中國多久能造一流航空發動機

Ⅰ 中國飛機發動機為什麼造不出

中國能造出自己的發動機，「昆侖」發動機是中國第一台走完自行設計、試制、試驗、試飛全過程的航空發動機，是國內目前最先進的中等推力級的軍用渦噴發動機。

「昆侖」發動機經過幾百項嚴格的地面考核試驗和空中考核試飛後，於2002年7月被國家軍工產品定型委員會正式批准設計定型。它的研製成功使我國成為繼美、俄、英、法之後世界上第五個能夠獨立研製航空發動機的國家。

其性能超過以往中國所有軍機的國產發動機，包括之前最好的渦噴13乙。昆侖發動機的設計單位是中國一航沈陽發動機設計所。研製周期長達18年。立項時間是1984年。試飛時間長達8年。要研製出可以投入使用的航空發動機，特別是軍用航空發動機，沒有堅實的技術和經濟基礎是不可能的。此前，世界上真正能獨立研製航空發動機的國家只有美國、俄羅斯、英國和法國。

中國航空發動機集團：

中國航空發動機集團有限公司主要從事航空發動機、輔助動力、燃氣輪機、飛機和直升機傳動系統的研製、生產、維修和服務；從事航空材料及其它先進材料的研發與製造。

中國航發設計生產的渦噴、渦扇、渦軸、渦槳、活塞發動機和燃氣輪機等產品，廣泛配裝於各類軍民用飛機、直升機和大型艦艇、中小型發電機組，客戶涉及航空、航天、船舶、能源等多個領域，為我國國防武器裝備建設和國民經濟發展作出了突出貢獻。

中國航空發動機集團有限公司下轄27家直屬企事業單位，擁有3家主板上市公司，現有職工7萬餘人，擁有包括7名院士、200餘名國家級專家學者在內的一大批高素質、創新型科技人才。

以上內容參考網路-昆侖發動機

以上內容參考中國航空發動機集團-集團簡介

Ⅱ 中國何時能造成先進的發動機

中國已經造出一款推力於美國F22相當的發動機 W/S-15峨眉發動機推力16T

同類型發動機：美國普惠F-119、F-135，俄羅斯土星117S，英國羅羅F-136，飛馬型發動機（鷂式）。

WS-15用於雙發重型隱身戰斗機殲-20

中俄於1992年春天開始展開艱苦談判,在經過3年的拉鋸之後，因為俄羅斯的經濟狀況很差，用於軍工科研的經費很少很少，又因為在92年明斯克馬丘麗莎會議雅克-141被終止後，R-79發動機沒有了使用對象，又沒有其他的戰斗機使用此發動機，所以「聯盟」航空發動機科研生產聯合體(原圖曼斯基發動機設計局)的經濟狀況很差，在這種狀況下，1995年6月，中俄簽訂了轉讓R-79發動機生產許可證的協定。1996年8月，俄羅斯的「聯盟」航空發動機科研生產聯合體向中國方面交付了R-79發動機的全套設計圖紙及技術資料 ,特別是引進了製造R-79發動機核心機的生產設備及生產製造工藝資料。遺憾的是用於雅克-141的R-79B-300發動機矢量噴管技術卻沒有得到。
後來，1998年亞洲金融危機時俄羅斯經濟也陷入多重危機，中國此時不僅購買了用於雅克-141的R-79B-300發動機矢量噴管技術，同時也取得了莫斯科聯盟航空發動機科技集團研製的推力為20噸的R179-300發動機設計方案和R-79M的設計圖紙和技術資料。R179-300發動機這台發動機是為垂直起飛殲擊機雅克141研製的R-79V-300發動機的進一步發展。
在這種背景下,1996年初，江和甫協同劉大響院士負責組織「九五」國防重大背景(垂直起降殲擊機的計劃)的預研項目——某新型渦扇發動機(以R-79發動機為基礎進行深度開發)關鍵技術預研工作。組織完成R-79發動機的核心機的測繪仿製工作；R-79發動機的高壓壓氣機、燃燒室、渦輪三大核心部件等比例的測繪仿製工作。進行理論方法、計算方法和試驗方法的探索研究；以突破先進部件關鍵技術為主，重點圍繞三大高壓部件等比例全尺寸試驗件的工程設計和試制及試驗以及其相關的強度、控制等系統進行綜合應用研究，在三大核心部件的測繪仿製中，大膽倡導採用了航空動力許多前沿設計技術成果和大量應用新材料、新工藝，從而突破了120餘項關鍵技術。
624所在取得了莫斯科聯盟航空發動機科技集團研製的推力為20噸的R-79-300發動機設計方案和R-79M的設計圖紙和技術資料後， 研製了YWH一30—27核心機，YWH一30—27核心機就是以R-79發動機核心機為基礎進行深度開發的.CJ-2000是以YWH一30—27核心機為基礎進一步開發的，WS-15是CJ-2000的型號研製的代號。

從中國燃氣渦輪研究院（624所）工作會上獲悉，我國自行研製的推力推重比為9的渦輪風扇航空發動機的核心機CJ2000於2005年4月14日首次點火成功後，推重比為9的渦輪風扇航空發動機的核心機已於2005年7月上旬在台架運轉試車時，各種性能完全達到了設計指標,轉速推到地面最高轉速（換算轉速102.2%）-----「峨眉」航空發動機的技術驗證機在2006年5月首次台架運轉試車成功。預計，2009年6月「峨眉」發動機的原型機將完成FRET(飛行前鑒定試驗階段)，預計2013年3月發動機完成設計定型試驗。

進氣口：
進氣口採用全鈦結構環形進氣機匣，帶18個可變彎度的進口導流葉片，其前部為徑向支板，後部為可調部分, 前緣則以來自高壓壓氣機的空氣防冰。
風扇：
風扇採用3級軸流式寬弦實心鈦合金風扇葉片，第1級風扇葉片採用寬弦設計，風扇葉片可拆換，帶有中間凸台。第2和第3級風扇為用線性摩擦焊技術焊接成的整體葉盤結構。風扇機匣是整環結構，風扇轉子作成可拆卸的，即第2級盤前、後均帶鼓環，分別與第1、3級盤連接。增壓比約為4.01。3級靜子和轉子均為三維流設計。
高壓壓氣機：
高壓壓氣機採用6級軸流式，增壓比7.16。前3級轉子為整體葉盤結構，是在鍛坯上用電化學加工出來的。後3級轉子葉片通過燕尾形榫頭與盤連接。前3級定子葉片材料為鈦合金。轉子為電子束焊和螺栓連接的混合結構，採用三維流技術設計。定子部分進口導流葉片和第1、2級靜子葉片為可調，前3級盤用高溫鈦合金製成，第2級盤前、後均帶鼓環，分別與第1、3級盤連接。第 4～ 6級盤由鎳基高溫合金粉末冶金製成，用電子束焊焊為一體，用長螺栓前與第3級盤連在一起。鈦合金整體中介機匣和對開的壓氣機機匣，設有孔探儀窺孔，用以觀察轉子和其他部件。
燃燒室：
燃燒室採用短環式燃燒室，火焰筒採用激光打孔的多孔結構進行冷卻，火焰筒為整體雙層浮壁式結構，外層為整體環形殼體，採用雙通路噴嘴，燃油經22個雙錐噴嘴和22個小渦流杯噴出並霧化，實現無煙燃燒，具有均勻的出口溫度場。
高壓渦輪：
高壓渦輪採用單級軸流式，採用國內第三代單晶渦輪葉片材料、隔熱塗層和先進冷卻結構。單級軸流式，不帶冠，採用氣膜冷卻加沖擊冷卻方式。轉子葉片和導向器葉片材料均為國內第三代單晶材料，葉身上有物理氣相沉積的隔熱塗層。機匣內襯扇形段通過冷卻空氣進行葉尖間隙控制。轉子葉片和導向器可單獨更換。渦輪部件採用單元體結構設計 ，由渦輪轉子、導向器、渦輪機匣、渦輪後機匣和軸承機匣等五個組件組成。
低壓渦輪：
低壓渦輪採用單級軸流式，與高壓轉子對轉，空心氣冷轉子葉片，帶冠。轉子葉片均可單獨更換，導向器葉片可分段更換。仍然採用了低壓渦輪導向器。低壓渦輪輪盤中心開有大孔，以便安裝高壓轉子的後軸承。
加力燃燒室：
加力燃燒室採用整體式，採用徑向火焰穩定器，火焰穩定器由1圈「V」形中心火焰穩定器與36根徑向穩定器組成。徑向穩定器用風扇空氣冷卻，加力筒體採用阻燃鈦合金以減輕重量，筒體內作有隔熱套筒，兩者間的縫隙中流過外涵空氣對筒體進行冷卻，中心環形火焰穩定器沿圓周做成12段，可以自由膨脹，整套火焰穩定器可以在發動機裝在飛機上的條件下進行更換。
尾噴管：
尾噴管採用全程可調收斂、擴張式三元矢量噴管—在俯仰方向可作±25°偏轉。從+25°到-25°的行程中只需1.5秒鍾。用於調整飛機俯仰飛行姿態。裝有先進的陶瓷基復合材料的尾噴管調節片。
控制系統：
控制系統採用推力和矢量由雙余度全許可權數字電子控制系統控制（FADEC），按風扇轉速和核心機壓比調節發動機工作，有故障隔離功能。

最大加力推力：16186.5daN
中間推力：10522daN
加力耗油率：2.02kg/daN/h
中間耗油率：0.665kg/daN/h
推重比：大於或等於9(初期約為大於8.5)
空氣流量：138kg/s
涵道比：0.382
總增壓比：28.71
渦輪進口溫度：1750K
最大直徑：1.02m
長度：5.05m
質量：1862.3kg