杨小琼和姬银龙的矛盾:震撼：歼-20用的“白菊”涡扇10B发动机猛图曝光

牌号涡扇10B

用途军用涡扇发动机

研制单位606所

承制厂黎明航空发动机公司

西安发动机公司

装机对象J-10BJ-10M(出口型)J-11BJ-11BSJ-15(测绘SU33的舰载机)

太行WS-10/10A相当于当初F100-PW-100阶段，而太行改WS-10B则已经相当于当初F100-PW-220阶段。

太行改WS-10B发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE　(F110的性能改进型)

WS-10B发动机在“太行”发动机的基础上研制的,涡扇10B与涡扇10/10A之间的通用零部件达70％。使用通用部件不仅减小了研制的冒险性，还将显著地减少后勤保障费用。

太行改WS-10B的核心机以“太行”核心机为基础重新研制的，在设计过程中三大核心部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等大量的参照并借鉴了AL-31F核心机的设计方法，结构细节设计和制造工艺.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120余项关键技术。重点围绕WS-10B核心机的三大高压部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等的工程设计，试制与试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,研制过程遵循“部件试验在前，整机试车在后.的原则，完成了大量的三大核心部件和子系统的试验。对核心机进行了大量的地面和高空性能试验,对可靠性与耐久性方面的进行大量试验,大幅度的提高热端部件寿命。对其它部件、系统、成件等作了适应性改进，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。对加力燃烧室和尾喷管进行优化设计，采用新的耐高温合金材料，改进冷却设计，减轻重量。优化设计了高压涡轮叶片的结构细节设计，为不带冠设计，强化气膜加对流复合冷却技术。利用增大空气流量、提高部件效率、减少漏气和损失等技术措施,来一定幅度的提高推力。风扇是采用后2级整体叶盘结构。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显著提高，压比为3.4；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，减少了泄漏结构和系统。加力燃烧室和尾喷管以及大部分发动机附件从“太行”发动机的设计方案衍生而来，并改进了冷却技术和重新设计了部分结构设计，使结构更简单，减轻了重量,提高使用寿命寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本,为适应J11B的机体，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。

涡扇10B在研制过程中遵循“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，其实航空发动机的设计研制过程是一个设计一一验证一一改进设计一一再验证一一再改进”，一直到定型的螺旋式上升的过程。

太行改WS-10B的研制实际分为二个阶段实：第1阶段：2003年国庆节后～2006年处完成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,并进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究，与验证工作。2005年中核心机首次试验,对核心机进行了大量的地面和高空性能试验,对可靠性与耐久性方面的进行大量试验,大幅度的提高热端部件寿命。第2阶段：2006年6月－XXXX为原型机研制时期，完成了原型机设计与制造工作，由于风扇，加力燃烧室和尾喷管以及大部分发动机附件从“太行”发动机的设计方案衍生而来，所以这个阶段用的时间较少。原形机研制经过也两个阶段,一是FRET(飞行前鉴定试验阶段)，二是QT(定型试验阶段).2007年8月原型机首次运转并开始地面台架试车,并且加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用,飞行前鉴定试验于2009年9月完成,于20XX年初,在J11或J11B上进行首飞,将于20XX年XX月完成设计定型试验。定于20XX年第X季度完成生产定型鉴定.

发动机由10个单元体组成

进气口　环形。带23个可调进口导流叶片，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。第1级风扇叶片可拆换为宽弦叶片设计。第2和第3级风扇为焊接成整体的叶盘结构。增压比约为3.4。3级静子和转子均为三维流设计.

高压压气机九级轴流式。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣,转子为惯性摩擦焊接和螺栓连接的混合结构,进口导流叶片和前3级静子叶片可调，增压比9.0。效率85%。前2级盘用高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体，。第3～7级盘由镍基高温合金制成，同样用电子束焊焊为一体。第8～9级盘则为单盘,由粉末冶金制成，用长螺栓前与7级盘连在一起。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头.钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣,前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。

燃烧室短环形,燃油经20个双锥喷嘴和20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。内外壁均有分段气膜冷却，双点火系统。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却.

高压涡轮　单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为第一代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。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　单级轴流式，带冠。空心气冷转子叶片，转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。

加力燃烧室　进口处有混合器，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。火焰稳定器有3圈“V”形稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处开有大量的防振孔。

尾喷管　收敛－扩张型，各有16个调节片和封严片，喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。

控制系统双通道全权数字电子控制系统（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)　　　　13800

中间推力(daN)　　　　　8620

推重比　　　　　　　　　8.5(按国际上一般规定计算)

涵道比　　　　　　　　　0.6

涡轮进口温度(℃)　　　　1423

最大直径(mm)　　　　　　1300

长度(mm)(喷口全开时)