中国航空发动机的历史，现状和未来！--摘自《陆海空天惯性世界二》
国产中推核心机我国于1980年起开始实施高性能推进系统工程预研计划（即高推预研），进行发动机先进部件的基础预研工作。耗时10年最终完成了预研课题。期间，我国从某国引进某型中推核心机之后将其作为参照机发展自己的中推核心机，1989年我国决定在10年预研的基础上全力以赴进行“七级高压压气机攻关、并同时开展与七级高压压气机相匹配的带气动雾化喷嘴的短环形燃烧室和全尺寸带气冷叶片的高压涡轮部件的研制”。考虑到将来发展为推比8一级小涵道比中等推力涡扇机的背景型号，因此这台核心机也就被称为中等推力涡扇发动机预研核心机（中推核心机）。
1991年1月正式决定开展中推核心机的研制和中推验证机的方案论证工作。并将中推预研分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制、中推核心机研制和中推验证机的研制。至此中推核心机正式立项研制，这是我国首次遵循“基础研究-关键技术突破-先进部件-核心机-验证机-型号研制”这一发展模式所开展的涡扇发动机研制工作中推核心机的研制工作是以624所为总设计师单位，江和甫任中推预研总设计师。从1991年2月起正式开始方案设计， 中推核心机的试制工作由430厂为主承制单位，参加研制的单位有420、460、170、100、606、621、625、西工大、德阳二重等全国21家厂所院校。首台中推核心机的加工和装配仅用了9个月的时间，至1992年11月18日完成加工总装、19日出厂，并于21日运抵624所。 核心机到达后于11月24日安装到地面试车台架上，并通过了质量评审。11月28日进行了启封运转和冷运转，起动机将核心机带转到21。5%转速。12月3日23点20分，核心机首次点火、一次成功！（相对转速达到35%）之后又成功进行了多次点火起动试验，在突破了冷悬挂、一阶临界转速等难关后，经发动机总公司与624所分析决定将发动机推至最大换算转速。12月12日在核心机第11次点火试车中，转速推到地面最高转速（换算转速达101。3%），核心机运转良好，振动小，排气温度等参数均正常！
由于核心机的工作环境是处于发动机的风扇（低压压气机）出口处，当发动机在地面台架运行时，核心机进口压力一般为0。35~0。45MPa，进口温度为430~470K。而在空中飞行时（如中低空、大速度），核心机进口压力可达约0。56MPa，进口温度约600K。中推核心机在设计时是以地面台状态，背景发动机在标准大气下工作时风扇出口气流条件为设计点。为节约试验经费和减少试验风险，第一台中推核心机的初步试验考核是在地面台架上进行，在取得有关性能数据及考核各部件匹配关系的情况下，再安排第二台核心机进行高空台模拟风扇出口温度、压力等工况下的进气加温加压试验。由于我国尚无专用的核心机试验设备，而新建一套试验设备不仅耗资巨大且建设周期也无法赶上核心机的研制进度，因此只有利用我国唯一的大型直接连接式高空试验设备—SB101高空台。
第二台中推预研核心机用来进行高空台试验，主要目的就是前述提到的模拟风扇出口条件下考核核心机性能和结构强度。430等承制单位克服了进度紧、难度大、经费不足的不利因素，于1993年12月19日完成了加工组装，并于12月22日运抵624所。 核心机抵达后， 29日下午首次点火成功，在31日晚，中推核心机达到了100%换算转速，状况正常。至此，核心机高空台第一阶段的试验提前胜利结束！此阶段共起动58次，累计运行282min，其中最长一次连续运转85min。 1994年1月3日下午核心机按预定计划下台分解，检查，除发现压气机转子不平衡量过大外，其余一切正常。经重新平衡、装配之后上台，1月14日开始进行第二阶段试验。1月15日，向最高设计目标冲刺。经过一夜奋战，于16日晨7时24分顺利达到最大设计状态，进气温度、进气压力和物理转速都达到设计值！各项试验结果表明中推核心机高空台试验性能已达到设计指标，三大部件匹配良好，结构强度也得到了初步考核。比原计划提前了11个月性能达标。
之后中推于1997年获准开展整机验证机研制，于1999年因经费原因被迫中止。
中推核心机的主要性能指标、制造技术、设计技术已与F404（YJ101）、CFM56（F101）、РД-33等涡扇机的核心机水平相当。
六、欧洲恋情
除了与美利坚合作外，欧洲人也开始向中国介绍他的核心机技术。
欧洲的核心机发展之路是在美国之后开始的，最早开始的是XG20和X15计划，主要是改进RB199，超7发动机选型时也考虑过RB199。而始于1982年的XG40计划的核心是为验证罗罗公司的技术，使其满足90年代中期使用的先进战斗机发动机的要求而进行的。这项计划由英国国防部和罗罗公司联合出资。XG40核心机最后被发展为EJ200发动机。随着中美关系的解冻，从80年代开始，这些技术也随着欧洲对中国的态度转变而通过技术交流进入中国。
与此同时我们也接触了法国的M88的技术。M88的研制始于70年代，有人认为M88的最初型号借鉴了CFM56的技术，而CFM56的核心机就是F101的核心机，法国于1983年开始核心机试验。现已投入使用，并已衍生至推比9的M88-3，其推力已经达到9吨。
90年代初期，随着苏联的解体，中俄关系开始正常化。中国从俄罗斯引进了苏27战斗机，俄罗斯的侧卫成为了中国的蓝鲨。发动机技术的引进也随着侧卫的到来而开始了，从推比7的AL31F到推比10的AL41F都引起了我们的注意，而其中推比12~15的P2000核心机引起了我们强烈的兴趣。P2000是俄罗斯继AL41F之后的新一代发动机计划，它是俄罗斯按照美国的核心机发展思路而开展的核心机计划，通过邀请俄罗斯专家讲课，以及技术引进，我们对俄罗斯的P2000计划有了一定的了解，并交换到一些技术。以此为基础，从90年代初起，我们开始了我们的新的高推计划 我国于1993年开始规划的新一代高性能燃气涡轮动力技术预研计划，其整体技术目标是使发动机单位推力达到120daN·S/kg，推重比提高(涡轴、桨发动机的功重比提高)。该计划包括百余项关键技术，开设了百多个研究课题。该计划目前进展顺利，所获得的技术成果将应用于在役、在研发动机的改进和新一代飞机用发动机的研制。
高推预研共完成上百项关键技术研究课题，开发了几百个计算机程序，取得很大的成绩。虽然这些研究成果的验证并不充分，但大部分已被应用于型号研制和改进改型。通过二个大型预研计划的实践，使我们对预先研究工作的特点及规律有了进一步的认识。通过高推计划，我们也开始了推比10发动机的发展。
推比10核心机的进度
1、 84年开始推重比10发动机预研的技术论证，88年4月召开了预研选题论证会，90年正式立项开题。
2、94年完成了6个总体方案的顶层设计，完成了项目指南和综合论证，93～96年开展对俄合作，并获得俄罗斯P2000的部分技术。
3、基本确定了推重比10发动机总体方案。有些课题，如平均级压比达1。62的三级压气机研究已经取得了良好进展。
4、九五期间我们搞出了推比十发动机的三大高压部件，并于十五期间进入验证型核心机阶段。2005年的春天，激动人心的消息传来，624所历经15年研制的推比10核心机CJ2000点火成功，这为我国的推比10一级的发动机发展打下了坚实的基础，同时根据CJ2000核心机放大或缩小就可以发展出不同推力量级的高性能发动机来。我相信，在不久的将来，我们将会看到装配推比10发动机的新型国产飞机翱翔在祖国的蓝天。
七、材料上的突破
材料是工业的基础，发动机也不例外。而且发动机对材料的要求更苛刻。以下简单介绍一下两种正在应用的先进材料
高温合金是铁基、镍基和钴基高温合金的总称，又称超合金。铁基合金使用温度一般比镍基合金低，可做中温使用的零部件，如700℃以下使用的涡轮盘。镍基合金用来制造受力苛刻的热端部件，如涡轮叶片、导向叶片、燃烧室等，在先进的发动机中，镍基合金占总重量的一半。钴基合金因其具有良好的抗热腐蚀性能和抗冷热疲劳性能广泛用作导向叶片。国外铸造合金随定向凝固、单晶、超纯熔炼技术的发展，从定向正发展至单晶。单晶合金也已先后研制出三代产品。单晶合金是提高涡轮前温度、高推比的必须。国外现役发动机叶片材料主要采用第二代和第三代单晶合金，目前发展低成本（少Re）三代单晶合金，发展多孔单晶发散叶片。开发出第四代单晶。 我国先后发展了2代单晶合金，即DD3和DD6。DD3已经开始用于涡轴发动机，DD6可能在太行发动机生产型上得到应用。
涡轮盘是发动机重要的热端部件之一。它在极为苛刻的条件下工作，飞行时承受着启动-停车循环中的机械应力和温差引起的热应力的迭加作用，因而要求材料具有足够的力学性能和理化性能，特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周循环疲劳和热疲劳性能，这是确定涡轮盘工作寿命的关键因素。
在粉末盘之前，盘件用的γˊ相沉淀强化型合金由于强化元素不断地增多，严重的偏析使热加工性能恶化，低周疲劳性能降低，裂纹容易扩展，且投料比达19：1以上。投料比高和锻造工艺复杂，使其成本大为提高。60年代末期，随着高纯预合金粉末制造技术的兴起，美国 PW公司首先将当时的盘件合金ASTROLOY制成了粉末盘。粉末盘的出现，解决了涡轮盘合金高合金化造成的凝固偏析和变形困难，提高了力学性能，而且性能波动小。在目前的涡轮盘制造技术中，粉末冶金已成为制造高性能涡轮盘最成熟可靠的方法，粉末盘已广泛用于美俄等国多种先进发动机的研制和生产中。
粉末（镍基）高温合金晶粒细小，组织均匀，无宏观偏析，合金化成度高，屈服强度高，疲劳性能好，是制造高推比新型发动机涡轮盘等部件的最佳材料。目前在粉末高温合金领域，美国和俄罗斯工艺各异，都居于世界领先地位
用于高推重比发动机涡轮盘的粉末合金第一代有In100、Rene95、APK-1、ЗП74НП合金等。GE用HIP，HIP+热模锻，HIP+HIF（等温锻）和EX（挤压）+HIF的Rene95粉末盘，轴等高温部件。俄罗斯研制的ЭП741HП合金用量最大，1550MPa以上 ，750℃，100h的持久应力达750Mpa。主导制造工艺路用温度达700℃的ЭП962П高强合金与Rene95类似。使用母合金熔炼及电极棒浇注加工→ 等离子旋转电极制粉→ 粉末处理→ 粉末装套及封焊→ 热等静压成形→ 热处理→ 机加工→ 检验→ 成品。 推重比10发动机涡轮盘用的二代粉末合金有Rene88DT、N18、MERL-76、ЗП975合金。盘件合金实现了由高强型向耐损伤型的转变，强度稍有降低，但疲劳裂纹扩展速率下降较多，工艺性能得到改善，设计的使用温度达到750℃或更高。采用铸造及激光打孔工艺直按制造发散冷却孔道。 第三代粉末盘发展有双组分（AF115+MER-76）、双重热处理组合盘。该粉末盘是推比12~15的发动机所用的关键技术
中国650℃第一代高温合金粉冶FGH95在77年进行研制，从德国Heraeus公司引进了部分研究设备仿制Rene95合金。84年底模锻出Φ420mm的全尺寸涡轮盘，基本达到Rene95性能。展开母合金熔炼，氩气雾化制粉，粉末处理，热等静压成形，等温锻，热处理，超声检验及表面强化等研究，发现工业生产等工艺问题严重。从俄国引进工业化生产的等离子旋转电极制粉设备及盘件生产线，95年底全部投产，从根本上解决了粉冶高温合金的粉末质量问题。95年西南铝加工厂用包套锻造工艺成功地模锻出10A盘用的φ630mm的粉冶FGH95 合金涡轮盘，经过潜心研究度过了淬火关，得到快速冷却而不裂的涡轮盘。但是发现问题，以后倾向于采用HIP+等温锻（或热模锻）工艺路线。FGH95合金使用温度为650℃，拉伸强度可以达到1500Mpa。在650℃、1035MPa应力条件下，持久寿命大于50小时。现已由红原采用一万吨油压机等温锻出太行发动机需要的全尺寸FGH95粉末冶金涡轮盘。
另外我们也在搞第二代粉末冶金FGH96、FGH97合金，可在750℃下使用。2004年红原试制出推比10发动机用的全尺寸FGH96粉末冶金涡轮盘。目前北京科技大学高温材料及应用研究室正在根据高推重比研究计划和设计部门要求，填补国内先进涡轮盘材料空白，为高推重比航空发动机材料储备关键技术，进行“十五”攻关项目高推重比发动机用粉末高温合金第三代双性能涡轮盘研究，750-850℃难变形高性能高温合金盘材的研制。863“高熔点结构材料快速凝固喷射成形制备技术”子课题，研究喷射成形高温结构材料的特殊微观结构及其与高温蠕变和疲劳性能的关系，为应用建立基础。
除了以上材料外，正在应用的还有金属间化物高温材料，锆陶瓷涂层，陶瓷基材料，钛合金材料，复合材料，变形高温合金材料，本文就不一一赘述了。
八、盛开在太行山上
2006年2月24日，中国航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力涡扇发动机太行发动机定型的消息，消息传来，大家都欢呼雀跃，欢欣鼓舞。
但太行究竟是怎样的发动机，他的由来是怎样的呢？
80年代初期，我们搞到一批CFM56-3，这种发动机的核心机就是F101的核心机，而F101的核心机的衍生就是F110的核心机。F110是一种十分优秀的发动机。它的生产商是通用电气公司，简称GE。80年代初期，GE公司通过以先进发动机核心机为基础，不断吸取各种预先研究计划和部件改进计划中获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术，研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110系列发动机。
F110是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机，1986年装F-16C/D服役。之后，在F110-GE-100的基础上改进发展了F110-GE-129IPE（改进性能发动机），推力达129千牛，推重比为7.28，1991年装F-16C/D和F-15A/C服役。在F110-GE-129IPE装备部队后，又以该发动机的技术为基础，采用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划等预先研究计划和部件改进计划(CIP)的成果，研制F110-GE-129EFE发动机。1991年10月，其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛，推重比接近9.5。转入工程研制阶段后，历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究，取得了巨大进展，并以最大推力为151。4千牛通过定型审定，2002年投产。
按美空军的建议，将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132；将推力为151.4千牛的命名为F110-GE-134。 F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的，由2级改为3级，压比由2.0提高到3.2，涵道比由2.01减到0.87，直径减小到0.97米。高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同。低压涡轮以F101的为基础重新设计，仍保持2级，但为适应新风扇的需要，提高了转速。加力燃烧室是F101的缩小型。排气喷管由F404的改进而来。轴承除5支点外，其余与F101的相同。GE公司对核心机以外的部件和系统进行了比例缩小和减轻重量的处理。 F110-GE-129IPE继承了F110-GE-100型81%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮进口温度提高55℃～80℃；采用改进性能的全权限数字式电子控制器，代替模拟式电子控制器和液压机械式控制器；涵道比由0.87降为0.76。
F110-GE-129EFE（增强型战斗机发动机）的风扇是采用F118和IHPTET的风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。由于运用三元流技术进行设计，风扇效率显著提高，空气流量增加7%，压比由3.4提高到4.2；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；第1级采用宽弦叶片，用激光冲击强化技术，进一步提高抗外来物损伤能力，这些都提高了可靠性和可维护性。 加力燃烧室从F120和F414加力方案衍生而来，以径向火焰稳定器取代三圈环形稳定器，使结构更简单，零件数减少15%，重量减轻3%，维修性和可靠性得到改善；由于采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火特性更好。尾喷管在继承F110-GE-129IPE高可靠性的基础上，其外套的隔热防震衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片中，使寿命、可靠性和维修性都有明显改善；结构上稍做改进，使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力。燃油系统采用全权限双通道数字式电子控制器(FADEC)，实现连续调节尾喷管的喉道面积，提高了发动机推力和风扇的喘振裕度，减少了尾喷管的阻力，改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片的材料和冷却技术等一系列改进措施，改善了发动机性能、减轻了重量、提高了寿命，降低了使用和维护成本。
F110XX，是F110X的衍生型。F110XX在海平面静态推力额定值与F110X相同，但在高马赫数飞行时将产生更大的推力。为此将装一台正在研制的新型压气机。F110X及F110XX的核心机与F101的核心机没有大的变化。
80年代初期，以TF30，F100为动力的三代战斗机F14，F15，F16由于发动机的问题，大面积停飞，美国空海军战斗机面临着无法上天的窘境，此时F110就应运而生了。
F110的原型机F101DFE在F16和F14上进行了大量的试飞，结果达到甚至超过了原先预期的目标，如在F14的试飞中显示，飞机的留空时间和作战半径比原装的TF30提高25%；1982年的一次试验中达到了5004个战术空军循环，其热部件寿命是当时的F100-PW-100以及F100-PW-200的三倍，1984年，F110被美军定为F14B/D、F15、F16的动力装置，1986年，F110作为应急动力，装上F15投入使用，解了美空军的燃眉之急，但F110作为正式动力装配F15则是在20年之后，2005年，F110－GE－129作为标准动力装上韩国的F15K战斗机，此前F15的正式动力还是F100。另外美国在80年代的F16生产型上就开始应用F110，先后使用F110的F16有批次30，批次40，批次50和批次60。特别是批次60，首批出口阿联酋，选用了F110家族中最先进的F110－GE－132发动机，强劲的推力使该批次的战斗机拥有无与伦比的实力。至于应用于F14B/D上的F110－GE－400发动机，可以这样说由于换了F110，雄猫才真正成为了天空的主宰，才真正成为飞行员放心的恋人。增加了超过4吨推力的雄猫，推比超过了1，过去为飞行员所病诟的喘振裕度低，失速等问题被一脚踢进了垃圾桶，过去的短处成为美国海军飞行员最值得夸许的长处。
1986年，为了配合歼10战斗机的研制，以CFM56核心机经改进发展出一款大推力涡扇发动机配装歼10战斗机的规划正式立项。当时瞄准的目标就是F110-GE-129，随后就开始了核心机的改进工作，1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。之后开始型号研制，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年底开始高空台试车。02年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，02~03年开始试装歼10战斗机。05年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。
2003年，“太行”发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。 飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次“特情”。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。
太行发动机细节在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘据信早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。
据型号总师张恩和透露，太行的最大推力在132KN，推比7.5，涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。
涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机0~3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛－扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计很快将换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。
发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。
据信，太行的改进型涡前温度已经达到1800K，推力可能接近F110-GE-134为155KN，如果在太行基本型上继续发展，推比达到9.5左右也不是没有可能，太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。
在太行发动机的研制的同时，我们也接触到了俄罗斯SU27战斗机的发动机AL31F的技术，AL31F发动机的喘振余度大，抗畸变能力强的特点也体现到了太行的身上，可以说太行是集东西方之大成的发动机，它汇集了中国航空动力几代人的智慧和汗水，也凝聚着总师张恩和的心血。
AL31F简介
АЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。
就结构而言，AL31F是十分先进的，AL31F的结构源自RD33，俄罗斯最初想利用通过特殊手段获得的F100的结构来参照设计一款发动机，但没有成功，最后参照了RD33的结构经放大后研制出AL31F。AL31F的高压压气机的压比并不算高，低于美系同类发动机。但有弊也有利，压比低后，其喘振裕度高，进气道畸变不敏感的优点就突出的显示出来，诸如眼镜蛇机动，尾冲等高难度动作正是得益于这一点。AL31F寿命相比美系发动机也低，这主要体现在工艺和材料上，另外俄标相比美标要求低也是个客观存在的现象，俄罗斯人也在改进AL31F，主要是换风扇---直径更大（风扇直径由905毫米增加为924毫米，相应的进气口直径也要增加），压比更高的风扇（最终的改型风扇级数由4级减为3级，压比由3.55增加为4.2，该压比已经接近F110-GE-132的压比）。以及效率更高的涡轮，并采用一些AL41F的技术。同时，留里卡也制造了AL31F的单发改型AL31FN，歼10的首飞和批生产型用的就是AL31FN，其和AL31F和最大区别是附件传动箱由发动机的上方改为下方，并拆去了内外涵道的分流隔板，减轻了发动机的重量，今后该发动机还将采用在AL31F的发展型上的成果，进一步提高推比和推力，并采用与克里莫夫合作的全向矢量喷管。
太行发动机定型之后，我国的主力战斗机及其发展型就有了中国心，我们在先进战斗机的动力上就不再受制于人了，尽管今后的战斗机动力还需要我们的努力，或许还会进口，但有了这第一步，以后就会容易许多，因为里面涉及到的许多东西都是我们的第一次。有了太行发动机，就意味着我们的发动机出师了，如果说昆仑发动机是意味着中国人来了，那太行发动机就意味着我们在发动机大国的行列中有了一席之地，虽然我们现在在发动机大国的排名中是?
2006年2月初，美国称某商人将F16战斗机的引擎F100－PW－220E偷运到中国，2月24日，中国航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力涡扇发动机“太行发动机”定型的消息，这无疑给了自以为是的美国人一个响亮的耳光。中国从来也不需要靠偷运来获得发动机技术，靠技术封锁来限制中国发动机发展的时代已经一去不复返了。事实证明，就现在而言，日本等国即使获得了大推力发动机的样机，也无法仿制出来，更不用说自行研制。
安装太行发动机的国产苏-27（歼-11）重型战斗机加力起飞。
太行发动机性能数据与外国主力战机的发动机对比
名词解析
1〕推重比：发动机推力与重量之比。是反映发动机性能的最重要指标之一，发动机推重比越大，战斗机的机动能力越强。
2〕空气流量：单位时间里流过的空气质量，单位是：公斤/秒。
3)单位耗油率:产生1牛顿或十牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油量。
4)涡轮前温度:燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度。提高涡轮前温度，某种程度上可以提高发动机性能，涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平。
5)增压比:发动机进口和发动机出口的压力比，第三代发动机的增压比一般在20～30左右，提高发动机增压比可以提高发动机性能，但也会带来喘振裕度低的问题。
国家两代领导人的关注，可见这款发动机的重要性！
国产海空主战装备心脏病的解决
太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的心脏病将得到全面解决。
曾被誉为“中华第一舰”的112舰使用的却是美国的LM2500燃气轮机。
燃气轮机依赖进口，也是国产新型驱逐舰未能大批量生产的原因之一。
有了先进的国产涡扇发动机，也许以后的“大运”项目不会再遭遇运十的悲惨命运
太行发动机的研制历程
一、从F101核心机说起
太行究竟是怎样的发动机，他的由来是怎样的呢？
80年代初期，我们搞到一批民用的CFM56-3，这种发动机的核心机就是F101的核心机，而F101的核心机的衍生就是F110的核心机。F110是一种十分优秀的发动机。它的生产商是通用电气公司，简称GE。80年代初期，GE公司通过以先进发动机核心机为基础，不断吸取各种预先研究计划和部件改进计划中获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术，研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110系列发动机。
波音客机广泛选用的法国CFM56-3涡扇发动机。
F110是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机，1986年装F-16C/D服役。之后，在F110-GE-100的基础上改进发展了F110-GE-129IPE（改进性能发动机），推力达129千牛，推重比为7.28，1991年装F-16C/D和F-15A/C服役。在F110-GE-129IPE装备部队后，又以该发动机的技术为基础，采用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划等预先研究计划和部件改进计划(CIP)的成果，研制F110-GE-129EFE发动机。1991年10月，其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛，推重比接近9.5。转入工程研制阶段后，历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究，取得了巨大进展，并以最大推力为151.4千牛通过定型审定，2002年投产。
按美空军的建议，将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132；将推力为151.4千牛的命名为F110-GE-134。
F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的，由2级改为3级，压比由2.0提高到3.2，涵道比由2.01减到0.87，直径减小到0.97米。高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同。低压涡轮以F101的为基础重新设计，仍保持2级，但为适应新风扇的需要，提高了转速。加力燃烧室是F101的缩小型。排气喷管由F404的改进而来。轴承除5支点外，其余与F101的相同。GE公司对核心机以外的部件和系统进行了比例缩小和减轻重量的处理。
F110-GE-129IPE继承了F110-GE-100型81%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮进口温度提高55℃～80℃；采用改进性能的全权限数字式电子控制器，代替模拟式电子控制器和液压机械式控制器；涵道比由0.87降为0.76。
亚洲航空展上的F110-GE-129发动机模型
F110-GE-129EFE（增强型战斗机发动机）的风扇是采用F118和IHPTET的风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。由于运用三元流技术进行设计，风扇效率显著提高，空气流量增加7%，压比由3.4提高到4.2；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；第1级采用宽弦叶片，用激光冲击强化技术，进一步提高抗外来物损伤能力，这些都提高了可靠性和可维护性。 加力燃烧室从F120和F414加力方案衍生而来，以径向火焰稳定器取代三圈环形稳定器，使结构更简单，零件数减少15%，重量减轻3%，维修性和可靠性得到改善；由于采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火特性更好。尾喷管在继承F110-GE-129IPE高可靠性的基础上，其外套的隔热防震衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片中，使寿命、可靠性和维修性都有明显改善；结构上稍做改进，使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力。燃油系统采用全权限双通道数字式电子控制器(FADEC)，实现连续调节尾喷管的喉道面积，提高了发动机推力和风扇的喘振裕度，减少了尾喷管的阻力，改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片的材料和冷却技术等一系列改进措施，改善了发动机性能、减轻了重量、提高了寿命，降低了使用和维护成本。
F110XX，是F110X的衍生型。F110XX在海平面静态推力额定值与F110X相同，但在高马赫数飞行时将产生更大的推力。为此将装一台正在研制的新型压气机。F110X及F110XX的核心机与F101的核心机没有大的变化。
80年代初期，以TF30，F100为动力的三代战斗机F14，F15，F16由于发动机的问题，大面积停飞，美国空海军战斗机面临着无法上天的窘境，此时F110就应运而生了。使用F110-GE-129发动机的F-15K和F-16C战斗机。
F110的原型机F101DFE在F16和F14上进行了大量的试飞，结果达到甚至超过了原先预期的目标，如在F14的试飞中显示，飞机的留空时间和作战半径比原装的TF30提高25%；1982年的一次试验中达到了5004个战术空军循环，其热部件寿命是当时的F100-PW-100以及F100-PW-200的三倍，1984年，F110被美军定为F14B/D、F15、F16的动力装置，1986年，F110作为应急动力，装上F15投入使用，解了美空军的燃眉之急，但F110作为正式动力装配F15则是在20年之后，2005年，F110－GE－129作为标准动力装上韩国的F15K战斗机，此前F15的正式动力还是F100。另外美国在80年代的F16生产型上就开始应用F110，先后使用F110的F16有批次30，批次40，批次50和批次60。特别是批次60，首批出口阿联酋，选用了F110家族中最先进的F110－GE－132发动机，强劲的推力使该批次的战斗机拥有无与伦比的实力。至于应用于F14B/D上的F110－GE－400发动机，可以这样说由于换了F110，雄猫才真正成为了天空的主宰，才真正成为飞行员放心的恋人。增加了超过4吨推力的雄猫，推比超过了1，过去为飞行员所病诟的喘振裕度低，失速等问题被一脚踢进了垃圾桶，过去的短处成为美国海军飞行员最值得夸许的长处。
二、太行发动机1986年，为了配合歼10战斗机的研制，以CFM56核心机经改进发展出一款大推力涡扇发动机配装歼10战斗机的规划正式立项。当时瞄准的目标就是F110-GE-129。
即将可以用上国产太行发动机的歼10新型战斗机
随后就开始了核心机的改进工作，1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。之后开始型号研制，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。
97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年底开始高空台试车。02年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，02～03年开始试装歼10战斗机。05年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。
充当空中试车台的苏-27战斗机
2003年，“太行”发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。
飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次“特情”。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。
太行发动机的地面试车照片
太行发动机细节
在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘据信早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119（F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机）上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。
太行发动机和它的总设计师张恩和
据型号总师张恩和透露，太行的最大推力在132KN，推比7.5，涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。
涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机0～3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛－扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计很快将换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。
太行发动机涡轮的粉末盘和单晶合金叶片，这是“涡轮前温度”提高的关键。
敛-扩张可调喷管的控制机构
发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。
据信，太行的改进型涡前温度已经达到1800K，推力接近F110-GE-134的155KN，推比可能达到9.5左右。
在太行发动机的研制的同时，我们也接触到了俄罗斯SU27战斗机的发动机AL31F的技术，AL31F发动机的喘振余度大，抗畸变能力强的特点也体现到了太行的身上，可以说太行是集东西方之大成的发动机，它汇集了中国航空动力几代人的智慧和汗水，也凝聚着总师张恩和的心血立项 上下文全看。很系统，很全面
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