中国国产小涵道比大推力发动机涡扇－10“太行”性能推测
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老规矩，不扯历史，直接研判性能：
首先，目前我们了解到的WS10研制历程路线有不同的两条：
1.涡扇10（低空大表速喘振无法装机）→涡扇10A（改进问题后装机部分歼11B）→涡扇10B（增推延寿，装机部分歼11B，部分歼10C以及全部歼16，可能装机少量歼20）→涡扇10C（通过可能的缩小BPR，减寿拉涡前等方式大幅增推，歼20专用过渡型号）
2.涡扇10（同上）→涡扇10A（改进叶片后毛病依然存在，在少量装机后再次出现问题，最后仍未正式上机）→涡扇10B（增推延寿，完全消除问题，装备部分歼11B，歼10C以及全部歼16，可能装机少量歼20）→涡扇10C（通过可能的缩小BPR，减寿拉涡前等方式大幅增推，歼20专用过渡型号）
目前，这两条路线均为网友推测，除了早期喘振问题以外没有任何官方的消息佐证，因此我们暂时按照我比较熟悉的路线2进行推测（反正不同路线不影响对性能的判断）
那么，我们开始。
首先，涡扇10可以说是一台多国混血的发动机，但这不代表其性能很差劲。
可以明确的是，其核心机主要技术来源为CFM56，也就是F110的核心机
注意高压段就好。
个人认为F110是一款挑不出来什么大毛病的发动机，双支点大鼓筒轴，大轴倾角燃烧室，中介轴承双转子，以及框架清晰的风扇结构，不仅后期改型性能可靠，几家老牌航发所的新发也经常借鉴110的设计。其核心机被涡扇10作为技术来源可以说是好事，甚至比三姨夫的还好（小声嘀咕）
同时，细节设计和优化，大量参考AL31F。涡扇10取得阶段性突破的时间和我们引进三姨夫的时间可以对的上号，同时涡扇10早期的问题和第一批次AL31F如出一辙，而侧卫特色的上置附件机匣在侧卫版31F和WS10上也必有共通。
三姨夫结构，之前在F119篇吐槽过一些小问题
猛禽之心————F119小涵道比涡扇发动机结构简析
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中途说了一下三姨夫压气机和单管燃烧室的一些小问题。
然后，由于其夸张的高空高速性能，涡扇10很可能（或者说必然）和它的老前辈——涡扇6有些渊源。并且，这也是太行之前中国进度最可观的大推涡扇。
图源航发手册 老前辈R.I.P.
小道消息，涡扇6可能是中国高速性能最好的发动机。
最后，对转涡轮受F119启发
华丽！实在是太华丽了！
对转涡轮技术可以减轻发动机重量，并且减小对机身框架的传力，并对推力性能有积极作用，是妥妥的先进航发技术。而在涡扇10之前唯一采用此技术的，就是战机发动机天花板——F119。
然后，我们开始从来自四面八方的蛛丝马迹中，挖掘从原型机到涡扇10C的发展始末。
首先，在涡扇10刚刚诞生时，台架推力为12.5吨，后期增推为12.8吨，之前航发学报有提及，不过图被弄丢了，先欠着吧(悲）
最早的太行，那时候上机还是猴年马月的事，很多问题还没解决
同时AVIC也有相应渠道佐证。
初版规格和AL31F如出一辙吧。
然而，早期的涡扇10由于性能指标不达标而且非常容易喘振，失去了列装的机会，而开始深入改进。
这里说一下喘振的原因。由于发动机接受的来流流动状态恶劣（如附面层导致静压不均，或者前机的尾迹吸入进气道等等）或者叶片共振造成的压气机叶片失速，这导致压气机增压不足，使燃烧室气体反压入压气机进而导致低压气体流入燃烧室后燃烧不充分，再次造成反压，进一步恶化压气机工况，并且由于接收不到新鲜空气燃烧状况恶性循环，而燃烧不充分的高温燃料/空气混合物流经喷口接触外界后会自燃，所以喘振发动机通常会喷火。改进方式除了修改频率/改进进道等头痛医头脚痛医脚的方法之外，主要便为改进叶片形状。
2001年，航发学报突然曝光了中国的“某涡扇机”台架推力，13200daN，预计服役时间2005年，这就是脱胎换骨后的涡扇10A。
同时，在之后深圳卫视的一期节目中也以不同的版面展示了这张表格，进一步确定了消息的真实性。
这里需要提一下为什么推力增加了。实际上一个问题得到解决之后，实际上就相当于间接的解放了发动机的性能，于是顺带着产生了相同标准下推力增加的附带效果。
但是，新的太行，还是出了问题。
喘振是涡扇10系列叶片彻底改进之前的问题，而16年10月公开的文章也说明出问题的时间应该在10B服役前，10A上机测试以后。结合沈所后来公开的一篇增推发动机论文来看，此文中的“某涡扇机”就是涡扇10A
这篇文章我现在已经找不到全文了，但是从开头我们就可以得到如下关键点：
1.这是一架侧卫系列战斗机
2.该机在进行“升限飞行科目”
3.在低空大表速加力状态时发生喘振导致碰磨，最后单发停车
可以看到从表速700到1000之间，苏27在200M处稳盘包线有一个大的凹陷，而在3000米时则很小，F15则没有这个问题。原因就是第一批次的AL31F在低空高速下也有喘振问题，所以只能限制推力。不过第二批次开始这个问题便被解决
之前说的三姨夫的相似问题如上。
这说明老太行的问题没处理干净。不过，真正重要的是下图，文章第一次公开了太行系列的推力包线：
文中的推力包线
首先，中美俄的台架推力标准都是0高度，来流速度在0.4到0.6MA左右时的推力（已经比对F100 F110以及AL31F RD33的包线和台架以确认），而我们发现，此发动机的132KN正是出现在0.6M左右，再一次说明这就是涡扇10A。不过台架推力还不是最重要的。真正吓人的，是这张包线展现的离谱高空高速性能。直接看看不出来，我们把31F的包线拉出来对比下：
高下立判
右侧即为AL31F的最大推力包线，我们可以发现，涡扇10A不仅在高空状态下掉推力的程度比31F明显要小，而且，高速的推力恢复特性远强于31F，其在声速以上的高速状态的多个速度段、多个高度下，最多能比31f多出20KN以上的推力。
这已经足以说明太行高空高速性能的强大了。
不过无论如何 出现如此程度问题而无法解决的发动机，PLAAF也不会接受。而太行因此也开始了第二轮深入改造。
当然，对于我国锲而不舍的军工人来说 可能还有别的原因。
涡扇10B增推论文全文
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全文在此。沈所自己发布的，很明显这是个真家伙。
在近40年之后，“太行”终于以一个令人满意的状态，加入了解放军装机发动机的序列。而这就是涡扇10B
从文中得：
1.原发动机进度已经非常理想，符合这一点的只有太行。
2.推力增加12%，主要通过扩大风扇直径，提升吸气量。
13.2×112%≈14.7
14.7×9.8≈143.7（KN）
可以得出，涡扇10B的台架推力已经达到144KN级别。
坐标深圳卫视，这就是我说的之前提到太行A13200的那一期节目，同时提到了WS10B的中间推力为92KN。
这和深圳卫视的报道完全吻合。
实际上，增推12%并不是一个十分离谱的数据。NPO的AL41F1-117S发动机，推力14吨，主要增推途径便是将三姨夫的风扇直径从905MM扩大到932MM，而4级低压及核心机基本完全一致
14/12.5=1.12
同样是正正好好增推12%，再一次验证了论文中数据的可靠。
因此我们可以十分确定的得出结论：涡扇10B的台架推力，增大到了144KN。
经业内佬指示 早期13200是目标推力 后期10为了适配苏27降到了12.5吨 也就是说涡扇10就是10A 而10B则为14吨 不过还是那句话 台架远没有包线主要
图源水印，涡扇10B仅论推力的话已经达到了GE132的水平，而该发动机的装机对象只有F15EX和F16V，目前实际装机的也只有后者，普及程度远不如WS10B（当然GE132的重量和寿命指标可能优于涡扇10B）
这里还要提一下，风扇的扩大不代表BPR一定要扩大。同时，实际上高涡前和大总压比，相对来说（相比大BPR）反而会对高速性能造成更负面的影响。原因不具体解释了，大家想一下涡前/压比增高以增推的机理和多数情况下速度越快发动机加力推力越大的原因，大概就能明白。
综上，由于核心机几乎完全一致，其高空高速的特性应该和WS10A十分相似，简而言之就是，很强。
涡扇10B有两种喷口
10C只装过这种
动图封面
此图不是WS10，不过可以通过这个大致理解下老喷口的调节方式
第一种，带内调节环的半引射喷口，外层参与调节较少，歼10C/歼16早期批次使用。
第二种，收敛扩散YBBN喷口，有类似EJ200的外衬片。歼16后续批次使用（至今）。
个人认为后期这种更漂亮
动图封面
华丽！
不过说句题外话，也有后期批次歼16（白头）装前者而早期批次歼16（灰头）装后者的情况。所以不要看喷口辩识飞机/发动机的批次。
应该是全网最早的10C图片
说到涡扇10C，其实最早就被爬墙党拍到了，不过当时包括我在内只认为是换了个喷口所以并没有在意，直到
可以发现喷口结构和老批次涡扇10B相同，不过外层换为锯齿形，外衬也采用了类似F100PW229的碳纤维羽片，增加隐身性
2021年珠海航展上，歼20在换装此发动机后，央视直接官宣“歼20换装中国心”，这时候我们才明白当年那个黑色的喷口根本不是什么换皮。于是又一轮查找之后，招标网出现了这个：
确凿了涡扇10C的存在。
除此之外所有消息都捂的特别严实，换句话说，没找到。
而很明显，涡扇10C目前只是给歼20装备，那么它的地位很明显：作为99M1与涡扇15之间满足歼20量产需求的过渡型号。
因此，其一切设计必然是全力向20的目标发动机WS15靠拢，也就是在允许范围内使用一切应急手段进一步增加高空高速性能，增大推力。
那么我们很容易联想到几种方式：
1.直接堆材料，烧涡轮前温度增加台架推力。
2.在不改变吸气量的情况下缩小涵道比，强化高空高速推力。得益于歼20优秀的内油储量，其对于航程的影响也被降到了最低。
3.改进燃烧室以及加力燃烧室，通过牺牲寿命的方法再次增推。
所以，涡扇10C是一款为了适配歼20而极度特化的，拥有第五代发动机部分性能的第四代发动机。
我们可以估计一下，涡扇10B军推92KN最大144KN，包线强于AL31F，那么经过如上暴力改装的涡扇10C，推力特性可能已经逼近增推前的的F119PW100（军推105KN最大156KN），但是寿命则大幅下降。
：
虽然在歼20还没有列装涡扇10C，也就是只有鳖产三姨夫99M1的时候，2017年，AVIC在知乎账号的官方八股里就已经提及了歼20的超巡能力：
这里可能大家不认同三姨夫版20能超巡，不过这主要得益于其优秀的超音速升阻比以及99M1性能实际上略强于AL31F，而升阻比问题具体则涉及到稳盘过载与升阻比×推重比的关系，在此不展开说明。
不过说的很隐晦。
但是在21年10C版歼20公开后，人民日报首次官宣歼20具备超音速巡航能力：
随后，AVIC也官宣歼20满足“4S”标准，也就是包括了“Supercruise(超巡）”能力：
而旷日持久的歼20能否超巡问题也终于结束，这一点也足以体现涡扇10C推力指标的大幅提升。
但是，涡扇10C毕竟是一款应急发动机，不能长期作为歼20的主力发动机使用。因此对于我们对于的“峨眉”的需求，依然十分紧迫。
结语
经过了几十年的磨砺，中国航发终于通过不懈想努力造就了涡扇10这一款强大的大推发动机，给了那些不断抹黑中国航空发动机水平的人一次有力的回击。而在可预见的未来，涡扇10及其后续改型也将继续和美国的F100/F110站在同一生态位，挑起中国空军发动机的大梁。而涡扇10的核心机，也将用于中国的大涵道比发动机以及大型燃气轮机（展板40MW，不是GT25000IC）的研制，通过一台发动机打通一整条科技树，填补了中国在军用发动机方面的大片空白。
斯贝发动机传奇
Re: 斯贝发动机传奇
作为专业人士哈，我就说两个点：1、涡扇10的风扇叶片图纸是德国人制作的，所以有理由相信叶片是德国人设计的。西安飞机制造厂负风扇叶片加工，所以我才亲眼见了德国人的图纸。2、到此刻为止，涡扇10的齿轮传动系统故障还没有解决，甚至连齿轮的设计数据都没有，边界条件也不清楚。此刻正联合沈阳航空航天大学的学生找原因呢。所以，国产发动机任重道远，根本原因是设计所官僚主义太严重，制度太垃圾，没能力的领导有能力的。
Re: 斯贝发动机传奇
涡扇10基本型，运用了涡扇6的技术，参考了CFM56的核心机，采用了收敛扩散口，3＋9＋1＋1的结构设计，发动机使用寿命150~300小时。
WS10A，运用了单元体结构设计，提高了维护性，采用了全权限数字控制系统，采用了三维计算流体力学进行设计，提升了风扇效率，提高了推力，采用了新型高温叶片，强化了可靠性，耐久性和性能，发动机使用寿命前期600到900小时，后期1500小时。
涡扇10B，在不牺牲发动机的工作可靠性、耐久性和不损失发动机工作裕度条件下，采用了先进设计和技术、材料、工艺，改进了结构、风扇，换装了新型高温叶片，提升了发动机进气流量和推力，降低了耗油率，疲劳寿命实验按指标的2倍进行,使发动机可靠性，耐久性，性能大幅提高，发动机使用寿命3000~4000小时。
涡扇10C，优化燃烧室结构和喷油技术，引入了高效的噪声控制技术，运用了一些涡扇15的技术，使用了国内新型涡轮叶片材料，提高了可靠性、耐久性、推力、气动效率、燃烧效率，降低了油耗率，发动机使用寿命4500~6000小时。
WS10A，运用了单元体结构设计，提高了维护性，采用了全权限数字控制系统，采用了三维计算流体力学进行设计，提升了风扇效率，提高了推力，采用了新型高温叶片，强化了可靠性，耐久性和性能，发动机使用寿命前期600到900小时，后期1500小时。
涡扇10B，在不牺牲发动机的工作可靠性、耐久性和不损失发动机工作裕度条件下，采用了先进设计和技术、材料、工艺，改进了结构、风扇，换装了新型高温叶片，提升了发动机进气流量和推力，降低了耗油率，疲劳寿命实验按指标的2倍进行,使发动机可靠性，耐久性，性能大幅提高，发动机使用寿命3000~4000小时。
涡扇10C，优化燃烧室结构和喷油技术，引入了高效的噪声控制技术，运用了一些涡扇15的技术，使用了国内新型涡轮叶片材料，提高了可靠性、耐久性、推力、气动效率、燃烧效率，降低了油耗率，发动机使用寿命4500~6000小时。
Re: 斯贝发动机传奇
结合资料分析涡扇10的大型号及其中的小型号，推力和推重比。
涡扇10基本型，推重比6.9~7.1，推重比约等于7.0。
WS10-1型122KN。
WS10-2型125KN。
涡扇10-A型，推重比7.2~7.5，推重比约等于7.3。
WS10A-1型 132KN。
WS10A-1-1降推改型125KN。
WS10A-2型132KN。
WS10A-3型134KN。
WS10A-4型136KN。
涡扇10-B型，推重比7.8~8.1，推重比约等于7.9。
WS10B-1型140KN。
WS10B-2型142KN。
WS10B-3型144KN。
WS10B-3推力矢量型144KN。
WS10B-4威龙型145KN。
涡扇10-C型，部分运用了涡扇15的技术，推力155KN，推重比8.3~8.6，推重比约等于8.4。
涡扇10基本型，推重比6.9~7.1，推重比约等于7.0。
WS10-1型122KN。
WS10-2型125KN。
涡扇10-A型，推重比7.2~7.5，推重比约等于7.3。
WS10A-1型 132KN。
WS10A-1-1降推改型125KN。
WS10A-2型132KN。
WS10A-3型134KN。
WS10A-4型136KN。
涡扇10-B型，推重比7.8~8.1，推重比约等于7.9。
WS10B-1型140KN。
WS10B-2型142KN。
WS10B-3型144KN。
WS10B-3推力矢量型144KN。
WS10B-4威龙型145KN。
涡扇10-C型，部分运用了涡扇15的技术，推力155KN，推重比8.3~8.6，推重比约等于8.4。
Re: 斯贝发动机传奇
涡扇10基本型仅150~300小时寿命，翻修间隔仅几十小时。早期型涡扇10A寿命600小时，低于当时进口俄罗斯al31f的800小时，涡扇10A后期型才达到1500小时。WS10B是3000小时起步。
Re: 斯贝发动机传奇
根据公开的资料分为四个大型号、基本型、A型、B型、C型。
涡扇10初始型号基本型，官方公布的推重比为7，加力推力122KN，各种性能资料在122KN~125KN。可能其中存在两个小型号，122KN和125KN，涡扇10基本型可靠性很低，并且会出现喘振，据称翻修间隔仅有几十小时，未装备。
涡扇10A，其改进自基本型，官方公布的加力推力为132KN，推重比7.5，各种性能资料参数维持在132KN~136KN。可能存在两个或三个小型号。其使用了全权数字控制系统，涡扇10A相比基本型推力有了增加，很大程度上解决了基本型存在的一些问题，曾小批量装备歼11B试用，早期装备于歼11B的涡扇10A故障率还很高，喘振，空中异响，空中停车，空中启动故障，还多次发生叶片断裂等事故，导致大量歼11B被迫停飞，大量停摆放在机场上的现象。但经多年的技术攻关和改进，涡扇10A的可靠性逐渐得到了改善，涡扇10A基本达到了最初的设计要求。
涡扇10B，第三个型号，改进自涡扇10A，实现了增加推力并大幅提高寿命和可靠性，根据公开的各种性能资料参数，加力推力维持在140KN~145KN区间，据官方公布的推力是144KN，但并未公布推重比。推重比各种性能资料参数为，达到8、8以上、8.1、8.5。
根据发动机的推力分析WS10B小型号。
WS10B-1型140KN。
WS10B-2型142KN。
WS10B-3型144KN。
WS10B-3矢量型144KN，曾装于歼10B并出现于珠海航展上。
WS-10C，据各种公开的资料显示，推力为145KN，或147KN，推重比8.5，可能搭载于威龙A机型上。
涡扇10初始型号基本型，官方公布的推重比为7，加力推力122KN，各种性能资料在122KN~125KN。可能其中存在两个小型号，122KN和125KN，涡扇10基本型可靠性很低，并且会出现喘振，据称翻修间隔仅有几十小时，未装备。
涡扇10A，其改进自基本型，官方公布的加力推力为132KN，推重比7.5，各种性能资料参数维持在132KN~136KN。可能存在两个或三个小型号。其使用了全权数字控制系统，涡扇10A相比基本型推力有了增加，很大程度上解决了基本型存在的一些问题，曾小批量装备歼11B试用，早期装备于歼11B的涡扇10A故障率还很高，喘振，空中异响，空中停车，空中启动故障，还多次发生叶片断裂等事故，导致大量歼11B被迫停飞，大量停摆放在机场上的现象。但经多年的技术攻关和改进，涡扇10A的可靠性逐渐得到了改善，涡扇10A基本达到了最初的设计要求。
涡扇10B，第三个型号，改进自涡扇10A，实现了增加推力并大幅提高寿命和可靠性，根据公开的各种性能资料参数，加力推力维持在140KN~145KN区间，据官方公布的推力是144KN，但并未公布推重比。推重比各种性能资料参数为，达到8、8以上、8.1、8.5。
根据发动机的推力分析WS10B小型号。
WS10B-1型140KN。
WS10B-2型142KN。
WS10B-3型144KN。
WS10B-3矢量型144KN，曾装于歼10B并出现于珠海航展上。
WS-10C，据各种公开的资料显示，推力为145KN，或147KN，推重比8.5，可能搭载于威龙A机型上。
Re: 斯贝发动机传奇
涡扇11，无加力小型涡扇发动机，al222国产版。
涡扇12，f404类似物的国产化尝试。
涡扇13，仿制rd33mk，为枭龙全面国产化做准备。
涡扇14（疑），超七项目计划发动机，基于wp13。
涡扇16/25（疑），20吨级中等涵道加力涡扇发动机，某种nk321或者d30f6类似物，已转为技术储备。
涡扇17，加力小型涡扇发动机，改进自al222，l15（教练10）目标发动机。
涡扇19，新一代中等推力加力涡扇发动机，J35目标发动机。
涡扇21，改进自ws12/13的中等推力加力涡扇发动机，ws19前的J35心，未来可能用于枭龙改进型。
涡扇12，f404类似物的国产化尝试。
涡扇13，仿制rd33mk，为枭龙全面国产化做准备。
涡扇14（疑），超七项目计划发动机，基于wp13。
涡扇16/25（疑），20吨级中等涵道加力涡扇发动机，某种nk321或者d30f6类似物，已转为技术储备。
涡扇17，加力小型涡扇发动机，改进自al222，l15（教练10）目标发动机。
涡扇19，新一代中等推力加力涡扇发动机，J35目标发动机。
涡扇21，改进自ws12/13的中等推力加力涡扇发动机，ws19前的J35心，未来可能用于枭龙改进型。
Re: 斯贝发动机传奇
中国航空发动机新进展：从涡扇-5到涡扇-20
兴迪机械
兴迪机械
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本文转自武器驿站
2022年3月12日，CCTV13新闻频道的《军情时间到》节目披露运-20换装了新型国产发动机，即大涵道比涡扇发动机涡扇-20，并配发了换发后的运-20图片。
而在此之前的2021年中国航展上，运-20总师唐长红院士就透露，运-20不仅换装了国产发动机，而且还有两型，都是我们自主研制的发动机，都在试飞的过程中，而且进展比较顺利。
为此，兵工科技杂志在今年第6期推出了封面文章——《从涡扇-5到涡扇-20，中国军用涡轮风扇发动机发展历程》，用一万多字的篇幅详细回顾了我国涡扇发动机的发展过程及启示。
上世纪60年代，涡扇发动机开始取代涡喷发动机，成为涡轮喷气式发动机的发展方向，为了追赶世界先进水平，中国决定开始自行研制涡扇发动机，拉开了中国涡扇发动机半个多世纪发展的序幕。而今，中国涡扇发动机的发展，终于取得了巨大的成就！
【01】
涡扇-5
中国第一种涡扇发动机
1963年1月，沈阳发动机研究所（606所）根据空军要求改进轰-5轰炸机而提出的技术指标，在涡喷-6发动机的基础上，开始研制一种后风扇式涡轮风扇发动机，定名为涡扇-5。该型发动机为单转子、无加力后风扇发动机，1971年装于一架轰-5上进行了多次滑跑试验。当时只装了一台涡扇-5，这架飞机被称为轰-5改。后空军撤消了对轰-5改进的计划，涡扇-5于1973年5月停止研制。
涡扇-5的研制是我国在航空技术领域的一次有益尝试，且与世界先进水平的时间距离并不长，但后风扇式不是涡扇发动机技术的主流。即使这样，它也不失为中国研制涡扇发动机的宝贵经验。
【02】
涡扇-6
研制20年，遗憾未定型
1964年沈阳航空发动机研究所开始为空军新一代歼击机歼-9研制加力式涡扇发动机，编号为涡扇-6。
涡扇-6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。据称涡扇-6性能与MK-202、M-53相当，其改型涡扇-6G要高于以上两型发动机。后因空军飞机研制计划的改变，涡扇-6失去使用对象，于1984年停止研制。
涡扇-6的研制，是中国第一次自行研制设计先进涡轮风扇发动机的努力和尝试，为中国日后航空发动机技术的发展积累了非常宝贵的经验和教训。
【03】
涡扇-8
运-10的“心脏”
1970年8月，国家有关部门根据中央的指示，向上海市下达研制大型客机（代号“运-10”）的任务。研制生产大型飞机，最关键是自主研发大推力涡扇发动机。上海市把研制大推力涡扇发动机的任务，交给上海长征机械厂作为大型客机的重点配套项目进行研发。
这就是涡扇-8发动机，曾用代号915发动机，属前风扇、短外函、轴流式双转子涡轮风扇发动机。该发动机于1972年开始投料试制，1979年10月涡扇-8定型，至1980年底国家投资1.84亿元，共生产3轮计12台发动机。1983年6月，上海市航空工业办公室召开涡扇-8发动机研制成果总结交流会，认为已基本具备设计定型的条件和小批量生产的能力。后因运-10飞机停止研制，发动机研制也告一段落。
涡扇-8虽然停产下马，但却是我国仿制研发客机用涡扇发动机的开始。1985年5月23日，美国通用电器公司航空发动机分部副总裁克莱勃司到航发厂参观时说：“你们在10年前能完成这样一台十分复杂的发动机，的确是一个伟绩。即使在今天看到它，也给我留下了极深刻的印象。”
【04】
“秦岭”
历时三十年，完成国产化
20世纪60年代初，我国航空发动机对外引进的途径因中苏交恶而中断，而此时我国尚未完全掌握相对落后的涡喷-6发动机的制造工艺，长期以来其翻修寿命仅为100小时，而仿制的相对更先进的涡喷-7的寿命仅为50小时。为解决我国航空发动机极端落后的现状，1970年代以来，中国也曾在涡喷-5的基础上研制了后置风扇设计的涡扇-5，并大胆开拓研制涡扇-6等涡扇发动机，但薄弱的基础决定了最终的失败是必然的。研制的涡扇-5、涡扇-6也相继下马，完全无法正常装备部队使用。自行研制接续不上，造成现役的发动机性能相比其他不断发展进步的国家日益落后。
1971年12月，周恩来总理同意从英国罗尔斯-罗伊斯公司进口一批民用“斯贝”发动机。
虽然“斯贝”是西方60年代末的产品，也是第一代带加力燃烧室的涡扇发动机。存在结构复杂，推重比较低，高空性能差等缺点。但是在当时的情况下，能获得这样一款发动机对于多年来一直受到西方国家严密技术封锁，根本无从接触西方先进航空发动机技术的中国而言是可遇而不可求的事情。国家决策从英国引进“斯贝”发动机，然后搞国产化。西安航空发动机厂于1976年开始研制工作。1979年下半年，我国就用英国提供的部件组装出了两批四台发动机，在中国进行了150小时持久试车并在英国进行了高空台试车，零下40°启动试车和五大核心部件循环疲劳试验，全部考核都圆满成功。也就是说我国用三年时间就基本掌握了一种全新西方发动机的组装技术。后来由于“斯贝”发动机装到哪个飞机上的问题一直没有确定而终止了国产化进程，造成设备闲置、人才流失。最初从英国购买的50台新发动机也放在仓库里，一放就是七八年。在那段时间里，对“斯贝”MK202军用型进行仿制和自主生产暂停了，整个发动机的技术引进工程也暂停了。
此时，因海军和空军对对面攻击飞机的需求而上马的歼轰-7“飞豹”歼击轰炸机选用了“斯贝”发动机，从而挽救了“斯贝”的命运。
在当时没有其他现成发动机可以选择的情况下，“斯贝”Mk202发动机最终被选作“飞豹”的发动机，为配合“飞豹”的生产很快就将引进的40多台发动机耗尽。同时由于后续发动机不能及时供应跟上，使得“飞豹”的生产一度限于停顿之中。为保证“飞豹”的生产，1990年代中国向英国购入了一批库存的二手的“斯贝”Mk202发动机，以确保“飞豹”歼击轰炸机持续生产所需。
当然，光靠买解决不了所有问题，随后“斯贝”的仿制和国产化工作在西安航空发动机厂全面展开。中国借助仿制“斯贝”，掌握了大量国内以往没有接触过的先进工艺和技术，包括金属喷漆、真空热处理等12项世界先进水平技术和46项国内先进工艺技术，更重要的是学到了项目管理、质量控制、寿命考核等航发项目管理内容。1995年11月，国产化率70%的涡扇-9发动机（此时已授予“斯贝”Mk202发动机国产化型号以涡扇-9的正式编号）通过了150小时持久试车。1999年下半年，涡扇-9发动机全面国产化工作启动，2001年，全部国产化并且部分采用我国工艺的涡扇-9发动机通过150小时工艺试车，并被命名为“秦岭”。在2003年7月17日，国产化涡扇-9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。一直到2007年12月，“秦岭”发动机才正式通过生产定型。
【05】
“太行”
自主研发，国产三代机的“心脏”
上世纪80年代，中国开始研制国产第三代战斗机，为国产战斗机研制国产“心脏”，成为中国航空发动机工业的主要任务，这就是代号涡扇-10的“太行”发动机。“太行”发动机是中国第一台自行研制的具有自主知识产权的大推力加力式涡轮风扇发动机，从20世纪80年代后期开始验证机研制，2006年3月24日正式设计定型。
“太行”推重比达到8一级，最大加力推力达到125千牛，完全达到世界第三代涡扇发动机的技术水平，使中国成为继美、英、法、俄之后，第五个能够自主研制先进大推力涡扇发动机的国家，正式进入航空发动机精英俱乐部。
涡扇-10经历多年研发，先后推出了基本型号涡扇-10和实际装机型号涡扇-10A。涡扇-10A在装机歼-11B国产重型双发战斗机后，在使用中不断暴露和发现各种问题（如一级叶片断裂，打伤发动机机匣等设备），同时在后续生产研发中陆续予以改进，推出了“高可靠性”改进型涡扇-10B，涡扇-10B在推力达到设计标准的同时，最关键的是其可靠性和实际使用寿命大幅提升，发动机首翻期和寿命指标显著改善。
2018年珠海航展上，“太行”涡扇-10B基础上改进而来的矢量推力型发动机首次亮相。涡扇-10B矢推版发动机最大的技术特点，是采用了隐身的矢量推力喷管，矢量推力有利于进一步提升战斗机的超机动能力。
在2021年的珠海航展上，中国航发公开展示了新款的“太行”发动机发展型，从公开的报道来看，改进的重点是针对传动润滑，控制系统和前后端构件进行了改进。
【06】
涡扇-15
歼-20的目标发动机
根据歼-20研发两步走的战略，第一阶段将使用“太行”改进型发动机作为动力；第二阶段则将安装新一代的目标发动机，这就是涡扇-15“峨眉”，中国自主研发的第五代国产小涵道比大推力军用涡扇发动机。
涡扇-15由中国航空发动机集团公司沈阳发动机设计研究所和燃气涡轮研究院设计研发，沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司制造，是与俄罗斯“产品30”型发动机和美国普拉特惠特尼F119-PW-100处于同一级别和技术水平的，推重比10一级的先进航空发动机。
涡扇-15采取了全新的研制流程，即先研制高性能先进核心机，然后在核心机基础上发展小涵道比和高涵道比涡扇发动机的策略。这也是中国第一次从研制核心机入手来研制航空发动机。先研制核心机有许多好处，其一是在核心机研制过程中，压力机、燃烧室、涡轮等核心部件可以经过长时间的试车和各种试验，可以充分暴露出设计、材料和工艺方面的问题，使得科研人员能够有针对性地进行改进，排除所有的技术障碍和隐患，而核心机一旦成熟，就会成为一款新型涡扇发动机的坚实技术基础，这款发动机在使用过程中，出现的故障和问题就会大大减少；其二是基于一款先进核心机，可以发展出多种推力和涵道比不同的系列发动机，用于战斗机、轰炸机、运输机甚至于民航客机等多种飞行平台。
【07】
涡扇-18
俄制D-30KP2的仿制品
运-20国产大型运输机研制成功，在试飞和早期生产阶段使用的是俄制D-30K P2发动机，然而该发动机进口量有限，严重限制了运-20的生产。在运-20的目标发动机研制成功前，中国的航空发动机部门采用了一种折中的策略，打算先仿制D-30K P2发动机研发一种替代型号，作为运-20目标发动机涡扇-20的研制备份，一旦涡扇-20不顺利，则保证运-20不受影响。这个发动机就是涡扇-18。
涡扇-18是在仿制测绘D-30K P2发动机的基础上，结合部分我们已经掌握的先进技术研制的国产化型号，由成都航空发动机公司研发制造。
目前，从俄罗斯国防出口公司的公开资料来看，中国并没有继续向俄罗斯进口D-30K P2发动机的打算，至于涡扇-18的进度，早在2014年12月6日，就有外媒发布图片表明，某型国产发动机在伊尔-76验证机平台上首飞成功，这应该就是指涡扇-18发动机，此后，涡扇-18发动机一直在验证机平台上进行飞行验证，各项指标已经趋于成熟。
【08】
涡扇-20
运-20的目标发动机
涡扇-18毕竟是以一款总体技术水平有限的老型号的低涵道比涡扇发动机为蓝本研发制造的，这限制了它性能的继续提升。根据此前中国航空发动机集团公司对外公布的计划，中国航发集团正在研制一款性能更加先进的高涵道比涡扇发动机涡扇-20。
涡扇-20是以涡扇-10“太行”发动机的核心机为基础发展而来的高涵道比无加力后燃室的新型发动机，它与以F101军用发动机核心机发展而来的大名鼎鼎的CFM-56发动机处于统一技术水平，其综合性能明显优于D-30KP-2发动机。
目前，涡扇-20已经开始进入飞行试验平台进行运-20的本机装机适配和飞行试验，这表明其已经经过了原型机整机地面试验、长久试车、高空台试验等多个阶段，进入了原型机定型前的最后阶段。从技术角度看，如果飞行试验平台上的试飞一切顺利的话，下一步涡扇-20将安装在批生产型的运-20运输机上，进入小规模低速试生产阶段，并等待进一步的定型和全面批生产。由此看来，涡扇-20的研制已经接近尾声。
央视报道中已经公开透露运-20 781换装国产涡扇-20发动机的消息，这充分表明涡扇-20的研制生产进度一切顺利，因此，2025年前有望进入大规模批生产阶段，届时第二阶段运-20B将进入生产的高峰期。到时候中国空军的运-20、运油-20等机队，将全面开始换装涡扇-20，中国空军的战略作战能力将得到显著提升。
兴迪机械
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本文转自武器驿站
2022年3月12日，CCTV13新闻频道的《军情时间到》节目披露运-20换装了新型国产发动机，即大涵道比涡扇发动机涡扇-20，并配发了换发后的运-20图片。
而在此之前的2021年中国航展上，运-20总师唐长红院士就透露，运-20不仅换装了国产发动机，而且还有两型，都是我们自主研制的发动机，都在试飞的过程中，而且进展比较顺利。
为此，兵工科技杂志在今年第6期推出了封面文章——《从涡扇-5到涡扇-20，中国军用涡轮风扇发动机发展历程》，用一万多字的篇幅详细回顾了我国涡扇发动机的发展过程及启示。
上世纪60年代，涡扇发动机开始取代涡喷发动机，成为涡轮喷气式发动机的发展方向，为了追赶世界先进水平，中国决定开始自行研制涡扇发动机，拉开了中国涡扇发动机半个多世纪发展的序幕。而今，中国涡扇发动机的发展，终于取得了巨大的成就！
【01】
涡扇-5
中国第一种涡扇发动机
1963年1月，沈阳发动机研究所（606所）根据空军要求改进轰-5轰炸机而提出的技术指标，在涡喷-6发动机的基础上，开始研制一种后风扇式涡轮风扇发动机，定名为涡扇-5。该型发动机为单转子、无加力后风扇发动机，1971年装于一架轰-5上进行了多次滑跑试验。当时只装了一台涡扇-5，这架飞机被称为轰-5改。后空军撤消了对轰-5改进的计划，涡扇-5于1973年5月停止研制。
涡扇-5的研制是我国在航空技术领域的一次有益尝试，且与世界先进水平的时间距离并不长，但后风扇式不是涡扇发动机技术的主流。即使这样，它也不失为中国研制涡扇发动机的宝贵经验。
【02】
涡扇-6
研制20年，遗憾未定型
1964年沈阳航空发动机研究所开始为空军新一代歼击机歼-9研制加力式涡扇发动机，编号为涡扇-6。
涡扇-6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。据称涡扇-6性能与MK-202、M-53相当，其改型涡扇-6G要高于以上两型发动机。后因空军飞机研制计划的改变，涡扇-6失去使用对象，于1984年停止研制。
涡扇-6的研制，是中国第一次自行研制设计先进涡轮风扇发动机的努力和尝试，为中国日后航空发动机技术的发展积累了非常宝贵的经验和教训。
【03】
涡扇-8
运-10的“心脏”
1970年8月，国家有关部门根据中央的指示，向上海市下达研制大型客机（代号“运-10”）的任务。研制生产大型飞机，最关键是自主研发大推力涡扇发动机。上海市把研制大推力涡扇发动机的任务，交给上海长征机械厂作为大型客机的重点配套项目进行研发。
这就是涡扇-8发动机，曾用代号915发动机，属前风扇、短外函、轴流式双转子涡轮风扇发动机。该发动机于1972年开始投料试制，1979年10月涡扇-8定型，至1980年底国家投资1.84亿元，共生产3轮计12台发动机。1983年6月，上海市航空工业办公室召开涡扇-8发动机研制成果总结交流会，认为已基本具备设计定型的条件和小批量生产的能力。后因运-10飞机停止研制，发动机研制也告一段落。
涡扇-8虽然停产下马，但却是我国仿制研发客机用涡扇发动机的开始。1985年5月23日，美国通用电器公司航空发动机分部副总裁克莱勃司到航发厂参观时说：“你们在10年前能完成这样一台十分复杂的发动机，的确是一个伟绩。即使在今天看到它，也给我留下了极深刻的印象。”
【04】
“秦岭”
历时三十年，完成国产化
20世纪60年代初，我国航空发动机对外引进的途径因中苏交恶而中断，而此时我国尚未完全掌握相对落后的涡喷-6发动机的制造工艺，长期以来其翻修寿命仅为100小时，而仿制的相对更先进的涡喷-7的寿命仅为50小时。为解决我国航空发动机极端落后的现状，1970年代以来，中国也曾在涡喷-5的基础上研制了后置风扇设计的涡扇-5，并大胆开拓研制涡扇-6等涡扇发动机，但薄弱的基础决定了最终的失败是必然的。研制的涡扇-5、涡扇-6也相继下马，完全无法正常装备部队使用。自行研制接续不上，造成现役的发动机性能相比其他不断发展进步的国家日益落后。
1971年12月，周恩来总理同意从英国罗尔斯-罗伊斯公司进口一批民用“斯贝”发动机。
虽然“斯贝”是西方60年代末的产品，也是第一代带加力燃烧室的涡扇发动机。存在结构复杂，推重比较低，高空性能差等缺点。但是在当时的情况下，能获得这样一款发动机对于多年来一直受到西方国家严密技术封锁，根本无从接触西方先进航空发动机技术的中国而言是可遇而不可求的事情。国家决策从英国引进“斯贝”发动机，然后搞国产化。西安航空发动机厂于1976年开始研制工作。1979年下半年，我国就用英国提供的部件组装出了两批四台发动机，在中国进行了150小时持久试车并在英国进行了高空台试车，零下40°启动试车和五大核心部件循环疲劳试验，全部考核都圆满成功。也就是说我国用三年时间就基本掌握了一种全新西方发动机的组装技术。后来由于“斯贝”发动机装到哪个飞机上的问题一直没有确定而终止了国产化进程，造成设备闲置、人才流失。最初从英国购买的50台新发动机也放在仓库里，一放就是七八年。在那段时间里，对“斯贝”MK202军用型进行仿制和自主生产暂停了，整个发动机的技术引进工程也暂停了。
此时，因海军和空军对对面攻击飞机的需求而上马的歼轰-7“飞豹”歼击轰炸机选用了“斯贝”发动机，从而挽救了“斯贝”的命运。
在当时没有其他现成发动机可以选择的情况下，“斯贝”Mk202发动机最终被选作“飞豹”的发动机，为配合“飞豹”的生产很快就将引进的40多台发动机耗尽。同时由于后续发动机不能及时供应跟上，使得“飞豹”的生产一度限于停顿之中。为保证“飞豹”的生产，1990年代中国向英国购入了一批库存的二手的“斯贝”Mk202发动机，以确保“飞豹”歼击轰炸机持续生产所需。
当然，光靠买解决不了所有问题，随后“斯贝”的仿制和国产化工作在西安航空发动机厂全面展开。中国借助仿制“斯贝”，掌握了大量国内以往没有接触过的先进工艺和技术，包括金属喷漆、真空热处理等12项世界先进水平技术和46项国内先进工艺技术，更重要的是学到了项目管理、质量控制、寿命考核等航发项目管理内容。1995年11月，国产化率70%的涡扇-9发动机（此时已授予“斯贝”Mk202发动机国产化型号以涡扇-9的正式编号）通过了150小时持久试车。1999年下半年，涡扇-9发动机全面国产化工作启动，2001年，全部国产化并且部分采用我国工艺的涡扇-9发动机通过150小时工艺试车，并被命名为“秦岭”。在2003年7月17日，国产化涡扇-9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。一直到2007年12月，“秦岭”发动机才正式通过生产定型。
【05】
“太行”
自主研发，国产三代机的“心脏”
上世纪80年代，中国开始研制国产第三代战斗机，为国产战斗机研制国产“心脏”，成为中国航空发动机工业的主要任务，这就是代号涡扇-10的“太行”发动机。“太行”发动机是中国第一台自行研制的具有自主知识产权的大推力加力式涡轮风扇发动机，从20世纪80年代后期开始验证机研制，2006年3月24日正式设计定型。
“太行”推重比达到8一级，最大加力推力达到125千牛，完全达到世界第三代涡扇发动机的技术水平，使中国成为继美、英、法、俄之后，第五个能够自主研制先进大推力涡扇发动机的国家，正式进入航空发动机精英俱乐部。
涡扇-10经历多年研发，先后推出了基本型号涡扇-10和实际装机型号涡扇-10A。涡扇-10A在装机歼-11B国产重型双发战斗机后，在使用中不断暴露和发现各种问题（如一级叶片断裂，打伤发动机机匣等设备），同时在后续生产研发中陆续予以改进，推出了“高可靠性”改进型涡扇-10B，涡扇-10B在推力达到设计标准的同时，最关键的是其可靠性和实际使用寿命大幅提升，发动机首翻期和寿命指标显著改善。
2018年珠海航展上，“太行”涡扇-10B基础上改进而来的矢量推力型发动机首次亮相。涡扇-10B矢推版发动机最大的技术特点，是采用了隐身的矢量推力喷管，矢量推力有利于进一步提升战斗机的超机动能力。
在2021年的珠海航展上，中国航发公开展示了新款的“太行”发动机发展型，从公开的报道来看，改进的重点是针对传动润滑，控制系统和前后端构件进行了改进。
【06】
涡扇-15
歼-20的目标发动机
根据歼-20研发两步走的战略，第一阶段将使用“太行”改进型发动机作为动力；第二阶段则将安装新一代的目标发动机，这就是涡扇-15“峨眉”，中国自主研发的第五代国产小涵道比大推力军用涡扇发动机。
涡扇-15由中国航空发动机集团公司沈阳发动机设计研究所和燃气涡轮研究院设计研发，沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司制造，是与俄罗斯“产品30”型发动机和美国普拉特惠特尼F119-PW-100处于同一级别和技术水平的，推重比10一级的先进航空发动机。
涡扇-15采取了全新的研制流程，即先研制高性能先进核心机，然后在核心机基础上发展小涵道比和高涵道比涡扇发动机的策略。这也是中国第一次从研制核心机入手来研制航空发动机。先研制核心机有许多好处，其一是在核心机研制过程中，压力机、燃烧室、涡轮等核心部件可以经过长时间的试车和各种试验，可以充分暴露出设计、材料和工艺方面的问题，使得科研人员能够有针对性地进行改进，排除所有的技术障碍和隐患，而核心机一旦成熟，就会成为一款新型涡扇发动机的坚实技术基础，这款发动机在使用过程中，出现的故障和问题就会大大减少；其二是基于一款先进核心机，可以发展出多种推力和涵道比不同的系列发动机，用于战斗机、轰炸机、运输机甚至于民航客机等多种飞行平台。
【07】
涡扇-18
俄制D-30KP2的仿制品
运-20国产大型运输机研制成功，在试飞和早期生产阶段使用的是俄制D-30K P2发动机，然而该发动机进口量有限，严重限制了运-20的生产。在运-20的目标发动机研制成功前，中国的航空发动机部门采用了一种折中的策略，打算先仿制D-30K P2发动机研发一种替代型号，作为运-20目标发动机涡扇-20的研制备份，一旦涡扇-20不顺利，则保证运-20不受影响。这个发动机就是涡扇-18。
涡扇-18是在仿制测绘D-30K P2发动机的基础上，结合部分我们已经掌握的先进技术研制的国产化型号，由成都航空发动机公司研发制造。
目前，从俄罗斯国防出口公司的公开资料来看，中国并没有继续向俄罗斯进口D-30K P2发动机的打算，至于涡扇-18的进度，早在2014年12月6日，就有外媒发布图片表明，某型国产发动机在伊尔-76验证机平台上首飞成功，这应该就是指涡扇-18发动机，此后，涡扇-18发动机一直在验证机平台上进行飞行验证，各项指标已经趋于成熟。
【08】
涡扇-20
运-20的目标发动机
涡扇-18毕竟是以一款总体技术水平有限的老型号的低涵道比涡扇发动机为蓝本研发制造的，这限制了它性能的继续提升。根据此前中国航空发动机集团公司对外公布的计划，中国航发集团正在研制一款性能更加先进的高涵道比涡扇发动机涡扇-20。
涡扇-20是以涡扇-10“太行”发动机的核心机为基础发展而来的高涵道比无加力后燃室的新型发动机，它与以F101军用发动机核心机发展而来的大名鼎鼎的CFM-56发动机处于统一技术水平，其综合性能明显优于D-30KP-2发动机。
目前，涡扇-20已经开始进入飞行试验平台进行运-20的本机装机适配和飞行试验，这表明其已经经过了原型机整机地面试验、长久试车、高空台试验等多个阶段，进入了原型机定型前的最后阶段。从技术角度看，如果飞行试验平台上的试飞一切顺利的话，下一步涡扇-20将安装在批生产型的运-20运输机上，进入小规模低速试生产阶段，并等待进一步的定型和全面批生产。由此看来，涡扇-20的研制已经接近尾声。
央视报道中已经公开透露运-20 781换装国产涡扇-20发动机的消息，这充分表明涡扇-20的研制生产进度一切顺利，因此，2025年前有望进入大规模批生产阶段，届时第二阶段运-20B将进入生产的高峰期。到时候中国空军的运-20、运油-20等机队，将全面开始换装涡扇-20，中国空军的战略作战能力将得到显著提升。
Re: 斯贝发动机传奇
“巍巍太行”-太行发动机艰难研制历程
司徒清风
司徒清风
飞行器制造工程师
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文：王祖浒
为了加快空军现代化的进程， 中央决定开始研发第三代战斗机———新歼 （即歼10 ） ， 发动机怎么办？ 成为当时决策最大的难题。部党组指示发动机局提出方案， 供党组讨论。20世纪70年代末期， 中苏关系紧张， 西方国家严密封锁先进发动机技术， 引进无望。当时国内只有3种可能方案：
第一方案是仿制涡喷15， 这一方案最现实。涡喷15是苏联米格-23用的发动机P-29-300， 推力12500kg， 可以满足新歼要求。国内仓库存有中航技贸易进口的4台完整的发动机， 410厂正在为中东国家修理该型产品， 技术上驾轻就熟。测绘仿制成功把握较大， 因而呼声最高。但其主要不足是技术已经落后， 属于第二代涡喷发动机， 重量大、油耗高、推重比只有6．5。虽在推力上可以满足新歼要求， 但从长远看不能发挥飞机的优越性能。特别是仿制， 主要工作量在工厂，606所得不到锻炼， 走不上自主研发的道路， 将使我国长期处于落后状态。
第二方案是在624所高推重比发动机预研的基础上自主研发全新的第三代发动机， 优点是独立自主自力更生， 缺点是预研项目刚刚开始没有技术基础， 624所也缺乏设计经验。这一方案周期太长， 风险太大， 不能满足飞机的要求。同时高推重比预研的目标是7500 kgf级的中等推力发动机， 而新歼的要求是单发大推力发动机， 所以这一方案不可行。
第三方案是由410厂程华明总经理和606所宋殿奎所长共同提出的“太行”方案。就是充分利用国际、国内两种资源， 立足国内， 部分利用国外成熟的核心机技术和606所的部件技术基础， 自主研发一种第三代的大推力加力式涡扇发动机。其优点： 一是打基础上水平，得到一种先进的发动机， 既可满足飞机的要求， 又可使发动机行业走上自主研发的道路， 实现跨越式发展。二是可使606所得到自主研发先进发动机的锻炼， 培养提高技术干部。三是通过先进核心机的研发可以一机多用、系列发展， 满足多种飞机及工业和舰船动力需要， 为国防建设和国民经济做出重大贡献。四是这一方案虽有一定技术风险， 但成功的把握较大，特别是410厂和606所的意见一致， 就有了成功的基础。
发动机局经过分析对比坚定地支持第三方案， 并向部党组提出报告。部党组经过讨论，除一位主管预研的副部长外， 都赞成“太行”方案， 吕部长委托段副部长做工作。段副部长找我和王南寿同志了解情况后， 还专门召开了一个发动机行业专家座谈会， 取得了共识。这一方案也得到了国防工办的支持， 我和李志广同志到国防工办汇报时，叶正大副主任说得好：“这是花小钱办大事， 希望把这一事情办好。”
为了实现民主化决策， 部科技委于1983年9月在北戴河召开发动机专业组会议， 专门讨论新歼的发动机方案。与会代表在涡喷15、“太行”、斯贝改型和910改型4个机型中就技术水平、风险、经费、研发周期等7个方面进行评估打分， 结果“太行”以压倒多数获胜。
与此同时， 中国科学院师昌绪院士和冶金部军工办高良副主任两位人大代表联名向国务院科技领导小组组长赵紫阳总理提出建议，“以 ‘太行’ 为基础， 一机多用， 发展一个先进的航空发动机系列带动一片， 把我国航空工业搞上去”。科技领导小组办公室召集我和李志广同志研究讨论， 一致同意以“太行”作为一个全国性的综合工程系列发展， 并以办公室的名义征求国防工办意见后报赵总理。航空工业部正式向国防科工委、国务院、中央军委提出“以 ‘太行’ 技术为基础进行综合工程开发的建议”的请示报告， 提出研发经费4亿元， 周期8年， 形势大好。
风云突变，“太行”将胎死腹中
正当“太行”方案顺利进展之时， 1984年1月部科技委在涿州召开新歼及其发动机的方案论证会， 得悉与新歼有关的一位外国专家说涡喷15可以满足新歼要求的意见后， 使用部门要求仿制涡喷15 ， 并得到空军的支持。当时空军的一位领导批评“太行”方案是航空工业部好高骛远。
之后， 国防科工委邹家华主任找我谈话， 语重心长地说：“我们原来支持 ‘太行’ 方案， 但目前一是由于新歼计划要在1988 年上天 （实际上1998 年才上天） ， ‘太行’ 来不及； 二是经费紧张， 现有的科研费只能满足飞机的需要， 发动机要到1990 年后才有研制费， 因此目前只能先用库存的涡喷15试飞过渡， 到1990年后再测仿涡喷15。”我当时表示， 这是一个牺牲发动机保飞机的方案， 涡喷15 技术现在已经落后， 到20 世纪90 年代再测仿将更加落后， 到那时飞机不会再选用涡喷15 ， 对飞机发动机都不利， 因而不可取。这不仅是我个人的意见， 也是发动机行业大多数专家、职工的意见和共同愿望， 希望领导慎重考虑决策。
由于国防科工委改变态度， 国务院科技领导组给赵紫阳总理的报告也无法送出，“太行”即将胎死腹中。
小平同志批示，“太行”绝处逢生
正当“太行”山穷水尽疑无路之际， 1985年12月， 部科技委发动机专业组在株洲召开讨论发动机“八五”（1986~1990年） 规划会议。莫文祥部长对我说：“我们的规划要研发‘太行’， 但上级不同意， 部科技委再讨论也没有用， 部里事忙， 你不要去参加会议了， 可另派人去参加。”就决定由周晓青总工程师赴会， 行前我们两人研究， 上级已经决定要测仿涡喷15 ， 看来“太行”最后只存一线希望， 就是向中央领导呼吁请求支持。晓青同志在会中介绍了规划情况， 指出主要是涡喷15与“太行”的矛盾。会议代表一致支持“太行”方案， 同意以全体代表的名义向邓小平、胡耀邦、赵紫阳3位中央领导写报告请求支持， 信中指出“……发展具有先进水平的高推重比 ‘太行’ 发动机是航空工业打基础上水平的重要措施， 用‘太行’ 代替涡喷15可以充分发挥新型战斗机的战斗潜力， 较大幅度提高战斗技术性能， 因此， ‘太行’ 发动机应作为新歼动力装置的主方案”。部科技委孙志端主任出了个好主意： 全体代表给中央首长写信不如由专家签名。
因此， 参加会议的程华明、吴大观、宁幌等9位专家签名上报。不到一周， 1986年1月8日， 小平同志就在报告上做出宝贵批示：“请紫阳同志决定， 我认为所提建议很重要， 近期花钱也不算多， 似可同意。”13日赵总理批示：“请计委主持讨论并将意见报我。”2月22日国家计委向赵总理报告：“‘太行’还在论证， 可在航空工业部科研费中调剂解决， 关于 ‘八五’、‘九五’ 的研制经费根据情况以后再作安排， 涡喷15不再仿制。”3月7日国防科工委通知航空工业部开展 ‘太行’ 的论证工作。同年， 空军党委领导换届， 3月20日林虎副司令员到沈阳检查工作， 听取了厂所汇报， 非常赞成“打基础、上水平”的思路， 热情支持“太行”上马。接着王海司令员、朱光政委也到沈阳， 热情希望早日把“太行”搞出来。
小平同志的英明批示， 使“太行”起死回生， 此后即进入论证和试验机研制阶段。1987年8月， 国防科工委、国家计委、国家经委、航空工业部、空军在远望楼开会， 明确“太行”先搞验证机， 后搞原型机， 分两步走的方案，并正式宣布验证机研制开始。国防科工委在“七五”期间共拨款2700万元。到1990年初， 在克服重重困难后， 首台验证机研制成功， 主机和加力燃烧室联调， 达到了推力指标。同年2 月国防科工委会同国家计委、空军、冶金部、航空航天工业部等部门组成30余人的“太行”经济技术可行性调研小组， 历时一个月， 得出调研结论为：“……通过 ‘太行’ 的研制， 可将航空发动机的设计试验技术水平提高一步， 试制加工技术可达国际20世纪80年代初期水平， 不仅可为空军提供性能先进的新歼发动机， 同时， 对维持提高我国航空发动机的研制队伍， 克服我国航空工业长期以来的薄弱环节起到决定性的作用， 缩短与世界先进技术水平差距10~15年……”并提出预计研制费用为20亿元 （含技改费8亿元） ， 研制周期8年。报中央专委。1990年4月初**总理主持召开中央专委第二次会议， 决定“太行”作为新歼的后续发动机；4月8日中央军委审议航空方面的重大事项， 将“太行”正式列入专项之一，“太行”工程得到国家正式肯定。
第二次危机，锦上添花
进入20世纪90年代， 中俄关系改善， 国内酝酿采购苏-27飞机。苏-27是苏联研发的第三代重型战斗机， 性能优越， 装2台AL-31Ф涡扇发动机， AL-31Ф性能先进， 属第三代， 推力12500kgf， 推重比7． 14， 性能与“太行”相当， 也可用做新歼动力。于是， 引起了引进苏-27会不会冲击新歼和“太行”研制的担忧， 国内的财力不可能同时研制性能相近的两种发动机， 部里的离休老部长们为此上书江泽民主席， 请求中央慎重决策， 支持新歼和“太行”的研制工作。经过多方讨论协调， 1990年9月25日杨尚昆副主席召开中央军委扩大会议， 做出正确决定：“军用飞机的装备与研制主要依靠国内， 依靠航空航天工业部， 中央这一方针坚定不移。鉴于当前国际形势， 引进少量苏-27 ， 满足急需， 促进国内发展。购买苏-27的费用中央循别的途径解决， 不会减少原定国内军机采购费用和新歼研制费。”使这一问题得到圆满解决。
10月中央政治局常委做出决定， 集中技术力量和财力，进一步提高我国的航空技术水平。尔后中央又决定购买苏-27飞机机体的制造权， AL-31Ф发动机只购买维修权而不进行仿制， 表示出将“太行”研制到底的决心。“太行”又一次化险为夷。1992年3月， 经国务院、中央军委和江泽民主席批准，“太行”正式立项研制， 终于进入稳定的研发阶段， 从1983年算起， 先后历时9年。
对于中央的信任， 航空工业广大职工深感责任重大， 正如当时曹刚川副总参谋长多次指出：“中央军委决定引进苏-27而不引进发动机， ‘太行’ 一发装两机 （歼10和苏-27 ） ，是对发动机厂所的信任…… ‘太行’ 是两种飞机成败的关键， 事关国家安危， 成则立大功，败则犯大罪， 一起蹲监狱， 要立军令状。”在太行的研发过程中，始终得到中央首长及各级领导机关和空军的大力支持， 研发费用迅速到位， 大大改善了试制、试验条件， 航空部门历任领导对此高度重视， 以巨大的责任感和使命感， 带领广大职工， 坚定信心， 采取多项重大措施， 组织全行业大协作， 合力攻关， 团结一致， 克服重重困难， 终于在2005年底设计定型， 胜利完成试制任务， 并开始在苏-27上试用。但按照一般规律， 一种新发动机从设计定型到成熟要有一个过程， 在使用初期还可能出现这样那样的问题， 需要逐个改进解决， 要有一定的思想准备。
巨大的成就
“太行”研发成功， 实现了我国航空发动机从第二代到第三代、从中等推力到大推力、从仿制到自主研发的三大跨越， 缩短了与世界先进水平的差距， 打了一场漂亮的翻身仗。鼓舞了广大发动机行业职工的士气， 在我国发动机的发展史上具有里程碑意义， 其成就主要表现在以下几个方面：
（ 1 ） 我国获得一台先进的军用发动机， 可以同时用在苏-27、歼10、歼11和舰载机等几种飞机上， 大大提升我国空军的战斗力。
（2） 获得一台先进可靠的核心机， 可以一机多用、系列发展。可改型成大涵道比的风扇发动机作为轰炸机、运输机、民航机等多种飞机的动力， 在国内可首先用于正在研发的大型运输机上。也可改型成10000 hp涡轴、涡桨发动机， 并可首先用做准备研发的重型直升机的动力装置， 对长期受制于发动机的航空工业起了一定的松绑作用。
（3） 经过改型成为10000、20000、30000hp级的舰船和工业用燃气轮机， 促使海军水面舰艇动力燃气轮机化，为海军现代化做出贡献。10000 hp的燃机已成功地用在油田发电和在海军试航， 20000多马力的正在研发中。
（4） 培养和锻炼了我国自己的研究和设计队伍。我国已经成为国际少数几个能够自主研发先进航空发动机的国家之一， 为进一步研发第四代发动机奠定了基础， 创造了比较宽松的环境。
（5） 企业经过技术改造， 大大提升了我国的航空发动机制造能力， 达到了当代国际水平。
体会与建议
1. 正确的决策是成功的关键
事实证明，“太行”工程之所以成功， 主要是由于决策正确。中央领导及各级领导部门高瞻远瞩、统筹全局， 以科学务实的精神， 认真听取航空工业广大专家及职工以高度的爱国热忱与责任感积极向领导反映的意见， 并从国家利益出发， 系统分析考量现实情况， 实事求是做出最优化的正确决策， 堪称为科学、民主决策的典范。如果当时决定的是仿制涡喷15 ，可以肯定， 等不到涡喷15仿制成功，飞机已经不会选用涡喷15 ， 而要选用AL-31Ф了， 结果必然是不但会浪费宝贵的时间和大量的人力物力， 更严重的是我国的发动机工业将长期陷于仿制—引进—仿制的围城中不能自拔， 难以实现自主创新的跨越， 损失无法估量。
2. 正确处理飞机和发动机的协调发展关系
发动机既要满足飞机的需要， 又必须自主先行。在飞机的系统工程中， 发动机是一个子系统， 但其本身又是一个难度极大的复杂的系统工程， 正如温家宝总理指出：“飞机制造是技术密集型工业， 在材料、机载设备、发动机三大领域中， 发动机最为关键， 其研制工作难度最大。”发动机的研发周期比飞机长， 在新飞机试飞时发动机必须是可靠的， 因此发动机必须根据长远规划在与飞机协调的基础上自主先行， 提前启动。我们过去由于长期受仿制经验的影响和国家财力不足的制约， 习惯于在开始研发飞机时才考虑发动机， 则必然是临渴掘井， 赶不上飞机的需要，这是发动机被动落后的一个重要原因。“太行”工程采取以成熟的AL-31Ф过渡， 为飞机准备先进的发动机作为后继的做法， 是一种在发动机已经落后的情况下争取先行的初步尝试和补救措施。
3. 正确处理预研和型号研制的关系
走预研先行， 先研发核心机， 系列发展的道路。新型号的研制是在继承基础上的创新，投资多， 风险大， 采用新技术的比例不能过多， 而且必须是经过验证的可靠技术， 否则必然增加型号研制的难度和风险甚至导致失败。因此必须大大加强预研、实现预研先行。国际上航空发动机先进的国家， 几乎都是走预研→型号研制的道路。我国由于种种原因， 预研起步晚， 技术基础薄弱， 尚不能满足新型号研制的技术需求。所以必须在大力加强我国预研工作的同时， 利用改革开放的有利条件， 充分利用国内国际两种资源， 尽可能加强国际交流与合作， 以多种途径、多种创新模式， 自主研制具有自主知识产权的军、民用航空发动机， 决不能只等待或局限于自己研究的技术成果。应当经过努力不断提高自主研发的能力， 并逐步提高原始创新的比重。目前国家经济情况好转， 发动机任务繁重， 应该加大预研经费投入， 适当打破预研所和型号所的任务界限，型号所可以搞预研， 预研所也应该大力加强先进部件和核心机的预研， 积累技术储备， 条件许可时也可以适当搞些型号， 还应该充分发挥型号所、大专院校、科学院和企业搞预研的积极性。
司徒清风
司徒清风
飞行器制造工程师
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文：王祖浒
为了加快空军现代化的进程， 中央决定开始研发第三代战斗机———新歼 （即歼10 ） ， 发动机怎么办？ 成为当时决策最大的难题。部党组指示发动机局提出方案， 供党组讨论。20世纪70年代末期， 中苏关系紧张， 西方国家严密封锁先进发动机技术， 引进无望。当时国内只有3种可能方案：
第一方案是仿制涡喷15， 这一方案最现实。涡喷15是苏联米格-23用的发动机P-29-300， 推力12500kg， 可以满足新歼要求。国内仓库存有中航技贸易进口的4台完整的发动机， 410厂正在为中东国家修理该型产品， 技术上驾轻就熟。测绘仿制成功把握较大， 因而呼声最高。但其主要不足是技术已经落后， 属于第二代涡喷发动机， 重量大、油耗高、推重比只有6．5。虽在推力上可以满足新歼要求， 但从长远看不能发挥飞机的优越性能。特别是仿制， 主要工作量在工厂，606所得不到锻炼， 走不上自主研发的道路， 将使我国长期处于落后状态。
第二方案是在624所高推重比发动机预研的基础上自主研发全新的第三代发动机， 优点是独立自主自力更生， 缺点是预研项目刚刚开始没有技术基础， 624所也缺乏设计经验。这一方案周期太长， 风险太大， 不能满足飞机的要求。同时高推重比预研的目标是7500 kgf级的中等推力发动机， 而新歼的要求是单发大推力发动机， 所以这一方案不可行。
第三方案是由410厂程华明总经理和606所宋殿奎所长共同提出的“太行”方案。就是充分利用国际、国内两种资源， 立足国内， 部分利用国外成熟的核心机技术和606所的部件技术基础， 自主研发一种第三代的大推力加力式涡扇发动机。其优点： 一是打基础上水平，得到一种先进的发动机， 既可满足飞机的要求， 又可使发动机行业走上自主研发的道路， 实现跨越式发展。二是可使606所得到自主研发先进发动机的锻炼， 培养提高技术干部。三是通过先进核心机的研发可以一机多用、系列发展， 满足多种飞机及工业和舰船动力需要， 为国防建设和国民经济做出重大贡献。四是这一方案虽有一定技术风险， 但成功的把握较大，特别是410厂和606所的意见一致， 就有了成功的基础。
发动机局经过分析对比坚定地支持第三方案， 并向部党组提出报告。部党组经过讨论，除一位主管预研的副部长外， 都赞成“太行”方案， 吕部长委托段副部长做工作。段副部长找我和王南寿同志了解情况后， 还专门召开了一个发动机行业专家座谈会， 取得了共识。这一方案也得到了国防工办的支持， 我和李志广同志到国防工办汇报时，叶正大副主任说得好：“这是花小钱办大事， 希望把这一事情办好。”
为了实现民主化决策， 部科技委于1983年9月在北戴河召开发动机专业组会议， 专门讨论新歼的发动机方案。与会代表在涡喷15、“太行”、斯贝改型和910改型4个机型中就技术水平、风险、经费、研发周期等7个方面进行评估打分， 结果“太行”以压倒多数获胜。
与此同时， 中国科学院师昌绪院士和冶金部军工办高良副主任两位人大代表联名向国务院科技领导小组组长赵紫阳总理提出建议，“以 ‘太行’ 为基础， 一机多用， 发展一个先进的航空发动机系列带动一片， 把我国航空工业搞上去”。科技领导小组办公室召集我和李志广同志研究讨论， 一致同意以“太行”作为一个全国性的综合工程系列发展， 并以办公室的名义征求国防工办意见后报赵总理。航空工业部正式向国防科工委、国务院、中央军委提出“以 ‘太行’ 技术为基础进行综合工程开发的建议”的请示报告， 提出研发经费4亿元， 周期8年， 形势大好。
风云突变，“太行”将胎死腹中
正当“太行”方案顺利进展之时， 1984年1月部科技委在涿州召开新歼及其发动机的方案论证会， 得悉与新歼有关的一位外国专家说涡喷15可以满足新歼要求的意见后， 使用部门要求仿制涡喷15 ， 并得到空军的支持。当时空军的一位领导批评“太行”方案是航空工业部好高骛远。
之后， 国防科工委邹家华主任找我谈话， 语重心长地说：“我们原来支持 ‘太行’ 方案， 但目前一是由于新歼计划要在1988 年上天 （实际上1998 年才上天） ， ‘太行’ 来不及； 二是经费紧张， 现有的科研费只能满足飞机的需要， 发动机要到1990 年后才有研制费， 因此目前只能先用库存的涡喷15试飞过渡， 到1990年后再测仿涡喷15。”我当时表示， 这是一个牺牲发动机保飞机的方案， 涡喷15 技术现在已经落后， 到20 世纪90 年代再测仿将更加落后， 到那时飞机不会再选用涡喷15 ， 对飞机发动机都不利， 因而不可取。这不仅是我个人的意见， 也是发动机行业大多数专家、职工的意见和共同愿望， 希望领导慎重考虑决策。
由于国防科工委改变态度， 国务院科技领导组给赵紫阳总理的报告也无法送出，“太行”即将胎死腹中。
小平同志批示，“太行”绝处逢生
正当“太行”山穷水尽疑无路之际， 1985年12月， 部科技委发动机专业组在株洲召开讨论发动机“八五”（1986~1990年） 规划会议。莫文祥部长对我说：“我们的规划要研发‘太行’， 但上级不同意， 部科技委再讨论也没有用， 部里事忙， 你不要去参加会议了， 可另派人去参加。”就决定由周晓青总工程师赴会， 行前我们两人研究， 上级已经决定要测仿涡喷15 ， 看来“太行”最后只存一线希望， 就是向中央领导呼吁请求支持。晓青同志在会中介绍了规划情况， 指出主要是涡喷15与“太行”的矛盾。会议代表一致支持“太行”方案， 同意以全体代表的名义向邓小平、胡耀邦、赵紫阳3位中央领导写报告请求支持， 信中指出“……发展具有先进水平的高推重比 ‘太行’ 发动机是航空工业打基础上水平的重要措施， 用‘太行’ 代替涡喷15可以充分发挥新型战斗机的战斗潜力， 较大幅度提高战斗技术性能， 因此， ‘太行’ 发动机应作为新歼动力装置的主方案”。部科技委孙志端主任出了个好主意： 全体代表给中央首长写信不如由专家签名。
因此， 参加会议的程华明、吴大观、宁幌等9位专家签名上报。不到一周， 1986年1月8日， 小平同志就在报告上做出宝贵批示：“请紫阳同志决定， 我认为所提建议很重要， 近期花钱也不算多， 似可同意。”13日赵总理批示：“请计委主持讨论并将意见报我。”2月22日国家计委向赵总理报告：“‘太行’还在论证， 可在航空工业部科研费中调剂解决， 关于 ‘八五’、‘九五’ 的研制经费根据情况以后再作安排， 涡喷15不再仿制。”3月7日国防科工委通知航空工业部开展 ‘太行’ 的论证工作。同年， 空军党委领导换届， 3月20日林虎副司令员到沈阳检查工作， 听取了厂所汇报， 非常赞成“打基础、上水平”的思路， 热情支持“太行”上马。接着王海司令员、朱光政委也到沈阳， 热情希望早日把“太行”搞出来。
小平同志的英明批示， 使“太行”起死回生， 此后即进入论证和试验机研制阶段。1987年8月， 国防科工委、国家计委、国家经委、航空工业部、空军在远望楼开会， 明确“太行”先搞验证机， 后搞原型机， 分两步走的方案，并正式宣布验证机研制开始。国防科工委在“七五”期间共拨款2700万元。到1990年初， 在克服重重困难后， 首台验证机研制成功， 主机和加力燃烧室联调， 达到了推力指标。同年2 月国防科工委会同国家计委、空军、冶金部、航空航天工业部等部门组成30余人的“太行”经济技术可行性调研小组， 历时一个月， 得出调研结论为：“……通过 ‘太行’ 的研制， 可将航空发动机的设计试验技术水平提高一步， 试制加工技术可达国际20世纪80年代初期水平， 不仅可为空军提供性能先进的新歼发动机， 同时， 对维持提高我国航空发动机的研制队伍， 克服我国航空工业长期以来的薄弱环节起到决定性的作用， 缩短与世界先进技术水平差距10~15年……”并提出预计研制费用为20亿元 （含技改费8亿元） ， 研制周期8年。报中央专委。1990年4月初**总理主持召开中央专委第二次会议， 决定“太行”作为新歼的后续发动机；4月8日中央军委审议航空方面的重大事项， 将“太行”正式列入专项之一，“太行”工程得到国家正式肯定。
第二次危机，锦上添花
进入20世纪90年代， 中俄关系改善， 国内酝酿采购苏-27飞机。苏-27是苏联研发的第三代重型战斗机， 性能优越， 装2台AL-31Ф涡扇发动机， AL-31Ф性能先进， 属第三代， 推力12500kgf， 推重比7． 14， 性能与“太行”相当， 也可用做新歼动力。于是， 引起了引进苏-27会不会冲击新歼和“太行”研制的担忧， 国内的财力不可能同时研制性能相近的两种发动机， 部里的离休老部长们为此上书江泽民主席， 请求中央慎重决策， 支持新歼和“太行”的研制工作。经过多方讨论协调， 1990年9月25日杨尚昆副主席召开中央军委扩大会议， 做出正确决定：“军用飞机的装备与研制主要依靠国内， 依靠航空航天工业部， 中央这一方针坚定不移。鉴于当前国际形势， 引进少量苏-27 ， 满足急需， 促进国内发展。购买苏-27的费用中央循别的途径解决， 不会减少原定国内军机采购费用和新歼研制费。”使这一问题得到圆满解决。
10月中央政治局常委做出决定， 集中技术力量和财力，进一步提高我国的航空技术水平。尔后中央又决定购买苏-27飞机机体的制造权， AL-31Ф发动机只购买维修权而不进行仿制， 表示出将“太行”研制到底的决心。“太行”又一次化险为夷。1992年3月， 经国务院、中央军委和江泽民主席批准，“太行”正式立项研制， 终于进入稳定的研发阶段， 从1983年算起， 先后历时9年。
对于中央的信任， 航空工业广大职工深感责任重大， 正如当时曹刚川副总参谋长多次指出：“中央军委决定引进苏-27而不引进发动机， ‘太行’ 一发装两机 （歼10和苏-27 ） ，是对发动机厂所的信任…… ‘太行’ 是两种飞机成败的关键， 事关国家安危， 成则立大功，败则犯大罪， 一起蹲监狱， 要立军令状。”在太行的研发过程中，始终得到中央首长及各级领导机关和空军的大力支持， 研发费用迅速到位， 大大改善了试制、试验条件， 航空部门历任领导对此高度重视， 以巨大的责任感和使命感， 带领广大职工， 坚定信心， 采取多项重大措施， 组织全行业大协作， 合力攻关， 团结一致， 克服重重困难， 终于在2005年底设计定型， 胜利完成试制任务， 并开始在苏-27上试用。但按照一般规律， 一种新发动机从设计定型到成熟要有一个过程， 在使用初期还可能出现这样那样的问题， 需要逐个改进解决， 要有一定的思想准备。
巨大的成就
“太行”研发成功， 实现了我国航空发动机从第二代到第三代、从中等推力到大推力、从仿制到自主研发的三大跨越， 缩短了与世界先进水平的差距， 打了一场漂亮的翻身仗。鼓舞了广大发动机行业职工的士气， 在我国发动机的发展史上具有里程碑意义， 其成就主要表现在以下几个方面：
（ 1 ） 我国获得一台先进的军用发动机， 可以同时用在苏-27、歼10、歼11和舰载机等几种飞机上， 大大提升我国空军的战斗力。
（2） 获得一台先进可靠的核心机， 可以一机多用、系列发展。可改型成大涵道比的风扇发动机作为轰炸机、运输机、民航机等多种飞机的动力， 在国内可首先用于正在研发的大型运输机上。也可改型成10000 hp涡轴、涡桨发动机， 并可首先用做准备研发的重型直升机的动力装置， 对长期受制于发动机的航空工业起了一定的松绑作用。
（3） 经过改型成为10000、20000、30000hp级的舰船和工业用燃气轮机， 促使海军水面舰艇动力燃气轮机化，为海军现代化做出贡献。10000 hp的燃机已成功地用在油田发电和在海军试航， 20000多马力的正在研发中。
（4） 培养和锻炼了我国自己的研究和设计队伍。我国已经成为国际少数几个能够自主研发先进航空发动机的国家之一， 为进一步研发第四代发动机奠定了基础， 创造了比较宽松的环境。
（5） 企业经过技术改造， 大大提升了我国的航空发动机制造能力， 达到了当代国际水平。
体会与建议
1. 正确的决策是成功的关键
事实证明，“太行”工程之所以成功， 主要是由于决策正确。中央领导及各级领导部门高瞻远瞩、统筹全局， 以科学务实的精神， 认真听取航空工业广大专家及职工以高度的爱国热忱与责任感积极向领导反映的意见， 并从国家利益出发， 系统分析考量现实情况， 实事求是做出最优化的正确决策， 堪称为科学、民主决策的典范。如果当时决定的是仿制涡喷15 ，可以肯定， 等不到涡喷15仿制成功，飞机已经不会选用涡喷15 ， 而要选用AL-31Ф了， 结果必然是不但会浪费宝贵的时间和大量的人力物力， 更严重的是我国的发动机工业将长期陷于仿制—引进—仿制的围城中不能自拔， 难以实现自主创新的跨越， 损失无法估量。
2. 正确处理飞机和发动机的协调发展关系
发动机既要满足飞机的需要， 又必须自主先行。在飞机的系统工程中， 发动机是一个子系统， 但其本身又是一个难度极大的复杂的系统工程， 正如温家宝总理指出：“飞机制造是技术密集型工业， 在材料、机载设备、发动机三大领域中， 发动机最为关键， 其研制工作难度最大。”发动机的研发周期比飞机长， 在新飞机试飞时发动机必须是可靠的， 因此发动机必须根据长远规划在与飞机协调的基础上自主先行， 提前启动。我们过去由于长期受仿制经验的影响和国家财力不足的制约， 习惯于在开始研发飞机时才考虑发动机， 则必然是临渴掘井， 赶不上飞机的需要，这是发动机被动落后的一个重要原因。“太行”工程采取以成熟的AL-31Ф过渡， 为飞机准备先进的发动机作为后继的做法， 是一种在发动机已经落后的情况下争取先行的初步尝试和补救措施。
3. 正确处理预研和型号研制的关系
走预研先行， 先研发核心机， 系列发展的道路。新型号的研制是在继承基础上的创新，投资多， 风险大， 采用新技术的比例不能过多， 而且必须是经过验证的可靠技术， 否则必然增加型号研制的难度和风险甚至导致失败。因此必须大大加强预研、实现预研先行。国际上航空发动机先进的国家， 几乎都是走预研→型号研制的道路。我国由于种种原因， 预研起步晚， 技术基础薄弱， 尚不能满足新型号研制的技术需求。所以必须在大力加强我国预研工作的同时， 利用改革开放的有利条件， 充分利用国内国际两种资源， 尽可能加强国际交流与合作， 以多种途径、多种创新模式， 自主研制具有自主知识产权的军、民用航空发动机， 决不能只等待或局限于自己研究的技术成果。应当经过努力不断提高自主研发的能力， 并逐步提高原始创新的比重。目前国家经济情况好转， 发动机任务繁重， 应该加大预研经费投入， 适当打破预研所和型号所的任务界限，型号所可以搞预研， 预研所也应该大力加强先进部件和核心机的预研， 积累技术储备， 条件许可时也可以适当搞些型号， 还应该充分发挥型号所、大专院校、科学院和企业搞预研的积极性。
Re: 斯贝发动机传奇
中国太行发动机概况
黑白铅笔202
2019年01月12日 20:26
转自微信公众号：飞行邦。全文总计六千字
太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。由中国航空研究院606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。太行，号称"天下之脊"，中国第一台大推力涡轮喷气发动机取名太行，其意义不言自明。
太行发动机于1978年预研，1987年立项，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时27年。
目前主要用于装备中国第三代高性能歼-11B战斗机 。现在已经大批量地装上了国产歼11B战斗机和国产歼16战斗机。
型号用途
依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。
太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且，在"太行"的研制过程中，厂方严格执行参照"美军标制"定的国家军用标准，发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机，要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的"心脏病"将得到全面解决。
"太行"诞生的过程也是锻造中国研发航空动力顶尖人才的过程，我国开始拥有了一支能够独立研制大推力航空发动机的人才队伍和创新梯队，对于中国航空动力事业来说，"太行"只是一个起点。
中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一;二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果(如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404)，对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。
2007年1月,配装WS-10"太行"发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越;从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越;从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。
研制过程
改革开放的大潮使航空发动机事业重新焕发了生机。1986在第八届珠海航展上展出的太行发动机
年1月，经邓小平同志批示，肯定了发动机行业老专家发展涡扇发动机的建议。于是一航动力所与兄弟单位一起，开始了新一代大推力涡扇发动机-"太行"发动机的研制。
"太行"发动机不是为研制而研制，是我国国防建设急切而重大的需要。毫不夸张地说，事关我国某两型先进战斗机的生死，"一发配两型天大的事"。
1987年至1993年，在原国防科工委和空军的大力支持下，经过6年多的艰苦奋斗，一航动力所克服了基础薄弱、条件不足等重重困难，完成了"太行"验证机阶段的研制工作，并拟配装我国自行研制的某新型战斗机，使其从技术状态转入原型机研制状态。值得说明的是，但凡发动机的研制，一般要经过技术储备与攻关-材料部件生产-装配-金属样机-验证机-地面试车-飞行台试验-装机试飞-寿命长试-定型这些阶段。然而，在当时技术情况下要用"太行"发动机配装新型飞机试飞有很大风险，因为新型飞机尚未定型，又为单发设计，而且发动机装飞机试飞前，除必须进行大量地面试车考核外，还需要经过飞行台试验才行。当时，国内仅有的飞行试验台寿命已经到期，飞行包线也太小。九十年代初期，通过进一步引进合作，新型飞机有了国外成熟的发动机配装试飞。可问题是:"太行"发动机如何找到合适的飞行平台进行领先试飞?"太行"发动机总设计师、一航动力所副所长张恩和经历过涡扇6发动机整个研制过程，涡扇6下马后又曾领导一航动力所的民品开发工作，强烈的忧患意识使他感到选择合适的试飞平台十分重要，否则失去装机对象，悲剧会重演!
二十世纪九十年代初，我国从国外引进了一批先进飞机直接装备了部队，为降低配装飞机的研制风险，张恩和适时地提出了"太行"发动机以国外飞机为平台的领先试飞方案。1993年3月，一航动力所向中国航空工业总公司申请了一架我国引进的飞机作为飞行平台对"太行"发动机进行领先试飞。
1995年6月7日，时任副总参谋长的曹刚川在传达中央军委的重要决定时说:"太行发动机一是配新型歼击机，二是作某型飞机的后继动力。所以，太行发动机的成败和周期，不但关系到新歼，也关系到引进的飞机有没有成效。因此，太行发动机是两种飞机成败的关键。空军下一步建设就立足这个发动机了，两只脚都踩在一条船上了，各级领导都非常重视。……"曹刚川语出惊人，他不是危言耸听。"太行"发动机如果研制成功，这是一个双赢的结果，如果研制失败……大家心里都清楚。
为了满足设训要求与指标，总体设计室进行了改进外部设计工作，三次带队到空军调研，多次更改方案。最后成功解决了加力筒体转5度、加力点火器超限、后机匣改装、重新安排外部管路与附件等难题。国外用了6个回合才能完成的设计任务，我们的设计师在2到3个回合内设计出图，完成了装入飞机的总体方案。1998年9月，配装飞机的全尺寸金属样机制造和装配工作如期完成，仅用1个半小时装飞机成功，进一步证明了"太行"发动机可与飞机相匹配，为胜利研制奠定了坚实基础。
立项
八十年代初期，中国航空研究院606所(中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所)因70年代上马的歼9、歼13、强6、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机(太行发动机)。涡扇10(WS-10)工程于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术，要独立自主地研制一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易的。
2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果，2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。
WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1710K提高到1747K，推重比也由原来的7.14提高到7.5左右，推力也由122KN提高到132KN，达到了90年代的世界先进水平。
历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，虽然仍然存在可靠性问题，但是在不断改进的过程中可靠性逐步提高。
前几年太行的重点目标是:03年针对重点型号减重开展的"减重年";04年为确保重点型号的定型而进行的"排故年";05年为提高和完善设计质量而开展的"细节年";06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的"精化年"。太行的各项性能还在不断的完善之中，以后还会有进一步的提高。
难度
回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的不仅是荣誉和光芒，而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关键。2003年，"太行"发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验:一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故;第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次"特情"。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。
在发动机的试制中，中国一航创造性地学习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，发挥国内各专业优势，多家企业组成国家联合队，协同攻关，成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。
攻关
涡扇10/10A是一种采用三级风扇，七级整流，一级高压，二级低压共十三级，即所谓的3+7+1+2结构的大推力高推重比、低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机时成功地采用了跨音速风扇、气冷高温叶片、电子束焊整体风扇转子、钛合金精铸中介机匣、挤压油膜轴承、刷式密封、高能点火电嘴、气芯式加力燃油泵、带可变弯度的整流叶片、收敛扩散随口、高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。
在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批量生产全部采用DD6单晶合金，涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119(F/A-22"猛禽"战斗机所使用的发动机)上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些;还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。
太行的最大推力在132KN，推比7.5，涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。
早期太行的涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机(压比12，绝热效率85)，高压压气机0~3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛-扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统(FADEC)，支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看，航空发动机基本分成三大类，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下;中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤;大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤，涡扇10无疑是大推力级发动机。
总设计师
张恩和，男，1939年生，航空发动机专家，太行发动机总设计师。
简历 1965年毕业于哈尔滨工业大学发动机设计专业的张恩和来到沈阳发动机设计研究所从事设计工作。入所十几年，张恩和在发动机总体室参与了多个发动机型号的研制和攻关，在自己的岗位上做出了突出的成绩。中国一航航空报国杰出贡献奖、航空报国科技尖兵、国防科学技术进步奖特等奖、香港何梁何利基金科学与技术进步奖;获得全国五一劳动奖章、全国杰出专业技术人才称号，多次航空航天部一等功。
1981年，42岁的张恩和成为当时国家公费派出的第一批访问学者，开始了两年在美国纽约理工学院研修航空机械工程专业的经历。
1983年11月，从国外回来的张恩和继续在发动机总体室担任结构组组长，从事一线的科研工作。1985年起，升任为副所长的张恩和担任"运七"飞机用涡桨五甲1发动机降油耗工程的总设计师，在与国外技术专家的配合下，张总领导团队，实现了降油9.4%的目标，获得国内适航证并装"运七"飞机投入航线使用。张恩和荣立部级一等功，获得金质奖章。
由于在军机和民品领域的突出成绩，1987年太行发动机正式立项时，张恩和被任命为行政副总指挥。1991年，他正式担任"太行"发动机总设计师。2005年12月28日，太行发动机通过设计定型审查。2006年3月，发动机正式定型。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上实现了从中等推力到大推力，从涡喷到涡扇，从第二代到第三代的三大历史性跨越，使我军武器装备跃上一个新台阶，是我国航空工业发展最具标志性的重大成果之一。
黑白铅笔202
2019年01月12日 20:26
转自微信公众号：飞行邦。全文总计六千字
太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。由中国航空研究院606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。太行，号称"天下之脊"，中国第一台大推力涡轮喷气发动机取名太行，其意义不言自明。
太行发动机于1978年预研，1987年立项，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时27年。
目前主要用于装备中国第三代高性能歼-11B战斗机 。现在已经大批量地装上了国产歼11B战斗机和国产歼16战斗机。
型号用途
依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。
太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且，在"太行"的研制过程中，厂方严格执行参照"美军标制"定的国家军用标准，发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机，要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的"心脏病"将得到全面解决。
"太行"诞生的过程也是锻造中国研发航空动力顶尖人才的过程，我国开始拥有了一支能够独立研制大推力航空发动机的人才队伍和创新梯队，对于中国航空动力事业来说，"太行"只是一个起点。
中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一;二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果(如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404)，对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。
2007年1月,配装WS-10"太行"发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越;从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越;从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。
研制过程
改革开放的大潮使航空发动机事业重新焕发了生机。1986在第八届珠海航展上展出的太行发动机
年1月，经邓小平同志批示，肯定了发动机行业老专家发展涡扇发动机的建议。于是一航动力所与兄弟单位一起，开始了新一代大推力涡扇发动机-"太行"发动机的研制。
"太行"发动机不是为研制而研制，是我国国防建设急切而重大的需要。毫不夸张地说，事关我国某两型先进战斗机的生死，"一发配两型天大的事"。
1987年至1993年，在原国防科工委和空军的大力支持下，经过6年多的艰苦奋斗，一航动力所克服了基础薄弱、条件不足等重重困难，完成了"太行"验证机阶段的研制工作，并拟配装我国自行研制的某新型战斗机，使其从技术状态转入原型机研制状态。值得说明的是，但凡发动机的研制，一般要经过技术储备与攻关-材料部件生产-装配-金属样机-验证机-地面试车-飞行台试验-装机试飞-寿命长试-定型这些阶段。然而，在当时技术情况下要用"太行"发动机配装新型飞机试飞有很大风险，因为新型飞机尚未定型，又为单发设计，而且发动机装飞机试飞前，除必须进行大量地面试车考核外，还需要经过飞行台试验才行。当时，国内仅有的飞行试验台寿命已经到期，飞行包线也太小。九十年代初期，通过进一步引进合作，新型飞机有了国外成熟的发动机配装试飞。可问题是:"太行"发动机如何找到合适的飞行平台进行领先试飞?"太行"发动机总设计师、一航动力所副所长张恩和经历过涡扇6发动机整个研制过程，涡扇6下马后又曾领导一航动力所的民品开发工作，强烈的忧患意识使他感到选择合适的试飞平台十分重要，否则失去装机对象，悲剧会重演!
二十世纪九十年代初，我国从国外引进了一批先进飞机直接装备了部队，为降低配装飞机的研制风险，张恩和适时地提出了"太行"发动机以国外飞机为平台的领先试飞方案。1993年3月，一航动力所向中国航空工业总公司申请了一架我国引进的飞机作为飞行平台对"太行"发动机进行领先试飞。
1995年6月7日，时任副总参谋长的曹刚川在传达中央军委的重要决定时说:"太行发动机一是配新型歼击机，二是作某型飞机的后继动力。所以，太行发动机的成败和周期，不但关系到新歼，也关系到引进的飞机有没有成效。因此，太行发动机是两种飞机成败的关键。空军下一步建设就立足这个发动机了，两只脚都踩在一条船上了，各级领导都非常重视。……"曹刚川语出惊人，他不是危言耸听。"太行"发动机如果研制成功，这是一个双赢的结果，如果研制失败……大家心里都清楚。
为了满足设训要求与指标，总体设计室进行了改进外部设计工作，三次带队到空军调研，多次更改方案。最后成功解决了加力筒体转5度、加力点火器超限、后机匣改装、重新安排外部管路与附件等难题。国外用了6个回合才能完成的设计任务，我们的设计师在2到3个回合内设计出图，完成了装入飞机的总体方案。1998年9月，配装飞机的全尺寸金属样机制造和装配工作如期完成，仅用1个半小时装飞机成功，进一步证明了"太行"发动机可与飞机相匹配，为胜利研制奠定了坚实基础。
立项
八十年代初期，中国航空研究院606所(中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所)因70年代上马的歼9、歼13、强6、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机(太行发动机)。涡扇10(WS-10)工程于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术，要独立自主地研制一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易的。
2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果，2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。
WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1710K提高到1747K，推重比也由原来的7.14提高到7.5左右，推力也由122KN提高到132KN，达到了90年代的世界先进水平。
历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，虽然仍然存在可靠性问题，但是在不断改进的过程中可靠性逐步提高。
前几年太行的重点目标是:03年针对重点型号减重开展的"减重年";04年为确保重点型号的定型而进行的"排故年";05年为提高和完善设计质量而开展的"细节年";06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的"精化年"。太行的各项性能还在不断的完善之中，以后还会有进一步的提高。
难度
回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的不仅是荣誉和光芒，而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关键。2003年，"太行"发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验:一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故;第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次"特情"。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。
在发动机的试制中，中国一航创造性地学习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，发挥国内各专业优势，多家企业组成国家联合队，协同攻关，成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。
攻关
涡扇10/10A是一种采用三级风扇，七级整流，一级高压，二级低压共十三级，即所谓的3+7+1+2结构的大推力高推重比、低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机时成功地采用了跨音速风扇、气冷高温叶片、电子束焊整体风扇转子、钛合金精铸中介机匣、挤压油膜轴承、刷式密封、高能点火电嘴、气芯式加力燃油泵、带可变弯度的整流叶片、收敛扩散随口、高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。
在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批量生产全部采用DD6单晶合金，涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119(F/A-22"猛禽"战斗机所使用的发动机)上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些;还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。
太行的最大推力在132KN，推比7.5，涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。
早期太行的涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机(压比12，绝热效率85)，高压压气机0~3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛-扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统(FADEC)，支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看，航空发动机基本分成三大类，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下;中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤;大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤，涡扇10无疑是大推力级发动机。
总设计师
张恩和，男，1939年生，航空发动机专家，太行发动机总设计师。
简历 1965年毕业于哈尔滨工业大学发动机设计专业的张恩和来到沈阳发动机设计研究所从事设计工作。入所十几年，张恩和在发动机总体室参与了多个发动机型号的研制和攻关，在自己的岗位上做出了突出的成绩。中国一航航空报国杰出贡献奖、航空报国科技尖兵、国防科学技术进步奖特等奖、香港何梁何利基金科学与技术进步奖;获得全国五一劳动奖章、全国杰出专业技术人才称号，多次航空航天部一等功。
1981年，42岁的张恩和成为当时国家公费派出的第一批访问学者，开始了两年在美国纽约理工学院研修航空机械工程专业的经历。
1983年11月，从国外回来的张恩和继续在发动机总体室担任结构组组长，从事一线的科研工作。1985年起，升任为副所长的张恩和担任"运七"飞机用涡桨五甲1发动机降油耗工程的总设计师，在与国外技术专家的配合下，张总领导团队，实现了降油9.4%的目标，获得国内适航证并装"运七"飞机投入航线使用。张恩和荣立部级一等功，获得金质奖章。
由于在军机和民品领域的突出成绩，1987年太行发动机正式立项时，张恩和被任命为行政副总指挥。1991年，他正式担任"太行"发动机总设计师。2005年12月28日，太行发动机通过设计定型审查。2006年3月，发动机正式定型。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上实现了从中等推力到大推力，从涡喷到涡扇，从第二代到第三代的三大历史性跨越，使我军武器装备跃上一个新台阶，是我国航空工业发展最具标志性的重大成果之一。