if someone can really understand the history of Chinese aero engine development, then he may conclude that ws15 do exist.
to prove something does exist is easier to prove something doesnot exist.
缘起
涡喷发动机的原理很简单，就是作用力和反作用力的牛顿第三定律的原理，可真正从原理到上天，人们用了几个世纪的时间。
1913年法国工程师勒内·罗兰提出的一种喷气推进发动机取得专利，但这是一种冲压式空气喷气发动机，那时既不可能制造又无处使用。1930年，英国工程师弗兰克·惠特尔获得了第一个用燃气涡轮产生喷气推进的专利，但一直到11年后他的发动机才完成了第一次飞行。 1934年德国人汉斯·万·奥海因率先试制成功世界上第一台喷气发动机。1937年4月12日弗兰克·惠特尔试制成功英国第一台喷气发动机。但试运转并不理想，几经挫折，于1941年装上了格洛斯特战斗机。英国在40年代最主要的军用涡喷发动机有德温特河，尼恩等。特别是尼恩，它可以说是大多数现代发动机的鼻祖。苏联在40年代末的时候引进了尼恩，其仿制品就是ВК－1，而ВК－1Ф在ВК－1的基础上增加了加力燃烧室。这样，飞机的瞬时推力可以增加很多。中国的发动机就是从ВК－1Ф起步的。
随着朝鲜战争的结束，中国人民空军的战斗机也在进行着新一轮的更新换代。飞机和发动机的制造也提到了国家的议事日程上来。之后，我国开始仿制苏联的发动机，涡喷5，涡喷6，涡喷7等一系列发动机的仿制增强了中国航空工业的实力。可仿制也有尽头，随后的事件证明，没有真正的自主研制，中国的发动机还是要受制于人的。
人是要有点精神的，中国挺过了3年困难时期，原子弹和氢弹的爆炸震惊了世界，也鼓舞着中国人民的士气，一个大胆的想法在航空动力人的心中产生，研制自己的发动机，最新式的涡扇发动机。
当时该发动机的代号是910，也就是我们后来俗称的涡扇6，当时的想法是把该发动机的加力型作为新研制的歼击机歼9的动力，而把该发动机的无加力型910甲作为轰6和运9以及大型客机的动力。可国家正在动乱之中，这个新生儿又怎能幸免于难呢，发动机的研制的进程走走停停，试车过程中喘振不断。
-------“它的理想是九霄之上的凌云志，为自己的母亲去赢得一份安宁，可重重的桎梏，锁住了它不甘寂寞的身躯。”
有开始就有终结，再苦难的日子终究还是有个头，WS6熬过来了，迎来了飞行前50小时试车，可百废待兴的祖国已经无法将它养大，它下马了，它死在襁褓之中，尽管它已经不小了。
16年的心血，得到的竟是这样一个结果，606人欲哭无泪，总结会变成追悼会，有些人从此就离开了自己心爱的事业，中国的航空动力之路怎么就这么难， 此时的动力人是拔剑四顾心茫然，念天地之悠悠，独怅然而泪下。 而此时，30而立的共和国在航空发动机自主研制方面还是一片空白。“心脏病”，再次成为中国航空的阿喀琉斯之踵；涡扇6，是中国航空动力人永远的痛。
从零开始
“我不能给大家许诺什么，我所能付出的只有热血、辛劳、眼泪与汗水，你们要问我的政策是什么？我的回答是竭尽一切可能和投入全部力量，在海上、在陆地、在空中进行战争。你们要问，我们的目标是什么？我可以用一个词来答复，胜利。不惜一切代价争取胜利。不论道路多么遥远，多么艰难，也要去夺取胜利。”
1940年5月13号
丘吉尔于英国下院
1940年8月9号，也就是在德国空军大规模空袭英国的前一天，丘吉尔通过全国广播公司进行战争动员。英伦三岛64％的人在听着丘吉尔的演说，这些人伫立在街头，行走在马路、田间、车间、庭院听着。那时候没有电视，只有广播。丘吉尔问：我们泄气了吗？就这些站在马路上的英国人回答:没有，我们没有泄气！
80年代的中国航空动力或许只有用万马齐喑来形容，但冰封的河面之下却是涌动的春潮，也许只有用丘吉尔的演说词才能形容人们此时的心情。我们没有泄气，我们只是在积蓄力量。一旦春天到来，那雨后的春笋就将破土而出。
一、北海来风
盎古鲁撒克逊人历来是精明的商人，古板而不死板，保守而又务实。自东亚某国建国以来，他们从来没中断过与该国的关系。70年代初，随着中美关系的解冻，英国人来了。
1972年，英国同意向我方单方面出售民用”斯贝”发动机，1973年7月17日，英方又约见我驻英大使，表示已授权罗·罗，谈判向我方出售军用斯贝发动机，1975年8月，中英双方进行实质性谈判。1975年12月13日，签定了中国引进英国斯贝发动机专利的合同。
斯贝发动机，中国型号定名为涡扇9，定点西安航空发动机厂试制生产。西安航空发动机厂于1976年开始试制工作，此前西安生产的是涡喷8，是仿制苏联的РД-3М的产品，用于轰6。经过3年多的努力，1979年下半年，分两批装出了4台发动机。同年11月，由中英双方共同在中国完成了150小时持久试车考核。1980年2月到5月，又在英国完成了高空模拟试车、零下40摄氏度条件下的起动试车，以及5大部件的循环疲劳强度试验，结果都符合技术要求。中英双方代表签署了中国制造涡扇9发动机考核成功的文件。涡扇9发动机的初步研制成功，使中国有了一台推力适中的涡扇发动机，填补了空白，并有效提高了自行研制的水平和能力；通过试制引进了70年代水平的新材料、新工艺、新技术，机械加工工艺比原来提高一级精度以上，工厂掌握了诸如金属喷漆、真空热处理等12项具有世界先进水平的技术和46项国内先进工艺技术。同时，国内冶金、材料、化工、机械等工业的技术水平，也相应得到提高，从而较大幅度缩短了整个发动机制造技术与世界水平的差距。而且，斯贝发动机的引进还为航空工业迎接新时期的改革开放，引进先进技术，开展技术合作与交流，提高发动机及配套产品的技术水平，开了个好头。
需要指出的是如果没有涡扇9，那飞豹也就前途未卜了。但由于种种原因，WS9的研制一直踌躇不前。90年代初期，随着飞豹研制工作的展开，涡扇9的全面国产化工作也提到议事日程上来，95年11月，部分国产化的涡扇9通过150小时试车，此时涡扇9的国产化率已达到70％，仍有部分零件不能生产。1999年下半年，涡扇9发动机全面国产化工作启动，西安航空发动机厂先后攻克无余量精锻(精铸)工艺，数字式电子控制系统等一系列难关，西航集团公司仅用了20天时间就完成了发动机的装配，在成功进行了两次冷运转后，于2000年底一次点火成功，随即开始的150小时工艺试车于2001年圆满结束，试车检验结果表明各项性能技术指标均达到要求，涡扇9被重新命名为秦岭发动机，2002年6月1日上午，凝聚着西航航空人无数心血和汗水的秦岭发动机首飞成功。2003年7月该发动机通过技术鉴定，从此，中国开始有了全国产的大推力涡扇发动机。
斯贝发动机的原型改自民用发动机，因此也秉承了民用发动机耗油率低的特点。约翰牛的务实精神在斯贝发动机上体现得淋漓尽至；可靠，喘振余度高是斯贝的最大的特点，斯贝也正象一头老黄牛一样，勤勤恳恳，任劳任怨。斯贝是最早采用三元流技术的发动机，该理论是我国著名航空发动机专家吴仲华教授提出的。但是斯贝的推比却是长期以来一直被人们所诟病的，的确，斯贝的推比太低了，其推比与WP7相比也是非常低的，要知道WP7的原型Р11Ф-300发动机只是50年代初的技术，50年代中期的产品。罗罗也确有改进斯贝的计划，可最终因为需求少而迟迟没有启动。
这里，读者不妨以另外一种发动机做比较，那就是雄猫之心TF30，该发动机最早也是民用型，当时的代号叫JTF-10A，但未获得应用，1961年末，美国空海军提出了F111战术战斗机的设计要求，并选中JTF10A的军用加力型TF30-P-1，该型发动机于1962年夏在B-45飞行试验台上开始飞行试验，1964年12月装于F111A首次飞行，1965年8月完成定型试验，并用于F111A的发展型和头5架的生产型，，最初的TF30的推比只有5。0和斯贝MK202相同，而到了F111F所装的TF30-100型，其推比达到了6。3，类似的经历，不禁使人浮想联翩，既然TF30能从推比5。0提高到了6。3，那斯贝MK202呢?如果把斯贝的风扇换掉，使用高效率，高压比的风扇的话，斯贝的推力肯定可以增加不少，如果再替换高压段，采用预研的核心机技术，把高压压气机和高压涡轮换掉，更新燃烧室的话，推力肯定还会增加，在增推方面可以做的，在减重方面也可以做到，毕竟斯贝MK202的材料都是30年前的了，如果在压气机叶片上广泛采用钛合金，在高压涡轮叶片上采用单晶合金，并在涡轮盘材料上采用粉末盘，整体叶盘技术，风扇叶片采用复合材料，空心宽弦风扇叶片，这样重量完全可以大大减轻，由此可见斯贝推比增加的潜力是巨大的，短期估计能达到6。5，远期在7。0以上也是可能的。
二、阿拉伯人的友谊
中国和阿拉伯人的友谊源远流长，远自唐代就有交往，而在现代，中国人的武器更是源源不断的武装了我们的***兄弟，看看中华人民共和国的武器出口史，可以说就是和阿拉伯世界的友谊史，当然有来就有往，我们付出了，就有了回报，70年代末，我们得到了我们想要的东西，米格21MF和米格23，附带的发动机我们也得到了，那就是Р13Ф-300和Р29。
自从研制了Р11Ф-300以后，图曼斯基设计局一刻也没有停止过对该发动机的改进，随后的Р13Ф-300和Р25就是它的直系后代，当然在千里之外的中国，人们也在做着同样的努力，空心涡轮叶片的研制成功，使中国继美国之后成为第二个拥有该技术的国家，以致于若干年后罗罗的总师胡克看到这一成果时说的第一句话就是不虚此行。但随后的岁月里，封锁和动乱使WP7的改进陷于停滞，直到我们得到了Р13Ф-300，有很多人认为WP13就是Р13Ф-300的仿制品，而国内的权威刊物则称该发动机是涡喷7的发展型，但笔者认为WP13既不可能是仿制品，也不可能就是简单的来自WP7，它极有可能是参照了Р13Ф-300的设计，在WP7的基础上研制出来的，在研制过程中WP13开始在压气机上采用钛合金，取代了原本的合金钢，当然WP13也吸取了WS6的成果，(WS6在风扇的用钛量上已经很高了)同时参照了WS6的结构，WP13的某些改型在涡轮叶片上用定向凝固合金取代了合金钢，这样既减轻了重量，又提高了涡前温度，WP13的空气流量相比WP7略有提高，尺寸也有所加大，加力燃烧室的火焰稳定器开始采用我国的沙丘驻涡技术，高压压气机级数相比WP7增加了两级，这样压比也有所提高，循环参数的变化使WP13的推力明显增加，满足了80年代战斗机对发动机推力的需求，也使我国初步步入能参照设计研制中等军用加力涡喷发动机的国家，环顾当时的世界，除了几个发动机大国，美、英、法、苏之外，能做到这点的也只有中国了。
日本和印度当时的情况都处于授权制造阶段，而且国产化率还很低，即使到了今天，日本也只不过是初步具有了研制中等推力发动机的能力，但成果还没出来，日本的中等推力大涵道比发动机XF－710至今还未研制成功，至于印度的卡佛里发动机研制完成还是遥遥无期，印度的基础设施建设还未搞好呢，印度卡佛里发动机的飞行台和高空台试车都是在俄罗斯进行，发动机的零部件转包给欧洲国家进行研制，印度人认为搞发动机就象搞软件一样轻松，可事实证明他们太天真了。印度象显然不能称为有自主研制能力的国家。
WP13B是WP13的大改型发动机，主要的改进是更换了低压压气机，使低压压气机的压比增加，流量增大，效率提高。该系列发动机的研制始于91年，95年进行性能摸底试车，当时达到的加力推力为68。65千牛(7吨)，不加力推力达到47。56千牛(4。859吨)，重量为1。28吨。96年春节过后上高空台用了2个月的时间进行了10次高空模拟试验，4月12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，99年被军方列为重点型号，02年6月16日进行全寿命考核长期试车，03年定型，13B2属于B的增推型号，推力约为7300KG，13F2是13B的适应性单发改型，97年8月顺利通过地面试车，98年6月8日装歼7FS首飞。现13B2已开始配装歼八2F战斗机。
纵观世界中等推力的涡喷发动机发展，7吨推力或许是个阶段性的标志，如果越过这个界标前面就是一片坦途，美国人的J79是这样，法国人的阿塔9K50是这样，英国人的埃汶300也是这样，俄罗斯人的R25更是这样，有了7吨推力的涡喷发动机，战斗机的研制基本就没问题了，尽管5吨推力的发动机就能实现2倍音速的飞行，但要实现更好的机动性和起飞性能，7吨是个临界点。
在这些发动机中J79的重量最重，有1。8吨，几乎可以和大推力的F110发动机的重量相提并论，当然它出来也早，推比也低。但在当时，J79的重量是相当轻的。相比J57和J75，它轻多了，可以说J79是美利坚60，70年代的当家花旦。第一种超过2倍音速的单发战斗机F104，A5双发超音速攻击机，F4重型舰载制空战斗机用的都是它。甚至于犹太人的幼狮也想到了它。有了J79，幼狮的性能连高傲的美国人也不敢忽视，这也难怪，动力是自家的嘛。
再看阿塔9K50，如果用一个词来形容法兰西人的动力，那就是勤勉，高卢人的喷气发动机是在条顿科学家的帮助之下发展起来的，从阿塔101到阿塔9K50，高卢人搞了近20年，推力从1吨起步，一直搞到了7吨，尽管它还是单转子的，但法兰西人从此出师了，发动机四强的桂冠戴在了高卢雄鸡的头上，有了阿塔9K50，法国人也可以玩玩2倍音速常规布局的飞机了，虽然幻影F1的推比相比幻影3降下来了，可起降性能却上去了，如果说幻影3上用无尾布局是由于阿塔9B的推力太小的无奈之举，那现在看来阿塔9K50的推力是足够了。
英吉利人的产品与其说是工业品，更不如说是艺术品，埃汶300也不例外，作为英国第一种轴流式发动机AJ。65的发展型，英国人从来就是精益求精，而且英吉利人从来相信慢工出细活，1945年，二战刚刚胜利的那年AJ。65就开始研制了，而埃汶300的研制开始于50年代，，1951年，罗罗在埃汶100的基础上搞出了埃汶200，随后又搞出了埃汶300。埃汶300和闪电战斗机成为了一对绝配，闪电在短时间内的跨音速巡航，就得益于它有一颗强劲的心脏，闪电的加速性极好，甚至超过他的晚辈F15，要知道F15的推力几乎比闪电大一倍，而埃汶300的推比要比F15的发动机F100和F110小的多。
R25的动力是强劲，任何人都不应该轻视他。60年代后期，图曼斯基设计局在P13-300的基础上发展出了P25-300发动机，并将他装备米格21比斯战斗机，P25主要做了如下改进。1)重新设计低压压气机，压比由8。85提高到9。1，进气流量也有所增大。2)为提高加力状态的推力，加力状态的喷口直径缩小了4~10厘米，涡前温度提高50~80度。R25虽然相比J79，阿塔9K50以及埃汶出来的要晚，但性能上却有过之而无不及，可以说在以上这些发动机中，R25的压比最低，压气机级数最少，但推力几乎和其它发动机相等，而且重量也较轻，有了R25，米格21比斯的增重才能成为现实。
WP13B的出生相比以上这些发动机实在是太晚了，但晚未必是坏事，正因为有了WP13B我们才完成了从发动机制造国向发动机设计国的一次转型，可以说WP13就是一个转折点。
至于R29，国内编号WP15， 国内曾想仿制，后来由于没有装机对象转入技术储备。
三、高空台上的跨越
中国很早就想搞高空台，高空台是一个发动机大国的标志。可长时期以来没有自己的高空台一直是中国航空动力人的悲哀，什么时候有中国人自己的高空台一直是中国几代航空人魂牵梦萦的心愿。
高空台短时间内无法完成，航空人想到了飞行台。中国的发动机高空试验正是从086(226)飞行试验台起步的。该飞行台是在60年代确定方案，由轰6改装而来，1971年完成全部改装。226飞行试验台可以试直径1~1。5米，重量小于3。6吨，推力不超过16。5吨的各类涡喷和涡扇发动机，其试飞包线为高度1万2千米，最大M数0。88，最小飞行速度350KM/H。试验发动机安装在由弹舱改装的发动机吊舱内。试验过程中吊舱可以收放，应急时可以抛掉，以保证飞机安全。为防止被试发动机发生意外，吊舱配有很强的灭火系统，被试发动机由两名空中试验员操作，226飞行试验台可以在真实飞行条件下完成规范要求的试验项目和专题性攻关，预研项目。已进行过的试验项目有:
发动机风车特性试验
发动机空中起动试验
发动机加、减速试验
加力燃烧室接通、切断和工作稳定性试验
发动机防喘系统试验
进入80年代，086飞行试验台又进行了较大的改进和改装。该机经历了30多年的试飞生涯，担负了不少重要型号发动机的空中试飞，如WP5、WP6、WP7、WP8、WP11、WP13、WP14、以及WS11、WEJ11等国产发动机 。为国产战机定型和装备部队立下了汗马功劳，尤其值得指出的是1992年10月086进行国产验证型涡轮风扇发动机（太行的验证型）试验的时候，发动机风扇叶片在高速旋转下断裂并击穿了吊舱隔板，并打坏了母机右起落架的液压控制系统，造成该起落架无法正常收放，为保存这台来之不易的珍贵发动机，机组人员决定冒险进行2点着陆，虽然着陆造成右机翼损坏，但发动机却被完整的保存下来。如今，086飞行台已经退役，而第二代以伊尔76为平台的飞行台已经开始服役。
飞行台虽然可以解燃眉之急，但高空台的有些数据是飞行台无法代替的，从1965年开始经历了30多年的建设之后，中国的高空台才傲然屹立于四川的崇山峻岭之间。有着亚洲第一台之称的SB101试车台（1号舱）是一个连续气源的直接连接式高空模拟试车台。可模拟飞行高度最大为25公里、模拟飞行速度最大为2。5倍音速、满足标准海平面状态下空气流量为120公斤/秒的航空喷气发动机模拟试车的需要。之后我们在九五期间先后完成了SB121（3号舱）涡轴发动机试车台以及（4号舱）小型航空发动机试车台。“十五”期间，科工委批准了2#高空舱的建设立项，该项目是航空发动机行业内单台套设备投资最大的建设项目。2号高空舱建成之后，不仅可以满足我国新一代发动机研制高空模拟试验的需求，而且能够缓解现有的1号高空舱试验任务繁重的压力，还能够完善和拓展SB101高空台的设备能力。当2号高空舱建设完成后，624所就建成了包括1号舱、2号舱、3号舱、4号舱在内的、能进行流量从2kg/s至150kg/s的涡喷、涡扇、涡轴发动机高空模拟试验的高空台群。现在，2号舱已经开始施工建设，初步预计在2009年前后建成。
在此我们不妨比较一下日本的试车台，日本的试车台93年开工，01年完成，流量在70KG/S，显而易见日本的高空台流量稍微低了点，直接的后果就是推力也稍低点。以日本的高空台的水平而言，要完成中推不算困难，但完成大推显然是很困难的。
流量为700KG/S的巨型台一直是发动机强国的标志之一，有了700KG/S的巨型台，就能完成推力在20吨左右的大涵道比发动机，20吨也就是波音747客机的单台发动机的推力，这也就意味着能研制超大型运输机了。就我国现在的实力而言还不能完成巨型台，但我相信随着我们国家国力的提高和大型飞机的上马，我们一定会在不久的将来实现我国在巨型台上零的突破。
四、巍巍昆仑
2002年5月21日，中国航空报发布了一则激动人心的消息，我国自行研制的第一台具有完全知识产权的昆仑涡喷发动机正式定型，从此之后，中国战机有了自己的“中国心”。昆仑发动机究竟是怎样的发动机。他的意义如何。这还要从1984年说起……
1984，就在WS6下马的那一年，昆仑发动机开始进行验证机研制。606人擦干了眼泪又开始了研制新型发动机的尝试。经过2年零8个月的时间，验证机性能达标。当时昆仑发动机是选用了WP13发动机的三级低压压气机和缩小的斯贝的前7级高压压气机的叶片造型，另外根据涡扇6以及WP15等发动机的设计经验，设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件研制昆仑发动机的。这是一个继承性大，技术风险小，投资较少，周期短的设计方案，可以说WS6的骨血在昆仑上得到一定程度的继承，就当时而言昆仑是中国人所能拿出的最好方案，他集合了中国所能掌握的发动机上的所有技术，而且基本上都是对原有发动机的继承。但事实证明，我们还太年轻，经验还很不够，就是这个不是很难的型号，中国整整用了18年。
1987年发动机转入型号研制，当时正好赶上国家颁布国家军用标准（国军标GJB2410－87），于是国家规定，昆仑发动机要第一个贯彻国军标，而国军标是参考美军标Mil-E-5007D标准制定的涡喷涡扇发动机通用规范，为了贯彻国军标，606所首先组织编制了昆仑发动机型号规范，形成了规范手册，共600多条。
高、低压压气机匹配问题是昆仑发动机研制初期遇到的一个最关键的技术问题。高、低压特性匹配好坏至关重要，它是整台发动机气动稳定性的基础。昆仑发动机早期高、低压匹配问题非常严重，给发动机研制造成很大影响。因高、低压匹配不好，高、中、低转速下都曾出现过失速和喘振问题。86年3月第l台验证机从01次到03次试车，累积运转仅几个小时，就因低压J234压气机出口18片静叶尾流激振使高压1级凸肩叶片折断； 87年4月新修改设计的J234A低压压气机上全台发动机后，慢推力试车后无法加大推力试车，无论转换可调收敛喷管快慢都要引起高压或低压喘振；90年的第三批发动机机307-01次上台试车，当天就引起高压1级叶片断裂故障。由于高、低压匹配问题，使发动机在过渡过程或接、断加力过程经常发生喘振，因而严重地阻碍了早期发动机的研制工作进展。为了解决高、低压匹配问题，低压压气机先后设计了J234，J234A， J234B， J247等14种试验件；高压压气机也先后设计了J237，J237A等13种试验件。其中低压压气机最关键的改进设计是87年底一88年中的J247四级设计方案，重新设计了第3级并增加了第4级，使整个低压裕度较WP13原型有了很大提高。从此之后昆仑的低压压气机级数由3级增加到四级。之后，昆仑发动机于89年3月30日第一次实现了慢车到中间全程12秒加速性，于89年7月第一次实现了由慢车到全加力的全程加速性。高压压气机是在91年4月最后确定了J268放气方案，试验成功后J268于92年装整机，在昆仑4310发动机上最终实现了规范规定的全程加速性要求。至此，昆仑发动机高、低压匹配问题才得到了全面解决。
研制过程中，高压涡轮叶片根部断裂的问题也十分突出，在1987底至1998年初的试车中，就出现了这样的问题，后来经查明，原来昆仑发动机采用了定向凝固无余量精铸复合空心冷却空心涡轮叶片技术，具有世界先进水平，被称为当代航空发动机技术王冠上的一颗明珠。一位某航空大国的著名专家曾经说过:谁掌握了这项技术，谁就拿到了研制先进航空发动机的“金钥匙”。在高温下高速旋转的涡轮工作叶片上，采用气膜冷却技术更因其设计难度大、加工精密复杂，连某航空发达国家的第4代战斗机的发动机也未采用。我国虽然有这方面研究的基础，但还没有工程应用的经验。这次断裂故障的发生就是由于叶片根部壁厚超差，气膜孔再铸层微裂纹及孔边锐角形成疲劳源等综合因素造成。原因找到后，运用改进创新工艺，严格控制操作规程和无损检测 等措施，使这一重大技术难题得到圆满解决。经过5000多次冷热冲击循环试验，叶片完好无损。此后通过大量考核，证明故障原因分析正确，排故措施有效，终于摘下这颗“王冠上的明珠”。
1993年12月12日，昆仑进入试飞，装配歼8C战斗机进行试验。为了保证首飞，面对当时压气机喘振裕度不够，高压压气机和低压压气机工作不匹配的情况，特别是试车时，在中低转速下，经过多级增压的高速气流，在高压压气机那里不能顺畅通过，出现“喘振”现象的难关。经过反复讨论，昆仑的总师严成忠采纳了“两步走”方案：用“放气”方案保首飞；用“不放气”方案保定型。即第一步在高压压气机上设计“放气”装置，防止“喘振”，先保证“昆仑”首飞上天，为第二步解决“不放气”赢得时间，创造条件。经请示上级主管机关，方案获得批准。
进入空中试飞后，随着试验环境的改变，试验项目的增加和试验难度的不断加大，以及我们对发动机研制规律认识方面的不足，发动机先后出现了管路渗漏油 、空中滑油消耗量大、舱温高等问题。以后随着飞行包线范围的扩大，又出现了部分加力脉动、加力点火成功率低、高空大速度飞行喘振停车、高空小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。
与次同时，606所还按国军标的要求作了几百项试验，如滑油中断试验、电源故障试验、超温试验、输油管路着火试验，吞入大气中液态水试验等，都比实际飞行使用的条件苛刻。不少试验在我国是首次进行，甚至连试验设备都没有，只能先从设计试验设备入手，接着制造、调试，有的仅设备调试工作就要花好几年时间。设备调试完成后，要进行试验，但国内也不掌握试验技术，而国外严格保密，在资料上不可能查到，所以还要进行试验技术的研究。有的试验开始前就经过2~3年的先期准备。所以原型机研制就拖的时间比较长。就拿滑油中断试验来说，国军标的要求是最高转速时滑油中断30秒，发动机不出现任何损坏 ，而实际要做到这点是相当难的。俄罗斯的AL31F也只能做到中断17秒，最终606人还是成功了。 再譬如说，为了达到拆后机身不拆承力环和机尾罩的维修性要求，昆仑的尾喷管必须比WP13要小，这就增加了难度，但我们还是做到了。由此昆仑发动机的单位迎风面积推力增加到了12200千克力/平方米。
然而，“昆仑”试飞接近尾声时遇到了新的麻烦。１９９７年底在高空大马赫数试飞中，发动机出现喘振停车故障。总部机关成立以严成忠为组长的联合攻关组。严成忠仔细查阅分析数以千计的试飞数据，从纷繁复杂的数百条曲线和壁面静压分布中，找出了末激波的位置，确定了进气道的工作状态，计算出了进气道与发动机的调整量。在联合攻关组会上，他详细分析了故障现象、物理本质和原因，并提出了具体排故措施。但部分同志有疑虑。为了尽快统一认识，决定首先对“昆仑”进行喷水逼喘试验，进一步验证发动机的喘振裕度。１９９８年新年前夕，严成忠飞回沈阳。他办的第一件事就是组织力量日夜赶班设计和制造喷水逼喘试验设备，从设计、加工到安装调试结束，原来说需要３个月，结果只用１８天。
2001年5月21日，昆仑发动机在624所SB101高空台上完成了最后一次高原起动试验，从而为昆仑发动机在北京CS101台、IJYIAM u-4台和624 SB101台先后10次高空台摸底和考核试验划上了一个圆满的句号。2001年6月30日，昆仑发动机在606所A103台完成了QT150小时定型试验的最后一次终校试车，从而为昆仑发动机全面完成“合同”和“型号规范”规定的256项定型考核试验又划上了一个具有历史意义的圆满句号。2001年8月21日，昆仑发动机配装歼八某型飞机总计飞行了658个架次、929个发动机工作小时之后，昆仑-533发动机在歼八某型-01架飞机上完成航定委批准的《昆仑涡轮喷气发动机设计定型试飞大纲》及空军提出的“补充功能检查”试飞科目规定的内容，至此，昆仑发动机设计定型试飞任务也己圆满完成。
“昆仑”发动机在设计过程中，为了保证在空气流量、外廓尺寸、重量"三不变"的情况下，提高发动机性能必须采用先进技术。如选择比现役发动机高的热力循环参数，总增压比和涡轮前温度大幅度提高；带气动雾化喷嘴的环形燃烧室；复合式定向凝固无余量精铸气冷涡轮叶片，压气机高扩稳增益技术；大功率附件传动机匣；数字防喘控制技术、涡轮排气温度电子控制技术等等，在保证发动机性能大幅度提高的同时，还有高的可靠性。此外，在新材料 、新工艺的运用以及试验、检验等多方面技术都有新的突破。相比WP13，其压比从9提高到14，低压压气机级数由3增加到4，高压压气机由5级增加到7级，从压比可以看出昆仑接近于R25，也是我国发动机从低压比向高压比发展的一个跨越，在防喘方面，昆仑采用了压气机高扩稳增益技术和数字防喘技术，燃烧室由环管形变为环形并带有气动雾化喷嘴，另外昆仑的涡轮进口温度也达到1450K以上的水平，这对材料也提出了更高的要求，因而涡轮叶片采用了定向凝固材料，并采用了复合式无余量精铸工艺。
2002年的珠海航展上。AVCI1又推出了昆仑发动机的最新改型昆仑2发动机，昆仑2在低压压气机部分采用了三元流技术，昆仑2验证机的推力达到了7。8吨，昆仑2的单位迎风面积推力达到了13000千克力/平方米，在国内外，这个数据也是少见的。而单位迎风面积推力直接关系到推力和阻力的比，单位迎风面积推力越大，推力和阻力的比也就越大，飞机的平飞速度和加速性越好，作战性能和机动性就越好。据严成忠所言，由于昆仑2的转数相比昆仑还可以有2％的增长，因此至少还可以再增大200千克的推力，由此8吨级的昆仑2是完全可以预期的，利用昆仑发动机的核心机和低压压气机放大改进型，可以派生发展一种高性能、低成本的小涵道比加力涡扇发动机。其最大状态起飞推力可达83KN以上，其中间状态推力为55KN推力级。它适用于新的轻型歼击机，其不加力型则可用于教练/攻击机。 昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。
另外我们不妨用印度的卡佛里发动机比较一下，印度研制真正意义上的军用涡喷发动机始于1977年，当时是GTX-37-14U加力式涡轮喷气发动机，有3级低压压气机和7级高压压气机，分别由单级高、低压涡轮驱动。不加力推力和加力推力分别为4448daN和6427daN。后来，在GTX-37-14U核心机的基础上研制一种GTX-37-14UB加力式涡轮风扇发动机，涵道比为0。215，加力推力8896daN。但由于迎风面积大，未被LCA选中。GTX-35是一种先进的涡轮喷气发动机，有5级高压压气机、环形燃烧室和进口温度更高的涡轮。但因耗油率太高而又未被选中。最后，从1989年3月开始研制GTX35-VS涡轮风扇发动机，又称Kaveri，1991年初核心机上台试验，1992年中全台发动机试车。据印度人士估计，GTX-35VS的研制费用将高达15～30亿美元，美国专家的估计更高，需30～40亿美元。由于资金缺乏等种种因素，目前，发动机研制进展缓慢。估计装本国发动机的LCA要在2007年才能试飞，LCA将先用F404发动机进行飞行试验。如果发动机进度进一步拖延，头50架LCA将都用F404发动机，进而就有可能导致所有的LCA都采用外国发动机。
从上读者不难看出GTX－37－14U涡喷发动机和WP13的推力大小相当，而GTX－37－14UB的涵道比其实称为放气比比较合适，其外涵道的气流对增大推力并没什么意义，主要是给喷管降温，基本属于放气式涡喷发动机，如果WP13稍加改进成为涡扇，完全可以达到他的推力，事实上我国确实也有过这种想法。再看GTX35－VS发动机，其风扇和压气机的总级数为9级，而昆仑的高低压气机为11级，而总压比是卡佛里高，显然卡佛里在这方面是领先了，其单级压比远远超过了昆仑，卡佛里发动机的高低压涡轮初期采用定向凝固材料，这方面也和昆仑类似，但它后期将采用单晶材料，无疑又进了一步，可以说卡佛里从性能上来说是十分先进的，但发动机毕竟不是先进技术的堆砌，没有扎实的功底，有再好的想法也终究是水中花，镜中月。随着F404装备LCA，印度象独立完成国产发动机的梦想又将成为泡影。没有强大的工业基础是不可能完成军用高性能航空发动机的研制的，而中国为了这一天整整走了52年。
另外我们不妨比较一下法国幻影2000所用的发动机M53，法国继阿塔9K50之后于1967年开始着手研制M53，并于1976年定型，1979年开始量产。M53是法国搞出来的第三代发动机，尽管它在第三代发动机中只不过是个丑小鸭。如果严格来说，它只是一种二代半的发动机，但他来的很及时。M53是一种单转子小涵道比加力涡扇发动机，由于是单转子发动机，M53被迫选取很小的涵道比，这样必然带来耗油率的上升与推力的不足，这也影响了幻影2000的航程与推比。最初的M53只有推比5。9左右，推力只有8。5吨。直到80年代定型的M53P2，推比才达到6。5，推力达到9。8吨。
但就是这种推比不及7的发动机也是我们在80年代所羡慕的，如果我们的WS6能够完成的话，水平应该和M53相当，事实上当时中国的发动机也就和法国人差不了多少时间，但法国人坚持下来了，而我们由于种种的原因，WS6下马了。80年代的中国实在太缺发动机了。时至今日，有了昆仑2后，我们可以理直气壮的说，我们的昆仑2发动机比M53要好。从耗油率来看，两者不相上下，而推比上昆仑完全占有优势，唯一有所缺憾的是推力上昆仑2略显不足。这也难怪，昆仑比M53轻了近300公斤。但如果昆仑进一步发展到昆仑3，完全可以在推力上超过M53P2。
面对成果，我们也不能否认昆仑来的太晚了，它是一朵午夜的幽兰，虽然开得芬芳馥郁，但却只能孤芳自赏，和它直接关联的型号下马了。但柳暗花明又一村，随着新型战机的问世，昆仑又找到了用武之地，不久的将来，我们将会看到装备昆仑发动机的战机飞翔在祖国的蓝天，去书写中国空军的又一个传奇。
核心机之路
五、山姆大叔的礼物
美利坚人是高傲的，他们的发动机在世界上也是数一数二的，从引进英国发动机开始起步，凭借在工业上的雄厚实力，新英格兰人就一直执世界航空发动机制造之牛耳。
新中国建立伊始，中国空军的战斗机就和美国战斗机角逐在朝鲜的天空，一母同胞的美苏发动机也因此兄弟阋墙。不打不相识，随后的越南战争中，中国也开始了对美系发动机的研究，从鬼怪F4所用的J79到当时最先进的F111所用的TF30，中国或多或少的都得到了，并将其技术用在了自研发动机上，譬如WS6，WP13和昆仑，但当F100出世时，中国明显落后。无论是在研还是现役的发动机都无法对抗F100。
越南战争后，美国在世界上步履维艰，苏联的实力越来越强，而此时的中国也在寻找出路。伴随着乒乓外交，尼克松访华，美国和中国这两个伟大的国家终于站到了一起。随着中美关系的解冻，中国也开始寻求美系发动机装备飞机的可能。F404和F100、F110都列上了引进目录。事实上美国也想借助中国的力量来压制苏联，但他只想有限度的提高中国发动机的实力，如用老迈的J79装备F16来敷衍中国，为歼八2换装F404等。而在超7战斗机的发动机选型中美国向中国提供了三种发动机的方案PW1120、F404和PW1216。其中PW1120是普惠公司在F100发动机的基础上改型设计的连续放气式双转子加力涡喷发动机，并被用于以色列“狮”战斗机的动力，瑞典的JAS39初期也想应用PW1120，另外美国鬼怪F4战斗机当初也想把PW1120作为换代发动机。
从数据上看，PW1120可以说是一种十分先进的涡喷发动机，如果超7能装上PW1120，那其性能肯定是相当棒的。至于F404，报道已经很多了，美国通用电气（GE）的产品。作为F/A-18大黄蜂的动力，其性能也是有目共睹的，美国的F5的单发改型F20虎鲨和瑞典的JAS39以及韩国的T50金鹰都应用了该发动机，可靠，推力强劲是世界各国对F404公认的评价，其基本型加力推力在7。3，不加力推力4。9吨推比7。24，重量接近1吨，加力耗油率1。65。从重量上看，可以说该发动机也是十分轻的，精致和轻巧是人们对F404的第一印象，从油耗看该发动机的加力耗油率是涡扇发动机中少见的。至于PW1216，该发动机最早起源于美国普惠发动机公司于50年代为A4攻击机研制的不加力涡喷发动机，PW1216是其加力改型，主要改进有新型封严件，新型油泵、新型加力燃烧室和新材料。普惠发动机的主要计划是在该发动机的基础上采用中国WP7B或WP13涡喷发动机的加力筒体和相应系统构成其中国改型，该发动机的加力推力7。425吨，最大推力5。4吨，推比6。6。普惠公司还讨论了该发动机在中国联合生产以及与成飞协调了PW1216发动机加装超7战斗机的技术方案。
从三种发动机方案看，PW1120和F404都是不错的选择，而PW1216则采用了60年代发动机的方案，更接近于后来的WP13B和昆仑，而且当时中国已经开始了昆仑发动机的发展，昆仑要好于PW1216，所以中国倾向于选择前两者，但事实上美国更愿意把PW1216推销给中国，虽然此时正处于中美蜜月，但对中国，美国是有戒心的。毕竟美国在战后的两次大规模地面战争都和中国有关，美国当时更倾向于利用中国牵制苏联，而不是真正与中国结盟。况且先进发动机技术是任何一个国家都不愿意轻易转让的，美国当然也深谙此道。89年64动乱之后，随着东欧巨变，苏联解体，美国开始了对中国的武器禁运，此事也就不了了之。世上没有免费的午餐，天上没有掉下的馅饼，事实也证明只有自主创新，才能创造出中国发动机的新局面……
没有得到美系发动机，但美系发动机军用标准和研制方法却被我们所了解，其中美国通过核心机研制发动机的方法引起了我们的关注。
要谈核心机首先得从美国的核心机发展之路说起，美国是率先搞发动机核心机的国家，美国最大的发动机研制单位是两家。即P&W和GE，他们在60年代初首先发展出了各自的第一代核心机GE1和STF200，随后又发展出了各自的第二代核心发动机GE9和JTF22，JTF22经过发展就是世界上第一台推比八的大推力小涵道比军用加力涡扇发动机F100，而GE9则发展出美国第一种轰炸机用大涵道比军用加力涡扇发动机F101。F101的缩小版就是GE15核心机，GE15经改进就是YJ101放气式涡喷发动机，YJ101的低压压气机经放大改进成为风扇后就是F404。F404的风扇经放大后装上F101的小涵道比改型就是F110。美利坚在核心机发展上体现出的是游刃有余与高效性，一批又一批的发动机通过核心机发展诞生，其中既有军用的也有民用的。从美国的核心机发展之路来看由核心机发展是一种切实有效的发动机发展之路，而且事实上也是这样，几乎所有的发动机强国最后都选择了核心机发展的道路。随着与美国的接近，我们也选择了这样一条道路……
国产中推核心机
我国于1980年起开始实施高性能推进系统工程预研计划（即高推预研），进行发动机先进部件的基础预研工作。耗时10年最终完成了预研课题。期间，我国从某国引进某型中推核心机之后将其作为参照机发展自己的中推核心机，1989年我国决定在10年预研的基础上全力以赴进行“七级高压压气机攻关、并同时开展与七级高压压气机相匹配的带气动雾化喷嘴的短环形燃烧室和全尺寸带气冷叶片的高压涡轮部件的研制”。考虑到将来发展为推比8一级小涵道比中等推力涡扇机的背景型号，因此这台核心机也就被称为中等推力涡扇发动机预研核心机（中推核心机）。
1991年1月正式决定开展中推核心机的研制和中推验证机的方案论证工作。并将中推预研分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制、中推核心机研制和中推验证机的研制。至此中推核心机正式立项研制，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。
中推核心机的研制工作是以624所为总设计师单位，江和甫任中推预研总设计师。从1991年2月起正式开始方案设计， 中推核心机的试制工作由430厂为主承制单位，参加研制的单位有420、460、170、100、606、621、625、西工大、德阳二重等全国21家厂所院校。首台中推核心机的加工和装配仅用了9个月的时间，至1992年11月18日完成加工总装、19日出厂，并于21日运抵624所。 核心机到达后于11月24日安装到地面试车台架上，并通过了质量评审。11月28日进行了启封运转和冷运转，起动机将核心机带转到21。5%转速。12月3日23点20分，核心机首次点火、一次成功！（相对转速达到35%）之后又成功进行了多次点火起动试验，在突破了冷悬挂、一阶临界转速等难关后，经发动机总公司与624所分析决定将发动机推至最大换算转速。12月12日在核心机第11次点火试车中，转速推到地面最高转速（换算转速达101。3%），核心机运转良好，振动小，排气温度等参数均正常！
由于核心机的工作环境是处于发动机的风扇（低压压气机）出口处，当发动机在地面台架运行时，核心机进口压力一般为0。35~0。45MPa，进口温度为430~470K。而在空中飞行时（如中低空、大速度），核心机进口压力可达约0。56MPa，进口温度约600K。中推核心机在设计时是以地面台状态，背景发动机在标准大气下工作时风扇出口气流条件为设计点。为节约试验经费和减少试验风险，第一台中推核心机的初步试验考核是在地面台架上进行，在取得有关性能数据及考核各部件匹配关系的情况下，再安排第二台核心机进行高空台模拟风扇出口温度、压力等工况下的进气加温加压试验。由于我国尚无专用的核心机试验设备，而新建一套试验设备不仅耗资巨大且建设周期也无法赶上核心机的研制进度，因此只有利用我国唯一的大型直接连接式高空试验设备—SB101高空台。
第二台中推预研核心机用来进行高空台试验，主要目的就是前述提到的模拟风扇出口条件下考核核心机性能和结构强度。430等承制单位克服了进度紧、难度大、经费不足的不利因素，于1993年12月19日完成了加工组装，并于12月22日运抵624所。 核心机抵达后， 29日下午首次点火成功，在31日晚，中推核心机达到了100%换算转速，状况正常。至此，核心机高空台第一阶段的试验提前胜利结束！此阶段共起动58次，累计运行282min，其中最长一次连续运转85min。 1994年1月3日下午核心机按预定计划下台分解，检查，除发现压气机转子不平衡量过大外，其余一切正常。经重新平衡、装配之后上台，1月14日开始进行第二阶段试验。1月15日，向最高设计目标冲刺。经过一夜奋战，于16日晨7时24分顺利达到最大设计状态，进气温度、进气压力和物理转速都达到设计值！各项试验结果表明中推核心机高空台试验性能已达到设计指标，三大部件匹配良好，结构强度也得到了初步考核。比原计划提前了11个月性能达标。
之后中推于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。
中推核心机的主要性能指标、制造技术、设计技术已与F404（YJ101）、CFM56（F101）、РД-33等涡扇机的核心机水平相当。
六、欧洲恋情
除了与美利坚合作外，欧洲人也开始向中国介绍他的核心机技术。
欧洲的核心机发展之路是在美国之后开始的，最早开始的是XG20和X15计划，主要是改进RB199，超7发动机选型时也考虑过RB199。而始于1982年的XG40计划的核心是为验证罗罗公司的技术，使其满足90年代中期使用的先进战斗机发动机的要求而进行的。这项计划由英国国防部和罗罗公司联合出资。XG40核心机最后被发展为EJ200发动机。随着中美关系的解冻，从80年代开始，这些技术也随着欧洲对中国的态度转变而通过技术交流进入中国。
与此同时我们也接触了法国的M88的技术。M88的研制始于70年代，有人认为M88的最初型号借鉴了CFM56的技术，而CFM56的核心机就是F101的核心机，法国于1983年开始核心机试验。现已投入使用，并已衍生至推比9的M88-3，其推力已经达到9吨。
90年代初期，随着苏联的解体，中俄关系开始正常化。中国从俄罗斯引进了苏27战斗机，俄罗斯的侧卫成为了中国的蓝鲨。发动机技术的引进也随着侧卫的到来而开始了，从推比7的AL31F到推比10的AL41F都引起了我们的注意，而其中推比12~15的P2000核心机引起了我们强烈的兴趣。P2000是俄罗斯继AL41F之后的新一代发动机计划，它是俄罗斯按照美国的核心机发展思路而开展的核心机计划，通过邀请俄罗斯专家讲课，以及技术引进，我们对俄罗斯的P2000计划有了一定的了解，并交换到一些技术。以此为基础，从90年代初起，我们开始了我们的新的高推计划 我国于1993年开始规划的新一代高性能燃气涡轮动力技术预研计划，其整体技术目标是使发动机单位推力达到120daN·S/kg，推重比提高(涡轴、桨发动机的功重比提高)。该计划包括百余项关键技术，开设了百多个研究课题。该计划目前进展顺利，所获得的技术成果将应用于在役、在研发动机的改进和新一代飞机用发动机的研制。
高推预研共完成上百项关键技术研究课题，开发了几百个计算机程序，取得很大的成绩。虽然这些研究成果的验证并不充分，但大部分已被应用于型号研制和改进改型。通过二个大型预研计划的实践，使我们对预先研究工作的特点及规律有了进一步的认识。通过高推计划，我们也开始了推比10发动机的发展。
推比10核心机的进度
1、 84年开始推重比10发动机预研的技术论证，88年4月召开了预研选题论证会，90年正式立项开题。
2、94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，93～96年开展对俄合作，并获得俄罗斯P2000的部分技术。
3、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。
4、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。2005年的春天，激动人心的消息传来，624所历经15年研制的推比10核心机CJ2000点火成功，这为我国的推比10一级的发动机发展打下了坚实的基础，同时根据CJ2000核心机放大或缩小就可以发展出不同推力量级的高性能发动机来。我相信，在不久的将来，我们将会看到装配推比10发动机的新型国产飞机翱翔在祖国的蓝天。
七、材料上的突破
材料是工业的基础，发动机也不例外。而且发动机对材料的要求更苛刻。以下简单介绍一下两种正在应用的先进材料
高温合金是铁基、镍基和钴基高温合金的总称，又称超合金。铁基合金使用温度一般比镍基合金低，可做中温使用的零部件，如700℃以下使用的涡轮盘。镍基合金用来制造受力苛刻的热端部件，如涡轮叶片、导向叶片、燃烧室等，在先进的发动机中，镍基合金占总重量的一半。钴基合金因其具有良好的抗热腐蚀性能和抗冷热疲劳性能广泛用作导向叶片。国外铸造合金随定向凝固、单晶、超纯熔炼技术的发展，从定向正发展至单晶。单晶合金也已先后研制出三代产品。单晶合金是提高涡轮前温度、高推比的必须。国外现役发动机叶片材料主要采用第二代和第三代单晶合金，目前发展低成本（少Re）三代单晶合金，发展多孔单晶发散叶片。开发出第四代单晶。 我国先后发展了2代单晶合金，即DD3和DD6。DD3已经开始用于涡轴发动机，DD6可能在太行发动机生产型上得到应用。
涡轮盘是发动机重要的热端部件之一。它在极为苛刻的条件下工作，飞行时承受着启动-停车循环中的机械应力和温差引起的热应力的迭加作用，因而要求材料具有足够的力学性能和理化性能，特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周循环疲劳和热疲劳性能，这是确定涡轮盘工作寿命的关键因素。
在粉末盘之前，盘件用的γˊ相沉淀强化型合金由于强化元素不断地增多，严重的偏析使热加工性能恶化，低周疲劳性能降低，裂纹容易扩展，且投料比达19：1以上。投料比高和锻造工艺复杂，使其成本大为提高。60年代末期，随着高纯预合金粉末制造技术的兴起，美国 PW公司首先将当时的盘件合金ASTROLOY制成了粉末盘。粉末盘的出现，解决了涡轮盘合金高合金化造成的凝固偏析和变形困难，提高了力学性能，而且性能波动小。在目前的涡轮盘制造技术中，粉末冶金已成为制造高性能涡轮盘最成熟可靠的方法，粉末盘已广泛用于美俄等国多种先进发动机的研制和生产中。
粉末（镍基）高温合金晶粒细小，组织均匀，无宏观偏析，合金化成度高，屈服强度高，疲劳性能好，是制造高推比新型发动机涡轮盘等部件的最佳材料。目前在粉末高温合金领域，美国和俄罗斯工艺各异，都居于世界领先地位
用于高推重比发动机涡轮盘的粉末合金第一代有In100、Rene95、APK-1、ЗП74НП合金等。GE用HIP，HIP+热模锻，HIP+HIF（等温锻）和EX（挤压）+HIF的Rene95粉末盘，轴等高温部件。俄罗斯研制的ЭП741HП合金用量最大，1550MPa以上 ，750℃，100h的持久应力达750Mpa。主导制造工艺路用温度达700℃的ЭП962П高强合金与Rene95类似。使用母合金熔炼及电极棒浇注加工→ 等离子旋转电极制粉→ 粉末处理→ 粉末装套及封焊→ 热等静压成形→ 热处理→ 机加工→ 检验→ 成品。 推重比10发动机涡轮盘用的二代粉末合金有Rene88DT、N18、MERL-76、ЗП975合金。盘件合金实现了由高强型向耐损伤型的转变，强度稍有降低，但疲劳裂纹扩展速率下降较多，工艺性能得到改善，设计的使用温度达到750℃或更高。采用铸造及激光打孔工艺直按制造发散冷却孔道。 第三代粉末盘发展有双组分（AF115+MER-76）、双重热处理组合盘。该粉末盘是推比12~15的发动机所用的关键技术
中国650℃第一代高温合金粉冶FGH95在77年进行研制，从德国Heraeus公司引进了部分研究设备仿制Rene95合金。84年底模锻出Φ420mm的全尺寸涡轮盘，基本达到Rene95性能。展开母合金熔炼，氩气雾化制粉，粉末处理，热等静压成形，等温锻，热处理，超声检验及表面强化等研究，发现工业生产等工艺问题严重。从俄国引进工业化生产的等离子旋转电极制粉设备及盘件生产线，95年底全部投产，从根本上解决了粉冶高温合金的粉末质量问题。95年西南铝加工厂用包套锻造工艺成功地模锻出10A盘用的φ630mm的粉冶FGH95 合金涡轮盘，经过潜心研究度过了淬火关，得到快速冷却而不裂的涡轮盘。但是发现问题，以后倾向于采用HIP+等温锻（或热模锻）工艺路线。FGH95合金使用温度为650℃，拉伸强度可以达到1500Mpa。在650℃、1035MPa应力条件下，持久寿命大于50小时。现已由红原采用一万吨油压机等温锻出太行发动机需要的全尺寸FGH95粉末冶金涡轮盘。
另外我们也在搞第二代粉末冶金FGH96、FGH97合金，可在750℃下使用。2004年红原试制出推比10发动机用的全尺寸FGH96粉末冶金涡轮盘。目前北京科技大学高温材料及应用研究室正在根据高推重比研究计划和设计部门要求，填补国内先进涡轮盘材料空白，为高推重比航空发动机材料储备关键技术，进行“十五”攻关项目高推重比发动机用粉末高温合金第三代双性能涡轮盘研究，750-850℃难变形高性能高温合金盘材的研制。863“高熔点结构材料快速凝固喷射成形制备技术”子课题，研究喷射成形高温结构材料的特殊微观结构及其与高温蠕变和疲劳性能的关系，为应用建立基础。
除了以上材料外，正在应用的还有金属间化物高温材料，锆陶瓷涂层，陶瓷基材料，钛合金材料，复合材料，变形高温合金材料，本文就不一一赘述了。
八、盛开在太行山上
2006年2月24日，中国航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力涡扇发动机太行发动机定型的消息，消息传来，大家都欢呼雀跃，欢欣鼓舞。
但太行究竟是怎样的发动机，他的由来是怎样的呢？
80年代初期，我们搞到一批CFM56-3，这种发动机的核心机就是F101的核心机，而F101的核心机的衍生就是F110的核心机。F110是一种十分优秀的发动机。它的生产商是通用电气公司，简称GE。80年代初期，GE公司通过以先进发动机核心机为基础，不断吸取各种预先研究计划和部件改进计划中获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术，研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110系列发动机。
F110是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机，1986年装F-16C/D服役。之后，在F110-GE-100的基础上改进发展了F110-GE-129IPE（改进性能发动机），推力达129千牛，推重比为7.28，1991年装F-16C/D和F-15A/C服役。在F110-GE-129IPE装备部队后，又以该发动机的技术为基础，采用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划等预先研究计划和部件改进计划(CIP)的成果，研制F110-GE-129EFE发动机。1991年10月，其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛，推重比接近9.5。转入工程研制阶段后，历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究，取得了巨大进展，并以最大推力为151。4千牛通过定型审定，2002年投产。
按美空军的建议，将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132；将推力为151.4千牛的命名为F110-GE-134。 F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的，由2级改为3级，压比由2.0提高到3.2，涵道比由2.01减到0.87，直径减小到0.97米。高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同。低压涡轮以F101的为基础重新设计，仍保持2级，但为适应新风扇的需要，提高了转速。加力燃烧室是F101的缩小型。排气喷管由F404的改进而来。轴承除5支点外，其余与F101的相同。GE公司对核心机以外的部件和系统进行了比例缩小和减轻重量的处理。 F110-GE-129IPE继承了F110-GE-100型81%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮进口温度提高55℃～80℃；采用改进性能的全权限数字式电子控制器，代替模拟式电子控制器和液压机械式控制器；涵道比由0.87降为0.76。
F110-GE-129EFE（增强型战斗机发动机）的风扇是采用F118和IHPTET的风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。由于运用三元流技术进行设计，风扇效率显著提高，空气流量增加7%，压比由3.4提高到4.2；采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏；第1级采用宽弦叶片，用激光冲击强化技术，进一步提高抗外来物损伤能力，这些都提高了可靠性和可维护性。 加力燃烧室从F120和F414加力方案衍生而来，以径向火焰稳定器取代三圈环形稳定器，使结构更简单，零件数减少15%，重量减轻3%，维修性和可靠性得到改善；由于采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火特性更好。尾喷管在继承F110-GE-129IPE高可靠性的基础上，其外套的隔热防震衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片中，使寿命、可靠性和维修性都有明显改善；结构上稍做改进，使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力。燃油系统采用全权限双通道数字式电子控制器(FADEC)，实现连续调节尾喷管的喉道面积，提高了发动机推力和风扇的喘振裕度，减少了尾喷管的阻力，改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片的材料和冷却技术等一系列改进措施，改善了发动机性能、减轻了重量、提高了寿命，降低了使用和维护成本。
F110XX，是F110X的衍生型。F110XX在海平面静态推力额定值与F110X相同，但在高马赫数飞行时将产生更大的推力。为此将装一台正在研制的新型压气机。F110X及F110XX的核心机与F101的核心机没有大的变化。
80年代初期，以TF30，F100为动力的三代战斗机F14，F15，F16由于发动机的问题，大面积停飞，美国空海军战斗机面临着无法上天的窘境，此时F110就应运而生了。
F110的原型机F101DFE在F16和F14上进行了大量的试飞，结果达到甚至超过了原先预期的目标，如在F14的试飞中显示，飞机的留空时间和作战半径比原装的TF30提高25%；1982年的一次试验中达到了5004个战术空军循环，其热部件寿命是当时的F100-PW-100以及F100-PW-200的三倍，1984年，F110被美军定为F14B/D、F15、F16的动力装置，1986年，F110作为应急动力，装上F15投入使用，解了美空军的燃眉之急，但F110作为正式动力装配F15则是在20年之后，2005年，F110－GE－129作为标准动力装上韩国的F15K战斗机，此前F15的正式动力还是F100。另外美国在80年代的F16生产型上就开始应用F110，先后使用F110的F16有批次30，批次40，批次50和批次60。特别是批次60，首批出口阿联酋，选用了F110家族中最先进的F110－GE－132发动机，强劲的推力使该批次的战斗机拥有无与伦比的实力。至于应用于F14B/D上的F110－GE－400发动机，可以这样说由于换了F110，雄猫才真正成为了天空的主宰，才真正成为飞行员放心的恋人。增加了超过4吨推力的雄猫，推比超过了1，过去为飞行员所病诟的喘振裕度低，失速等问题被一脚踢进了垃圾桶，过去的短处成为美国海军飞行员最值得夸许的长处。
1986年，为了配合歼10战斗机的研制，以CFM56核心机经改进发展出一款大推力涡扇发动机配装歼10战斗机的规划正式立项。当时瞄准的目标就是F110-GE-129，随后就开始了核心机的改进工作，1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。之后开始型号研制，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年底开始高空台试车。02年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，02~03年开始试装歼10战斗机。05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。
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。
太行发动机细节
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，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘据信早期型应用的是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。
据型号总师张恩和透露，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。
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，估计很快将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。
据信，太行的改进型涡前温度已经达到1800K，推力可能接近F110-GE-134为155KN，如果在太行基本型上继续发展，推比达到9.5左右也不是没有可能，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。
在太行发动机的研制的同时，我们也接触到了俄罗斯SU27战斗机的发动机AL31F的技术，AL31F发动机的喘振余度大，抗畸变能力强的特点也体现到了太行的身上，可以说太行是集东西方之大成的发动机，它汇集了中国航空动力几代人的智慧和汗水，也凝聚着总师张恩和的心血。
AL31F简介
АЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。
就结构而言，AL31F是十分先进的，AL31F的结构源自RD33，俄罗斯最初想利用通过特殊手段获得的F100的结构来参照设计一款发动机，但没有成功，最后参照了RD33的结构经放大后研制出AL31F。AL31F的高压压气机的压比并不算高，低于美系同类发动机。但有弊也有利，压比低后，其喘振裕度高，进气道畸变不敏感的优点就突出的显示出来，诸如眼镜蛇机动，尾冲等高难度动作正是得益于这一点。AL31F寿命相比美系发动机也低，这主要体现在工艺和材料上，另外俄标相比美标要求低也是个客观存在的现象，俄罗斯人也在改进AL31F，主要是换风扇---直径更大（风扇直径由905毫米增加为924毫米，相应的进气口直径也要增加），压比更高的风扇（最终的改型风扇级数由4级减为3级，压比由3.55增加为4.2，该压比已经接近F110-GE-132的压比）。以及效率更高的涡轮，并采用一些AL41F的技术。同时，留里卡也制造了AL31F的单发改型AL31FN，歼10的首飞和批生产型用的就是AL31FN，其和AL31F和最大区别是附件传动箱由发动机的上方改为下方，并拆去了内外涵道的分流隔板，减轻了发动机的重量，今后该发动机还将采用在AL31F的发展型上的成果，进一步提高推比和推力，并采用与克里莫夫合作的全向矢量喷管。
太行发动机定型之后，我国的主力战斗机及其发展型就有了中国心，我们在先进战斗机的动力上就不再受制于人了，尽管今后的战斗机动力还需要我们的努力，或许还会进口，但有了这第一步，以后就会容易许多，因为里面涉及到的许多东西都是我们的第一次。有了太行发动机，就意味着我们的发动机出师了，如果说昆仑发动机是意味着中国人来了，那太行发动机就意味着我们在发动机大国的行列中有了一席之地，虽然我们现在在发动机大国的排名中是?
转自铁血：
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