中国的航空发动机寿命是多长时间？（中国航空发动机大全）

22吨级推力变循环发动机的翻修首次达到5千小时?

国产航发最核心部件的等效试验寿命超过5万小时，首次居于国际先进水平的行列。5万个小时的轴承即使用在连续使用寿命最长的民用大飞机的大直径涡扇上，那么也相当于可以一次性用40年，已经基本超过了这些类型的大飞机的机体结构寿命。实际上相关的等效测试仍然在继续进行中，也就是最终的试验效果明显要大于5万个小时，未来到7到8万个小时也说不定。

但是这里面也有一个问题。即正在进行等效寿命测试的，到底是哪个类型的新式航空发动机?毕竟对于动力核心件的航空发动机主轴轴承来说，单纯让轴承自己空转起来测量寿命是毫无意义的;只有让轴承实际承载相应的外来载荷，在贴近实际工作环境下得出的可靠寿命数据才是真实可信的。

打个比喻让一个高铁主轴轴承空转一百年也没什么意义，只有加载上高铁车厢在内的其他全部外来载荷的情况下，去测试高铁主轴承的性能才算靠谱。航发的轴承也是一样，只有实际组装成发动机，在相关的高温高压，还有一定腐蚀性的环境下，才可以测试出新式轴承的真实等效寿命。

那么这1台甚至多台正在测试新轴承的新航发，又有可能是哪种发动机呢?最有可能的当然是大型飞机上采用的大直径涡扇，比如WS20之类。但是如果在WS20上进行测试，那么等效5万小时，就等于让一台发动机24小时不停的运行7年之久。这种实验其实在现实中是不会做的。毕竟让一台大涡扇连续不停地工作7年，仅仅油耗就是一个天文数字。大部分此类涡扇，能够持续喷气测试1000个小时，最多2000个小时就是极限。

等效寿命测试本质上就是加大力度和进程的破坏性测试。被测试关键核心零部件，比如航发的主轴轴承，其测试期间承受的测试环境肯定比正常工作环境还要恶劣。比如温度故意人为升高;润滑油的供给不给足，甚至故意的间歇性中断润滑油的供给几分钟到十几分钟;甚至直接往航发内部注入一些风沙或者其他增大摩擦的金属颗粒等污染物，模拟飞机发动机遭遇自然界的沙尘暴等极具破坏性的环境。玩车网

当然一台典型的航空发动机的可靠性工作寿命主轴的性能非常关键，但是不是唯一的决定性因素。技术的不断发展，大部分先进航发的主轴，基本上都能做到4万小时以上不出大问题;5万小时以上可算是国际先进水平。也就是除非润滑油突然中断30分钟以上;大部分航发一般都不会出现轴系崩溃而引发内部高温爆炸的问题。

在主轴之外，更能决定航发安全性与翻修寿命的，其实是前风扇叶片与后涡轮的叶片寿命。也就是同样在高速旋转中的风扇叶片，与涡轮的耐受性工作寿命，很难同步达到主轴轴承的5万个小时。对于前风扇叶片，主要是改进外形设计，采用钛合金或者是凯夫拉复合材料制作长寿命叶片。而对后涡轮的叶片，也采用各种办法提高耐受寿命。

主要有空心叶片、陶瓷叶片与单晶叶片等等。但是无论如何改进升级，都避免不了航空发动机的涡轮叶片，必须承受越来越高的涡轮前进气温度与同步而来高压高速冲击。比如F119发动机的涡轮前温度已经高达2000K以上，也就是接近1800摄氏度，已经是绝大部分航空材料的耐受极限。这就造成F119发动机的涡轮叶片翻修时间很难超过2000小时，而其主轴轴承工作1万小时也没问题。

可见只要还在采取不断提高涡轮前进气温度的办法，来挖掘推力潜力，那么涡轮叶片的耐受极限总是不会有太大的提高;导致发动机整机与翻修寿命的上限也不会太高。到了自然变循环阶段，首次把外涵道冷空气直接引入内涵道进行燃烧做功。这样不但直接提高了推力，也同步降低了涡轮前的实际温度，首次实现了增推与涡轮延寿同步，绝对是最巧妙的技术升级。因此可以合理推测进行综合测试的，极有可能就是22吨级自然变循环发动机。整机寿命接近1万小时，中间翻修寿命也至少有5000小时，这才是整体的绝对领先!

一)目前 ①WS10：用于歼10、歼11后期动力。WS10 的研制始于1986年当时是考虑为歼10配套的，10A是WS10的核心机。1980年代从某国引进2台某民用发动机，我国在某国核心机基础上对核心机进行了改进。1992年10 月验证机在086号飞行台上开始试飞，1997年开始型号研制(飞行前试验阶段)，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月装一台WS10的歼11取得阶段性成果，2002-2003年间型号开始装歼10，2003年12月装两台 WS10的歼11A首飞。WS10于2004年9月开始批量生产，2005年底定型。WS10有单发和双发两种型号，分别为B型和C型。WS10的涡轮前温度已从原有的1747K 提高到1800K，推重比也由原来的7.5提高到7.8左右，推力也由132KN提高到138KN。 ②WP13B2：WP13B2即 WP13C，推力为7300KG，与昆仑持平，推重比估计6.0以上，低于昆仑的6.5，WP13FⅢ为其单发型，其具体试飞日期不详,不过我们可以从中航一集团网站对WP13B2的报道中可以推断出大概，1991年正式开始整机研制，1999年该型发动机被列为国家重点型号工程，2002年6月16日开始进行全寿命考核长期试车(而WP13B是在96年4月进行的150小时长期试车，03年定型)，估计要到2007年左右定型,其发展型值得期待。 ③WS9：用于“飞豹”歼轰机。英国R&R 公司许可生产的Spey MK 202 发动机，R&R 公司已经向汉和总编辑PKF证实他们正在帮助中国改良Spey MK202，“斯贝”的改良工作已顺利完成。 ④昆仑：用于歼8换发的涡喷发动机。昆仑的研制应用了斯贝MK202的技术，其高压压气机段即参考斯贝MK202。昆仑的加力推力为 7300千克，不加力推力为5165千克，加力耗油率为0.202，不加力耗油率为0.10，推比6.5。2002年昆仑2的加力推力为7800千克，现已提高到加力8010千克，最大5780千克，推重比7.22。发展型昆仑3加力为8930千克，推重比8.05。现新昆仑涡喷发动机(昆仑2)已装在J-8F上。 ⑤关于推比八的中推：第一阶段：1980-1983年，1980年，高推预研在经过了充分论证的基础上正式开题，以定向基础研究为主，开展单项课题研究，进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究;第二阶段：1983-1989年，以先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究;第三阶段：1989-1992年，进行三大高压部件全尺寸试验件的设计和试验研究;第四阶段：1991-1994年1月，进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究。其后，在“八五”期间，我国自行研制的推重比 8一级核心机已完成地面和高空性能试验;“九五”期间完成了推重比8一级的验证机设计;“十五”期间对推重比8一级发动机的风扇和低压涡轮进行了改进，为在核心机基础上进行发动机派生发展提供了技术储备。 ⑥WS13泰山：用于FC-1“枭龙“、FBC-1”飞豹“后期动力。WS13是在RD33的基础上结合推比八的中推的技术而研制的，长4.14米，最大外直径1.02米交付使用质量1135千克，发动机加力推力86.37千克, 加力耗油率为2.02，不加力推力为56.75KN，不加力耗油率为0.73，巡航推力51.2KN，巡航耗油率0.65，进气量80kg/s，涵道比 0.57总压比23，大修间隔810H，涡轮进气口温度1650K，寿命2100H，推重比7.8，2004年1月点火，预计 2006年定型。 ⑦推力矢量喷管：推力矢量喷管是在2002年初上的606所的试车台,估计在WS10，2005年定型后装上歼11首飞。 ⑧权限数控系统：我国的全权限数控系统是在2002年下半年装机首飞的，首飞所装发动机型号估计为WP13，2003年初装上WS10，2003年底第一套上天试飞的发动机全权限数字控制系统演示验证通过验收

中国三大飞机发动机厂分别是西安航空发动机、沈阳黎明航空发动机、中国南方航空工业发电机。

航空发动机是飞机的关键部件，制造难度极高，它不像火箭发动机那样是一次性使用的，而是需要持续使用多年，它由呈现上万个零件组成，制作精密，并且对材料的要求很高，材料必须具备耐高温，耐腐蚀，高强度等特性，现在全世界能够独立研制生产先进航空发动机的国家很少，美国和俄罗斯在这个领域具有明显的领先优势。

近年来，我国航空工业取得了飞速发展，一大批具备世界领先水平的战机服役并大批量装备部队，但是在航空发动机这个方面还存在一定的短板，离世界领先水平还有一定的差距。

只有装备国产先进的发动机，国产战机才能发挥出最大的战斗力，才不会受制于人，因此，我国十分重视航空发动机的研制，投入了大量的资金和精力，相信经过科研人员的不断努力，在不久的将来，我国也能生产出具备世界领先水平的航空发动机。

飞行原理

飞机的机翼横截面一般前端圆钝、后端尖锐，上表面拱起、下表面较平。当等质量空气同时通过机翼上表面和下表面时，会在机翼上下方形成不同流速，空气通过机翼上表面时流速大，压强较小;通过下表面时流速较小，压强大，因而此时飞机会有一个向上的合力，即向上的升力，由于升力的存在，使得飞机可以离开地面，在空中飞行。

重力的方向与升力相反，它是受到地球引力影响而产生的一个向下的力，重力大小受飞机自身重量以及携带油料数量影响。拉力促使飞机在空中向前飞行，发动机功率大小决定拉力大小，一般情况下，发动机输出功率越大，所产生的推力就越大，飞机飞行的速度就越快。