对的，就是大运20用的高涵道比涡扇，以后也可以改用于民航大客机
zmt2000 发表于 2016-2-27 12:03
对的，就是大运20用的高涵道比涡扇，以后也可以改用于民航大客机
WS20基本能确定不会用于商用客机，将来用在C919上的是中航商发的长江1000
长江1000进展跟踪帖
http://lt.cjdby.net/forum.php?mod=viewthread&tid=2109114
http://lt.cjdby.net/forum.php?mod=viewthread&tid=2122529
另外刀口的话还是谨慎些看待，毕竟他一直坚持2001到2015号歼20用的是WS10，而从2016号开始，歼20用的都是WS15了{:198:}
就是WS10B
dsb 发表于 2016-2-27 13:33
WS20基本能确定不会用于商用客机，将来用在C919上的是中航商发的长江1000
长江1000进展跟踪帖
看样子长江1000还早得很，也不是完全自己制造。会不会是两条腿走路？外国人不卡脖子可以慢慢开发长江1000，如果形势需要也可以改造军用ws20为民用，这样就不会受制于外人。
zmt2000 发表于 2016-2-27 14:00
看样子长江1000还早得很，也不是完全自己制造。会不会是两条腿走路？外国人不卡脖子可以慢慢开发长江1000 ...
不会，25部商用飞机没有这么干的，C919不会受长江1000的研发进程影响。
桃子甜 发表于 2016-2-26 03:20
晨大明鉴，这个是14吨太行。
WS15还没有定型，推力应该比这个大，现有的三代机应该都装不了，机构，强度都 ...
所谓14吨太行已经可以烧香了。报道这个主要是为歼十系列的单发版本。太行发动机，所谓B是一个系列。目前所谓的A系列除一个大推力的外，全部已经需要清明怀念了。
A系列，总师张恩和，05年定型，08年生产定型。到2012年全部翻修。B系列看来目前定型，生产仍然未定。B系列就是你们可以看到公开新闻说的，05年去莫斯科鉴定，06年完成那个。
A系列，有众多的改型，包括一个能和F110-GE-129差不多的。目前也就这个未正式死。
B系列，原总师李某。大批量装机是2011年，装歼十一B,累计产量已经超过六百。而歼十C使用的，比歼十一采用的推力要大，而且需要电调，这就是这次公开的，实际上仍然需要今年使用情况来定。
至于WS15，估计快了，大约今年就有消息，总体上技术水平比F110-GE-129大约相当推比在9水平。
看八股可以看得出，就电调比进口的好，其他的，推力，可靠性和功率油耗，乃至到循环数等只字不提，也就是说刚解决有无问题。看来，还有很多东西要做。
歼十C原装WS10的两架试验。今年看情况，如果不出大问题的话就大批上。
关于WS15，总体上和F110-GE-129水平相当。估计可靠性等目前还不好说。到出来才知道。推比十以上，水平相当于AL41的发动机现在才刚开始不久，真能见到至少十大几年。
总体上说，10B的定型，和WS-15快实现的定型，标志着我们航发在第二集团的位置坐稳了。欧洲的EJ200也就是推比9，俄国人117S可能还差一点。
和美帝还是20多年的差距，慢慢来吧，还得一代人，至少。美帝的变循环神器，咱们八成刚开始做技术验证，连啥会啥不会，攻关攻啥，还没摸清楚呢。
大涵道比的差距也不小，不过核心机搞定了，剩下的相对好凑合些。
观望者 发表于 2016-3-7 12:53
所谓14吨太行已经可以烧香了。报道这个主要是为歼十系列的单发版本。太行发动机，所谓B是一个系列。目前 ...
F110-GE-129推比9？WS15水平和F110-GE-129相当？我惊了个呆{:197:}
晨枫 发表于 2016-2-25 11:30
rubustness，可以粗暴操作。
耐操性，台湾译法~~
土共太牛，一日千里啊。
dsb 发表于 2016-3-7 22:19
F110-GE-129推比9？WS15水平和F110-GE-129相当？我惊了个呆
现在不知道，第一批上试验的WS15，推比只有8.2，推力最大是156KN。经历多年排故减重后，目前情况大为好转，减重成功，减了几十公斤。克服各重毛病，基本上已经靠谱了。目前，在成功减重后，推比有望达到8.8。推比九以上的改型，将在定型后改进实现。这是现在的情况。明显，现在的状态，还不如F110-GE-129或者F100-PW-229的水平，但还是有希望的，等克服困难之后，有望全面达到F110-GE-129的水平。
其实，你看到中国航发的巨大进步，和西方的差距，从差距三十年追赶到四十年。这话你虽然不爱听，但是事实。
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WS15的前身，是863中先进军用发动机计划中的。开始课题是1988年。技术基础是美国交流回来的人员。到九十年代后期，理论核心机开始试验，到2005年正式上型号。
关于，推比十的发动机，2010年开展型号研究，主要技术力量为中航动力所和外国合作。这个项目，将完全达到F119的水平。但谁知道要什么时候。如果按正常一台发动机三十年才好的话，等吧。
观望者 发表于 2016-3-15 12:17
现在不知道，第一批上试验的WS15，推比只有8.2，推力最大是156KN。经历多年排故减重后，目前情况大为好转 ...
WS-15有推力矢量吗？
读某军工集团自吹自擂的工作总结文章（半公开，在央企网络上），有很多感概，发现对善于套密的人来说，这种网络的每一篇文章都是黄金累累。我如果是军迷，可能这辈子就不用干别的了，只需要每天翻译这种八股文即可满足爽了。
闲话少说，看看我偶尔一看的收获（可能泄密的敏感内容，例如技术常数和工程进展里程碑的日期我都约去不写）。
我国飞机涡扇发动机技术这几年取得了巨大的进步。
1、设计采用了先进的软件平台和设计技术
（1）、我国在新一代大推力涡扇发动机上，已经实现用基于计算流体力学软件的三维设计软件设计叶片、风扇、压气机与涡轮叶片，实现了设计的虚拟展示和不同工序的虚拟协同，大幅提高了部件设计效率。
（2）、基于设计技术的进步，以往加工困难的大直径的风扇叶片的振动问题,、根部承受过大的载荷与流动损失大等问题，不仅顺利克服，而且降低了发动机耗油率，提高了推力，加大了风扇或压气机的喘振裕度。（当然具体实现这种设计，是在有了新的加工工艺方法和新的材料后才实现的，这点后面有介绍）。
2、新一代涡扇发动机采用了新结构
（1）、在高压压气机后的卸荷腔封严处，用新发展的封严装置，减少了漏气损失，可使压气机效率提高X%,喘振裕度提高Y%。
（2）、采用的整体叶盘（ 在风扇与压气机中，将叶片与轮盘作成一体的结构称整体叶盘）结构，取消了榫根，轮盘的轮缘可作得很短，因此整体叶盘的重量大幅减少（重量可减少XX%)。另外还可消除气流在榫根与榫槽间缝隙中流动所带来的损失与微动磨损，并可使发动机零件数大大减少，同时可以提高发动机性能或寿命。由于风扇效率与空气流量提高，使发动机推力增加YY%。
（3）、目前整体叶盘采用线性摩擦焊的加工方法，与五坐标数控铣床和电化学加工方法相比，线性摩擦焊可以节约大量的钛合金，并且可以直接对损坏的单个叶片进行修复，
（4）、火焰筒结构更新，并在火焰筒上采用了大量碳化硅复合材料。
（5）、采用了复杂、高效的冷却高压涡轮叶片，目前涡轮前燃气温度已高达xxxx~yyyyK,这不仅需要采用更耐高温的单晶材料,而且要采用冷却效果更好的冷却结构。
（6）、在新一代涡扇发动机开始采用导热系数低的热障涂层，例如叶片表面喷涂热障涂层。
3、新一代涡扇发动机采用了大量新材料
（1）、高压压气机机匣、加力筒体及尾喷管鱼鳞片用新的阻燃合金实验成功（一般情况下， 高压压气机机匣一般不能采用钛合金，因为钛制工作叶片或其断片与钛机匣碰磨会引起钛着火）。但是如果在钛合金中加入大于20%的钒与大于13%的铬就能阻止钛的燃烧且具有高的机械性能。
（2）、复合材料的风扇进口机匣实验成功（进口机匣由一个轴承毂、多个翼形支柱、一个外支承环以及安装凸耳等组成,零件的各部分被模塑成一个整体），与钛机匣相比，重量减轻信息xxkg,成形成本明显低于钛组件制造成本。
（3）、碳化硅纤维增强的碳化硅基复合材料火焰筒实验成功，壁温在xxxxe下仍能工作。
4、新一代涡扇发动机采用了大量新工艺
（1）、不同材料焊接的涡轮转子和离心式压气机叶轮（例如钛锻件与钛铝合金焊接在一起）。
（2）、双重热处理的涡轮盘（双重的热处理以适应外缘与轮心的不同要求,即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹,轮心部分则采用提高强度的热处理）。
（3）、陶瓷材料作的滚动轴承。氮化硅滚珠可以经受xx小时以上的工作循环,转速最大达到xxxxr/min,且仅用燃油油雾作为润滑剂与冷却剂。
（4）、激光冲击强化处理风扇叶片。采用这种强化处理后，零件的使用寿命可加长，并可防止表面裂纹（目前我国的某企业已经在为GE公司的涡扇发动机叶片提供外包激光强化服务）。
（5）、单晶涡轮叶片与粉末冶金轮盘成功使用。
为了避免夜郎自大，八股文一般都会介绍世界最新进展，尤其是是美国鬼子的进展。
1、美国普惠公司正在研究连续SiC纤维增强的钛基复合材料宽弦风扇叶片，是一种刚度更高、重量更轻、耐撞击的空心风扇叶片，可使发动机风扇再减重约14%。
2、美国GE和普惠正在研发的推重比15--20以上的发动机，其燃烧室出口温度将高达2000~2200℃，火焰筒承受的温度将大于1538~1750℃，为此美国人采用了一种新的火焰筒结构——冲击-对流-气膜复合冷却的浮壁式火焰筒结构。这种结构很好地解决了四代机火焰筒的冷却问题，同时还大大提高了火焰筒的性能。不过这种火焰筒需要具有优异的耐高温、高抗氧化和高比强等特性的Si3N4、SiC、Al2O3等增强的陶瓷基复合材料（CMC）。
3、随着涡轮前温度的提高，传统的涡轮盘结构已经很难满足未来先进航空发动机的性能要求，美国普惠公司已经开始对双辐板涡轮盘结构进行试验验证（双辐板涡轮盘是由2个对称半盘零件焊接成的中空双辐板结构），与传统涡轮盘相比，双辐板涡轮盘重量减轻了17%，转速提高了9%，使发动机结构更优，零件数量减少，可靠性和推重比提高。
4、美国GE的高纯度、细颗粒高温合金粉末氩气雾化批量制备和超细晶粉末高温合金涡轮盘成形等关键技术已经开始在下一代发动机使用用。
5、美国GE研制的新结构单晶高压涡轮叶片的陶瓷型芯技术，采用传统工艺制造陶瓷型芯和等离子喷涂形成外层壁相结合的技术，并将其核心控形技术视为GE的高度核心技术。
6、美国的IHPTET计划（国家高性能涡扇发动机计划，具体目标是推重比提高100％、耗油率降低30％、成本减少35％）已经实现大部分，现在正在推进VAATE计划。美国的高性能航空发动机已经能够大量使用复合材料一体化结构，如钛基复合材料宽弦风扇叶片、整体叶盘/叶环、陶瓷基复合材料火焰筒等，压气机、燃烧室及涡轮部件, 如无盘转子、多孔层板、涡轮盘等已采用金属基复合材料、金属间化合物及陶瓷基复合材料。
我们的涡扇发动机不能着急，必须按部就班，一项项技术获得扎实突破，因为设计理论和生产工艺，都是需要大量的实验来验证的，需要大量的试验。例如空心涡轮叶片，中国是经过5000多次冷热冲击循环试验才真正突破这项技术的。做实验太需要时间，金钱和年轻人的前赴后继了。
附：美国HPTET计划和VAATE计划简介
一、美国高性能涡轮发动机技术（IHPTET）研究计划简介
高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划是1988年，美国空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商参加的计划。
计划的目标是到2005年使航空涡扇发动机推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%，生产和维修成本降低35%~60%。
当时的国际航空涡扇发动机竞争很厉害，英国、意大利和德国搞了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合搞了先进军用发动机技术（AMET）计划。ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。
当时前苏联也有类似的计划，其目标是在2010~2015年实现推重比15--18，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
美国的IHPTET计划采取的技术路线是大大提高涡轮前温度，简化发动机结构，减轻重量，实现最佳性能控制。计划投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。
第一阶段是以普惠公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。以普惠的XTE65/2验证机为代表，实现推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。在它上面验证的主要新技术有：小展弦比后掠风扇、Alloy C阻燃钛合金压气机材料、双合金压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、超冷涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管（SCFN，原定的第二阶段目标）。
第二阶段以通用电气公司/艾利逊预研公司联合组为主承包商，普惠公司为备选承包商。以XTC16/1A 和XTC16/1B核心机，提前4年达到第二阶段核心机目标。在这两台核心机上验证的新技术主要有：压气机整体叶环结构、Lamilloy铸冷涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800°C的γ钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。
通用电气公司/艾利逊预研公司联合组在1995～1996年完成变循环核心机XTC76/2，该核心机有5级压气机和1级涡轮。于1998年开始试验在XTC76/2核心机的基础上组成的变循环验证机，该验证机上采用的新技术还有：先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。
普惠公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型，XTE-66，属于第二阶段技术验证机，其推重比将比F119提高50%，达15~16。
IHPTET计划第二阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129的带加力单位推力，它与F100-229相比有以下改进：转子级数减少5~6级；长度缩短40%；推重比从8提高到16； 典型任务油耗下降1/3；成本降低20%~30%；改进隐身能力。
第三阶段是在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证，验证的技术有：带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管（可分别降低重量和成本60%和25%）、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。
IHPTET计划的成果，例如前掠的整体叶盘结构的风扇、三维设计的高负荷整体叶盘结构的高压压气机、多斜孔冷却燃烧室、"超冷"高压涡轮、整体式旋流加力燃烧室、二维和轴对称推力-矢量喷管以及带光纤部件的先进FADEC、刷封、先进的复合材料部件等技术已经应用到F136、F135、F119、F414、F100、F110等军用发动机现有型号的改进改型上。
二、IHPTET计划的后继计划--VAATE计划
由于IHPTET计划取得的巨大成功，美国从2006年开始实施IHPTET计划的后继计划--VAATE计划，工作重点是开发、验证和转移多用途涡轮发动机技术，实现现役、在研和未来军用推进系统和动力装置革命性的进展，同时开发军民两用技术。其指导思想是在提高性能的同时，更加强调降低成本。
在先进技术方面，VAATE计划主要开发先进的进口、轻质的允许畸变的风扇、通用的宽流量的压气机、紧凑高效的低排放燃烧室、高效全寿命长时间热态工作的涡轮、一体化的涡轮后框架和加力燃烧室、耐久的推力矢量喷管、一体化的热管理系统、耐久的损伤容限设计、一体化的健康管理系统、内部的起动机发电机、模型基非线性自适应控制系统。
VAATE的技术验证将分两个阶段进行。第一阶段到2010年，使经济可承受性提高到6倍；第二阶段到2017年使经济可承受性提高到10倍。
VAATE计划的对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机，而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。
与IHPTET计划一样，VAATE计划仍由国防部主持，NASA、能源部和六家发动机制造商参与。其投资水平也与IHPTET计划相当，每年3亿多美元，由政府和发动机制造商均摊。
VAATE计划将通过三个重点研究领域的相互配合来实现经济可承受性提高到10倍的目标，即通用核心机、耐久性和智能发动机。
通用核心机是一种多用途的4000h免维修发动机核心机发展技术。通用核心机为许多涡轮发动机提供一系列类似的核心机，从而达到高的通用性并降低成本。例如一个小的多用途核心机可以复盖功率为7450kW的大型涡轴发动机、推力为3100~4450daN的军用运输机发动机、推力为2230daN的无人驾驶飞行器的动力或推力为710daN的先进巡航导弹的推进装置；一个大的多用途核心机可作为战斗机、轰炸机和运输机发动机的基础。
通用核心机的好处有：军民相关发展硬件可以共用；通用零件可以降低各种成本因素；分摊发展和翻修成本；加快技术向产品的转化。通用核心机的通用性将通过下列方法实现：高的剩余功率；优良的燃油效率；耐久/鲁棒的设计；灵活、宽广的流量范围。
耐久性研究领域将研究、设计和试验一些手段，来防止部件失效，延长寿命，提高可靠性，最终改善性能。
在过去25年中,军用涡轮发动机的高周疲劳(HCF)故障的发生急剧增加。在1982~1996年间的美国空军发生的发动机有关的A级事故中有56%由HCF引起。HCF有关的维修费用估计每年超过4亿美元。
它通过8个研究项目实现与HCF有关的维修成本降低50%的目标。这8个研究项目是：迫响应、被动阻尼、材料损伤容限、部件表面处理、测试、气动机械特性、部件分析和发动机验证。
智能发动机是指能理解、调整或修改目标，并采取行动实现这些目标。智能发动机依靠传感器数据、专家模型和它们的融合，全面了解环境和发动机状态，以提供最佳的信息和作出决策，并采取物理动作执行这些决策。它能对发动机性能和状态进行主动的自我管理，并根据环境因素平衡任务要求，从而提高性能、可靠性和战备完好率，延长寿命，降低使用和维修成本。这正是VAATE计划的核心。在目前，发动机是设定的、不灵活的，不能对变化的环境条件作出响应。它们不是按变坏的工作条件和性能恶化设计的，这导致在设计、使用和维修概念方面留有大的裕度，使性能受到不利影响，保障成本增加。
智能发动机关键技术有：压气机、燃烧室、间隙和振动等的主动控制，以提高性能、耐久性和生存性；带有专门诊断传感器的精确的实时性能和寿命模型，以实现自动故障诊断和维修预报；磁性轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动控制系统；微机电技术传感器和作动器；信息融合技术（每台发动机就是一个网站），能够在问题一出现时就发觉，根据余度信息作出正确决策，允许所有用户接近；先进非线性技术，能够实现自设计、"无程序"的自适应控制，这种控制系统可以自动重构，以优化性能并适应损伤和性能恶化；灵巧结构。
随着IHPTET计划和后续的VAATE计划的实现以及其它相关研究计划的完成，预计在21世纪30年代以前美国可能出现以下新型航空发动机：
涵道比15~20的超高涵道比涡扇发动机，总增压比60~75，耗油率比90年代中期发动机下降18~20%；多（全）电发动机。
推重比15~20的战斗机发动机，实现M>3的不加力持续巡航；经济和环境可接受的第二代超音速民航机。
2025~2030年--推重比超过20的战斗机发动机，与F119相比，耗油率降低25%，全寿命期成本降低64%，能力/成本指数为11.5倍；高超音速航空、跨大气层飞行器和可重复使用天地间往返运输系统的推进系统。
凭借着IHPTET计划和VAATE计划，美国进一步确立了其在世界航空涡扇发动机技术领域的绝对优势地位。
本帖最后由 bslk8912 于 2017-9-7 20:57 编辑
http://www.guancha.cn/XiYaZhou/2017_09_07_426155_s.shtml
将登太行雪满山：谈歼-20战斗机的国产发动机
晨斯基怎么看？
这两天观网关于歼20的毛发、国发问题频繁发文，其观点简直是左右互搏啊，让我等吃瓜群众无所适从...
感觉席胖更有内部渠道一些，估计说的更靠谱些。斯基以为如何？
晨大也分析下这篇 http://www.guancha.cn/shanyumian/2017_09_06_425896
bslk8912 发表于 2017-9-7 07:01
这两天观网关于歼20的毛发、国发问题频繁发文，其观点简直是左右互搏啊，让我等吃瓜群众无所适从...
感觉席 ...
那个鳝鱼面的文章我看了，通篇胡扯得离谱，彻底的人有多大胆地有多高产。到现在为止，我还不知道有军推垂爬的先例，包括F-22，除非把机内燃油清空了，再拆除一些设备。他那个视频分析也是扯，首先无法证明这到底是垂爬还是大角度爬升，两者差别大了。
胖子的文章刚看，个人觉得更加靠谱一点。他没有提及的一点：战斗机只要在设计的时候就考虑到不同发动机的换装，换发不是那么复杂的事。那些换发失败的，都是设计时没有考虑，而后来灵机一动的结果。F-16C/D、F-15E都考虑F100和F110之间换装，不是外场维修时就可以drop in replacement，但可以在两种发动机之间选择。歼-20在设计的时候就是为涡扇15设计的，后来进度跟不上，后体修形，改用AL31，但AL31和太行是高度可换的，歼11B、歼10B/C都是与F-16C/D、F-15E这样的可选发动机类比的情况。
从99M1、太行、太行IPE到WS15，个人认为是很有可信度的。
红茶冰 发表于 2017-9-7 07:52
晨大也分析下这篇 http://www.guancha.cn/shanyumian/2017_09_06_425896
什么也没看到，是鳝鱼面那篇吗？37楼已经评论了，个人认为那在胡扯。
晨枫 发表于 2017-9-7 22:11
那个鳝鱼面的文章我看了，通篇胡扯得离谱，彻底的人有多大胆地有多高产。到现在为止，我还不知道有军推垂 ...
晨大，太行和Al-31大小尺寸差不多，但由于涵道比差别大，两者的进气量差别不小。进气道的尺寸要改的。
晨枫 发表于 2017-9-7 22:23
什么也没看到，是鳝鱼面那篇吗？37楼已经评论了，个人认为那在胡扯。
我也觉得鳝鱼面那篇有些太主观、太想当然了，就是不明白观网为何要登这篇漏洞明显的文章，而后又自行和谐掉:L