| 中国战鹰的心脏 |
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内容说明：
活塞-5活塞式航空发动机
- ◎ 中国战鹰的心脏(774字) 狼一族 (383532)于2004/06/17(09:30:25)..
活塞-5活塞式航空发动机
活塞-5是南方动力机械公司根据苏联АШ-62МР发动机技术资料仿制的九缸星形气冷式活塞发动机，装备运-5飞机使用。1958年6月试制成功，到1986年累计制造2600多台。
活塞-6活塞式航空发动机
活塞-6是南方动力机械公司根据苏联АИ-14Р发动机技术资料仿制的九缸星形气冷式活塞发动机，装备初教-6飞机使用。1960年8月开始试制，1962年6月试制成功，后累计制造700台。
活塞-6系列主要有以下改型：
活塞-6甲
增大压缩比，提高功率。1963年初开始改型设计，10月制成进行试车，1965年投入批生产，到1986年累计制造3000多台。
活塞-6乙 进一步改进高空性能，设计加装涡轮增压器，于1966年制成。
活塞-6丙 1963-1970年改型设计的直升机用发动机，用于“701”和“延安二号”两种直升机。
活塞-6丁 进一步提高功率，1975年开始改型设计，1980年8月通过试车考核，用于运-11飞机。
活塞-6丁 更进一步提高功率的改型。
活塞-7活塞式航空发动机
活塞-7是哈尔滨东安发动机公司根据苏联АШ-82В发动机技术资料仿制的气冷星形14缸活塞式发动机，装备直-5直升机使用。1958年开始试制，1959年通过试车考核。后因质量问题于1961年从新试制，1963年优质过关。到1980年停产累计制造1500台。
活塞-8活塞式航空发动机
活塞-8是哈尔滨东安发动机公司采用带涡轮增压器的活塞-7本体与伊尔-14飞机用的АШ-82Т发动机的减速机进行组合研制而成的，用于C-46、图-2、伊尔-14、伊尔-14等飞机。活塞-8于1961年9月开始研制，1962年8月开始装机试飞，1963年10月通过考核投入批生产。到1980年停产累计制造1300多台。
- ◎ 已经射精，下次记得用一类上传，不够问我要粮票(空) 四海之内皆兄弟 (383593)于2004/06/17(12:27:22)..
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四海MM啊！(空) jackyzhen (383891)于2004/06/18(10:30:50)..
- ◎ 中国战鹰的心脏2(1150字) 狼一族 (383533)于2004/06/17(09:31:30)..
涡桨-5涡轮螺旋桨式发动机
涡桨-5发动机于1966年初在南方航空动力机械公司开始研制，1968年转由哈尔滨东安发动机制造公司继续研制生产，1977年设计定型，并开始小批生产。发动机性能试飞是1975年完成的，共飞行107h。研制过程共用8台发动机进行了约5680h台架试验。WJ5发动机曾在国内航线试用，因为在高温、高原环境起飞功率下降，使用受到限制，于1980年停止生产。
涡桨-5系列主要有以下改型：
涡桨-5 是我国研制生产的第一种涡轮螺旋桨型航空发动机，用于运-7飞机。
涡桨-5A 发动机外廓尺寸、质量与WJ-5基本相同，涡轮部件是新设计的，涡轮进口温度提高约100℃，起飞当量功率提高较大，用于水轰-5飞机。
涡桨-5B 提高发动机转速，起飞功率较WJ-5发动机增加约200kW，用于运-7飞机。
涡桨-5AI 原型为WJ5和WJ5A发动机，起飞改用两级转速，最大起飞功率由WJ5A的2317kW降至2133kW，针对原型机的薄弱环节有较多改进，发动机的温度特性有较大改善，1982年正式投入航线使用，用于运-7飞机。
涡桨-5E 为减少压气机流道损失对压气机进行了改进，重新设计了导向器叶片、车子叶片和流道，发动机工作可靠性有所提高，起飞状态的耗油率较WJ-5AI降低9.4%，涡轮进口温度约降低50℃。1994年初交付民航试用，用于运-7系列飞机。
涡桨-6涡轮螺旋桨式发动机
涡桨-6发动机由南方航空动力机械公司于1969年8月开始研制，1970年9月首次上台架运转，1973年4月首次上天试飞。1976年完成设计定型，并装备运-8飞机使用。
涡桨-6系列主要有以下改型：
涡桨-6甲 为增大功率，1977年开始改型设计，1983年制成第一台样机，性能达到要求。
涡桨-9涡轮螺旋桨式发动机
涡桨-9是以涡轴-8A涡轮轴发动机为原准机改型设计的涡轮螺旋桨发动机。是为满足运-12飞机的要求，用以更换从加拿大进口的PT6A-27发动机。株洲航空动力机械研究所于1983年4月开始验证机方案设计，1985年南方航空动力机械公司制造了第一台验证机。1987年7月立项转入型号研制，1989年9月制造出第一批原型机，并于1992年12月10日首次试飞，发动机总体布置采用单转子对置轴形式，自由涡轮后接集气腔两侧排气管，再接星型传动减速器。发动机的进气端与功率输出端位于发动机的两头。整个发动机呈一条直线，结构紧凑。采用单元体结构设计，保留了原WZ-8A发动机的轴流压气机、燃气发生器和自由涡轮三个单元体。新设计了排气管、减速器和附件传动机匣以及相应的各个系统。1995年初取得民航型号合格证并开始交付运-12飞机使用。
- ◎ 中国战鹰的心脏3(3674字) 狼一族 (383534)于2004/06/17(09:32:50)..
喷发-1航空发动机
喷发-1是沈阳航空发动机设计所和黎明发动机公司在涡喷-5基础上改进研制的涡喷发动机。是我国自行研制的第一种喷气式发动机，装备歼教-1飞机使用，1956年底开始研制，1957年完成设计，1958年制成，7月装在歼教-1上试飞，后停止研制。
涡喷-5航空发动机
涡喷-5是沈阳黎明发动机公司按前苏联的ВК-1Ф发动机的资料仿制的涡喷发动机。装备歼-5系列飞机使用。1954年4月开始仿制工作，1956年6月通过试车鉴定投入批生产。
涡喷-5系列主要有以下改型：
涡喷-5甲
沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。
涡喷-5乙 西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。
涡喷-5丙 西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。
涡喷-5丁 西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。
涡喷-6航空发动机
涡喷-6是1958年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的РД-9Б技术资料开始试制的，装备歼-6和强-5系列飞机。1959年3月国家鉴定委员会鉴定验收、批准投产，但实际批生产是在1961年以后开始的，从1962年开始，成都发动机公司也试制该机，同年9月制成。在1964～1982年期间，进行了大量改进，1977年实现涡喷6在歼-6和强-5飞机上通用的目标。
涡喷-6系列主要有以下改型：
涡喷-6甲
黎明发动机制造公司为满足强-5飞机的需要改型研制的，从1964年到1983年经过四个批次的改进，性能有较大提高。
涡喷-6乙
成都发动机制造公司为满足歼-12的需要改型研制的，推力提高800公斤，后因歼-12下马而停止研制。
涡喷-7航空发动机
涡喷-7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的，装备歼-7、歼-8系列飞机。1966年12月国家验收，1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。1980年后涡喷7原型基本停产。为满足歼-8飞机的要求，1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车，1969年7月，涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。为满足歼-7改型的需要，1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。1979年8月正式定型
涡喷-7系列主要有以下改型：
涡喷-7 原型，已停产。
涡喷-7甲
用于歼-8飞机的改型，采用气冷涡轮，使涡轮进口温度提高100℃。此外，还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。
涡喷-7乙
在涡喷7甲基础上的改进型，用于歼-7飞机。在研制中，排除了原压气机的薄弱环节，改进了主燃烧室安装边的材料，解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。现已停产。
涡喷-7乙B 在涡喷7乙基础上的延寿改型。
涡喷-7乙Ⅲ 在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型。
涡喷-8航空发动机
涡喷-8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的，装备轰-6飞机。1967年1月8日，完成了300h国家交付长期试车，1967年3月29日航定委批准交付部队使用。涡喷-8发动机在生产、使用之初就出现了一些可靠性、维修性方面的问题，如高温起动和高原起动困难，压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块，火焰筒筒体冷却孔裂纹多，涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等严重故障，曾一度使轰-6飞机面临停飞的威胁。为此，采取了一系列技术措施，基本解决了上述问题，使发动机的可靠性和维修性得到了改善。
涡喷-11航空发动机
涡喷-11是北京航空航天大学研制的小型涡喷发动机，主要装备无侦-5无人机使用。1965年初开始设计，1969年开始全面试制，第一台发动机于1971年6月开始试车，1980年定型后转到南方航空动力机械公司生产。
涡喷-13航空发动机
黎阳航空发动机公司和贵州航空工业集团第二设计所在总结涡喷-7改进与研制的基础上并参照国外同系列成熟发动机，与成都发动机公司共同研制了涡喷-13发动机 ，装备歼-7、歼-8系列飞机。设计研制工作1978年开始，1984年12月至1985年1月通过了国家鉴定试车，1988年2月国家批准设计定型。涡喷-13是在涡喷-7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量，扩大钛合金在压气机部件的应用，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。
涡喷-13系列主要有以下改型：
涡喷-13 原型，已停产。
涡喷-13AⅡ
是在涡喷-13设计研制的同时，黎阳机械公司和011基地第二设计所为满足歼-8飞机的改型设计要求与涡喷-13并行研制的。改装设计了在涡喷-7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。进一步扩大了钛合金的应用范围。1986年12月通过了国家鉴定试车，1988年3月批准设计定型。
涡喷-13F 该发动机最初是为满足歼-7Ⅱ飞机提高发动机推力的要求，于1984年开始研制的，1988年正式被选定为歼-7E飞机的动力装置。涡喷-13F是在涡喷-13AⅡ主要部件改进的基础上，对热端部件涡轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进。1992年4月通过了国家鉴定试车，并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，9月批准设计定型。
涡喷-13FI 是为满足歼-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制。是涡喷-13的性能改进型，重新设计了第1级压气机，
并在压气机上采用了附面层控制技术1994年1月完成了设计定型鉴定试飞，1994年9月通过了国家鉴定试车，于同年10月通过了设计定型技术鉴定。
昆仑航空发动机
“昆仑”系列发动机是我国第一台走完自行设计、试制、试验、试飞过程的航空发动机，是国内目前最先进的中等推力级的军用涡喷发动机。由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所总设计、沈阳黎明航空发动机公司、西安航空发动机公司和贵州红林机械有限公司等34个单位联合研制的涡喷发动机。于2002年7月被国家军工产品定型委员会正式批准设计定型，可用于歼7和歼8系列飞机。
昆仑II涡轮喷气发动机
昆仑发动机是沈阳发动机设计研究所按照国军标《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB241-87)自行研制的第一台具有全部知识产权的中等推力级加力涡轮喷气发动机，经过259项严格考核，2002年7月通过国家设计定型。
是世界上迎面单位面积推力最高的发动机。他采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术，这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度。大大提高了发动机的推力。
同时，昆仑发动机还采用了环形燃烧室、高级陶瓷涂层、数字式防喘系统和状态监控等技术，有效第提高了发动机工作的稳定性和可靠性。昆仑的研制标志着我国的航空发动机从测绘仿制、改进改型跨入了自行研制的新阶段。
和国内同类发动机相比，昆仑发动机由于是完全自行研制的，按照最严格的军标(GJB241-87)研制，经过了近乎严酷的考验和长时间的试验试飞磨练，和仿制的发动机相比，经过了发动机的由设计、制造、试验、试飞、定型的整个过程，发动机的任何技术细节、设计思路都非常清楚，不会象仿制的发动机一样知其然，不知其所然的现象，仿制的发动机往往在仿制出来后还没摸清楚设计思路。发动机的改进提高就好象摸着石头过河，出现问题往往不知所措，最后还要回头去重新摸设计思路，走回头路，而且由于仿制的原型发动机技术落后，要提高性能往往遇到基础的限制很难采用更新的技术的问题，提高性能只好采用吃发动机结构强度储备、吃安全寿命储备。使发动机的可靠性受到影响。昆仑发动机在强度和寿命设计是严格按国军标要求进行的。
材料容许的强度和寿命性能数据以负3倍的标准差为基准。发动机的低循环疲劳寿命试验是按要求的2倍进行的。使发动机的寿命大大高于现役的型号。性能也有大幅度的提高。
- ◎ 中国战鹰的心脏4(11978字) 狼一族 (383537)于2004/06/17(09:34:39)..
涡扇-5涡轮风扇式发动机
涡扇-5是沈阳航空发动机设计所在涡喷-6基础上研制的涡扇发动机，1963年1月提出设计方案，取消加力装置，增加后风扇和零级导流叶片，改型后发动机推力加大到3600公斤，而耗油率降低30%。第一台发动机于1965年初制造完毕，1966年达到设计指标，1970年通过长期试车考核，1971年装于轰-5飞机上进行了多次滑跑试验。后
因轰-5不再改装发动机，涡扇-5于1973年5月停止研制。
涡扇-6涡轮风扇式发动机
1964年5月，空军提出新型飞机的技术要求。沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇-6，代号WS-6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。1968年6月首台试验机开始运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变，涡扇-6失去使用对象，于1984年停止研制。涡扇-6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。1980年，在WS6的基础上发展了涡扇-6改进型(代号WS-6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS-6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
涡扇-9涡轮风扇式发动机
涡扇-9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS-9。1976年3月开始试制，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯·罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。1980年初，中国制造的两台WS-9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40℃冷起动试验，并对其5种零部件作了强度试验考核。1980年5月30日，中英双方在考核试验报告上签字。至此，成功地通过了用英国毛料试制出的WS-]9发动机的各项考核试验。原拟接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使国产化进度拖后，目前进行的斯贝发动机国产化工程。
涡扇九的发展过程
从60年代初，航空发动机对外引进中断，自行研制接续不上，造成现役的发动机性能日益落后。更由于“文化大革命”的破坏，不断发生等级事故，成千上万台发动机返厂排故，空、海军和援外飞机频频告急。1971年12月，周恩来总理彻夜召开航空产品质量座谈会，一语破的。他指出：空军的关键在飞机，飞机关键在发动机，“心脏不好”，问题不解决，何以打仗，何以援外!并当场同意从英国罗·罗公司进口一批民用斯贝(SPEY)发动机。
从中国航空工业创建以来，西方先进的军用航空技术—直对我严密封锁。60年代，航空工业谋划测绘仿制民用斯贝，再改型为军用型，由于封锁禁运，未得进行。1972年，英国同意向我单独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.罗公司，谈判向我出售军用斯贝发动机。8月2日，叶剑英副主席在听取有关汇报时，明确指出，英国同意向我卖军用斯贝技术，是好事情。我们主要是把技术买到手，同时要利用斯贝，突破英、美在军用方面对我们的封锁。在此前后，周总理、叶副主席、李先念副总理等，多次听取汇报，多次作出批示，直接过问、决策引进斯贝发动机。1974年“批林批孔”运动中，江青一伙制造了“风庆轮事件”、“蜗牛事件”，引进斯贝一时也成了轰动的“政治问题”，被批判为“卖国主义”、“爬行哲学”。王洪文更跳出来横加干涉，对不同意引进斯贝的信件批示“应当重视”。当时三机部的主要领导也向中央提出了《关于不买斯贝发动机的报告》。沧海横流，方显出英雄本色。5月11日，叶副主席毅然批示：“我的意见，不可不买，不好多买”，“目的是引进外国技术，促进自己发展。”李先念副总理批示：“我看对”，“两条腿走路比一条腿好”(指引进和自行研制)。1975年6月，他们又分别批示：“我同意引进新技术，加速我国飞机工业发展。”“这一件事是我和剑英同志提议的......因英国的飞机发动机的制造和质量还是有可取之处的。”正是他们，顶住“四人帮”的干扰和施压，以打破封锁，坚持引进先进技术，提高我国航空发动机发展起点的胆略和远见卓识，才使引进斯贝得以进行。1975年8月，中英双方进行实质性谈判，1975年12月l3日，签订了中国引进英国斯贝发动机专利的合同。
斯贝发动机，中国型号定名涡扇9，定点西安发动机厂试制生产。在试制生产中，国家给予了高度重视，王震副总理就曾三次到厂检查督促。对于有关技术改造和国产化等，国家拨给了专项资金，作出了相应的部署。
西安航空发动机厂于l976年展开试制工作，全体职工全力以赴，先后完成了42万份技术资料的翻译复制，3万余项工艺装备的设计和制造，攻克了钛合金热成型等76项技术关键。
经过三年多的努力，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摄氏度条件下起动试车，以及5大部件循环疲劳强度试验，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发动机的制造成功，使中国有了一台推力适中的涡轮风扇发动机，填补了空白，并有效提高了自行研制水平和能力；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涂、真空热处理等13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，也相应得到了提高，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技术水平，开了个好头。
还应提到，通过试制，改造和提升成功了一个现代化航空发动机厂。西安发动机厂旧貌换新颜，添置了700多台国内外先进设备。其中各型数控设备26台，在当时率先形成了从编程、调整、加工到检验的成套力量，精锻、精铸生产线的设备和工艺，在国内也是一流的。因此，该厂技术力量和条件能够适应新机研制的需要，而且对国外航空产品的转包生产，在我国航空发动机系统也独占繁头。
反思历史，斯贝引进之后教训也是深刻的。配装斯贝发动机的飞机长期争论不休，举棋不定，延误了时机，致使在当时属于先进的发动机，空白了少年头，不再是第一流水平了。而且按合同购入的40多台发动机，长期停放在仓库里，不只白白积压了大量资金，还要耗资维护；国家花费10多亿元引进的设备，形成的技术力量，也因斯贝长期“嫁不出去”而未充分发挥作用；斯贝国产化进展缓慢；在消化、吸收的基础上，借鉴、创新虽做了一些工作，但不尽如人意。
事隔十余年之后，斯贝的提供使用和国产化有了重大转机，这是久已企盼的，祝它好运到来。
中国涡扇10/10A发动机发展历程
源渊
八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。
结构
复合材料外涵道
涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜"三合一"•的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323 m/s和334 m/s，空氣流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。
性能
SPF-DB空心结构导流叶片由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL—31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。
先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：
目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。
设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：
1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。
2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。
3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。
先谈一些技术指标的意义
1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。
2、总压缩比（TPR） = 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引擎的TPR >30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。
3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR
= 20~30。
由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：
推重比（T/W），TIT，TPR，BPR
第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。
第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。
第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。
WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。
发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。
涡扇10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。至于级数。
涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。
燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。
涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。
单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。
涡扇10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。
涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，涡扇10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。
区别
网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU—27上试验，该机已于2000年定型。
时间
涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU—27上试验，在与AL—31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。
涡扇10与歼-10
2003年1月出版的《解放军报》有一篇题为“中国空军‘三代战机’试飞纪实”的报道，透露了中国新型涡轮风扇发动机于去年6月试飞成功的消息，引起各方高度重视。文章称，在国产新型战机上的试飞，在我国尚属首次，不仅技术难度大，而且每个课目的风险也大。试飞那天，该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机，一台是进口的、一台是国产的。……国产新型发动机的研制成功，不仅填补了我国发动机研制的空白，更为重要的是标志着中国的航空工业步入了世界发达国家的行列。最近又有来自航空系统的消息：“从3月25～27日召开的中航一集团燃气轮机工作会议上了解到，今年中航一集团发动机行业的工作重点是以涡扇10发动机定型试飞为主线，抓好重点型号研制……”
如此来看，随着歼-10的逐步公开化，更为神密的涡扇10发动机也将逐步浮上台面。其实去年以来，航空界就捷报颇传。2003年3月31日，我国首台小型涡轮风扇发动机通过设计定型，结束了我国没有自行研制的涡扇发动机的历史。6月初，该发动机又通过了航定委的设计审查。（摘自国际航空2003第1期）2002年5月20日，我国自行研制的“昆仑”新型涡喷发动机通过国家鉴定。它的研制成功使我国成为继美、俄、英、法之后世界上第5个能够独立研制航空发动机的国。“昆仑”发动机于2002年7月被国家军工产品定型委正式批准设计定型。（摘自国际航空2003第1期）加上去年6月在歼11上试飞的新型发动机，高中低已全面配套。
从国际发动机的情况来看，基本分成三大部分，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤。WS-11肯定是小推力级发动机，“昆仑”则属于中推力发动机，而涡扇10无疑是大推力级发动机。
要了解涡扇10的性能，就必须了解其研制的背景、技术基础等情况。为此，先分析涡扇10产生的背景。据信10号工程是1984年启动，估计与之配套的涡扇10应当也应该是启动于1984年。以中国当时的技术，要独立自主地生产一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易。当时中国已拥有的技术有哪些？
一是涡喷-15，源于苏联的米格-23飞机，当时中国以20多架歼-6飞机从埃及换回了一架米格-23飞机，自然也掌握了其P-29-300发动机（中国编号WP-15），该机推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是从英国引进的斯贝军用发动机技术，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是从美国引进的CFM-56民用发动机，推力10886公斤，自重2005公斤，推重比5.4。四是中国自行研制的WS6G发动机，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。这几种发动机都在10000公斤级，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做为涡扇10的核心机。这是还要特别介绍一个CFM-56民用发动机。
1982年3月29日，美国《航空和空间技术周刊》刊登了发自华盛顿的一篇报道，标题是《中国等待批准向它出口CFM-56II型涡轮风扇发动机的许可证》。文章说：“中华人民共和国正等待批准向它出口两台CFM-56II型涡轮风扇发动机，然后再开始核准一项计划，根据这项计划，中国可能将更换它的多达30多架的霍克•西德利飞机公司生产的三叉戟运输机的发动机。……国防部官员对可能向中国出售CFM-56II型涡轮风扇发动机表示关切，因为这种商用发动机的核心技术，同罗克韦尔国际公司制造的B-1B轰炸机所采用的通用电气公司生产的F-101-GE-102发动机是相同的。正是由于可能进行这种技术转让，以及中国人可能运用逆工程技术取得把同样技术应用到其他方面的能力，所以国防部官员建议不要批准颁发出口许可证。”尽管有人反对，但在中美蜜月的80年代，美国政府最终还是批准了这项计划。
在上述四种基本型发动机中如何选择核心机，可以有多种方案：一是在仿制P-29-300制成的WP-15上进行改进设计，由于是涡喷机费用应该最低，时间也最快，但技术较为落后，估计不会采纳；二是在掌握斯贝发动机技术的基础上，结合我国的技术，将其改型设计为12500公斤的发动机，但由于我国去年才完全掌握斯贝的制造技术，肯定轮不到斯贝做涡扇10的核心机。三是我国自行研制的WS-6，由于该机80年代中期就下马了，自然不在考虑之中。最后就剩下CFM-56。该机全长2430毫米，直径1828毫米，全重2005公斤，最大推力10886公斤，总压比25，涡轮前温度1260度，推重比约5.44，是当时一种比较先进的民用发动机（与之同时代的军用发动机F100-PW-100（F-15和F-16的发动机）全长4851毫米，直径1180毫米，全重1371公斤，最大推力11340公斤，总压比25，涡轮前温度1399度，推重比8.27）。由于其核心技术与美国F-101-GE-102军用发动机相同，最可能成为涡扇10的核心机，该机可能有两个方案：一是仿制其核心机，在此基础上研制我们自已的涡扇10，但由于技术差距大，风险和投资均很大，还有一个很重要的原因，是建国以来，我国完全是走的一条仿制之路，缺乏自己全过程研制的经验，结合“昆仑”走自己全过程研制道路的情况来看，完全仿制肯定不受有关部门的支持。另一种就是在我国已有技术的基础上（已有研制推重比7的涡扇6的经验），借鉴CFM-56的部分先进技术，研制自己全新的发动机。这种方案虽然有一定的风险，但由于已有WS-6的经验，估计难度会小于完全仿制CFM-56，而且由于有一定的技术基础，资金和时间也会少于仿制CFM-56。因此，这最可能就是涡扇10的技术来源吧。
对涡扇10的评价，综合WS-6G和CFM-56的技术和该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机的情况来分析，涡扇10的推力应大于AL-31F的12500公斤，估计在13000公斤左右，推重比应在7.5以上，技术上相当于国际上70年代中期的水平。估计比F-16、F-15早期型的F100-PW-100要好。从“昆仑”研制成功到短时间内又研制成功“昆仑II”的情况来看，涡扇10定型后，估计两年内又会研制出性能更好的涡扇10-II，推重比会大于8，推力可能会达到14000公斤左右，其生产型的涡扇10-II可望达到国际上80年代中期的技术水平。
结束语
歼十定型后的发动机乃是涡扇10A，不是什么AL—31F，所谓进口AL—31FN之说，是为沈飞歼11生产之用。歼十装备涡扇10A后，无论空战推重比、载弹量还是飞机的机动性、灵活性方面，其综合飞行性能要大大高于装备AL—31F的歼十。今后，国产歼11也要装备涡扇10A，涡扇10A将成为我国歼十、歼11的标准发动机。涡扇10A经过严酷苛刻的国军标试验，其性能、寿命、可靠性要远远高于俄制标准的AL—31F，606所再彷制AL—31F已没什么意义。606所对涡扇10A的评价，涡扇10A的研制成功将使中国航空动力事业达到发达国家的八十年代中期水平，在中国航空发动机发展史上具有里程碑式的重要意义。
长话短说“涡扇十喷气发动机”（WS10）
我发现大家在网上对我国自行研制的涡扇喷气式发动机很感兴趣，我在此就向大家简单介绍一下我国自行研制的WS10发动机及其改进型。涉及到保密制度，有些细节我就不便透露。
我国在研制“涡扇十”的同时，也参照了美国的F101和俄国的AL-31F。
与俄国的AL-31F相比我们的风扇为三级，我们的压力比为3.5，我们的直径减小到980毫米，涵道比减小到0.82。为了使低压力转子的转速提高，我们费了很多心血，重新设计了低压涡轮，设计过载提高到11。我们在发动机控制系统增加了备份装置，使得可靠性较AL-31F有很大的提高。
“涡扇十”的结构特点为：进气道为环行，三级轴流式风扇，压力比为3.5。十一级轴流式风扇压力比为12，效率为0.89。燃烧室为短环型，无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。高压涡轮为单级轴流式，高压涡轮的转子和静子叶片可以单独更换，效率为0.91。低压涡轮为两级轴流式，涡轮叶尖带冠，低压涡轮的转子叶片可以单独更换，低压涡轮的静子叶片分段更换。加力燃烧室为AL-31F的缩小型，用盘旋型混合器使内、外涵气流有效混合，整个工作范围内温度上升平稳。尾部喷管由AL-31F发动机改型而来，喷口面积由液压动作筒和作动环来进行控制。
每台“涡扇十”制造成本估计为1200万人民币，如果批量生产两百台以上，每台成本可以降到950万人民币。
性能数据：
耗油率： 开加力为：2.02-2.08千克/公斤/小时 。 不开加力为：0.78-0.80千克/公斤/小时
推重比： 7.9
最大起飞推力： 12600公斤（加力） 。 7350公斤（不开加力）
空气流量： 119千克/秒
涵道比： 0.89
总增压比： 大于32
涡轮前温度： 1392摄氏度
发动机最大处直径：1201毫米
重量： 1997千克
“涡扇十”可用于国产某新型歼击机和沈阳 “歼十一 ”歼击机 。
在研制“涡扇十”的过程中我们经历了许多挫折和失败。最严重的一次失败是核心机模拟风扇出口状态以便在真实负荷条件下进行核心机试验，在国外是使用专用的核心机试车台，而我们不得不用庞大而复杂的高空台代替，况且此时的高空台尚未通过国家鉴定，为赶进度，一台刚制造出来试验用发动机在高空台试验中发生爆炸，损失惨重。
我国科研人员研制成功“涡扇十”后。国家向有关部门下达了研制更先进的发动机命令。
幻真儿于2003年9月11日摘自军内刊物《军事学术》
- ◎ “龙心”与“象心”的较量—J10与LCA的发动机探讨 (3692字) 狼一族 (383539)于2004/06/17(09:35:37)..
J-10，LCA作为中国和印度21世纪头20年的主力战机，都代表着本国最先进的科技水平及战略水平，无疑这两种飞机日后的大规模列装可能会对亚太地区的军事平衡产生巨大影响。
J-10是一架单发单座多用途战斗机，单垂尾，采用机腹进气和无尾三角翼加近耦合全动鸭式前翼的气动布局，进气口前移，进气道略带S形；机头尺寸较大，略下勾，翼身融合体更加饱满，机翼内段后掠增加，形成双三角翼。
LCA是一种单发单座轻型战术战斗机，采用无水平尾翼的大三角翼设计，LCA机翼为三角翼，但在翼根部前端切去一块，前缘后掠角减少，形似“双三角形”。据说这种形状在飞机大迎角飞行时能产生较强的翼根前缘涡流，可提高机翼升力。这种气动外形能够在确保LCA轻小性的同时，最大限度地减少操纵面，扩大外挂的选择性、增强近距缠斗的能力；LCA的设计重点是空中格斗，同时也具备一定的对地攻击能力和超视距空战能力。LCA外形布局与众不同，没有水平尾翼，也没有像“阵风”、JAS-39等无尾三角翼飞机普遍采用的鸭式前翼。
发展渊源
J-10的涡扇10发动机
发动机一直是中国航空工业的软肋，同样也困扰着歼-10。在与西方交恶前，据说我国获得了美国第三代战斗机的涡扇发动机核心机，以此开始了国产涡扇的研制工作。但由于根基太差，该涡扇和涡扇-6、涡扇-9的研制一样，非常的艰难，基本无法满足战斗机研制进度的要求。
面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的J-10配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。
由于涡扇-10系列研制进度滞后，或者说性能达不到要求。因此才有了第一批J-10不得不引进俄罗斯AL-31系列发动机救急的尴尬。为此俄罗斯AL-31的设计局专门演化了AL-31FN型，机匣外观改变以适应歼-10现有设计。此外俄方还在2002年航展上演示了用于AL-31FN的矢量喷口。正如之前所说，歼-10要用不同的发动机，就必定要改变机体设计，后机身外形也改得颇为怪异。
LCA的GTX-35VS卡佛里（Kaveri）型发动机
印度的“轻型战斗机”计划始于1983年。印空军希望用其取代老式的俄制米格-21、米格-23战斗机和英国产的“美洲虎”攻击机。印HAL公司早在1990年就已完成飞机的设计工作。令人沮丧的是，由于国产发动机迟迟无法达到军方要求，不得已，印只好选择了国外产品。印总共为首批两架试验机订购了11部美国通用航空发动机公司的产品。2001年1月，第一架试验型LCA成功升空。就在这时，印度却因其核武器计划遭到了华盛顿的制裁。
由于缺乏发动机，LCA计划受到严重阻碍，其造价也提高了近3倍。一架LCA轻型战斗机在1985年时的估计价格仅为230万美元，但现在这一数字已变为1840万-1960万美元。除此之外，LCA计划受阻还迫使印空军对其老式的米格-21战斗机进行现代化改造，印已为此花费了约5亿美元。
LCA在试飞阶段主要采用美国的F-404涡扇发动机，但印度不希望长期进口发动机，
便投资数亿美元，由国家中央燃气轮机研究中心（GTRE）自行研制一种名叫GTX-35VS卡佛里（Kaveri）型涡扇发动机。
两种战斗机都是缺乏发动机导致发展计划受阻,也都是先使用进口的发动机,然后再配装自己研制的发动机.两种战斗机同时都采用常规飞行方式，目前都未采用矢量推力发动机。
结构工艺
涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。
涡扇10的性能
空气进量100kg/sec
总增压比:30
涡轮机进口温度:1700-1750k
涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2
kr/min，涵道比0.5，总增压比30，323 m/s和334 m/s，空氣流量M=100
kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85
kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
LCA使用的Kaveri
发动机,推力比F-404稍大，最大加力推力80千牛，不开加力最大推力50.7千牛。“卡佛里”发动机重约1050千克，采用二级涡轮、3级低压压气机和6级高压压气机。从这些数据看，与当前国外先进战机所用发动机水平相当。此外，该发动机设计时考虑了南亚地区高温天气的环境因素，据说还具备一定的矢量推进能力。
Kaveri的性能
空气进量: 78 kg/ses
旁通比 : 0.16
总的压力比 : 21.5
涡轮机进口温度 : 1487-1700K
对推的重量比 : 7.8
性能比拼
航空动力装置是飞机的心脏，在这一尖端领域，亚洲国家一向落后于欧美先进国家。也是因为如此，中国和印度这样雄心勃勃的亚洲大国才会不惜投入巨额资金在这一技术领域。
这两种飞机有类似的加速性能和飞行高度。LCA最高速度为1.7马赫，J-10能飞2马赫。LCA的作战半径大约850公里，J-10的作战半径位于550到1100公里之间（基于最新的数据）。LCA更适合于截击用途，由于其三角翼在截击时所需的跨音速和超音速飞行中效率很高。J-10基于Lavi在近距离空中支援所需的亚音速飞行中更具效率。
飞机最难改的部分就是发动机，事实上由于发动机推力增大导致空气流量增大进气道必须进行修改，而且发动机自身重量的变化也会引起战机重心的变化另外飞机原有的结构也要修改。所以一般情况下现代战机很少对发动机进行修改，大多在原有发动机的基础上进行小修小补。从中可以看出作为J-10的动力的涡扇10发动机必定是处于AL-31FN的水平。
LCA的有效载荷为4000公斤，
J-10的有效载荷为4500公斤。两种飞机本质上能携带同样数量的武器来进行打击任务。当然，J-10在近距离空中支援所需的低速飞行中更具效率。两种飞机在截击任务时效用相当。
涡扇10的推力应大于AL-31F的12500公斤，估计在13000公斤左右，推重比应在7.5以上，技术上相当于国际上70年代中期的水平。估计比F-16、F-15早期型的F100-PW-100要好。从“昆仑”研制成功到短时间内又研制成功“昆仑II”的情况来看，涡扇10定型后，估计两年内又会研制出性能更好的涡扇10-II，推重比会大于8，推力可能会达到14000公斤左右，其生产型的涡扇10-II可望达到国际上80年代中期的技术水平。
LCA使用提供27,000 磅推力的Kaveri 发动机，它推重比为1.7。LCA的机动性好，最大飞行速度为1.7马赫。使得其推重比达到1.7，J-10 使用提供27,000 磅的推力且推重比为1.75的WS-10发动机。两个发动机都是低燃料消耗。 Kaveri发动机的优良特性使得其在高海拔和高温环境中不损失推进效率，同时其还具有高性能的外部损害保护能力。从另一个角度看，WS-10是否具有这种保护特性值得疑问。
以上两种战机虽然几乎是同时发展的，但由于各自的国情与需求不同，同时技术层次与作战效能上也有很大的差异。
两种飞机同样地是战区飞机并且通常在附近地域执行防空任务,或是打击缺乏的防空掩护的地面目标。两者都是优良的飞机并且优于他们的主要对手--台湾和巴基斯坦的F-16A战斗机。
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.(空) 悠游子 (383902)于2004/06/18(11:12:23)..
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以上资料，由狼一族整理而成，仅供参考。一切权利归原作者佚名等。(空) 狼一族 (383540)于2004/06/17(09:38:51)..
- ◎ 不错，小顶！(空) jackyzhen (383880)于2004/06/18(09:33:11)..
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好东西，建议加精！(空) 茶杯 (383616)于2004/06/17(13:26:30)..
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好！ 建议加精！(空) 吃辣椒的猪 (383603)于2004/06/17(12:56:15)..
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好贴！(空) 大牛888 (383556)于2004/06/17(10:37:31)..
- 好帖(17字) hotfunsky (383592)于2004/06/17(12:24:43)..
偶的老专业，，离开好久了。。555。。
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虽然潜水很久，看见好贴还是要顶的(空) 三分斋主人 (383899)于2004/06/18(10:59:19)..
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强！(6字) 湖 (384010)于2004/06/18(15:24:29)..
好贴就要顶！
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