机，除了用于歼-15战斗机之外也在歼-10战斗机上使用。
辽宁号的船用发动机和歼-20的航空发动机是不一样的，辽宁号使用的是蒸汽轮机，歼-20战斗机使用的是涡扇发动机。AL31F最大推力125千牛，是一款成熟的涡扇型号。
辽宁号航空母舰最大速度30节每小时，也就是55.56千米每小时，而歼-20战斗机可以轻松实现1220千米每小时的飞行速度，其实两者没法直接相比。

有很多作者给出了非常好的答案，但是很多人读不懂

1.飞机发动机瞬间功率大于航母

2.计算过程思路没错，但是最大推力不发生在最大速度时，所以有效功率小于网络猜测。

3.飞机加力燃烧一秒钟上百升油是*息，两分钟10吨油是正常值，也是一个非常大的数据，比航母都大

4.计算火箭发动机，你会发现是一个天文数字。一个涡轮有1200万千瓦，，总功率超过一亿千瓦。

5.火箭一秒钟超过2吨燃料，比 汽车 一小时7.2升（2克每秒）燃料的消耗量大一百万倍，也可以推算出功率可能超过一亿千瓦。

6.虽然功效不一样，但是不会差出几倍。所有机械耗掉的燃料，最后都变成了输出功率，吃得快的，功率绝对大。

7.最后一个问题：100公斤*爆炸，有多少千瓦？[呲牙][大笑]

一架高端的战斗机的确和航母功率差不多，实际功率也是一样，也就是说的确可以驱动航母。这如同3.0T的小轿车的发动机可以达到250KW这比许多大卡车的马力都大的多。但是战斗机马力虽然上但是这只是打开加力时最高转速下才能实现，这个时间不能长久。几分钟十几分钟而已。而航母确是可以连续大功率行驶的。同理小轿车的发动机也是可以驱动大型卡车的只是你要把油门开到6000转，相信谁也不可能敢长时间开这么高的转速。
不得不说老哥这个问题简直吸引人的眼球啊，这百万阅读量简直牛，话说这马力和推力还是有很大的区别的哈。

马力：一匹马每秒能够把75千克的水提高1米，即1马力=75千克力・米/秒。以后人们就把它作为动力机械的功率单位

推力: 推动飞行器运动的力。它是作用在发动机内、外表面或推进器（如螺旋桨）上各种力的合力。

简单的来说马力是动力机械的功率单位，而推力的单位通常用dyn

1 dyn=10^(-5) N。

dyn是一个力单位，单位名称为达因

搞清楚这个以后就能发现本身就不是一种单位计量的数据是不能放在一起相互比较的

୧( ω )૭希望能帮到你

放一张20姬镇楼
很多砖家回答说，辽宁舰发动机的功率和j20的功率不是一个东西，我想，你们初中物理是 体育 老师教的?

只要称为功率，它就是一个东西，没什么不一样。

也许有人会问，那两台j20发动机不就可以推动辽宁舰了吗?答案是，非也，两者做功方式不一样，舰船需要把涡轮机的后喷推力转换成轴动力，飞机是直接用后喷气流的推力，转换会损失一部分动力，再加上船用涡轮机不可能像飞机涡轮机那样工作，同样的核心机，做燃气轮机的功率要比喷气动力的功率小很多很多。

还有砖家用宝马汽油发动机和拖拉机柴油发动机比，拜托，同功率下，柴油机的低速扭距要大的多好吗，同时柴油机由于压缩比很高，燃油经济性好，同时造价也比较低廉，这三大优点更适合拖拉机使用

WS15发动机什么时候能服役

WS-15发动机在试飞时的推重比是9，而后期发展计划是10，水平大体在中上游。单按推重比和推力(dan)来算，排名如下
美F-119为11.7(推力15568)
俄AL-41为11.1(推力20000)
美F-135为10＋(推力17800)
欧EJ-200为10.2(推力9000)
中WS-15为9-10(推力18500)
至于发动机的寿命、可靠性等指标不好比较。
WS-15服役后可能达到EJ-200的水平

揭示国产发动机现状：涡扇15与F119差距多远

差距很大，从钛合金的应用程度来看，中国的涡扇15发动机要赶上f119发动机，还有相当长的路要走。在F119的研制过程中，新一代超巡发动机特别偏重于高温高速喷流的特性给发动机研制带来了巨大的困难。

1、耐性行不同

燃烧室、喷管等部位的工作温度变得越来越高，而整个发动机的重量又必须比以前更轻以提高推重比，这使得F119不能再使用真正意义上的镍基高温材料来做很多部件，它们耐热的性能与涡扇15相比仍然不够。为此美国专门为F119开发了Alloy C型钛合金，它是50%钛、35%钒、15%铬组成的高温阻燃金属材料；钒和铬都是典型的高熔点难熔金属。

2、实用性不同

在真正的实用化程度上，俄罗斯和中国至今没有能跟上F119在90年代所展露的水平；根据航空材料学报2014年的公开文章，中国TI40阻燃钛合金将首先应用在发动机匣上，而这个部位的最大温度通常都明显低于传统高温钛合金的600度极限。

扩展资料：

中华人民共和国在20世纪90年代末开始研发该引擎，据传其原型机CJ-2000于2005年4月一次过点火成功，而该引擎也已于2009年4月一次过点火成功[1]。该引擎根据俄国消息来源称，其目标推力为“18吨”，将用于中国的第四代战斗机。压缩机：轴流式、最大加力推力：191.47kN-211.37kN、中间推力：110.22kN不完全估计值、加力耗油率：1.98kg/N/h-2.02kg/N/h、中间耗油率：0.665kg/N/h-0.67kg/N/h、推重比：9.5-10.5保守估计大于9.5。

F119在设计中遵循“采用经过验证的技术”的做法，以及整台发动机结构简单，零部件数目少。因此虽然它在性能方面较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的设计，但它的可靠性却比F100的要高。列出了F119发动机与F100- Pw -220发动机可靠性指标的比较，后者是在F100-Pw-100原型发动机的基础上，用牺牲性能来提高可靠性的改进型。

江和甫的个人简历

1940年 出生于江阴县郁桥乡
1956年 到华东航空学院（现西北工业大学部分）学习
1961年 到410厂的设计科做技术工作
1969年 参加WP7乙发动机延寿和改型
1978～1987年 任WP13和WP13AII发动机研制和改进设计主任设计师，后期任总设计师，并兼任歼七III和歼八II飞机的副总设计师
1986～1990年 任WP13AIII发动机研制总设计师
1991年 任涡扇发动机中推核心机的总设计师
1994年 任中等推力涡扇发动机验证机总设计师
1996年 协同刘大响院士负责组织某新型涡扇发动机关键技术预研工作
2000～2005 任WS15型涡扇发动机核心机总设计师 1940年，江和甫就出生于江阴县郁桥乡的一个医生家庭，父母都是外科大夫。家里一直很希望他以后能从医。可也许是江南水乡梦幻般的暮蔼晨曦，让幼小的江和甫有很强想象力和好奇心，他最喜欢看天上的星星，记不清多少次，他静立在夜空下，独自感受着宇宙的神奇。到了13、14岁高中时，他对于北半球的所有星座，已都叫得出名字，他想“以后我要学习天文学”。
1956年，由于国家的需要，学校推荐一些学习成绩优秀的学生去航空学院，正在读高三的江和甫就这样去了华东航空学院（南京），但就在那一年华东航空学院搬到西安航空学院，年仅16岁的江和甫和同学一起去了西安，到了学校后，他被分配到了发动机系，江和甫一声没吭的服从了组织的安排，他想“为祖国造自己的飞机，这是很崇高的事业”，学了一段时间，他发现自己也就慢慢喜欢上了这个专业。1961年江和甫大学毕业分配至410厂的设计科做技术工作，由此他一直奋战在我国航空发动机研制和发动机技术创新发展的第一线，再也没有离开。
1963年，大学毕业的第二年他完成了WP6发动机第三级压气机转子叶片断裂故障排除；
1967年，负责完成了WP6甲发动机第一级压气机改进设计；
1966～1973年，他参加了WP7发动机第一级压气机转子叶片断裂排故，在国内首次判明叶片颤振问题并彻底排除故障；
1969年起参加WP7乙发动机延寿和改型，负责压气机部件的设计，并组织第二级整流叶片裂纹等故障的排故和叶片防腐蚀涂层的应用研究，使发动机的翻修寿命由50小时延长到300小时。
1969年，时年29岁的江和甫因设计研制工作需要调往贵州。在那个山沟里，他一蹲就是22年。60年代末70年代初，社会的不稳定，研制设计工作的停滞，没有使他丧失信心，他排除困难，利用可用一切时间去学习，为了怕忘掉英语，他就研读英文版的毛主席语录。此时的他已经受了太多的失败和波折，历练成为了一名科研攻坚的战士，一位指挥战斗的指挥员。
1978～1987年，他参加并主持WP13和WP13AII发动机的研制和改进设计。先任主任设计师，具体负责并组织完成了压气机和涡轮部件的研制。后期任总设计师并兼任歼七III和歼八II飞机的副总设计师，主持WP13AII发动机设计定型试飞，并于1987年顺利完成，使该型号成为我国空、海军主力战斗机性能水平最高的动力装置。从而他荣立部一、三等功各一次。WP13AII发动机也于1990年获得国家科技进步一等奖。
1986～1990年，他作为总设计师主持WP13AIII发动机研制。组织制定了WP13系列发动机的使用发展规划和主持制定了WP13B发动机的改型方案并组织实施。至1991年，该改进方案使WP13发动机推力增加10%。
1991年开始，我国开展涡扇发动机研制工作，江和甫任中推核心机的总设计师。在攻克高温、高压、高速等一系列难关之后，于1994年中推核心机试验全部达到设计指标。
1994年，江和甫受命担任了中等推力涡扇发动机验证机总设计师。1999年他主持完成全部工程设计。他在该发动机的总体设计参数选择，总体结构优化以及新材料、新工艺的应用等方面提出和采取了很多新颖的设计思路，使工程设计全部达到设计指标。
1996年，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景预研项目——某新型涡扇发动机关键技术预研工作。组织完成了高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件的研制。在三大核心部件的设计中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了160余项关键技术。
2000～2005年间他又担任了某型涡扇发动机核心机总设计师，组织完成了三大核心部件的修改、完善以及核心机的工程设计和试制。在地面台试验和高空台模拟风扇出口状态下的试验，都展示出优良的性能。它不仅标志着我国新一代发动机核心机研制取得了基本成功，也标志着新一代航空发动机研制取得了重大进展，展示了我国的航空动力技术跨上了新的台阶。

中国有哪些飞机发动机*厂?

中国十大航空发动机*公司：

1、西安航空发动机（集团）有限公司

中航工业西安航空发动机（集团）有限公司(简称“中航工业西航”)建于1958年，是中国大型航空发动机*基地和国家1000家大型企业集团之一。

公司的经营范围有：航空发动机、燃气轮机、烟气透平动力装置，航天发动机及其零部件，汽车发动机，压力容器、仪器、仪表、工具、计测设备、普通机械、电器机械及器材、机械备件、电子产品的*、*与维修；机电设备等

2、沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司

中国航发沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司黎明始建于1954年，是国家“一五”时期建立的第一家航空发动机*企业。

公司主要产品：航空产品有三个重点型号的新机及系列发动机批生产和修理；非航空产品主要有航空转包零部件、燃气轮机、汽车涡轮增压器、铝型材及其制品等

3、中国南方航空工业（集团）有限公司

中国航发南方工业有限公司 曾用名中国南方航空工业（集团）有限公司（简称：中国航发南方公司或南方公司，行业代号331厂，隶属中国航空发动机集团。

始建于1951年10月，是国家“一五”期间156个重点建设项目之一、国家首批建设的六个航空工业企业之一和国家首批试点的57家企业集团之一，是我国中、小型航空发动机主要研制生产基地。

4、贵州黎阳航空发动机（集团）有限公司

中国航发贵州黎阳航空发动机有限公司于1981年5月30日在贵阳市工商行政管理局贵阳国家高新技术产业开发区分局登记成立。法定代表人牟欣，公司经营范围包括法律、法规、国务院决定规定禁止的不得经营等。

2017年12月，入选第一批全国中小学生研学实践教育基地名单。

5、成都发动机（集团）有限公司

中航工业成都发动机（集团）有限公司（以下简称“成发集团”）创建于1958年，隶属于中国航空工业集团公司，是中国航空发动机及其衍生产品科研、*基地。

公司拥有6个分公司、 6个全资子公司、2个控股和4个参股公司，建立了规范、高效的集团管控体系。公司现有职工4,700余人，占地面积66万平方米，总资产40.7亿元。

6、中航商用飞机发动机有限责任公司

中航商用飞机发动机有限责任公司注册资本为60亿元。公司主要从事民用飞机发动机及相关产品的设计、研制、生产、*、维修、服务、技术开发和技术咨询等业务。

中国航空工业集团公司今天透露，承载着为大型客机装配“中国心”任务的中航工业商用飞机发动机有限责任公司2009年01月18日在上海正式注册成立。这标志着被誉为航空工业“皇冠上明珠”的大飞机发动机研制工作，在我国开始实质性起步。

7、哈尔滨东安发动机（集团）有限公司

是以主要生产航空发动机、直升机减速传动系统、航空发动机及飞机附件传动系统、航空机电产品、燃气轮机发电机组等产品的高科技企业。

建国初期以来，东安公司累计修理、研制、生产了数十个机种15000多台套航空发动机、9000台套直升机传动系统，为国家的经济建设做出了突出的贡献。

8、四川海特高新技术股份有限公司

四川海特高新技术股份有限公司四川海特高新技术股份有限公司是我国现代飞机机载设备维修规模最大、维修设备最全、维修项目最多、客户覆盖面最广的航空维修企业，是我国至今唯一家航空维修上市公司（股票代码：002023）。

海特集团成立于1992年，主要从事航空机载设备检测、维护、修理；支线飞机、直升机、公务机等中小型发动机维修；航空技术及软件开发；航空机载设备及航空测试设备的研制和*、航空培训。

业务涉及波音、空客系列及各类支线飞机、通用飞机、直升机、公务机等40多种机型，是我国现代飞机机载设备维修规模最大、用户覆盖面最广、维修设备数量最大、维修项目最多的航空维修企业

9、珠海保税区摩天宇航空发动机维修有限公司

珠海保税区摩天宇航空发动机维修有限公司成立于2001年4月，注册资本6310万美元，投资总额1.89亿美元，投资来源地为中国、德国（中外合资）。2003年1月 22日，第一台发动机进厂维修，标志着珠海摩天宇正式投产营运。

珠海摩天宇当年就先后获得了中国民航总局(CAAC)、欧洲联合航空局(JAA)和美国联邦航空局（FAA）三大维修许可证，成为国内及亚太地区最具竞争力的航空发动机维修基地之一。目前，珠海摩天宇是亚洲第一家同时具备V2500及CFM56－3/－5/－7四种系列主力发动机大修能力的基地。

10、四川国际航空发动机维修有限公司

四川国际航空发动机维修有限公司于1999年7月1日在四川省工商行政管理局登记成立。法定代表人柴维玺，公司经营范围包括CFM生产的飞机发动机的维修、修理、检修和其他相关服务等。

参考资料来源：百度百科-西安航空发动机（集团）有限公司

参考资料来源：百度百科-沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司

参考资料来源：百度百科-中国航空发动机集团有限公司

中国ws15怎么样

WS-15由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的一步。2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。保节点是2020年完成研制。
2基本信息编辑
同类型发动机： 美国普惠F-119、F-135，俄罗斯土星117S，英国罗罗F-136，飞马型发动机（鹞式）。
3装机对象编辑
WS-15用于双发重型隐身战斗机歼-20
4研发背景编辑
中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差，用于军工科研的经费很少很少，又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后，R-79发动机没有了使用对象，又没有其他的战斗机使用此发动机，所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差，在这种状况下，1995年6月，中俄签订了转让R-79发动机生产许可证的协定。1996年8月，俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体向中国方面交付了R-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了*R-79发动机核心机的生产设备及生产*工艺资料。遗憾的是用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到。
后来，1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机，中国此时不仅购*了用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术，同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。
在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以R-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作。组织完成R-79发动机的核心机的测绘仿制工作；R-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制工作。进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。
624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R-79-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料后， 研制了YWH一30—27核心机，YWH一30—27核心机就是以R-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的，WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。
5研发历程编辑
从中国燃气涡轮研究院（624所）工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机CJ2000于2005年4月14日首次点火成功后，推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机已于2005年7月上旬在台架运转试车时，各种性能完全达到了设计指标,转速推到地面最高转速（换算转速102.2%）-----“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。预计，2009年6月“峨眉”发动机的原型机将完成FRET(飞行前鉴定试验阶段)，预计2013年3月发动机完成设计定型试验。
6综述编辑
按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、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、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。发动机由10个单元体组成。
7技术数据编辑
最大加力推力：16186.5daN
中间推力：10522daN
加力耗油率：2.02kg/daN/h
中间耗油率：0.665kg/daN/h
推重比：10(初期约为大于8.5)
空气流量：138kg/s
涵道比：0.382
总增压比：28.71
涡轮进口温度：1750K
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1862.3kg
8结构系统编辑
进气口：
进气口采用全钛结构环形进气机匣，带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰。
风扇：
风扇采用3级轴流式宽弦实心钛合金风扇叶片，第1级风扇叶片采用宽弦设计，风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计。
高压压气机：
高压压气机采用6级轴流式，增压比7.16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级定子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构，采用三维流技术设计。定子部分进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体，用长螺栓前与第3级盘连在一起。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣，设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
燃烧室：
燃烧室采用短环式燃烧室，火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却，火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴，燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮：
高压涡轮采用单级轴流式，采用国内第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式，不带冠，采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第三代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。
低压涡轮：
低压涡轮采用单级轴流式，与高压转子对转，空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承。
加力燃烧室：
加力燃烧室采用整体式，采用径向火焰稳定器，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却，加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换。
尾喷管：
尾喷管采用全程可调收敛、扩张式三元矢量喷管—在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。
控制系统：
控制系统采用推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。

WS15与F35B的发动机相比怎么样？

中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差，用于军工科研的经费很少很少，又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后，R-79发动机没有了使用对象，又没有其他的战斗机使用此发动机，所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差，在这种状况下，1995年6月，中俄签订了转让R-79发动机生产许可证的协定。1996年8月，俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体向中国方面交付了R-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了*R-79发动机核心机的生产设备及生产*工艺资料。遗憾的是用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到。
后来，1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机，中国此时不仅购*了用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术，同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。
在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以R-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作。组织完成R-79发动机的核心机的测绘仿制工作；R-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制工作。进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。
624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R-79-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料后， 研制了YWH一30—27核心机，YWH一30—27核心机就是以R-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的，WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。
装了WS15的歼20不能垂直起降.雅克-141是以国际标准大气加15摄氏度的大气条件为标准设计的，采用升力发动机和转喷口发动机相结合的方案布局，机上安装一台R-79矢量推力涡轮喷气发动机，它的升力/巡航喷嘴在飞机起飞的时候向下偏转。此外还有2台升力发动机发出相应的向后推力矢量，以保持飞机的平稳
F-35使用的，也是世界上唯一可
以满足F-35性能要求的发动机就是普惠公司研制的F119-PW-100发动机，F119-PW-100也是人类历史上第一型推重比超过10的航空动力系统。
STOVL型F135-PW-600为了满
足垂直起降要求，设计了升力风扇+发动机喷管下偏+调姿喷管的垂直起降动力方案。升力风扇由涵道、风扇、D形喷管、联轴器、作动装置和伺服系统组成，由主发动机F135的2级低压涡轮驱动；升力风扇直径为1.27m，可以向前偏转13°，向后偏转30°，在STOVL工作状态下使战斗机上方的冷气流以230kg/s的流量垂直向下喷出，产生90千牛的升力；3轴承偏转喷管垂直向下偏转，产生71.1千牛的升力；该喷管可使发动机的排气从水平偏转到垂直甚至向前，可以使推力从水平方向偏转到垂直向后。
此外，每侧翼根处的滚转控制喷管利用发动机压气机的引气，也可提供16.7kN的推力；在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制；通过偏转喷管偏航实现偏航控制；通过升力风扇和发动机推力分离器实现俯仰控制。包括主发动机在内的整个推进系统的长度为9.37m，悬停总推力为175.3千牛，短距起飞推力为169.5千牛。
综合上述F119-PW-100发动机至少领先WS15一代.两者没有可比性

中国何时能造成先进的发动机

中国已经造出一款推力于美国F22相当的发动机 W/S-15峨眉发动机推力16T
同类型发动机：美国普惠F-119、F-135，俄罗斯土星117S，英国罗罗F-136，飞马型发动机（鹞式）。
WS-15用于双发重型隐身战斗机歼-20
中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差，用于军工科研的经费很少很少，又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后，R-79发动机没有了使用对象，又没有其他的战斗机使用此发动机，所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差，在这种状况下，1995年6月，中俄签订了转让R-79发动机生产许可证的协定。1996年8月，俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体向中国方面交付了R-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了*R-79发动机核心机的生产设备及生产*工艺资料。遗憾的是用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到。
后来，1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机，中国此时不仅购*了用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术，同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。
在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以R-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作。组织完成R-79发动机的核心机的测绘仿制工作；R-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制工作。进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。
624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R-79-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料后， 研制了YWH一30—27核心机，YWH一30—27核心机就是以R-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的，WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。
从中国燃气涡轮研究院（624所）工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机CJ2000于2005年4月14日首次点火成功后，推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机已于2005年7月上旬在台架运转试车时，各种性能完全达到了设计指标,转速推到地面最高转速（换算转速102.2%）-----“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。预计，2009年6月“峨眉”发动机的原型机将完成FRET(飞行前鉴定试验阶段)，预计2013年3月发动机完成设计定型试验。
进气口：
进气口采用全钛结构环形进气机匣，带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰。
风扇：
风扇采用3级轴流式宽弦实心钛合金风扇叶片，第1级风扇叶片采用宽弦设计，风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计。
高压压气机：
高压压气机采用6级轴流式，增压比7.16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级定子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构，采用三维流技术设计。定子部分进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体，用长螺栓前与第3级盘连在一起。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣，设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
燃烧室：
燃烧室采用短环式燃烧室，火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却，火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴，燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮：
高压涡轮采用单级轴流式，采用国内第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式，不带冠，采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第三代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。
低压涡轮：
低压涡轮采用单级轴流式，与高压转子对转，空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承。
加力燃烧室：
加力燃烧室采用整体式，采用径向火焰稳定器，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却，加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换。
尾喷管：
尾喷管采用全程可调收敛、扩张式三元矢量喷管—在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。
控制系统：
控制系统采用推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
最大加力推力：16186.5daN
中间推力：10522daN
加力耗油率：2.02kg/daN/h
中间耗油率：0.665kg/daN/h
推重比：大于或等于9(初期约为大于8.5)
空气流量：138kg/s
涵道比：0.382
总增压比：28.71
涡轮进口温度：1750K
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1862.3kg

太行有让歼20超巡这个能力么？

J20好像用的是峨眉
航空动力600893*歼20使用的18吨推力的ws-15发动机！

涡扇15(WS15)
牌号 涡扇15
命名 “峨眉” 涡扇发动机
用途 军用涡扇发动机
类型 涡轮风扇喷气发动机
国家 中国
总设计师 江和甫
研制单位 中国燃气涡轮研究院
生产厂商 西安发动机公司/贵州黎阳航空发动机公司（两家公司均属于航空动力600893）
装机对象
WS-15-10用于J-10M(出口型)
WS-15-13 J-13单发常规布局腹部DSI进气的隐身歼击机.
WS-15-CJ用于某在研的垂直降落/短距起飞的歼击机.
(CJ是垂直起降歼击机的Chuizhiqijiang Jianjiji字母第一个简写)
WS-15X用于双发单座的重型隐身战斗机的领先试飞.
中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差,用于军工科研的经费很少很少,又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后, P-79发动机没有了使用对象,又没有其他的战斗机使用此发动机,所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差,在这种状况下,1995年6月，中俄签订了转让P-79发动机生产许可证的协定，1996年8月，俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)向中国方面交付了P-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了*P-79发动机核心机的生产设备及生产*工艺资料.遗憾的是用于雅克-141的P-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到,当时是作为某垂直起降歼击机的涡扇发动机进行预研,可是这种垂直起降歼击机同很多中国以前研制的飞机一样,唉!
(后来,1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机,中国此时不仅购*了用于雅克-141的P-79B-300发动机矢量喷管技术,同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和P-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。)
在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以P-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作,测绘仿制 P-79发动机的核心机,组织完成了 P-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制的工作.进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。
624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和P-79M的设计图纸和技术资料后, 研制了YWH一30—27核心机,YWH一30—27核心机就是以P-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的, WS-15是CJ-2000的型号研制的代号. (CJ是垂直起降歼击机的Chuizhiqijiang Jianjiji字母第一个简写,2000是项目开始研制的时间是2000年)
1999年国庆节后, 624所参照R179-300和P-79M的发动机设计方案,推出了以YWH一30—27核心机为基础的改进设计方案, 在争夺下一代战斗机歼-13的发动机时,获得胜利,，2000年初正式被选定为歼-13单发常规布局腹部DSI进气的隐身歼击机飞机的动力装置。编号为WS-15. 命名 “峨眉” 涡扇发动机.上级要求“WS-15”发动机的研制要全面贯彻新的国军标GJB241-87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范和全面贯彻发动机结构完整性大纲。同时决定将WS-15的研制分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制与核心机研制、验证机和原型机的研制。至此WS-15正式立项研制，这是我国首次遵循“基础研究-关键技术突破-先进部件-核心机-验证机-型号研制”这一发展模式所开展的涡扇发动机研制工作，因此可以说是具有里程碑式的意义！全面研制工作于2000年初开始.(所以中推于1997年获准开展整机验证机研制，于1999年因经费原因被迫中止。其实是为WS-15让路而下马,而不是因为WS10发动机或因经费原因)
从日前召开的中国燃气涡轮研究院（624所）工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机CJ2000于2005年4月14日首次点火成功后, 推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机已于2005年7月上旬在台架运转试车时,各种性能完全达到了设计指标,转速推到地面最高转速（换算转速102.2%）-----“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的重大一步。2007年3月原形机首次台架运转试车成功,预计，2009年6月“峨眉”发动机的原型机将完成FRET(飞行前鉴定试验阶段)，2009年6月底随J-13首飞成功.为祖国60周年献汤一份厚礼.预计2013年3月发动机完成设计定型试验. 2014年7月生产型发动机定型,
装“峨眉”航空发动机的第四代单发中型战斗机(可能编号J-13)将于2013年具备初步作战能力。
按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、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、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。 发动机由10个单元体组成

“峨眉”涡扇发动机结构和系统
进 气 口 环形,进气机匣为全钛结构。带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰.
风扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片采用宽弦设计,风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计.
高压压气机 6级轴流式。增压比7.16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级静子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体,用长螺栓前与第3级盘连在一起. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
燃 烧 室 短环式。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴,燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮 单级轴流式。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第二代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。
低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转。空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承).
加力燃烧室 整体式。采用径向火焰稳定器。火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却. 加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换，
尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片.
控制系统 推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
技术数据）
最大加力推力(daN) 16186.5
中间推力(daN) 10522
加力耗油率(kg/daN/h) 2.02
中间耗油率(kg/daN/h) 0.665
推重比 8.86
空气流量(kg/s) 138
涵道比 0.382
总增压比 28.71
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 1.02
长度(mm) 5.05
质量(kg) 1862.3

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