俄羅斯航空發動機是哪個聯合體

Ⅰ 全球四大航空發動機公司是什麼

分別是以下四個公司:
1.
英國的羅爾斯－羅伊斯公司(在寶馬公司旗下),
2.
美國的通用動力公司
3.
美國的普拉特·惠特尼集團公司(簡稱普惠公司)
4.
俄羅斯聯合發動機製造集團公司(主要是下面幾家俄羅斯航空發動機企業組成,分別是:薩留特公司、土星公司、鄂姆斯克廠、烏法公司、彼爾姆以及隸屬於米格公司的克里莫夫設計局和切爾尼契夫生產廠)

Ⅱ 全球四大航空發動機公司是什麼

分別是以下四個公司:

1. 英國的羅爾斯－羅伊斯公司(在寶馬公司旗下),

2. 美國的通用動力公司

3. 美國的普拉特·惠特尼集團公司(簡稱普惠公司)

4. 俄羅斯聯合發動機製造集團公司(主要是下面幾家俄羅斯航空發動機企業組成,分別是:薩留特公司、土星公司、鄂姆斯克廠、烏法公司、彼爾姆以及隸屬於米格公司的克里莫夫設計局和切爾尼契夫生產廠)

拓展資料：

航空發動機(aero-engine)，是一種高度復雜和精密的熱力機械，為航空器提供飛行所需動力的發動機。作為飛機的心臟，被譽為"工業之花"，它直接影響飛機的性能、可靠性及經濟性，是一個國家科技、工業和國防實力的重要體現。目前，世界上能夠獨立研製高性能航空發動機的國家只有美國、俄羅斯、英國、法國等少數幾個國家，技術門檻很高。

國防科工局局長許達哲近日表示，要結合"國防科技工業2025"和國防科技工業軍民融合"十三五"規劃的編制，推動我國裝備升級。在"中國製造2025"戰略的推動下，各行業都在積極承接並制定本行業規劃。此次國防科工局表態，首次確認了軍工領域正在編制"國防科技工業2025" 。

Ⅲ PS-90A的研製情況

ПC-90A是由前蘇聯索洛維也夫設計局(現為俄羅斯彼爾姆航空發動機科研生產聯合體)研製和生產的大涵道比渦輪風扇發動機。1979年開始研製時，ПC-90發動機的推力為13440daN。1983年，前蘇聯政府改變計劃，將推力指標改為15696daN，即ПC-90A(又稱Д-90A，英譯名D-90A)。該發動機於1984年開始地面試車，1987年進行飛行試驗，1991年通過國家試車，1992年3月獲適航證。比預定進度後延。截至1993年初，已積累運轉20000h以上。1993年上半年在伊爾-96-300飛機上投入定期航線。ПC-90A在通過國家試車前作過一次較大的修改。主要是原來的發動機附件及管路安排無序，不利於維修，更改目的是改善可靠性和維修性。ПC-90A發動機在設計中採用了很多成熟的軍用發動機技術，其特點是：大涵道比，11個單元體結構，採用數字式電子控制並有機械液壓備份，耗油率較低，注重了可靠性和維修性設計。裝ПC-90A的伊爾-96-300於1988年9月28日首飛，發動機用降功率(13240daN)工作，裝ПC-90A的圖-204於1989年1月2日首飛發動機用全功率工作。
ПC-90A是目前俄羅斯唯一仍在型號名稱中表示總設計師姓名(索洛維也夫)的發動機。
據報道，1994年彼爾姆航空發動機科研生產聯合體與美國P&WA公司合作改進ПC-90A的設計，其代號為ПC-90П。P&WA公司准備投資1.2～1.5億美元，改進設計的細節主要有：重新設計風扇葉片及出口導流葉片；低壓壓氣機由2級改為4級並採用新的轉子葉片，從而提高效率和穩定性；同時改進低壓渦輪葉片及軸。可望1995年底完成試驗，1996年底取得適航證，用於經俄羅斯政府批准並予以經費支持的新型運輸機圖-330。
該公司還准備利用ПC-90A發動機的燃氣發生器作通用部件發展12000～20000daN推力的發動機系列：
ПC-90A-76用於伊爾-76MФ換發動機，推力為13734daN，流量降為451kg/s，渦輪進口溫度降低使用。
ПC-90A-154用於圖-154M飛機，保持15696daN起飛推力，雜訊和排氣污染將符合國際民航組織的要求。
ПC-90A-12推力為11772daN，是推力最小的型號，其空氣流量降為369kg/s，取消增壓級，同時減少一級低壓渦輪，總壓比降至21.4。
ПC-90A-M保持起飛推力15696daN不變發動機減重5%，降低耗油率2.2%，改善可靠性和使用壽命。
Д-100是ПC-90A的發展型，起飛推力為18639daN，總流量增到717kg/s，風扇直徑加大到1235mm，採用寬弦風扇葉片，低壓渦輪增至6級，以上發展型計劃目前尚無具體的研製進度。

Ⅳ 世界上最著名的航空發動機

航空發動機為我們的載人航天航空事業提供動力，航空發動機也是人類史上非常重要的發明之一，那麼世界上最著名的航空發動機有哪些?以下是我整理的航空發動機相關內容，歡迎閱讀!~

世界上最著名的航空發動機

第一名：F135渦扇發動機 國家：美國

F135渦輪扇發動機由美國普拉特·惠特尼公司研製的新型發動機，最大推力超過18噸(4萬F135渦輪扇發動機磅)。 F-135發動機是在F-119(F-22戰斗機使用)的基礎上發展研製而成。由於海軍陸戰隊與英國皇家海軍預計採用的F-35B必須能夠垂直起降，因此F-135也可以加上向下彎折的矢量推力噴嘴。

F135渦扇發動機

但是這個噴嘴只有在垂直起降的場合使用，可以大大地縮短起飛/降落距離。其他F-35則不使用這項設計。

F135使用了F119的核心機，配合高效的6級高壓壓氣機，1級高壓渦輪和高效的風扇(由一個2級的低壓渦輪驅動)。F135採用了BAE系統公司的全權數字式發動機控制系統(FADEC)，為了提高發動機的可靠性和可保障性，F135大量採用外場可替換部件(LRC)，其零部件數量比F119減少了大約40%。

該發動機主要裝備的是F35戰斗機

按照計劃.F135一PW一100將作為F-35A空軍型的動力系統;F135一PW一400將作為F-35C海軍型的動力;而F135一PW一600將作為F-35B海軍陸戰隊型的動力。

F135發動機推比10.5、加力推力19噸級別、軍推13噸級別、質量1700千克，其19噸的加力推力目前沒有任何實際裝備戰斗機的加力式渦扇發動機能夠企及。

不過值得一提的是，F135相對於F119雖然推力大幅度提高，但是實際上是在同樣核心機基礎上用流量、高速性能換推力。F135雖然推力超群，但是其高速性能卻是下降的。

第二名：F119渦扇發動機 國家：美國

F119是普·惠公司為美國第四代戰斗機研製的先進雙轉子加力式渦輪風扇發動機，其設計目標是：不加力超音速巡航能力、非常規機動和短距起落能力、隱身能力(即低的紅外和雷達信號特徵)、壽命期費用降低至少25%、零件數量減少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高兩倍、零件壽命延長50%。在80年代初確定的循環參數范圍是：涵道比0.2～0.3;總增壓比23～27;渦輪進口溫度1577～1677℃(1850K～1950K);節流比1.10～1.15。

在F119上採用的新技術主要有：三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構、高紊流度強旋流主燃燒室頭部、浮壁燃燒室結構、高低壓渦輪轉向相反、整體式加力燃燒室設計、二元矢量噴管和第三代雙余度FADEC。此外，還採用了耐溫1070～1100℃的第三代單晶渦輪葉片材料、雙性能熱處理渦輪盤、阻燃鈦合金Alloy C、高溫樹脂基材料外涵機匣以及用陶瓷基復合材料或碳-碳材料的一些靜止結構。

美製F119渦扇發動機

在研製中，注意了性能與可靠性、耐久性和維修性之間的恰當平衡。與F100-PW-220相比，F119的外場可更換件拆卸率、返修率、提前換發率、維修工時、平均維修間隔時間和空中停車率分別改進50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四階段研製程序和綜合產品研製方法保證發動機研製結束時即具有良好的可靠性、耐久性和維修性並能順利轉入批量生產。

F119發動機主要裝備F22

在研製中，為滿足提高推力的要求而增大風扇直徑，還遇到了風扇效率低、耗油率高和低壓渦輪應力大的問題。預計，1994年中開始初步飛行試驗，此時F119將再積累3000地面試驗小時。1997年交付第1台生產型發動機，裝F119的F-22戰斗機將於2002年具備初步作戰能力

它是裝備在F-22A戰斗機上的F119-PW一100發動機的改進型號。其最大推力達191.3千牛。超過了F119-PW一100的最大推力(156千牛，約15.8噸)多達20%;F135的最大軍用推力達到128千牛，而F119-PW一100的最大軍用推力僅為104千牛。因此，F135是有史以來最為強勁的戰斗機發動機。

第三名：WS-15渦扇發動機 國家：中國

WS-15全稱渦扇15'峨眉' 渦扇發動機，是為我國第四代重型/中型戰斗機而研製的小涵道比推力矢量渦扇發動機。WS-15主要用於雙發重型隱身戰斗機殲-20。WS-15由606所、624所、614所、410廠、430廠和113廠等單位專家組織研製。'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。這標志著我國在自主研製航空發動機的道路上又實現了歷史性跨越，在研製我國第四代中型戰斗機的征程上邁出了堅實的一步。2011年中航黎明完成了ws-15驗證機的交付。保節點是2020年完成研製。

WS-15渦扇發動機模型

WS-15全稱渦扇15“峨眉” 渦扇發動機，是為我國第四代重型/中型戰斗機而研製的小涵道比推力矢量渦扇發動機。由606所、624所、614所、410廠、430廠和113廠等單位專家組織研製。“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。

殲20戰機未來將配備渦扇15發動機

這標志著我國在自主研製航空發動機的道路上又實現了歷史性跨越，在研製我國第四代中型戰斗機的征程上邁出了堅實的重大一步。2007年3月原形機首次台架運轉試車成功，預計2013年3月發動機完成設計定型試驗，2014年7月生產型發動機定型。

按照飛機任務要求，“峨眉”航空發動機在循環參數選擇上採用較高的渦輪進口溫度、中等總增壓比和比較低的涵道比。採用的新技術主要有損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴、樹脂基復合材料外涵機匣、整體式加力燃燒室設計、陶瓷基復合材料噴管調節片、三元矢量噴管和具有故障診斷和狀態監控能力的雙余度式全權數字式電子控制系統。發動機由10個單元體組成。

第四名：AL-41渦扇發動機 國家：俄羅斯

L-41F發動機是留里卡-土星公司的產品，將成為俄第五代戰斗機通用的發動機。該發動機的發展基礎是留里卡設計局開發的AL-31系列， 1985 年開始研製， 總設計師是車金博士。為適應第五代戰斗機的要求，AL-4lF 的推力有大幅度增加，其最大狀態推力約12000 千克(117.6千牛)，加力推力的一般說法是不低於17857千克(175千牛)，具體數字有18500 千克(181.3千牛)和20000千克(196千牛)等說法。

不管哪一種數據，AL-41F的加力推力都高於F119-PW-100 ( F-22A的發動機)的16000千克( 156 AL-41F-1S(117S)發動機千牛)級，按照俄羅斯標准計算其推重比超過11(按照美國標准則約為10)。但是與F119發動機是不能比較的。因為F119發動機是以壽命設計為主，確保12000小時的壽命。而AL-41F發動機是以犧牲壽命設計，提高推力。對於AL-41F的壽命指標我們現在沒有數據。

AL-4lF 發動機進行展示

該發動機渦輪前溫度為1828K ，低干Fll9-PW-100 、M88-1 . M88-2 (後兩者是“陣風”的發動機)的1977K 、1843K 和1850K ，但比AL-3lF、F100-PW-100和F110-GE-100的約1665K， 1672K和1644K 有很大提高，也高於EJ200 ( “台風“使用的發動機)1803K 。這些性能數據說明它的確是一種典型的第五代發動機。

AL-41F也是俄羅斯第一種實現“全許可權數字電子控制”(FADEC)的發動機，俄羅斯業已在AL-31FU上對FADEC 系統進行過驗證，而AL-3lF系列則一直採用液壓電子控制。

AL-4lF發動機(117S)已裝備到俄軍蘇35戰機

AL-4lF的FADEC系統與機上KSU-1-42 數字式電傳操縱系統交聯，能夠根據飛行狀態自動調節發動機的工作，從而提高飛行效率和發動機工作的可靠性.由此可見米格-39 已經具有了“綜合飛行/推力控制系統”(IFPCS) ，下一步應該是將其與火力控制系統(FCS)交聯在一起，實現綜合火力/飛行/推力控制系統(IFFPCS) 。

這一點俄羅斯專家在其1999年以前公開的第五代戰斗機討論中並未提及(其討論側重於各分項目應當具有的指標與特性)，但它確實是真正的第五代戰斗機應當具有的特徵，依賴干IFFPCS ，作戰飛機將能夠以最佳飛行時間、最佳任務航跡、最佳燃由消耗等為優化目標自動對飛機進行能量管理，實現作戰過程全自動化，大幅提高其生存能力和作戰效能。

第五名：渦扇-10B太行發動機 國家：中國

行WS-10/10A相當於當初F100-PW-100階段，而太行改WS-10B則已經相當於當初F100-PW-220階段。太行改WS-10B發動機整體性能接近和部分超過F110-GE-129IPE(F110的性能改進型)WS-10B發動機在“太行”發動機的基礎上研製的，渦扇10B與渦扇10/10A之間的通用零部件達70%。使用通用部件不僅減小了研製的冒險性，還將顯著地減少後勤保障費用。

太行改WS-10B的核心機以“太行”核心機為基礎重新研製的，在設計過程中三大核心部件既高壓壓氣機、環形燃燒室、高壓渦輪等大量的參照並借鑒了AL-31F核心機的設計方法，結構細節設計和製造工藝. 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。

中國展示的渦扇10發動機

重點圍繞WS-10B核心機的三大高壓部件既高壓壓氣機、環形燃燒室、高壓渦輪等的工程設計，試制與試驗以及其相關的強度、控制等系統進行綜合應用研究，研製過程遵循“部件試驗在前，整機試車在後.的原則，完成了大量的三大核心部件和子系統的試驗。

對核心機進行了大量的地面和高空性能試驗，對可靠性與耐久性方面的進行大量試驗，大幅度的提高熱端部件壽命。對其它部件、系統、成件等作了適應性改進，對附件位置、管線和防冰系統作了必要的修改。為減輕重量進一步擴大了鈦合金的應用范圍。對加力燃燒室和尾噴管進行優化設計，採用新的耐高溫合金材料，改進冷卻設計，減輕重量 。

殲10B戰機未來將配置渦扇10B發動機

優化設計了高壓渦輪葉片的結構細節設計，為不帶冠設計，強化氣膜加對流復合冷卻技術。利用增大空氣流量、提高部件效率、減少漏氣和損失等技術措施，來一定幅度的提高推力。風扇是採用後2級整體葉盤結構。由於運用三維計算流體力學進行設計，風扇效率顯著提高，壓比為3.6;採用整體葉盤，消除了燕尾槽和阻尼凸台等處的應力集中，簡化了結構，減少了零件數，減輕了重量，減少了泄漏結構和系統。

加力燃燒室和尾噴管以及大部分發動機附件從“太行”發動機的設計方案衍生而來，並改進了冷卻技術和重新設計了部分結構設計，使結構更簡單，減輕了重量，提高使用壽命壽命、同時維修性也得到改善，降低了使用和維護成本，為適應J11B的機體，對附件位置、管線和防冰系統作了必要的修改。

第六名：AL-31FN渦扇發動機 國家：俄羅斯

AL-31F是由俄羅斯留里卡'土星'科研生產聯合體研製的帶加力燃燒室的渦扇發動機。該聯合體前身是留里卡設計局，組建於1946年，是前蘇聯的主要戰斗機發動機設計局。在上世紀60年代，留里卡研製了AL-21F系列渦輪噴氣發動機，其最大加力推力達11000daN。1970~1974年投入生產，廣泛用於蘇-17、蘇-20、蘇-22、蘇-24和米格-23戰斗機上。在AL-21基礎上，1976年(另一說法是1973年)留里卡開始研製AL-31F發動機。1985年該發動機研製達標後，用於蘇-27、蘇-30和蘇-35戰斗機。

AL-31F的結構形式是雙轉子加力式渦扇發動機。推力范圍:加力12250daN，中間7620daN。每台價格300萬美元。AL-31F有一些改進型，其中包括帶矢量推力噴管的改進型AL-31FP發動機。

AL-31FN渦扇發動機進行展示

從總體上講，作為蘇-27戰機的專用動力裝置AL-31F發動機，其性能是優良的，具有明顯優勢。

(1)尺寸小，推力大。其渦輪具有有效的冷卻系統和良好的熱力學特性;壓氣機增壓快速，發動機結構緊湊，保證飛機有較高的推力和良好的機動性。

(2)穩定性高。可使用在蘇-27飛機的各種飛行高度和速度下，即使飛機在以M2的速度進入平螺旋、直螺旋、翻轉螺旋和進氣道喘振的情況下，發動機工作仍然極其穩定。喘振消除系統、空中自動點火系統、主燃燒室和加力燃燒室的再次啟動系統等可保證在使用機載武器時動力裝置的工作可靠性。

AL-31F發動機專門為蘇27戰機而研製的

(3)維修簡便。該發動機採用單元體結構，由14個單元體組成，因此，如果出現某些損壞，不需要全部更換，只替換下有故障的單元體即可。這樣，在使用條件下進行發動機維修時，可更換其中的6個單元體。

(4)使用壽命長。AL-31F可根據其技術狀況而使用，只要發動機還正常，就可以一直使用下去，而現代化水平的診斷設備可保證飛行安全。但其使用壽命也有一個限度，一般認為該發動機第一次維修前的使用壽命可達1000h，總使用壽命應該不少於10年。

第七名：EJ-2000渦扇發動機 國家：英國

EJ200是歐洲四國聯合研製的先進雙轉子加力式渦輪風扇發動機，用於歐洲聯合研製的90年代戰斗機EFA(現編號EF2000)。參加研製工作的有英國羅·羅公司、德國發動機渦輪聯合公司、義大利菲亞特公司和西班牙渦輪發動機工業公司，各占份額33%、33%、21%和13%。

1985年8月，先由英、德和義大利三國集團發起EFA計劃，同年9月西班牙加入該集團。1986年12月，負責EJ200發動機研製的歐洲噴氣渦輪公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注冊。1988年11月簽訂發動機研製合同，同時首台EJ200設計驗證機在德國慕尼黑運轉。1989年12月，三台設計驗證機共積累運轉650h，達到設計驗證機要求。1991年10月EJ200原型機首次運轉。計劃將製造20多台原型機用於地面和飛行試驗。預計1996年可能交付生產型EJ200。

EJ-2000渦扇發動機

在發動機設計要求中，除要達到高推重比(10)和低耗油率外，特別強調高的可靠性，耐久性和維修性以及低的壽命期費用。例如：平均故障間隔時間大於100EFH*，空中停車率小於0.1/1000EFH，維修工時不大於0.5MMH**/EFH。

該型發動機主要裝備在台風戰斗機

採用的新技術主要有：損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維有粘的葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴和具有故障診斷和狀態監控能力的FADEC。在開始執行EJ200研製計劃之前英國羅·羅公司專門研製了XG-40驗證機，以便在實際發動機環境下驗證新的設計技術。為EJ200打下技術基礎。

除歐洲戰斗機EF2000外，EJ200發動機其他可能的用途有：垂直/短距起落歐洲戰斗機2000、“狂風”戰斗機改裝、F/A-18、義大利馬基航空公司與巴西航空工業公司合作研製的AMX、“陣風”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰斗機

第八名：M88渦扇發動機 國家：法國

M88-2發動機的結構為風扇3級，第一級帶凸肩。高壓壓氣機6級，採用三維設計技術，前3排整流葉片可調，在第4和第5級之間設引氣口，高級負荷。相比基於類似核心設計的F404發動機，M88-2少一級高壓壓氣機，其總壓比為24.5，F404則為26，同樣改進自F404的RM12也達到了27.5。由此可以看出，因為M88-2少一級高壓壓氣機給總壓比帶來了不利影響，不過級數減少也能部分減輕結構重量和幾何長度，適當縮小載機的發動機艙輪廓。

M88-2風扇壓大約在4以內，高於F404的3.641;而高壓壓氣機壓比則為6.125，低於F404的7.14。級壓比方面，M88-2為1.35，只略高於F404的1.324，更加低於RMl2。考慮到M88與F404的高壓段有很大的繼承性，兩者性能參數上的差異表明法國在壓氣機設計上仍然有所不足。

M88渦扇發動機進行展示

相比之下，F414發動機採用3級風扇、7級高壓，達到30以上的總壓比。EJ200發動機的總壓比為26，雖然不算太高，但只用了3級風扇、5級高壓結構，比同樣總壓比的F404減少了2級。

燃燒室採用了低污染的雙環腔帶多孔氣膜冷卻結構，與通用動力公司同系列產品的結構與特點類似。目前，蘇霍伊SSJl00支線客機已確定以M88核心機為基礎，發展SAM-146大涵道中等推力發動機。M88-2燃燒室上構造的特點，顯示了它身上有著無可否認的F101發動機血統。

M88發動機已裝備陣風戰斗機

渦輪部分高低壓渦輪均為單級結構，都使用氣膜冷卻，高壓渦輪葉片具備主動間隙控制，葉片材料使用AMl單晶合金。由於採用了高溫高負荷設計，其渦輪進口溫度高達1850K。

渦輪盤採用粉末冶金製造工藝，輪盤材料試驗型為Astroloy粉末冶金，生產型為N18合金。加力燃燒室為整體式，由中心單圈環形穩定器和9根徑向火焰穩定器組成。尾噴管為引射式，喉部面積和引射噴口面積均可調，噴口調節片用碳化硅基陶瓷材料製造。發動機採用雙余度全許可權數字化發動機控制系統(FADEC)，可在3秒內從怠速加速到全加力狀態，在飛行包線范圍內無顧慮操作。外涵機匣則採用樹脂基復合材料PMR-15製造。

全機分為21個模塊設計，每個模塊都能由簡單工具拆裝更換，達到減少備件數量、快速更換、簡化維修程序和時間的目的，整機拆卸及維修總共只需4小時。

第九名：WS-13渦扇發動機 國家：中國

俄方負責培訓技術人員和部分工人，培訓完一批工人連設備一起運回，安裝調試進行生產，合理安排各部件生產進度，交叉並行進行。 由中俄雙方在 RD-33 的設計基礎上，對局部結構設計進行改良，命名為天山 -21，後請空軍司令員馬曉天中將命名為“泰山” 。引進了改良後的 RD-33 的大部分生產工藝設備對一條 WP-13 生產線進行技術改造

WS13 是在 RD33 的基礎上結合推比八的中推的技術而研製的小涵道比加力型渦扇。

三級軸流式寬弦實心鈦合金的風扇葉片，經兩極電化學處理的整體葉盤結構，風扇前有計算機控制的可變彎度導流葉片，擴大風扇穩定工作范圍。8 級軸流式高壓壓氣機 ( 前三級為可調導流葉片 ) 單級低壓渦輪採用空心氣冷轉子葉片，單級高壓渦輪為單晶渦輪葉片和導向器葉片，環形燃燒室，有葉尖間隙控制的 空氣熱交換器，綜合數字式全許可權控制系統。

WS-13渦扇發動機

齒輪箱和附件位於發動機的下方，具有性能先進的微型渦輪輔助動力裝置，大部分零部件可以利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研製的外廓尺寸相近。引進了改良後的 RD-33 的大部分生產工藝設備對一條 WP-13 生產線進行技術改造。

WS13A ：大涵道比非加力型渦扇，涵道比 2.0 ，推力 10KN ，油耗 0.62 ，總壓比 23 ，渦輪溫度 1800K ，推重比14 ，大修間隔 800H ，壽命 2400H ，預計 2006 年開始批量生產，列裝機型： 中客 ARJ21 、中運。

WS-13渦扇發動機已裝備到梟龍戰機

WS13 泰山：用於 FC - 1 “ 梟龍 “ 、 FBC - 1 “飛豹” 後期動力。 WS13 是在 RD33 的基礎上結合推比八的中推的技術而研製的， 長 4.14 米，最大外直徑 1.02 米交付使用質量 1135 千克，發動機 加力推力 86.37 千克。

改型發動機加力耗油率為 2.02 ，不加力推力為 56.75KN ，不加力耗油率為 0.73 ，巡航推力 51.2KN ，巡航耗油率 0.65 ，進氣量 80kg/s ，涵道比 0.57 總壓比 23 ，大修間隔 810H ，渦輪進氣口溫度 1650K ，壽命 2100H ，推重比 7.8 。預計2012年開始批量生產。

第十名：RD-93渦扇發動機 國家：俄羅斯

RD-93型發動機是用於米格-29戰機的RD-33渦扇發動機的改進型，由俄羅斯聖彼得堡克里莫夫公司研發，莫斯科切爾內舍夫機械製造廠正在量產。 RD-93發動機的推力較大，最大推力49.4千牛，加力81.4千牛，可使飛機在16500米的高度維持每小時2000公里的速度。

RD93發動機

RD-33是第一種量產型發動機，使用於MiG-29和MiG-29UB雙座教練型上。第一具於1976年開始出廠遞交飛機公司。第一代RD-33的翻修間隔(Time Between Overhall，TBO)為300小時，第二代之後提高至1600小時，第三代將可以達到2000小時。

殲31目前裝備的發動機就是RD93發動機

RD-33改良型，提升渦輪前的燃燒溫度，同時也提高推力輸出。使用在MiG-29K與MiG-29M上。

RD-93(俄文為PД-93)加力式渦輪風扇發動機是在RD-33(俄文為PД-33)的基礎上，為適應飛機設計的需要，將上置的附件機匣改為置於發動機下部的改進型，發動機中各部件的結構(除適應附件機匣位置改動而帶來的中傳動裝置中從動錐齒位置有變動外)兩型完全一樣。

Ⅳ 俄羅斯航空發動機生產聯合體組建成功了么 其他的飛機聯合體組建了么

前蘇聯解體之後，原來國有的航空發動機設計局和生產廠紛紛被民營資本和國外資本收購。依然被國家控股的軍工企業也無法依靠俄羅斯政府和軍方嚴重縮水的撥款生存。俄羅斯航空發動機的推力、壽命、耗油率、雜訊水平和環保水平等主要指標都落後於世界先進水平。原來國有的留里卡設計局和土星生產廠都被民營資本收購，成為私營企業。而禮炮生產廠依然維持國家控股，但是由於俄羅斯政府財力嚴重不足，只能依賴國外用戶的采購資金生存。
普京上任之後於2007年8月簽署了《關於成立聯邦國有獨資企業燃氣渦輪製造科研-生產中心「禮炮」》的1039號俄聯邦總統令，正式開始了俄羅斯航空發動機行業的一體化整合。俄羅斯航空發動機行業根據政府的決定組建四個控股公司，其中兩個負責研製生產戰斗機使用的大推力渦輪風扇發動機。
這兩個公司是：在莫斯科機械製造生產企業「禮炮」的基礎上成立的「禮炮航空發動機聯合體」；第二個公司是通過整合位於雷賓斯克的「土星」科研生產聯合體、烏法的發動機生產聯合體和彼爾姆的航空發動機股份公司中的國家股份成立的控股公司「留里卡-土星航空發動機聯合體」。
該重組計劃仍在推進當中，現在已經形成了現在俄羅斯軍用大推力渦扇發動機研製 「兩強爭霸」的局面。
至於飛機研發生產聯合體，目前仍然沒有什麼有意義的進展。

Ⅵ 超燃沖壓發動機的基本概況

超燃沖壓發動機是指燃料在超聲速氣流中進行燃燒的沖壓發動機。在採用碳氫燃料時，超燃沖壓發動機的飛行M數在8以下，當使用液氫燃料時，其飛行M數可達到6~25。超聲速或高超聲速氣流在進氣道擴壓到馬赫4的較低超聲速，然後燃料從壁面和/或氣流中的突出物噴入，在超聲速燃燒室中與空氣混合並燃燒，最後，燃燒後的氣體經擴張型的噴管排出。
高超聲速飛行器（飛行M數超過聲速5倍的有翼和無翼飛行器）是未來軍民用航空器的戰略發展方向，被稱為繼螺旋槳、渦輪噴氣推進飛行器之後航空史上的第三次革命。超燃沖壓發動機是實現高超聲速飛行器的首要關鍵技術，是21世紀以來世界各國競相發展的熱點領域之一。
目前，國外發展較多的超燃沖壓發動機包括亞燃/超燃雙模態沖壓發動機和亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發動機。亞燃/超燃雙模態沖壓發動機可以在亞燃和超燃沖壓兩種模式工作。當發動機飛行M數大於6時，實現超音速燃燒，當馬赫數低於6時。實現亞音速燃燒。目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機，NASA正在進行飛行試驗的就是這種類型的發動機。亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞音速燃燒室，另一部分引導其餘來流發動機制動原理進入超音速燃燒室。這種發動機適用於巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。
盡管超燃沖壓發動機有許多優勢，是高超音速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超音速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念，這種方案的馬赫數范圍是0－15，用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。國外已經研究過的組合式超燃沖壓發動機主要有渦輪/超燃沖壓和火箭/超燃沖壓等。這種組合發動機可能成為21世紀從地面起降的可重復使用的空天飛機的動力。 用超燃沖壓發動機來做推動力並不是一個新概念。國外超燃沖壓發動機技術的發展已有50多年的歷史。20世紀90年代，，最早的專利就記錄在案了。60年代中期，一些超燃沖壓發動機已經進行過飛行試驗，最高速度達到馬赫數7.3。通用電氣公司、聯合技術公司、馬誇特公司、約翰·霍普金斯大學APL實驗室以及NASA蘭利研究中心等研製出典型的氫燃料超燃沖壓發動機（相同燃料也用於太空梭和其他液體火箭助推器）。
80年代中期，美國政府啟動了以超燃沖壓發動機為動力的國家空天飛機計劃。但是，隨著冷戰結束、財政緊縮，美國政府不得不在1994年取消這個計劃，當時他們已經投資了近20億美元。2004年，NASA的HyperX計劃完成，成功地進行了兩次氫燃料超燃沖壓發動機的飛行試驗。這兩次飛行都是在單一速度和高度下，持續了數秒。
同年末，X－43A超燃沖壓發動機試驗飛行器創造了馬赫數9.6的記錄。美國空軍正在試圖利用下一代超燃沖壓發動機技術，在一定速度和高度的范圍內加速飛行器，並採用液體碳氫燃料作為發動機的燃料，另外還要用它來冷卻發動機。超燃沖壓發動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑，從飛行中獲取氧氣，從而節省重量。
目前已從概念和原理探索階段進入了以飛行器為應用背景的先期技術開發階段。預計，到2010年，以此發動機為動力的高超聲速巡航導彈將問世。到2025年，以此為動力的高超聲速轟炸機和空天飛機將有可能投入使用。 一是超燃沖壓發動機具有結構簡單、重量輕、成本低、單位推力（單位質量流量推進劑產生的推力）高和速度快的優點。與火箭發動機相比，超燃沖壓發動機無需攜帶氧化劑。
因此，有效載荷更大，適用於高超聲速巡航導彈、高超聲速航空器、跨大氣層飛行器、可重復使用的空間發射器和單級入軌空天飛機的動力。由於有重要的軍事和航空航天應用前景，超燃沖壓發動機備受世界各國重視。昂貴的試驗費用是制約超燃沖壓發動機研製的主要因素之一。
二是超燃沖壓發動機的缺點是在靜止狀態下不能自行啟動，須用助推方法將其推進到一定速度後才能有效工作，且其低速性能不好。 在2015年10月中國航空協會官網公布的第三屆馮如航空科技精英獎獲獎名單與事跡介紹中，關於我國的高超音速飛行器的研究情況中，首次公開證實了我國超燃沖壓發動機研製成功和高超聲速飛行器完成自主飛行試驗的消息。我國成為繼美國之後第二個實現以超燃沖壓發動機為動力的高超聲速飛行器自主飛行的國家。
第三屆「馮如獎」評審通知於2015年5月中旬向全會各級組織發出。截止2015年7月1日，有關單位會員、地方航空學會和專業分會共推薦提名27位候選人。經材料審查和徵求人選所在單位及有關方面意見，學會於2015年7月24日召開了第九屆理事會人才工作委員會第一次會議，進行第三屆馮如獎評審。會議採取兩輪無記名投票方式產生了9位擬授獎人選，經學會網站進行了為期20天的公示。通過中國航空學會九屆三次常務理事會審定，9位代表成功當選，依據得票依次為：王永慶、黃維娜、梁曉庚、馮軍、楊朝旭、黃長強、王振國、昂海松、李孝堂。 2015年9月16日，2015（第二屆）中國航空科學技術大會上舉行了隆重的頒獎儀式。
王振國，國防科學技術大學教授，高超聲速推進技術領域專家，曾獲科技部「十一五」國家科技計劃執行突出貢獻獎。承擔國家863計劃、國家重大專項××工程等多項重大攻關項目，在超燃沖壓發動機及其地面試驗、飛行試驗技術等方面進行了開拓性研究，實現了技術水平的跨越。獲國家技術發明二等獎2項（1，1）、國家科技進步二等獎2項（1，3）、授權專利60餘項；出版專著5部，發表論文199篇；培養博士28名，其中3人獲全國優秀博士學位論文。 俄羅斯從60年代開始研究超燃沖壓發動機，目標是M數5~7的民用運輸機、單級入軌太空梭和高超聲速巡航導彈。
俄羅斯中央航空發動機研究院是超燃沖壓發動機的權威研究單位，20世紀80年代，該研究院與中央空氣流體動力研究所等單位合作進行了「冷」高超音速技術發展計劃，主要研究試驗用矩形和軸對稱雙模態超燃沖壓發動機。1991~1998年，共進行了5次超燃沖壓發動機的驗證性飛行試驗，飛行M數最高6.5，發動機使用的是氫燃料。其中第2、3次與法國合作，第4、5次與美國合作。據稱第二次是最成功的，獲得的數據最全。目前，該研究院正在進行速度為6~7倍聲速的高超聲速飛行器用超燃沖壓發動機的技術研究，應用目標是軍民用高超聲速飛行器。
目前，該研究院正在研製高超聲速有翼飛行器，採用3台超燃沖壓發動機。該項目目前還處在基礎研究階段，其縮比模型已進行了風洞試驗。
中央航空流體動力研究所是俄羅斯重要的超燃沖壓發動機技術研究機構。目前，該研究所正與俄彩虹設計局及德國一些部門合作進行導彈用M數5~7的超燃沖壓發動機的研究，這種發動機的進氣道呈三級斜面形狀，目前已經進行了連接式和自由射流式試驗，今後將進行飛行試驗。同時，該機構將為俄羅斯空間局（RSA）的一項飛行試驗計劃（「鷹」計劃）研製M數6~14、氫燃料、雙模態的超燃沖壓發動機。該計劃將發展一種與NASA的Hyper-X相似的機體/發動機一體化的高超聲速試驗飛行器，發動機由三個模塊組成，進氣道的噴管位於機體下方。目前還未找到合作夥伴。
「聯盟」航空發動機科研生產聯合體是俄航空發動機的重要研製單位，近年來，除為中央航空發動機研究院試制軸對稱超燃沖壓發動機外，還獨立開發試驗發動機，該單位設計了M數5~6的雙模態沖壓發動機，計劃在導彈改裝的試飛器上進行飛行試驗。 美國是開展超燃沖壓發動機技術研究較早的國家，目前NASA、空軍和海軍都有自己的發展計劃。
NASA從1965年開始研究超燃沖壓發動機技術，目標是有人駕駛飛行器和單級入軌飛行器的動力。1996年，美國NASA在歷時8年、耗資30億美元的NASP（國家空天飛機）計劃被終止之後，又開始實施投資1.7億美元的高超聲速飛行器試驗計劃（Hyper－X），研究用於高超聲速飛行器（M數10）和其他可重復使用的天地往返系統的超燃沖壓發動機與一體化設計技術。該計劃將對3架無人駕駛研究機X－43進行飛行試驗，發動機採用氫燃料的雙模態沖壓發動機，機身和發動機採用一體化設計。X-43A的第1次飛行試驗發生在2001年6月，不過，試飛以失敗告終。2004年3月27日，X-43A在第2次飛行試驗中成功地達到M數7的速度，成為世界上飛行速度最快的以空氣噴氣發動機為動力裝置的飛行器。預計，2004年9月或10月，該計劃將進行最後一次M數10的飛行試驗。
為保持NASA高超聲速技術的持續發展，NASA計劃從2006年開始一個適度的Hyper-X後繼計劃。新計劃將是在X-43A之後非常低水平的高超聲速技術發展計劃，將進行基礎性的技術研究，發展新的可變幾何、能在更大M數范圍工作的超燃沖壓發動機。還將重點發展重量更輕、耐高溫性能更好的發動機新材料。第一個5年的工作重點可能是M數5~6的飛行器，第二個5年的工作重點是M數8~9的飛行器，第3個5年將發展M數13~15的飛行器。計劃的目標是經過5年的發展，技術准備達到能發展真實飛行器的水平。
美國空軍在50年代末開始超燃沖壓發動機的研究，目標是單級入軌的飛行器。1995年，美國空軍開始實施高超聲速技術計劃（HyTech），目標是驗證能夠在M數4~8范圍飛行、射程1400km的高超聲速導彈用液體碳氫燃料雙模超燃沖壓發動機的適用性、性能和結構耐久性。2003年，該計劃完成了世界首台飛行重量的碳氫燃料超燃沖壓發動機的地面試驗。地面驗證發動機（GDE-1）進行了M4.5和M6.5的試驗。下一步將發展採用完全一體化燃油系統的GDE-2驗證機。2004年將開始GDE-2的首次全尺寸試驗。2007年夏天，一種利用GDE-2改型的發動機將開始M數6~7的自由飛行試驗，超燃發動機的工作時間為5~10分鍾。如果成功，接下來將在6~9個月後再進行兩次飛行試驗。該計劃將於2010年結束，2010~2015年，高超聲速空對地巡航導彈初步具備作戰能力。
美國海軍的超燃沖壓發動機研究始於60年代初，目標是艦載導彈用發動機。最初設計的超燃沖壓發動機採用分模塊式進氣道、軸對稱燃燒室，尾噴管設計考慮了實際氣體和粘性的影響。70年代，海軍認為該方案所用燃料太活潑、有毒，不適於艦載導彈，改為使用碳氫燃料的雙燃燒室沖壓發動機方案。1997年5月，海軍提出了高超聲速攻擊導彈計劃。採用M數8的超燃沖壓發動機，射程1000km。海軍的超燃沖壓發動機一直由約翰霍普金斯大學的應用物理實驗室研製，為雙燃燒室沖壓發動機，2000年設計和製造了一個全尺寸直連式燃燒室試驗件。目前正在進行全尺寸燃燒室的試驗。2001年，美國DARPA和海軍開始了為期4年的「高超聲速飛行驗證計劃（HyFly）」，目標是發展最高巡航M數6、射程1110km、採用普通碳氫燃料的巡航導彈用超燃沖壓發動機。目前正在進行不同飛行狀態（M數6.5、3.5和4）的地面試驗。2003年，作為該計劃的主要子承包商，航空噴氣公司在NASA蘭利研究中心和空軍阿諾德工程發展中心（AEDC）進行了多種速度（M數3.5、4.1和6.5）和重要狀態的自由射流超燃沖壓發動機的試驗。試驗模擬了不同的飛行條件，包括不同的飛行高度和不同的燃油噴射器結構，取得了巨大成功。今後，該公司將對實際飛行重量的發動機製造方法繼續進行研究和評估。在自由射流發動機試驗結束後，將進行飛行重量的發動機的地面試驗。2004年將對最終設計進行驗證並開始飛行試驗，該計劃將於2005年結束。 法國自20世紀60年代以來一直未間斷過高超聲速技術的研究。1992年，法國政府開始了為期6年的國家高超聲速研究與技術計劃（PREPHA），目的是通過地面試驗，驗證M數4~8的超燃沖壓發動機的性能，該發動機的發展目標是單級入軌的太空梭。小羚羊（Chamois）超燃沖壓發動機在相當於M數6的速度下進行了多次試驗。
1999年，法國武器采購局決定延長PREPHA的研究工作，設立了為期5年的普羅米希（Promethee）研究計劃，目的是探討M數1.8~8的烴燃料變幾何亞燃/超燃雙模態沖壓發動機作為一種空射型導彈的動力的可行性，計劃總投資6200萬美元。目前，M數7.5的超燃沖壓發動機試驗獲得成功，發動機運行了10s。在超燃沖壓發動機技術的發展中，法國與俄羅斯、德國開展了合作。 澳大利亞昆士蘭大學從1999年領導了一項國際合作的氫燃料超燃沖壓發動機飛行試驗計劃--HyShot計劃。2002年7月，HyShot計劃的飛行試驗成功實現了超聲速燃燒，試驗M數達到7.6。美國、澳大利亞、德國、韓國、英國和日本參與了該計劃。
日本從1984年開始研究超燃沖壓發動機技術，已建成可模擬飛行高度35km、飛行速度M數8的高超聲速自由射流試驗台，進行了大量高M數的模擬試驗。目前，日本制定了以超燃沖壓發動機為動力的單級入軌空天飛機（SSO）計劃，這是一種有人駕駛的可像普通飛機一樣起飛和著陸的可載客10人的民用飛機，計劃到2005年結束。
此外，德國和印度也在超燃沖壓發動機技術方面進行了大量的基礎性研究。印度國防部正在實施的先進吸氣式跨大氣層飛行器（AVATAR）計劃，該計劃將採用渦扇/超燃沖壓發動機組合動力。 由於超燃沖壓發動機的巨大的軍事及經濟應用前景，早在六十年代，美國就開展了與此有關的大規模的研究工作，並逐步完成了發動機樣機的建造，驗證超燃設計方法的可行性，並且根據實驗結果提出了發動機與機身一體化的設計概念，得到了廣泛的認可。到八十年代，其中一個重要的研究成果就是所謂的雙模態發動機（Dual-mode scramjet），它是一種適用於中等飛行馬赫數（4~8）的，既可以進行亞音速燃燒又可以進行超音速燃燒的沖壓發動機，拓寬了超燃沖壓發動機的應用下限。它是一種環形進氣道結構，包括亞音速和超音速兩個進氣道，在不同的飛行馬赫數和燃料當量比情況下，發動機自動實現亞燃和超燃的模態轉化。
以莫斯科中央航空發動機研究院為首，俄羅斯也進行了大量的超燃發動機的研究工作，到目前為止，已進行了5次飛行試驗，其中4次獲得成功。其他國家也都積極的開展了有關超燃發動機的研究。國內在這一領域的研究已經起步，進行了一些基礎性的實驗和數值模擬研究，並且准備開展超燃沖壓發動機的初步設計工作。借鑒國外的研究經驗，中國先進行低馬赫數下，採用普通航空煤油的超燃沖壓發動機研究，技術難度相對較小，且具有很好的可行性和很強的實用性，有望在不遠的將來研製成功中國的高超音速巡航彈用超燃沖壓發動機，服務於我軍的國防現代化。事實上，我國已經初步具備高超音速戰略打擊能力，這不得不歸功於沖壓發動機的成功研製。從中國國情看，中國已實現載人航天飛行，建立太空空間站和登月計劃正有條不紊地實施，光學、雷達偵察衛星技術有相當發展，北斗衛星定位導航系統已投入使用，目前正和歐盟聯合開發伽利略全球衛星定位導航系統，而且在上個世紀九十年代中國就研製出C101、C301以沖壓噴氣發動機為動力的超音速反艦巡航導彈；中國的科技實力在世界上也稱得上科技大國了，中國研發超燃沖壓發動機還是具備一定人才、技術條件和技術儲備的。
太空梭的極速夢想，有一天將以低於當今火箭的費用，把人員和貨物送入太空。而這個夢想將建立在超聲速燃燒沖壓發動機的成功之上。
為了讓超燃沖壓發動機達到高超聲速飛行，世界上許多研究小組正在努力克服巨大的技術挑戰。本文的討論將集中在美國空軍和普惠公司(Pratt & Whitney）的高超聲速技術（HyTech）超燃沖壓發動機計劃上，這是我最熟悉的計劃之一。
另外，還有大量研發工作在美國海軍、美國國家航空航天局（NASA）、美國國防部高級研究項目局（DARPA），以及澳大利亞、英國、日本等地展開。國內目前這方面研究重點單位主要有哈爾濱工業大學，北京航空航天大學，西北工業大學、國防科技大學等，並且為中國培養了一大批這方面的基礎人才，相信不久的將來隨著技術的成熟，超燃沖壓發動機將會有更廣闊的應用。

Ⅶ 世界那幾個國家能生產飛機發動機

很多。美國、英國、俄羅斯、瑞典、法國、以色列、中國、烏克蘭、日本可以生產超音速戰斗機的發動機。但是中國和日本的很弱。中國的典型就是殲7和殲8的發動機。

另外阿三也曾宣布能生產，但是沒人信。他們國產的發動機他們的空軍都不要，比如lca。

Ⅷ 俄羅斯的NK-32渦扇發動機，真的技術遙遙領先嗎有什麼優秀的性能

NK-32，是蘇聯時期設計研發的一種三轉子渦輪風扇發動機；發動機重量為3400千克，單台最大推力137.3千牛，加力推力226.5千牛，推重比7.35；主要裝備於俄制圖-160戰略轟炸機。該發動機早已於1993年停產，想要恢復生產可不容易。