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1、四代隐身战机歼 20 的动力-涡扇 15“峨眉” 涡扇发动机涡扇 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 西安发动机公司装机对象 用于 J-10C J-20 隐身歼击机.核心机预研推动者吴大观核心机前期研究主持人 刘大响高推重比核心机总设计师 燃气涡轮研究院总设计师江和甫1 1984 年开始推重比 10 发动机预研的技术论证，1988 年 4 月召开了预研选题论证会， 1990 年正式立项开题。2 1994 年完成了 6 个总体方案的顶层设计，完成了项目指南和综合论证，
2、19931996 年 开展对俄合作。3 1995 年已基本确定了推重比 10 发动机总体方案。有些课题，如平均级压比达 1.62 的 三级压气机研究已经取得了良好进展。九五期间我们搞出了推比十发动机的三大高压部件， 并于十五期间进入验证型核心机阶段。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。20002005 年间他又担任了某型涡扇发动机核心机总设计师
3、，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。2005 年 4 月 14 日 17 时 38 分，在中国燃气涡轮研究院地面试车台上，天朝上国自行研制的首台推比 10 涡扇发动机核心机 CJ2000，检查性点火试验一次成功，并顺利推到慢车状 态.虽然 WS-10 作为 WS-15 的验证平台，即 WS-15 的高压段和 WS-10 的低压段串装，而 且 WS-10 的低
4、压段做了适应性改进，即是 WS-15 型号验证机，WS-15 的验证机高空台试 车大约是在 2006 年！2007 年 7 月，按照国防工业发展的需要，国家为尽快推进第四代战机的研制，正式启动了 WS-15 项目研制工作 ,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。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！2009 年 5 月原形机首次台架运转试车成功
5、。预计，2011 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)，将于 2011 年底在 J-20 上首飞成功.预计 2014 年 7 月发动机完成设计定型试验. 2016 年生产型发 动机定型, 装“峨眉”航空发动机的 J-20 战斗机将于 2018 年初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、
6、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，风扇叶片可拆换，带有中 间凸台，通过燕尾形榫头与盘连接，为环形燕尾槽。用短螺栓与第 2 级盘连在一起，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，以减少通过榫头的漏气量，从 而提高了效率。增压比约为 4.01，
7、风扇机匣是整环结构。风扇机匣沿轴向分为 6 段，每段 均做成整环，静子叶片被焊到机匣上。 3 级静子叶片与工作叶片均按三元流设计.高压压气机 七级轴流式。增压比 7.16。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,带进口导 流叶片，零三级静叶可调。 第 1 级转子叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，用短 螺栓后与第 2 级盘连在一起。 2-6 级转子采用了整体叶盘结构，用电子束焊焊为一体。第 7 级转子叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，用短螺栓前与第 6 级盘连在一起， 第 7 级盘由镍基高温合金粉末冶金制成。 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。
8、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,不带冠。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料为 DD9 单晶，叶身上 有物理气相沉积的隔热涂层。 FGH97 粉末冶金镍基高温合金双性能涡轮盘。采用气膜冷 却加冲击冷却方式，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
9、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 24 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
