本为歼-10准备的涡扇-10，为何3次上机失利，34年后才装备歼-10？
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在今年的珠海航展上，官方公开了歼-20隐身战斗机换装国产发动机的消息。在此之前，歼-16在赴俄罗斯参加军演时，就已公开展示了换装的新型国产发动机，而歼-10C的最新批次，也搭载了同型号国产发动机。这样，被称为“空军三剑客”的三款战斗机，如出一辙都装备了同一款国产发动机。一般认为，这款发动机就是国产涡扇-10的最新改进型号。能够“三机”通用的涡扇-10，从侧面印证了自身的不凡性能，实际上，这款发动机的核心技术，来源于很久以前从美国获得的CFM-56发动机，正是由于优异的CFM-56核心机，最终为涡扇-10在30多年后的大获成功奠定了基础。
当时歼-20换装国产发动机的消息堪称石破天惊
大约于1978年，我国正式启动第三代涡扇发动机的预研制。由于当时国内自主研发的第二代涡扇发动机涡扇-6，在技术上并没有取得突破性进展，性能也并不成熟。因此，直到1982年歼-10开始早期理论研究时，国产第三代涡扇发动机的发展仍然非常缓慢，以至于相关单位在迟迟得不到可靠动力后，曾提出一个使用涡喷-15发动机暂时上机的方案。所谓涡喷-15，是国内在获得的米格-23搭载的R-29涡喷发动机基础上，仿制而来的国产型号。由于涡喷发动机技术相对简单，国内设计、制造经验也比较丰富，因此涡喷-15性能相对成熟，当时也基本可用。在当时国产第三代涡扇发动机长期拖延的情况下，先使用涡喷-15作为过渡，等待后续先进发动机成熟再行更换，从表面上来说，也不失为一个可行的方案，但这个方案遭到了军方的强烈反对。
国产涡扇-6发动机
一方面，涡喷发动机对第三代战斗机来说，重量过高且推力不足，油耗又非常大，因此带来了一系列负面影响。事实上，全球第三代战斗机中，唯一使用涡喷发动机的型号，是美国当时推出专供出口的F-16/79，其后缀的“79”，就来源于其为出口时降低性能所搭载的J-79涡喷发动机。但这个被外界嗤之以鼻的型号，由于性能下降得过于严重，与真正的F-16几乎是天壤之别，始终没有获得任何国家的订单。除此之外，即使是法国幻影-2000，这款公认动力比较薄弱的型号，仍然比较勉强的使用了M-53单轴式涡扇发动机（这是全球唯一量产的单轴式涡扇发动机）。
早期幻影-2000的发动机性能差强人意
另一方面，在1984年之后，苏联米格-29战斗机逐渐成熟，原来打算由歼-10搭载涡喷-15，用以应对米格-23的计划难以为继。因此，歼-10不得不再次明确搭载先进涡扇发动机的规划。在1987年，与歼-10配套的涡扇-10正式立项，而其核心技术来源，正是从美国获得的CFM-56发动机。CFM-56这个编号听起来有些陌生，但与其使用同一核心机的军用发动机却不在少数，其中最知名的，当属美国海空军批量装备的F-110系列发动机。
米格-29一度是新的威胁
F-110早期主要用于F-16战斗机，在1984年美国空军明确“发动机双承包商”的原则之后，也有一定数量的F-110供应给F-15的生产（主要是后期的F110-GE-129型）。而美国海军的F-14战斗机，在1987年之后生产的升级型号F-14B/D，更是全部换装F110-GE-400发动机，并因此解决了此前动力不稳定造成的事故频发问题。此外，F-110在去除加力燃烧室之后，衍生的又一改进型号被称为F118-GE-400，是美国B-2隐身轰炸机的动力来源。可以说，在美国海空军四种主力型号上应用多年的F-110发动机，不仅证明了自身性能的先进可靠，也充分展示了CFM-56核心机的优异性能。因此，从某种意义上来说，国内涡扇-10的技术起点确实非常高，但由于当时国内薄弱的技术基础，这也意味着将遭遇无数的坎坷与困难。
应用在B-2上的F-110发动机足够优秀
从1987年到1993年，涡扇-10花费6年完成了早期验证机的论证，但这仅仅是涡扇-10发展的第一步，距离真正上机还有万里之遥。然而，当时歼-10战斗机的研发比较顺利，考虑到涡扇-10基本已不可能赶上歼-10的进度，动力的缺失已经开始危及歼-10项目发展。因此，相关单位决定以引进的苏-27SK搭载的俄制AL-31F发动机，作为歼-10的早期动力完成过渡，后期再搭载涡扇-10。实际上与80年代先用涡喷-15，后用涡扇-10的“两步走”战略有些类似，只不过是将涡喷-15换成了俄制AL-31F。但当时没有人想到的是，原本打算用来过渡的AL-31F，实际装机时间长达20余年，以至于涡扇-10装备到歼-10都是很久之后的事情了。
苏-27的引进带来了AL-31F发动机
在确定俄制AL-31F作为歼-10早期的动力之后，设计单位对歼-10进行了一定改进。主要是由于AL-31F比涡扇-10长出约0.4米，对歼-10原本为涡扇-10准备的结构进行一定调整，包括加长主翼弦长，将机翼后缘改为前掠，并加大了垂尾、增加了双腹鳍，基本消除了AL-31F带来的影响（歼-10实际搭载的AL-31FN发动机，还将机匣从上方改到下方）。在这种情况下，歼-10在1998年成功首飞，并在2004年进入小批量生产。然而，在失去歼-10作为载机之后，涡扇-10的发展却遭遇了一次重大挫折。
涡扇-10B发动机试车
在当时的科研环境中，涡扇-10本身就是作为歼-10战斗机的子系统存在，在暂时失去搭载歼-10的可能性之后，虽然规划中还会继续上机，但获得的资源和重视程度已不可同日而语。然而，当时涡扇-10的性能，又确实不能满足歼-10的需求，已经不可能让歼-10继续等待涡扇-10成熟。正当涡扇-10面临停止发展的结局时，国内启动了苏-27战斗机的仿制计划（也就是歼-11A），为涡扇-10带来了新的曙光。
由于仿制的歼-11A是一款双发重型战斗机，对发动机的可靠性要求低于歼-10。因此，技术还未成熟的涡扇-10获得了在歼-11A上装机试飞的机会。先是在一架原装的苏-27SK上装机，在确认基础安全性之后，又将两台涡扇-10装到一架歼-11A上实机试飞，终于解决了涡扇-10缺乏载机的问题。经过前后4年多的试飞之后，涡扇-10基本完善了早期存在的不足，最终在2004年左右正式定型，但这时的涡扇-10，却并没有搭载到这一阶段生产的歼-10A身上。
歼-11A只是搭载涡扇-10试飞，并没有批量装备
一方面，国内设计单位为歼-10A搭载AL-31FN，已经进行了大量的准备工作，再换回涡扇-10，必然会带来相当多的浪费。而更重要的是，当时曾在一架歼-10原型机上，搭载了较为成熟的涡扇-10进行试飞，但表现并不出色，试飞员对涡扇-10的评价也不是很高，与当时极度缺乏先进成熟战斗机的需求不符。因此，涡扇-10在初步定型之后，并没应用到歼-10A的生产之中，反而在后期的完善过程中，逐渐与基本完成国产的歼-11B走到一起，于2008年初正式加入空军服役。未曾想，却迎来了涡扇-10实装后的故障高峰期。
歼-11B才是第一款批量装备涡扇-10的型号
在歼-11B入役之后，空军曾一度对于这种基本完成国产化的，重型战斗机有很大期待。但由于歼-11B工期非常紧，或多或少的存在一些小问题，再加上涡扇-10虽然经过前后近8年的装机试飞，但国内当时的技术水平本身就比较薄弱，以美国CFM-56发动机为核心技术来源后，涡扇-10的性能定位较高，应用了包括对转涡轮、复合材料机匣、可调截面喷口在内的一些新型技术，导致其加工制造难度很大。
虽然在实际量产过程中，为确保发动机可靠性，国内对一些新型技术进行了消减，但国内此前几乎没有自主生产先进涡扇发动机的经验，一次性跨入到三代涡扇发动机后，遭遇了来自方方面面的难题。因此，空军在歼-11B的早期使用过程中非常勉强，但好在涡扇-10已基本完成开发，歼-11B也没有出现不可挽回的重大损失。出现的种种问题，由军方、生产厂家、设计单位三方合作，通过细致而缜密的工作基本得到解决，最终在2012年前后推出了改进的涡扇-10A。
双座的歼-11BS对涡扇-10A的出现起到了很大作用
关于这款发动机，国内在使用数年之后，官方对其作出了评价：总计400多台的涡扇-10A，在前后5万多小时的使用过程中，从未因为设计、性能原因造成重大损失。这是国产高性能航空发动机里程碑的事件，意味着国产航空发动机的技术水平和可靠性，终于达到了较为理想的程度。客观的来说，涡扇-10A的技术相比于涡扇-10并没有太大提高，主要是解决了可靠性、可维护性和稳定性的问题，整体性能也只能说基本达到了歼-10A使用的俄罗斯AL-31FN。但即使如此，当涡扇-10A成熟时，却依然没有装备到已经开始生产的歼-10B。
歼-10B依然使用AL-31F发动机
一般来说，一款战斗机在后续改进过程中，会不可避免地带来重量上升的问题，因此，为保证战斗机性能不会损失太多，往往也会相应增加发动机推力。而涡扇-10A虽然达到了AL-31FN的技术水准，但改进的歼-10B对发动机提出了更高的要求，这并不是涡扇-10A所能满足的。更何况，歼-10B装备的AL-31F-M1型发动机，除了推力增加之外，还搭载了全权限数字式控制系统（FADEC），能实现飞火推一体化，可以非常精密的控制动力输出功率，对战斗机的稳定性和机动性有极大提高。
涡扇-10A与歼-10A装备的AL-31FN在同一水准
因此，性能基本成熟的涡扇-10A，虽然继续应用于歼-11B/BS的生产，甚至还应用到歼-15早期的验证试飞（量产型歼-15搭载的仍然是AL-31F-M1发动机），但却与歼-10B的量产擦肩而过。而相关单位并没有气馁，在推出涡扇-10A四年之后的2016年，同样推出了具备全权限数字式控制系统的涡扇-10B。从整体技术水平上来看，涡扇-10B基本达到了俄制AL-31F-M1的水准（使用寿命依然存在差距）。但由于涡扇-10B量产时，歼-10B已经停产，之前涡扇-10A应用的歼-11B/BS的生产也进入尾声。因此，从理论上来说，涡扇-10B的装机对象只有一个，那就是在在歼-11BS基础上，发展而来的歼-16多用途战斗机。
歼-15的一架原型机曾搭载了涡扇-10A
但官方从未公布歼-16搭载的发动机具体消息，外界只能从外购的AL-31F-M1数量猜测，早期歼-16搭载的应该就是涡扇-10B。而同一阶段生产的早期歼-10C和早期歼-20，主要是继续搭载来自俄罗斯的AL-31F发动机。直到2021年中，歼-16前往俄罗斯参加军演时，外界才惊讶的发现，其已换装最新型国产发动机。一般认为这应该是在2020年，刚刚推出涡扇-10最新型号（有舆论按照正常研发顺序，将其称之为涡扇-10C，但目前并没有获得官方认可）。而更令人激动的是，歼-20与歼-10C在这之后，也都换装了涡扇-10最新型号。
搭载新型国产发动机的歼-16
对歼-20隐身战斗机来说，来自俄罗斯的AL-31F后期型号性能可靠，推力尤其是加力推力相对较高，比较适合歼-20对于高性能发动机的需求。但其最终应用了涡扇-10最新型号，意味着涡扇-10最新型号的性能，已经超越了AL-31F-M1，基本达到AL-31F最新型号，也就是117S型发动机的水平，只是目前尚未搭载矢量喷管。
来自俄罗斯的苏-35搭载了矢量喷管
而最新批次生产的歼-10C搭载涡扇-10，更是有着非常重要的意义。一般来说，双发战斗机对发动机的可靠性要求，要低于单发战斗机，毕竟有着复数保险。但是当国内在大规模生产的歼-10C单发战斗机上，大规模应用涡扇-10，表明空军已经认可了涡扇-10的可靠性，使得这款曾经为装备歼-10而研发的发动机，在立项研发34年之后，终于搭载到歼-10身上，完成了诞生时就肩负的使命。
最新批次的歼-10C已经搭载涡扇-10
总的来说，国内通过涡扇-10发动机的发展和完善过程，掌握了先进航空发动机的设计、制造和改进的全流程。不仅为歼-20、歼-16、歼-10C的大规模生产提供了稳定可靠且性能较为先进的动力，避免了可能来自其他国家的掣肘。还以涡扇-10的核心机为基础，为国产运-20装备的新型发动机提供了技术支持。更重要的是，在涡扇-10发展过程中，建立了一整套先进发动机研发体系，为未来真正和歼-20配套的涡扇-15高性能发动机发展，奠定了技术基础，同样也是国内航空发动机更进一步不可或缺的基石。从这一点来说，虽然涡扇-10最新型号的技术水平，比起俄罗斯117S还有一定差距，尤其是没有矢量喷管，但对于中国航空工业的意义，远比引进24架苏-35时获得的117S发动机，要重要的多。
斯贝发动机传奇
Re: 斯贝发动机传奇
中国航空发动机简史——涡喷-13
超音速锅炉
2021年08月23日 22:58
收录于文集
中国航空发动机简史 · 2篇
导语
涡喷-13系列从上世纪80年代起开始研发，主要由涡喷-7系列改进而成。在WP-7的基础上，WP-13优化了压气机的设计，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。同时，各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。该系列经过不断改进，被广泛装载在多型飞机上。2017年6月5日，装备了涡喷13的“山鹰”FTC-2000首架外贸飞机总装下线，中国航空工业外贸机家族又添一员。
牌 号 涡喷13
用 途 军用涡喷发动机
类 型 涡轮喷气发动机
国 家 中国
厂 商 沈阳黎明发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司
生产现状 生产
装机对象 (WP13) J-7Ⅲ飞机
(WP13AⅡ) J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)
(WP13F) J-7E
(WP13FI) J-7Ⅲ A/J-7D
研制情况
上世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格-21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格-21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。
WP13的性能结构特点是在WP7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。钛合金在压气机部件的应用，减轻了发动机重量。各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。
该发动机由于其推力性能尚不能满足J-7Ⅲ飞机改型的增重要求，后为WP13FI所取代。
WP13AⅡ是在WP13设计研制的同时，黎阳机械公司和011第二设计所为满足J-8飞机的改型设计要求与WP13并行研制的。其性能结构改进的特点是以WP13为基础改装设计了在WP7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。在研制过程共制造了21台发动机，整机总运转1500h以上。1986年12月通过了150h设计定型国家鉴定试车。1987年8月在中国飞行试验研究院完成了设计定型鉴定试飞，1988年3月批准设计定型。首翻期150h。
该发动机于1994年9月完成了生产定型及首翻期由150h增长至300h的延寿鉴定工作。
WP13F该发动机最初是为满足J-7Ⅱ飞机提高发动机推力的要求，于1984年开始研制的。1985年以后通过飞机对三个不同改进型号发动机的选型对比试飞而中标，1988年正式被选定为J-7E飞机的动力装置。WP13F的性能结构改进特点是在WP13AⅡ主要部件改进的基础上，对热端部件涡轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进，如2级涡轮叶片采用带冠结构，加力稳定器改为沙丘驻涡形式等。1992年4月通过了300h设计定型国家鉴定试车，并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，9月批准设计定型。首翻期300h，总寿命900h。
掠过天空的歼-7E机队
WP13FI是为满足J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是WP13的性能改进型，最大状态推力比WP13增加588daN，全加力推力增加392daN，其性能结构的改进特点是重新设计了第1级压气机，转子叶片由24片改为19片，增大空气流量2kg/s，并在压气机上采用了附面层控制技术。主燃烧室与涡轮部件选用WP13F的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式稳定器。在研制过程中重新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏，并对热端部件的材料与热工艺技术做了多项改进。WP13FI的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸16mm。1994年1月完成了设计定型鉴定试飞，1994年9月通过了300h设计定型国家鉴定试车，于同年10月通过了设计定型技术鉴定。首翻期300h，总寿命900h。
WP13系列发动机的主要型别：
WP13AⅡ WP13原型机基础上的改进型。1980年开始设计,1984年配装歼8Ⅱ飞机实现首飞,1988年设计定型, 1994年生产定型。
WP13AⅡ发动机的主要改进是附件传动系统设计,加力筒体增长550mm,压气机由钢机匣改为铸钛机匣,采用空心气冷式涡轮叶片等,发动机推力提高到6470daN,1990年增设了防喘系统,1991年防喘系统通过技术鉴定。设计定型时首次翻修时间为150h,生产定型前进行了延寿改进(共进行了60项的结构改进),使发动机首次翻修时间延长到300h。
WP13F(曾用名WP7F) 在WP13原型机基础上改进设计的。1985年试制并进行验证试飞。1988年确定WP7F发动机配装歼7E飞机,并将WP7F更名为WP13F,1990年WP13F发动机配装歼7E飞机实现首飞；1992年设计定型,1999年生产定型。
歼7E
WP13F发动机采用了九小孔气冷式带冠第1级涡轮叶片、带锯齿形叶冠的第2级涡轮叶片、带气冷式结构的第1级导向器、沙丘驻涡式加力稳定器、加力输油圈总管直射式喷嘴、加力筒体全长隔热屏结构,附件传动系统改进设计等。发动机首次翻修时间为300h。
WP13FⅠ 在WP13F发动机基础上改进设计。1990年开始研制,1992年首飞,1995年完成设计定型。主要改进是压气机第1级工作叶片由24片改为19片,加大弦长,增大了空气流量。在主燃烧室外套左、右两侧设置了能保证供给飞机襟翼吹风系统抽气的安装座。
WP13B 在WP13AⅡ发动机基础上改进设计,采用了高负荷高流通能力的压气机、单元体沙丘驻涡式加力稳定器、三大异型孔第1级涡轮叶片等。1985年进行预先研究并设计,1994年开始验证机试制,1996年9月在歼8ⅡM飞机上实现首飞,1996年11月配装歼81ⅡM飞机参加了首届珠海航展飞行表演,获得成功。1998年通过技术鉴定,2000年在歼8H飞机上首飞,2002年11月通过设计定型审查,2004年设计定型。
歼81ⅡM（歼8出口型）
WP13BⅡ 在WP13B发动机基础上,为满足飞机用电的要求,对附件机匣进行了改进设计。
WP13F(B) 在WP13F发动机基础上,为满足飞机液压系统换装流量较大的液压泵而相应改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2000年开始研制,2002年完成技术鉴定。
WP13F(C) 在WP13F发动机基础上,根据飞机附件功率需要进行适应性改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2002年开始研制,2004年首飞, 2009年完成设计定型。
歼-8ⅡM战机
2017年6月5日，中国航空工业“山鹰”FTC-2000首架外贸飞机总装下线，中国航空工业外贸机家族又添一员。该机装备了涡喷13发动机。
“山鹰”FTC-2000战机
结构与系统
进 气 口 8级轴流式。超跨音速设计、低压3级、高压5级。转子为盘鼓轴式结构。压气机除第1、2级转子叶片和盘、压气机轴、第8级静子叶片为1Cr11NiW2Mo锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为TC11钛合金制造。WP13FI第1级转子叶片由24片改为19片，其第3级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式艺。
燃烧室 环管形。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，涂W-2高温陶瓷。低压电容放电点火，具有两个点火器。火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。PW13的安装边为GH3030。
高压涡轮 轴流式。高、低压各1级。第1级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构(WP13的第1级转子叶片为GH220实心锻造叶片)。WP13F、WP13FI第2级转子叶片改为带冠叶片。第1、2级导向器叶片材料为K403。第1级转子叶片材料为K417。第2级转子叶片材料随型别改变：WP13、WP13AⅡ为GH4049；WP13F为K417；WP13FI为DZ4定向结晶耐热合金。K417采用了无余量精铸新工艺。
加力燃烧室 WP13、WP13AⅡ采用环形加径向混合型稳定器；WP13F、WP13FI为沙丘驻涡式稳定器。WP13AⅡ、WP13F、WP13FI加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。WP13AⅡ筒体加长550mm。稳定器和隔热屏材料为GH3128(WP13为GH3044)，筒体为GH99(WP13为GH3044)。
尾喷管 简单收敛式。喷口可调。
控制系统 电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序、燃油和喷口面积。WP13AⅡ在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。
技术数据
全加力状态推力(daN)(下限值)
WP13 6277
WP13AⅡ 6345
WP13F 6326
WP13FI 6669
中间状态推力(daN)(下限值)
WP13 3923
WP13AⅡ 4119
WP13F 4315
WP13FI 4511
全加力状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值)
WP13 2.29
WP13AⅡ 2.24
WP13F 2.09
WP13FI 2.09
中间状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值)
WP13 0.979
WP13AⅡ 1.009
WP13F 1.009
WP13FI 1.009
推重比(全加力推力下限值/净质量上限值)
WP13 5.54
WP13AⅡ 5.28
WP13F 5.77
WP13FI 5.98
空气流量(kg/s)
WP13/WP13AⅡ/WP13F 66.0～67.0
WP13FI 68.0～69.0
总增压比
WP13/WP13AⅡ/WP13F 8.8
WP13FI 9.2
涡轮进口温度(℃)
WP13 970
WP13AⅡ/WP13F/WP13FI 1015
最大直径(mm) 907
长度(mm)
WP13/WP13F 4600
WP13AⅡ 5150
WP13FI 4616
质量(kg)(交付状态上限值)
WP13 1235
WP13AⅡ 1306
WP13F 1198
WP13FI 1220
超音速锅炉
2021年08月23日 22:58
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中国航空发动机简史 · 2篇
导语
涡喷-13系列从上世纪80年代起开始研发，主要由涡喷-7系列改进而成。在WP-7的基础上，WP-13优化了压气机的设计，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。同时，各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。该系列经过不断改进，被广泛装载在多型飞机上。2017年6月5日，装备了涡喷13的“山鹰”FTC-2000首架外贸飞机总装下线，中国航空工业外贸机家族又添一员。
牌 号 涡喷13
用 途 军用涡喷发动机
类 型 涡轮喷气发动机
国 家 中国
厂 商 沈阳黎明发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司
生产现状 生产
装机对象 (WP13) J-7Ⅲ飞机
(WP13AⅡ) J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)
(WP13F) J-7E
(WP13FI) J-7Ⅲ A/J-7D
研制情况
上世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格-21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格-21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。
WP13的性能结构特点是在WP7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。钛合金在压气机部件的应用，减轻了发动机重量。各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。
该发动机由于其推力性能尚不能满足J-7Ⅲ飞机改型的增重要求，后为WP13FI所取代。
WP13AⅡ是在WP13设计研制的同时，黎阳机械公司和011第二设计所为满足J-8飞机的改型设计要求与WP13并行研制的。其性能结构改进的特点是以WP13为基础改装设计了在WP7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。在研制过程共制造了21台发动机，整机总运转1500h以上。1986年12月通过了150h设计定型国家鉴定试车。1987年8月在中国飞行试验研究院完成了设计定型鉴定试飞，1988年3月批准设计定型。首翻期150h。
该发动机于1994年9月完成了生产定型及首翻期由150h增长至300h的延寿鉴定工作。
WP13F该发动机最初是为满足J-7Ⅱ飞机提高发动机推力的要求，于1984年开始研制的。1985年以后通过飞机对三个不同改进型号发动机的选型对比试飞而中标，1988年正式被选定为J-7E飞机的动力装置。WP13F的性能结构改进特点是在WP13AⅡ主要部件改进的基础上，对热端部件涡轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进，如2级涡轮叶片采用带冠结构，加力稳定器改为沙丘驻涡形式等。1992年4月通过了300h设计定型国家鉴定试车，并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，9月批准设计定型。首翻期300h，总寿命900h。
掠过天空的歼-7E机队
WP13FI是为满足J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是WP13的性能改进型，最大状态推力比WP13增加588daN，全加力推力增加392daN，其性能结构的改进特点是重新设计了第1级压气机，转子叶片由24片改为19片，增大空气流量2kg/s，并在压气机上采用了附面层控制技术。主燃烧室与涡轮部件选用WP13F的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式稳定器。在研制过程中重新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏，并对热端部件的材料与热工艺技术做了多项改进。WP13FI的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸16mm。1994年1月完成了设计定型鉴定试飞，1994年9月通过了300h设计定型国家鉴定试车，于同年10月通过了设计定型技术鉴定。首翻期300h，总寿命900h。
WP13系列发动机的主要型别：
WP13AⅡ WP13原型机基础上的改进型。1980年开始设计,1984年配装歼8Ⅱ飞机实现首飞,1988年设计定型, 1994年生产定型。
WP13AⅡ发动机的主要改进是附件传动系统设计,加力筒体增长550mm,压气机由钢机匣改为铸钛机匣,采用空心气冷式涡轮叶片等,发动机推力提高到6470daN,1990年增设了防喘系统,1991年防喘系统通过技术鉴定。设计定型时首次翻修时间为150h,生产定型前进行了延寿改进(共进行了60项的结构改进),使发动机首次翻修时间延长到300h。
WP13F(曾用名WP7F) 在WP13原型机基础上改进设计的。1985年试制并进行验证试飞。1988年确定WP7F发动机配装歼7E飞机,并将WP7F更名为WP13F,1990年WP13F发动机配装歼7E飞机实现首飞；1992年设计定型,1999年生产定型。
歼7E
WP13F发动机采用了九小孔气冷式带冠第1级涡轮叶片、带锯齿形叶冠的第2级涡轮叶片、带气冷式结构的第1级导向器、沙丘驻涡式加力稳定器、加力输油圈总管直射式喷嘴、加力筒体全长隔热屏结构,附件传动系统改进设计等。发动机首次翻修时间为300h。
WP13FⅠ 在WP13F发动机基础上改进设计。1990年开始研制,1992年首飞,1995年完成设计定型。主要改进是压气机第1级工作叶片由24片改为19片,加大弦长,增大了空气流量。在主燃烧室外套左、右两侧设置了能保证供给飞机襟翼吹风系统抽气的安装座。
WP13B 在WP13AⅡ发动机基础上改进设计,采用了高负荷高流通能力的压气机、单元体沙丘驻涡式加力稳定器、三大异型孔第1级涡轮叶片等。1985年进行预先研究并设计,1994年开始验证机试制,1996年9月在歼8ⅡM飞机上实现首飞,1996年11月配装歼81ⅡM飞机参加了首届珠海航展飞行表演,获得成功。1998年通过技术鉴定,2000年在歼8H飞机上首飞,2002年11月通过设计定型审查,2004年设计定型。
歼81ⅡM（歼8出口型）
WP13BⅡ 在WP13B发动机基础上,为满足飞机用电的要求,对附件机匣进行了改进设计。
WP13F(B) 在WP13F发动机基础上,为满足飞机液压系统换装流量较大的液压泵而相应改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2000年开始研制,2002年完成技术鉴定。
WP13F(C) 在WP13F发动机基础上,根据飞机附件功率需要进行适应性改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2002年开始研制,2004年首飞, 2009年完成设计定型。
歼-8ⅡM战机
2017年6月5日，中国航空工业“山鹰”FTC-2000首架外贸飞机总装下线，中国航空工业外贸机家族又添一员。该机装备了涡喷13发动机。
“山鹰”FTC-2000战机
结构与系统
进 气 口 8级轴流式。超跨音速设计、低压3级、高压5级。转子为盘鼓轴式结构。压气机除第1、2级转子叶片和盘、压气机轴、第8级静子叶片为1Cr11NiW2Mo锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为TC11钛合金制造。WP13FI第1级转子叶片由24片改为19片，其第3级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式艺。
燃烧室 环管形。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，涂W-2高温陶瓷。低压电容放电点火，具有两个点火器。火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。PW13的安装边为GH3030。
高压涡轮 轴流式。高、低压各1级。第1级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构(WP13的第1级转子叶片为GH220实心锻造叶片)。WP13F、WP13FI第2级转子叶片改为带冠叶片。第1、2级导向器叶片材料为K403。第1级转子叶片材料为K417。第2级转子叶片材料随型别改变：WP13、WP13AⅡ为GH4049；WP13F为K417；WP13FI为DZ4定向结晶耐热合金。K417采用了无余量精铸新工艺。
加力燃烧室 WP13、WP13AⅡ采用环形加径向混合型稳定器；WP13F、WP13FI为沙丘驻涡式稳定器。WP13AⅡ、WP13F、WP13FI加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。WP13AⅡ筒体加长550mm。稳定器和隔热屏材料为GH3128(WP13为GH3044)，筒体为GH99(WP13为GH3044)。
尾喷管 简单收敛式。喷口可调。
控制系统 电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序、燃油和喷口面积。WP13AⅡ在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。
技术数据
全加力状态推力(daN)(下限值)
WP13 6277
WP13AⅡ 6345
WP13F 6326
WP13FI 6669
中间状态推力(daN)(下限值)
WP13 3923
WP13AⅡ 4119
WP13F 4315
WP13FI 4511
全加力状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值)
WP13 2.29
WP13AⅡ 2.24
WP13F 2.09
WP13FI 2.09
中间状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值)
WP13 0.979
WP13AⅡ 1.009
WP13F 1.009
WP13FI 1.009
推重比(全加力推力下限值/净质量上限值)
WP13 5.54
WP13AⅡ 5.28
WP13F 5.77
WP13FI 5.98
空气流量(kg/s)
WP13/WP13AⅡ/WP13F 66.0～67.0
WP13FI 68.0～69.0
总增压比
WP13/WP13AⅡ/WP13F 8.8
WP13FI 9.2
涡轮进口温度(℃)
WP13 970
WP13AⅡ/WP13F/WP13FI 1015
最大直径(mm) 907
长度(mm)
WP13/WP13F 4600
WP13AⅡ 5150
WP13FI 4616
质量(kg)(交付状态上限值)
WP13 1235
WP13AⅡ 1306
WP13F 1198
WP13FI 1220
Re: 斯贝发动机传奇
涡喷15，没有机会出生的高空高速神器？
瀚海狼山
编辑于 2023年11月19日 06:46
在批量引进苏两拐及其配套的大推力涡扇发动机之前，几乎只有涡喷一类发动机可用。当时不论是近万架喷气战斗机，还是数百架中型轰炸机，都是使用上世纪五六十年代技术的涡喷发动机为主；虽然期间也进行了一些深度升级，但是涡喷发动机因为天然不具备外涵道，这样在中低空的油耗就一直降低不下来。于是所有战斗机包括轰炸机的有效作战航程都是非常急促的。1980年代初首次接触到了整体技术并不算先进的斯贝涡扇发动机，而且此时内部并没有与之对应的在研型号，但是仍然决心批量引进。就是看重涡扇发动机的增推省油效果。后来这批斯贝被用到了早期飞豹上，首次让战术飞机获得了超过1500公里的作战半径，这是在更早的全员涡喷时代想都不敢想的。那么“手盘”涡喷40多年，
就真的没有什么心得或者突破吗？还真不是！曾经基本仿制成功过一种超级涡喷发动机，可惜在接近成功的同时，也开始批量引进AL31涡扇大推。导致这个成果马上就打包封存了。换句话说，就是如果这个成果早突破20年，那么绝对是高空高速飞行的超级神器。这个型号就是今天被很少提到的涡喷15发动机！涡喷15可不是WS15。仅仅差一个字或者一个字母，代表的含义却完全不同。要说涡喷15，需要从更早的歼9项目开始。早在1965年，有关方面就提出了歼9的方案，明确要求：最大飞行速度2.4马赫、最大升限21000米、最大航程3000千米、作战半径不少于600千米。当时手头的所有涡喷发动机远远达不到以上指标，于是就决定研发推力在12200公斤的涡扇6发动机。经过十多年的努力，在涡扇6上，
投入了巨大的人力物力财力，但是后来对歼9的指标要求越来越离谱，居然提出了双26的超高要求。导致涡扇6的方案一改再改，就是无法达标，最终只能黯然下马。此时已经到了1980年代初，又提出了降低要求的歼13，还有一个强6的型号。但是对两者的基本构型设计，又陷入了到底要模仿F16还是米格23的迷局。F16是当时全球最流行的单发战斗机，还曾经来现场表演过，引发了一片追捧的热潮。可惜对于西方战斗机，除了一个基本外形的认知外，其他核心技术要素是一点都不掌握。但是却用一批歼6飞机与中东某国交换来一架完整的米格23。结果发现其配套的P-29涡喷发动机性能强悍，有重大的仿制价值。于是决定由410厂进行测绘仿制，项目代号就是涡喷15。这是一种双转子涡喷发动机，
正常加力推力居然高达12500公斤，在当时堪称适合高空高速的超级装备。要知道晚很多年出现的、可让YF23实现1.7马赫超巡的F120变循环发动机的实际高空推力也才12000公斤不到；涡喷15早早就超前了。其单台的最大推力与2台涡喷13的最大推力几乎相当。如果换装当时的J8，预计可以轻易实现双26的目标。涡喷15还有一个超级优点是单位油耗也不大。唯一的缺点是自重为1.9吨以上，这也是当时的材料与设计造成。如果换到今天，完全可以把其全重控制在1.5吨之内。虽然这个项目没有落地，但是在重新追求高空高速的今天，对下一代超级发动机的研发仍然有借鉴意义。
瀚海狼山
编辑于 2023年11月19日 06:46
在批量引进苏两拐及其配套的大推力涡扇发动机之前，几乎只有涡喷一类发动机可用。当时不论是近万架喷气战斗机，还是数百架中型轰炸机，都是使用上世纪五六十年代技术的涡喷发动机为主；虽然期间也进行了一些深度升级，但是涡喷发动机因为天然不具备外涵道，这样在中低空的油耗就一直降低不下来。于是所有战斗机包括轰炸机的有效作战航程都是非常急促的。1980年代初首次接触到了整体技术并不算先进的斯贝涡扇发动机，而且此时内部并没有与之对应的在研型号，但是仍然决心批量引进。就是看重涡扇发动机的增推省油效果。后来这批斯贝被用到了早期飞豹上，首次让战术飞机获得了超过1500公里的作战半径，这是在更早的全员涡喷时代想都不敢想的。那么“手盘”涡喷40多年，
就真的没有什么心得或者突破吗？还真不是！曾经基本仿制成功过一种超级涡喷发动机，可惜在接近成功的同时，也开始批量引进AL31涡扇大推。导致这个成果马上就打包封存了。换句话说，就是如果这个成果早突破20年，那么绝对是高空高速飞行的超级神器。这个型号就是今天被很少提到的涡喷15发动机！涡喷15可不是WS15。仅仅差一个字或者一个字母，代表的含义却完全不同。要说涡喷15，需要从更早的歼9项目开始。早在1965年，有关方面就提出了歼9的方案，明确要求：最大飞行速度2.4马赫、最大升限21000米、最大航程3000千米、作战半径不少于600千米。当时手头的所有涡喷发动机远远达不到以上指标，于是就决定研发推力在12200公斤的涡扇6发动机。经过十多年的努力，在涡扇6上，
投入了巨大的人力物力财力，但是后来对歼9的指标要求越来越离谱，居然提出了双26的超高要求。导致涡扇6的方案一改再改，就是无法达标，最终只能黯然下马。此时已经到了1980年代初，又提出了降低要求的歼13，还有一个强6的型号。但是对两者的基本构型设计，又陷入了到底要模仿F16还是米格23的迷局。F16是当时全球最流行的单发战斗机，还曾经来现场表演过，引发了一片追捧的热潮。可惜对于西方战斗机，除了一个基本外形的认知外，其他核心技术要素是一点都不掌握。但是却用一批歼6飞机与中东某国交换来一架完整的米格23。结果发现其配套的P-29涡喷发动机性能强悍，有重大的仿制价值。于是决定由410厂进行测绘仿制，项目代号就是涡喷15。这是一种双转子涡喷发动机，
正常加力推力居然高达12500公斤，在当时堪称适合高空高速的超级装备。要知道晚很多年出现的、可让YF23实现1.7马赫超巡的F120变循环发动机的实际高空推力也才12000公斤不到；涡喷15早早就超前了。其单台的最大推力与2台涡喷13的最大推力几乎相当。如果换装当时的J8，预计可以轻易实现双26的目标。涡喷15还有一个超级优点是单位油耗也不大。唯一的缺点是自重为1.9吨以上，这也是当时的材料与设计造成。如果换到今天，完全可以把其全重控制在1.5吨之内。虽然这个项目没有落地，但是在重新追求高空高速的今天，对下一代超级发动机的研发仍然有借鉴意义。
Re: 斯贝发动机传奇
苏俄第三代主要涡喷/涡扇及杂谈
优衣库里的骚年
2018年06月20日 15:55
闲谈：
相比于前面两代，第三代航空燃气涡轮发动机的突出特点就是涡扇发动机诞生。这一代的发动机大多采用双转子结构、压比增大至14-20、发动机燃烧室也比以前的燃烧室热容强度更高，长度更短、涡轮工作叶片采用对流冷却技术，同时也在减小涡轮径向间隙、以及开始研究控制系统，研制一套可提早发现发动机故障的监控设备以及水平更高的航空材料。
研制第三代航空发动机时也面临着许多主要问题
1、 随着压比的增大，压气机气动稳定性损失也增加。CIAM开始对发动机气动稳定性问题开展实验研究。后来分析表明主要原因在于进气道的总压损失大于圆筒通道内扰流板的总压损失，使得进气道的低压压气机可用稳定裕度下降很多。CIAM随后在对第三代发动机压气机实验结果分析后，对产生发动机前气流不均匀度的试车台进口装置制订了一系列通用要求。
2、涡轮发展的主要方向之一就是涡轮进口温度升高，而第三代涡轮进口温度达到1300到1450k（1026.85度到1176.85度），只有研制出性能水平更高的航空材料才能保障发动机顺利投入使用。1960年起苏联开始对铸造高强耐腐蚀结构钢和铸造高强耐热合金进行研究，用于铸造航空航天产品大尺寸异形零件［新型聚合，黏合，油漆材料，胶，密封胶，防热和耐腐蚀材料，专业涂层，多功能非金属材料(辐射透过材料和辐射吸收材料)机理，精铸工艺与强化热处理工艺等］。同时VIAM开始深入研究用于燃气涡轮发动机主要零件上的马丁体类热强钢;在合金研究方面，研制出首批批量生产的苏联国产铸造热强合金ЖС6、ВЖЛ12у等，采用这些合金加工的等轴结构涡轮冷却铸造叶片的工作温度与同时期变形合金ЗИ437Б相比提高了200度;热强钛合金BT3-1，BT8，BT9，在一系列燃气涡轮发动机压气机、盘、叶片和轴中使用。同时，CIAM通过对燃烧室系统的研究工作，建立了温度场不均匀性计算方法。
3、在试制和推广使用燃气涡轮发动机的时期（第一代至第二代）时，可靠性和寿命问题一直没有被高度重视。到了第三代时，D-30、NK-8、AL-21F面临的主要问题就是可靠性和寿命问题，提高寿命和可靠性随后成为中心课题。燃气涡轮发动机寿命主要受火焰筒、涡轮和压气机工作叶片，压气机和涡轮转子的承重支撑滚动轴承的限制。而当时限制发动机寿命和可靠性的因素如下：
①对发动机与附件的性能、特性和引起各种故障的原因研究不够。因此，没有考虑发动机的实际工作条件，尤其是振动应力和热应力。
②检查发动机可靠性和寿命的实验方法不完整
③缺少在飞行中检查和预测发动机状态的手段
④个别零部件加工工艺规程不完善，也不稳定
后来在А.Д.什维佐夫、А.Г.伊甫琴科、H.Д.库兹涅佐夫、П.А.索罗维耶夫等人的努力下，这些复杂课题在短时间内得到顺利解决，并制定与提高发动机寿命有关的材料标准
正文：
涡喷的最后舞台
AL-21F：设计AL-21F的发动机目的就是使其具有与AL-7F发动机类似的性能，同时尺寸和重量要比AL-7F发动机稍有降低，最终目的是要显著降低耗油率。“联盟”机械制造设计局的R29-300具有和AL-21F相似的性能，但AL-21F具有更低的耗油率。1969年AL-21F通过增加空气流量，提高压力和涡轮进口温度等方式，使得推力增加了25%到35%，也使得所有部件都进行了较大的改动。相比于二代机，AL-21F及其改进型具有单位推力增加23%，耗油率降低17%，单位质量降低30%等优点。F型67年开始投产，其与改进型主要装备苏霍伊飞机设计局机型以及米高扬飞机设计局的产品。应用于苏-17，20，22，24和米格-23等机型改型(这里有个小故事，我在R29-300会提到)
AL-21F及其主要改型具有14级的轴流压气机，3级轴流式喷气涡轮，环管燃烧室具有12个火焰筒，进气道利用重量轻的合金制成，加力燃烧室可以全状态控制从飞行慢车到最大加力范围内实现平稳点火和功率调节。
AL-21F3
R13-300：在R11F2S-300的基础上，乌法发动机制造厂研制R13-300双轴加力涡喷发动机，用于装备米格-21SM,ST,MF和苏-15T,TM,UM系列。而其改型R13F-300在原有基础上安装了三个环形燃烧室的新型加力燃烧室，尾喷管可调并增加了隔热屏，这种结构可以使发动机实现“应急状态”。涡喷13则是R13-300在中国的代号，1978开始在沈阳黎明机械厂生产，用于歼八和歼七
R13-300的低压压气机为三级轴流式;高压压气机为五级轴流式，主要为钛合金结构，转子为盘鼓式;燃烧室为环管式;高压涡轮和低压涡轮皆为一级轴流式;加力燃烧室的火焰稳定器为V型槽沿径向分布;尾喷管可收敛，多调节板可调节喷管由液压装置驱动;发动机的操控系统由状态控制盒ПУРТ-2ФТ实施。
R15-300：为了给重型战斗侦查机E-150和E-152研制涡喷发动机，“联盟”发动机设计局于20世纪50年代末研发出单转子加力式涡喷R15-300，设计本身的深度节流和寿命延长可以保证飞机有较大的航程，同时也是世界上第一台安装了电子状态调节器的发动机，1965年开始批生产，及其改型主要用于图波列夫飞机设计局以及米高扬飞机设计局的产品，如图-123“隼”和米格-25系列
压气机为五级轴流式，钛，钢和高级镍合金结构；燃烧室为环形，18个蒸发喷嘴;涡轮为一级轴流式，实心转子叶片;起动系统为独立的燃气轮机起动机，位于附件传动机闸前面。
R25-300:乌法发动机制造局在R13-300发动机的基础上改进，研制出了R25-300，用于米格-21bis/bisk(比斯)和苏-15比斯，使得米格-21比斯和苏-15比斯的爬升率******动性明显改善。相比于R13-300,R25-300在设计上有许多改动。提高空气流量，改进加力燃烧室，改善冷却系统，增加加力燃油流量，增加加力燃油流量，增设应急工作状态，配置双级加力燃烧室，满足高空作战的需要。其改型寿命更长，可靠性更高，但推力并未改变，用于米格-21-93飞机。
进气装置采用铝合金进气处理机闸;低压和高压压气机分别为三级和五级轴流式;燃烧室为环管式，加力燃烧室为直流圆柱型;高压和低压涡轮皆为一级轴流式;尾喷管可调喷口
R25-300
我其实应该在这提一下R27F2M-300,但读物内并未收录此款发动机，只提供该发动机是图申斯基“联盟”机械制造设计局(500设计局)的产品，R27为“联盟”发动机设计局(300设计局)的产品。(维基虽然由直接关键词，但不知道为什么后面会给我提供关于空客和本田的消息。百度也是只有关于配装米格23改型和一些推力，空气流量等数据和消息，并没有发展历程等介绍。因为文章主要写具有代表性的航空发动机，所以不打算写关于R27F2M-300的闲谈)
后来我找了下关于配套机米格23的词条，只有发现关于R27-300的推力为77KN，后面就是米格-23的历史了
R29-300:图库斯基“联盟”机械制造设计局于二十世纪六十年代，以R-27F2M-300发动机为基础研制出R29-300 ，继承了大量R11F-300、R13-300和R25-300的成功经验。相比较于R-27,重量稍重长度也有所增加。最重要的区别在于前面两级压气机的直径增加了，空气流量得以提高大约20%。大的加力燃烧室也可完全由飞行员实现无级控制。后来在保持涡轮进口温度不增加的前提下增加低压压气机压比，导致压气机稳定工作性较差。对此采用机闸处理和增加压气机级数的办法来提高压气机喘震裕度，从而解决发动机工作稳定性问题。于此同时，将空气流量增加到110kg/s，推力增大到122.78千牛（最初设计推力为83.35KN，空气流量88kg/s）。其改型R29BS-300用于苏-22，R29PN装备的米格-23则没有出口，R23B-300则配装米格-23B和全部米格-27。
进气口为环形，无进口导流叶片;压气机为五级轴流，低压机闸，转子叶片和静子叶片均采用钛合金，低压轴则采用合金钢;高压压气机为六级轴流式，高温合金，钛合金和合金钢大量采用在高压压气机部件内;燃烧室为环形，火焰筒采用高温合金板材，燃烧室套用高温合金;高压/低压涡轮均为一级轴流式，涡轮机闸材料均为ЗИ437高温合金;加力燃烧室由全内锥加力扩散器，三排V型环形循环稳定器及带全长隔热屏的加力筒体组成;喷管为简单收敛式;控制系统为机械液压式。
R29-300
之所以选这图片为做封面，其实与鹰酱有关。在美国军方代表团于1967年7月看完包括米格-23在内的12种新型战斗机，美国在“大开眼界”的同时，也不知所措。虽然在参观时表现出以往一样的“镇定”。但他们明白，这些飞机比他们在役的作战飞机性能高出不少。随后12月海军和空军分别发布了F-14和F-15的发动机项目招标书，普惠与GE随后开始了有名的“发动机战争”，普惠的噩梦之旅开始了。当然，这图并不是指我上面所讲的事，但中国航空发动机的起步，确实离不开“借鉴”毛子“买”来和自身发展起来的“老东西”
小故事：苏联原决定AL-21F发动机装备米格32-24，但后来决定配装苏-17和苏-24，用R29B-300装备米格-23B。该决定的主要动机是为了让AL-21F处于保密状态，配装了AL-21F的米格-23不允许出口，而配装R29B-300的米格-23及改型则允许出口。（ps:兔子你当时从埃及引过来的是R29B-300）
出自大风号 翼下之风自媒体的漫画
涡扇登上了舞台
NK-8:在伊留申飞机设计局于1961年开始启动伊尔-62飞机的设计工作后，以期成为苏联民航飞机领头羊，库兹涅佐夫设计局则负责其动力装置的研制工作。在依托20世纪50年代末NK-6发动机的研制经验，利用其核心机技术，在三年的时间内研制出NK-8涡扇发动机。该发动机广泛采用了钛合金，采用多喷嘴燃烧室，可以保证进入到涡轮的燃气轮机的燃气气流温度场比较均匀，于1964年通过国家鉴定实验。其改型NK-8-4发动机由于在零件上采用高效的强化方法，并对发动机转子和管路采取了阻尼措施，使的NK-8-4具有很高的可靠性指标，该发动机在起飞时噪声很低，并且稳管中不冒烟，因此该发动机在国际航线上广泛使用;NK-88则作为NK-8-2U的发动机改型，采用了液态氢为燃料，在该发动机上也首次采用包括涡轮泵附件，燃料热交换-蒸发器和控制附件的燃料供给系统。在改型NK-83系列发动机上，首次采用了格栅式反推力装置，调节在尾喷管前。NK-8及其改型主要应用于图波列夫飞机设计局和库兹涅佐夫设计局的产品，经过NK-8系列发动机的不断改型、改进，使得其成为俄罗斯民航史上数量最多的批生产涡扇发动机。
风扇为两级，压比为2.15，转速5350r/min;低压压气机为两级，与风扇在一个轴上;高压压气机为六级，压比为10.8，转速为6950r/min;燃烧室为环形，129个喷嘴;高压涡轮为单级，低压涡轮为两级;反推力为推力的45%到48%，面积固定，内外涵气流混合排出的共用喷管。
NK-8-2U发动机结构示意图（含进气演示)
关于D-20P其实我应该在这里说明其是苏联研制的第一台涡扇发动机，但其意义主要体现在了D-30以其为基础发展得来。维基搜冷门发动机也是一如既往的只给了参数没给什么发展历程。但相比于只给数据连图片都没有的发动机，D-20待遇不错了。在这里也要感谢百科和维基的编写者，以及中航工业里编写航空发动机出版工程的各位，能给读者带来高质量的航空发动机读物(不过罗罗三部曲关于车的发展介绍不少，喜欢劳斯莱斯或宾利的可以买来看一些发展史)。
D-20外形图
D-30:索洛维耶夫设计局在二十世纪六十年代为苏联双发客机研制双转子涡扇发动。在D-20P成功用于图-124后，提出D-30应提高涡轮进口温度，保持低耗油率的设计思想。后来以D-20P为基础，主要体现在增加一级跨声速和2级高压压气机 ，增加压比和流量，得到增大推力和降低油耗率，发展得来D-30。D-30改型众多，主要应用在图—、伊尔—系列客机(如图-154M和伊尔-76T)。而D-30KU/KP系列发动机主要对涡轮冷却系统和燃油控制系统进行改进，引入消声结构降低其噪声水平，满足了国际名航对噪声的要求。同时性能超过了同时期西方国家的发动机，满足也成为了苏联和俄罗斯历史上生产数量最多，使用最成功的民用客机和运输机发动机。
以D-30KU/KP/KU-154发动机为例，压气机为双转子轴流式，低压2级高压5级;分离机闸用于分离内外涵气流，同时也是低/高压压气机转子的支承部件;燃烧室为环管式，可实现部分拆卸对火焰筒，喷嘴等零件进行检查和更换;高压涡轮为两级，导流叶片和工作叶片都采用空气冷却，而四级低压涡轮只有盘是带冷却的;反推力装置为两个外部调节片，控制系统为液压闭环自主控制系统。
D-30（在中国比较出名就是D-30改型用在了轰-6k和运-20上了）
AL-25：在竞争雅克-40系列时，伊甫琴科设计局拿出了他们第一台研制的双转子涡扇发动机AL-25，设计目的为中短程运输机和教练机。随后在雅克-40、雅克-40k，m-15等飞机配装的其他型号发动机竞争中胜出。AL-25发动机在苏联航空制造业中，是首次通过国外飞行许可的全部飞行实验，第一台可在德国和意大利按适航标准进行航空注册的发动机。AL-25发动机气动稳定性、推进效率较高，结构简单，维修方便，经济型同样不错，寿命长，具有高可靠性(能夸的都夸了)。及其改型后来主要装备教练机(使用数量最多的教练机动力)，客机和农业机，2008年后改型不再生产。在中国，1998年后k8s,k8j教练机正是用AL-25系列发动机 （以前为美国TFE731-2A），包括印度、埃及等三十个国家同样使用着AL-25及其改型。
风扇为三级亚声速轴流式压气机，进气导流叶片为空心结构，用于引入压气机后的热空气进行防冰加温;九级亚音速轴流式压气机，进气导流叶片可调，一级低压八级高压，高压压气机为盘鼓式结构;燃烧室为环形带有12个头部的直流式环形火焰筒;尾喷管可简单收敛，内外涵道分开排气，面积不可调;高压/低压涡轮分别为单/2级轴流式;控制系统为机械液压式。
NK-144：如果知道英法的“协和”号，就应该对苏联的“协和斯基”所配装的NK-144及其改型感兴趣。为了争夺超声速名航客机的地位，库兹涅佐夫设计局准备设计出马赫数大于2的发动机。后来在NK-8的基础上，增加了加力燃烧室，并且借鉴了NK-6的研发经验，设计出NK-144双转子加力涡扇发动机。配装四台NK-144发动机的超声速客机在1968年试飞成功，于1973年在苏联国内航线使用。但NK-144在使用过程中曾遇到一系列故障，在总设计师I.A.叶利扎罗夫的带领下，比如抛油故障（滑油从滑油箱中甩出经通风系统抛到飞机机体侧壁）问题，经过增大 端面接触封严装置的固定转动件之间的间隙，之后发动机并未再出现过此类故障。当然，装备NK-144的图-144也成为了苏联首批获得国家载客安全性适航认证的客机，累积载客3284人次，完成了55个航班的飞行。其深度改型NK-144-22则用于图-22MO。当然，NK-144也同上面NK-8一样 ，具有采用液态氢做燃料的改型NK-144VT。但该设计方案最终没有投产
图-22MO
风扇为2级;低压压气机为三级，高压压气机为六级轴流式;燃烧室为环形;高压涡轮为单级，低压涡轮为两级;加力燃烧室为两个通道，三圈火焰稳定器，菊花形混合器(找了一下还像吧);尾喷管可调节;发动机材料采用了铸造变形钛合金和热强材料，配备了许多自动控制系统的传感器和目视观察孔。
闲谈：
苏联在20世纪60年代解决了涡轮气动热力和强度计算，涡轮试验，冷却叶片结构，新型耐高温材料等主要技术问题后，索洛维耶夫设计局，库兹涅佐夫设计局，留里卡发动机设计局等单位研制了军用和民用涡扇发动机。在苏联第三代涡喷/涡扇中，我们可以看到AL-21F等高性能涡喷发动机，也可以看到D-30,NK-144等涡扇发动机。在研制小涵道比和中涵道比的民用涡扇发动机（0.3~2），进一步发展加力式涡喷发动机。这一代中，新型的结构材料（钛、高温镍基合金等），使得涡轮进口温度普遍在1300-1450K，相比于第二代1150k-1250k，“代”与“代”之间的性能呈阶跃性提高。超声速级压气机，双转子结构，可调静子叶片，环形燃烧室和对流冷却高效率涡轮等，都是第三代航空涡喷/涡扇发动机的主要标志。由于相关书籍和链接我试了写了下，写到7400多字，所以我不打算像以前一样继续在下面备注资料来源，但最主要还是依靠彭友梅主编的《苏联/俄罗斯/乌克兰航空发动机的发展》至于之前的第一/二代专栏，我已经撤回至草稿箱重新编写（最近有一批新的关于美/英发展的书籍，前面也有很多没提到的地）。但我也是端午节假期左右继续写关于苏俄第三代航空发动机的文章，不能保证稳定更新，加之还要准备考试，或许时间并不是像海绵般想挤就挤出来了，但既然不能稳定更新我希望能保持质量。资料的收集是一大难事，上面肯定有我没提到或错误的地方，希望各位观众能够在评论区留下自己的见解和资料（推力等数据不就用了~我打算以后出配套战斗机专栏时再一并提出）。
优衣库里的骚年
2018年06月20日 15:55
闲谈：
相比于前面两代，第三代航空燃气涡轮发动机的突出特点就是涡扇发动机诞生。这一代的发动机大多采用双转子结构、压比增大至14-20、发动机燃烧室也比以前的燃烧室热容强度更高，长度更短、涡轮工作叶片采用对流冷却技术，同时也在减小涡轮径向间隙、以及开始研究控制系统，研制一套可提早发现发动机故障的监控设备以及水平更高的航空材料。
研制第三代航空发动机时也面临着许多主要问题
1、 随着压比的增大，压气机气动稳定性损失也增加。CIAM开始对发动机气动稳定性问题开展实验研究。后来分析表明主要原因在于进气道的总压损失大于圆筒通道内扰流板的总压损失，使得进气道的低压压气机可用稳定裕度下降很多。CIAM随后在对第三代发动机压气机实验结果分析后，对产生发动机前气流不均匀度的试车台进口装置制订了一系列通用要求。
2、涡轮发展的主要方向之一就是涡轮进口温度升高，而第三代涡轮进口温度达到1300到1450k（1026.85度到1176.85度），只有研制出性能水平更高的航空材料才能保障发动机顺利投入使用。1960年起苏联开始对铸造高强耐腐蚀结构钢和铸造高强耐热合金进行研究，用于铸造航空航天产品大尺寸异形零件［新型聚合，黏合，油漆材料，胶，密封胶，防热和耐腐蚀材料，专业涂层，多功能非金属材料(辐射透过材料和辐射吸收材料)机理，精铸工艺与强化热处理工艺等］。同时VIAM开始深入研究用于燃气涡轮发动机主要零件上的马丁体类热强钢;在合金研究方面，研制出首批批量生产的苏联国产铸造热强合金ЖС6、ВЖЛ12у等，采用这些合金加工的等轴结构涡轮冷却铸造叶片的工作温度与同时期变形合金ЗИ437Б相比提高了200度;热强钛合金BT3-1，BT8，BT9，在一系列燃气涡轮发动机压气机、盘、叶片和轴中使用。同时，CIAM通过对燃烧室系统的研究工作，建立了温度场不均匀性计算方法。
3、在试制和推广使用燃气涡轮发动机的时期（第一代至第二代）时，可靠性和寿命问题一直没有被高度重视。到了第三代时，D-30、NK-8、AL-21F面临的主要问题就是可靠性和寿命问题，提高寿命和可靠性随后成为中心课题。燃气涡轮发动机寿命主要受火焰筒、涡轮和压气机工作叶片，压气机和涡轮转子的承重支撑滚动轴承的限制。而当时限制发动机寿命和可靠性的因素如下：
①对发动机与附件的性能、特性和引起各种故障的原因研究不够。因此，没有考虑发动机的实际工作条件，尤其是振动应力和热应力。
②检查发动机可靠性和寿命的实验方法不完整
③缺少在飞行中检查和预测发动机状态的手段
④个别零部件加工工艺规程不完善，也不稳定
后来在А.Д.什维佐夫、А.Г.伊甫琴科、H.Д.库兹涅佐夫、П.А.索罗维耶夫等人的努力下，这些复杂课题在短时间内得到顺利解决，并制定与提高发动机寿命有关的材料标准
正文：
涡喷的最后舞台
AL-21F：设计AL-21F的发动机目的就是使其具有与AL-7F发动机类似的性能，同时尺寸和重量要比AL-7F发动机稍有降低，最终目的是要显著降低耗油率。“联盟”机械制造设计局的R29-300具有和AL-21F相似的性能，但AL-21F具有更低的耗油率。1969年AL-21F通过增加空气流量，提高压力和涡轮进口温度等方式，使得推力增加了25%到35%，也使得所有部件都进行了较大的改动。相比于二代机，AL-21F及其改进型具有单位推力增加23%，耗油率降低17%，单位质量降低30%等优点。F型67年开始投产，其与改进型主要装备苏霍伊飞机设计局机型以及米高扬飞机设计局的产品。应用于苏-17，20，22，24和米格-23等机型改型(这里有个小故事，我在R29-300会提到)
AL-21F及其主要改型具有14级的轴流压气机，3级轴流式喷气涡轮，环管燃烧室具有12个火焰筒，进气道利用重量轻的合金制成，加力燃烧室可以全状态控制从飞行慢车到最大加力范围内实现平稳点火和功率调节。
AL-21F3
R13-300：在R11F2S-300的基础上，乌法发动机制造厂研制R13-300双轴加力涡喷发动机，用于装备米格-21SM,ST,MF和苏-15T,TM,UM系列。而其改型R13F-300在原有基础上安装了三个环形燃烧室的新型加力燃烧室，尾喷管可调并增加了隔热屏，这种结构可以使发动机实现“应急状态”。涡喷13则是R13-300在中国的代号，1978开始在沈阳黎明机械厂生产，用于歼八和歼七
R13-300的低压压气机为三级轴流式;高压压气机为五级轴流式，主要为钛合金结构，转子为盘鼓式;燃烧室为环管式;高压涡轮和低压涡轮皆为一级轴流式;加力燃烧室的火焰稳定器为V型槽沿径向分布;尾喷管可收敛，多调节板可调节喷管由液压装置驱动;发动机的操控系统由状态控制盒ПУРТ-2ФТ实施。
R15-300：为了给重型战斗侦查机E-150和E-152研制涡喷发动机，“联盟”发动机设计局于20世纪50年代末研发出单转子加力式涡喷R15-300，设计本身的深度节流和寿命延长可以保证飞机有较大的航程，同时也是世界上第一台安装了电子状态调节器的发动机，1965年开始批生产，及其改型主要用于图波列夫飞机设计局以及米高扬飞机设计局的产品，如图-123“隼”和米格-25系列
压气机为五级轴流式，钛，钢和高级镍合金结构；燃烧室为环形，18个蒸发喷嘴;涡轮为一级轴流式，实心转子叶片;起动系统为独立的燃气轮机起动机，位于附件传动机闸前面。
R25-300:乌法发动机制造局在R13-300发动机的基础上改进，研制出了R25-300，用于米格-21bis/bisk(比斯)和苏-15比斯，使得米格-21比斯和苏-15比斯的爬升率******动性明显改善。相比于R13-300,R25-300在设计上有许多改动。提高空气流量，改进加力燃烧室，改善冷却系统，增加加力燃油流量，增加加力燃油流量，增设应急工作状态，配置双级加力燃烧室，满足高空作战的需要。其改型寿命更长，可靠性更高，但推力并未改变，用于米格-21-93飞机。
进气装置采用铝合金进气处理机闸;低压和高压压气机分别为三级和五级轴流式;燃烧室为环管式，加力燃烧室为直流圆柱型;高压和低压涡轮皆为一级轴流式;尾喷管可调喷口
R25-300
我其实应该在这提一下R27F2M-300,但读物内并未收录此款发动机，只提供该发动机是图申斯基“联盟”机械制造设计局(500设计局)的产品，R27为“联盟”发动机设计局(300设计局)的产品。(维基虽然由直接关键词，但不知道为什么后面会给我提供关于空客和本田的消息。百度也是只有关于配装米格23改型和一些推力，空气流量等数据和消息，并没有发展历程等介绍。因为文章主要写具有代表性的航空发动机，所以不打算写关于R27F2M-300的闲谈)
后来我找了下关于配套机米格23的词条，只有发现关于R27-300的推力为77KN，后面就是米格-23的历史了
R29-300:图库斯基“联盟”机械制造设计局于二十世纪六十年代，以R-27F2M-300发动机为基础研制出R29-300 ，继承了大量R11F-300、R13-300和R25-300的成功经验。相比较于R-27,重量稍重长度也有所增加。最重要的区别在于前面两级压气机的直径增加了，空气流量得以提高大约20%。大的加力燃烧室也可完全由飞行员实现无级控制。后来在保持涡轮进口温度不增加的前提下增加低压压气机压比，导致压气机稳定工作性较差。对此采用机闸处理和增加压气机级数的办法来提高压气机喘震裕度，从而解决发动机工作稳定性问题。于此同时，将空气流量增加到110kg/s，推力增大到122.78千牛（最初设计推力为83.35KN，空气流量88kg/s）。其改型R29BS-300用于苏-22，R29PN装备的米格-23则没有出口，R23B-300则配装米格-23B和全部米格-27。
进气口为环形，无进口导流叶片;压气机为五级轴流，低压机闸，转子叶片和静子叶片均采用钛合金，低压轴则采用合金钢;高压压气机为六级轴流式，高温合金，钛合金和合金钢大量采用在高压压气机部件内;燃烧室为环形，火焰筒采用高温合金板材，燃烧室套用高温合金;高压/低压涡轮均为一级轴流式，涡轮机闸材料均为ЗИ437高温合金;加力燃烧室由全内锥加力扩散器，三排V型环形循环稳定器及带全长隔热屏的加力筒体组成;喷管为简单收敛式;控制系统为机械液压式。
R29-300
之所以选这图片为做封面，其实与鹰酱有关。在美国军方代表团于1967年7月看完包括米格-23在内的12种新型战斗机，美国在“大开眼界”的同时，也不知所措。虽然在参观时表现出以往一样的“镇定”。但他们明白，这些飞机比他们在役的作战飞机性能高出不少。随后12月海军和空军分别发布了F-14和F-15的发动机项目招标书，普惠与GE随后开始了有名的“发动机战争”，普惠的噩梦之旅开始了。当然，这图并不是指我上面所讲的事，但中国航空发动机的起步，确实离不开“借鉴”毛子“买”来和自身发展起来的“老东西”
小故事：苏联原决定AL-21F发动机装备米格32-24，但后来决定配装苏-17和苏-24，用R29B-300装备米格-23B。该决定的主要动机是为了让AL-21F处于保密状态，配装了AL-21F的米格-23不允许出口，而配装R29B-300的米格-23及改型则允许出口。（ps:兔子你当时从埃及引过来的是R29B-300）
出自大风号 翼下之风自媒体的漫画
涡扇登上了舞台
NK-8:在伊留申飞机设计局于1961年开始启动伊尔-62飞机的设计工作后，以期成为苏联民航飞机领头羊，库兹涅佐夫设计局则负责其动力装置的研制工作。在依托20世纪50年代末NK-6发动机的研制经验，利用其核心机技术，在三年的时间内研制出NK-8涡扇发动机。该发动机广泛采用了钛合金，采用多喷嘴燃烧室，可以保证进入到涡轮的燃气轮机的燃气气流温度场比较均匀，于1964年通过国家鉴定实验。其改型NK-8-4发动机由于在零件上采用高效的强化方法，并对发动机转子和管路采取了阻尼措施，使的NK-8-4具有很高的可靠性指标，该发动机在起飞时噪声很低，并且稳管中不冒烟，因此该发动机在国际航线上广泛使用;NK-88则作为NK-8-2U的发动机改型，采用了液态氢为燃料，在该发动机上也首次采用包括涡轮泵附件，燃料热交换-蒸发器和控制附件的燃料供给系统。在改型NK-83系列发动机上，首次采用了格栅式反推力装置，调节在尾喷管前。NK-8及其改型主要应用于图波列夫飞机设计局和库兹涅佐夫设计局的产品，经过NK-8系列发动机的不断改型、改进，使得其成为俄罗斯民航史上数量最多的批生产涡扇发动机。
风扇为两级，压比为2.15，转速5350r/min;低压压气机为两级，与风扇在一个轴上;高压压气机为六级，压比为10.8，转速为6950r/min;燃烧室为环形，129个喷嘴;高压涡轮为单级，低压涡轮为两级;反推力为推力的45%到48%，面积固定，内外涵气流混合排出的共用喷管。
NK-8-2U发动机结构示意图（含进气演示)
关于D-20P其实我应该在这里说明其是苏联研制的第一台涡扇发动机，但其意义主要体现在了D-30以其为基础发展得来。维基搜冷门发动机也是一如既往的只给了参数没给什么发展历程。但相比于只给数据连图片都没有的发动机，D-20待遇不错了。在这里也要感谢百科和维基的编写者，以及中航工业里编写航空发动机出版工程的各位，能给读者带来高质量的航空发动机读物(不过罗罗三部曲关于车的发展介绍不少，喜欢劳斯莱斯或宾利的可以买来看一些发展史)。
D-20外形图
D-30:索洛维耶夫设计局在二十世纪六十年代为苏联双发客机研制双转子涡扇发动。在D-20P成功用于图-124后，提出D-30应提高涡轮进口温度，保持低耗油率的设计思想。后来以D-20P为基础，主要体现在增加一级跨声速和2级高压压气机 ，增加压比和流量，得到增大推力和降低油耗率，发展得来D-30。D-30改型众多，主要应用在图—、伊尔—系列客机(如图-154M和伊尔-76T)。而D-30KU/KP系列发动机主要对涡轮冷却系统和燃油控制系统进行改进，引入消声结构降低其噪声水平，满足了国际名航对噪声的要求。同时性能超过了同时期西方国家的发动机，满足也成为了苏联和俄罗斯历史上生产数量最多，使用最成功的民用客机和运输机发动机。
以D-30KU/KP/KU-154发动机为例，压气机为双转子轴流式，低压2级高压5级;分离机闸用于分离内外涵气流，同时也是低/高压压气机转子的支承部件;燃烧室为环管式，可实现部分拆卸对火焰筒，喷嘴等零件进行检查和更换;高压涡轮为两级，导流叶片和工作叶片都采用空气冷却，而四级低压涡轮只有盘是带冷却的;反推力装置为两个外部调节片，控制系统为液压闭环自主控制系统。
D-30（在中国比较出名就是D-30改型用在了轰-6k和运-20上了）
AL-25：在竞争雅克-40系列时，伊甫琴科设计局拿出了他们第一台研制的双转子涡扇发动机AL-25，设计目的为中短程运输机和教练机。随后在雅克-40、雅克-40k，m-15等飞机配装的其他型号发动机竞争中胜出。AL-25发动机在苏联航空制造业中，是首次通过国外飞行许可的全部飞行实验，第一台可在德国和意大利按适航标准进行航空注册的发动机。AL-25发动机气动稳定性、推进效率较高，结构简单，维修方便，经济型同样不错，寿命长，具有高可靠性(能夸的都夸了)。及其改型后来主要装备教练机(使用数量最多的教练机动力)，客机和农业机，2008年后改型不再生产。在中国，1998年后k8s,k8j教练机正是用AL-25系列发动机 （以前为美国TFE731-2A），包括印度、埃及等三十个国家同样使用着AL-25及其改型。
风扇为三级亚声速轴流式压气机，进气导流叶片为空心结构，用于引入压气机后的热空气进行防冰加温;九级亚音速轴流式压气机，进气导流叶片可调，一级低压八级高压，高压压气机为盘鼓式结构;燃烧室为环形带有12个头部的直流式环形火焰筒;尾喷管可简单收敛，内外涵道分开排气，面积不可调;高压/低压涡轮分别为单/2级轴流式;控制系统为机械液压式。
NK-144：如果知道英法的“协和”号，就应该对苏联的“协和斯基”所配装的NK-144及其改型感兴趣。为了争夺超声速名航客机的地位，库兹涅佐夫设计局准备设计出马赫数大于2的发动机。后来在NK-8的基础上，增加了加力燃烧室，并且借鉴了NK-6的研发经验，设计出NK-144双转子加力涡扇发动机。配装四台NK-144发动机的超声速客机在1968年试飞成功，于1973年在苏联国内航线使用。但NK-144在使用过程中曾遇到一系列故障，在总设计师I.A.叶利扎罗夫的带领下，比如抛油故障（滑油从滑油箱中甩出经通风系统抛到飞机机体侧壁）问题，经过增大 端面接触封严装置的固定转动件之间的间隙，之后发动机并未再出现过此类故障。当然，装备NK-144的图-144也成为了苏联首批获得国家载客安全性适航认证的客机，累积载客3284人次，完成了55个航班的飞行。其深度改型NK-144-22则用于图-22MO。当然，NK-144也同上面NK-8一样 ，具有采用液态氢做燃料的改型NK-144VT。但该设计方案最终没有投产
图-22MO
风扇为2级;低压压气机为三级，高压压气机为六级轴流式;燃烧室为环形;高压涡轮为单级，低压涡轮为两级;加力燃烧室为两个通道，三圈火焰稳定器，菊花形混合器(找了一下还像吧);尾喷管可调节;发动机材料采用了铸造变形钛合金和热强材料，配备了许多自动控制系统的传感器和目视观察孔。
闲谈：
苏联在20世纪60年代解决了涡轮气动热力和强度计算，涡轮试验，冷却叶片结构，新型耐高温材料等主要技术问题后，索洛维耶夫设计局，库兹涅佐夫设计局，留里卡发动机设计局等单位研制了军用和民用涡扇发动机。在苏联第三代涡喷/涡扇中，我们可以看到AL-21F等高性能涡喷发动机，也可以看到D-30,NK-144等涡扇发动机。在研制小涵道比和中涵道比的民用涡扇发动机（0.3~2），进一步发展加力式涡喷发动机。这一代中，新型的结构材料（钛、高温镍基合金等），使得涡轮进口温度普遍在1300-1450K，相比于第二代1150k-1250k，“代”与“代”之间的性能呈阶跃性提高。超声速级压气机，双转子结构，可调静子叶片，环形燃烧室和对流冷却高效率涡轮等，都是第三代航空涡喷/涡扇发动机的主要标志。由于相关书籍和链接我试了写了下，写到7400多字，所以我不打算像以前一样继续在下面备注资料来源，但最主要还是依靠彭友梅主编的《苏联/俄罗斯/乌克兰航空发动机的发展》至于之前的第一/二代专栏，我已经撤回至草稿箱重新编写（最近有一批新的关于美/英发展的书籍，前面也有很多没提到的地）。但我也是端午节假期左右继续写关于苏俄第三代航空发动机的文章，不能保证稳定更新，加之还要准备考试，或许时间并不是像海绵般想挤就挤出来了，但既然不能稳定更新我希望能保持质量。资料的收集是一大难事，上面肯定有我没提到或错误的地方，希望各位观众能够在评论区留下自己的见解和资料（推力等数据不就用了~我打算以后出配套战斗机专栏时再一并提出）。