被折斷的希望DWS6

中國航空動力的發展史上曾有過這樣一個悲嗆的實例！一代人化了16年的時間才完成了一追趕世界的苦心成果而正當它決心成長為捍衛祖國藍天的核心時國家卻也無力將它養大！只能看它被甩棄夭折！它就是渦扇6

在1964年5月，中國空軍提出設計一種比殲－7殲擊機更先進的新型飛機的技術要求，此後，瀋陽飛機研究所和瀋陽航空發動機研究所開始方案研究。同年10月，兩所提出了新型飛機和發動機的初步方案，經過空軍和航空工業部門討論，決定新機設計分兩步走。第一步，設計一種新飛機，裝兩台改進設計的渦噴發動機，即後來的殲－8飛機和WP－7甲發動機。第二步，設計一種更先進的高空高速殲擊機（殲－9），裝一台新設計的加力式渦扇發動機，新發動機編號為渦扇－6，代號WS－6。1965年9月，渦扇－6完成方案論證工作，開始技術設計，1966年5月投入試製。但由於“特殊時期”得嚴重衝擊，研製進度受到一定影響，1968年6月首台試驗機開始台架運轉試車。1980年10月，渦扇－6性能達到設計指標。1982年10月，通過24小時飛行前規定試車。整機試車共334小時。八十年代后，國家政策轉向經濟建設為主，壓縮軍事投入，與渦扇－6配套的殲－9型戰鬥機下馬，渦扇－6失去適用對象，缺乏進一步投資，於1984年停止研製。

渦扇－6是針對高空高速殲擊機的技術要求而設計的，在發動機參數和控制計劃的選擇方面，充分注意了提高發動機推重比和高速性能。選用了高的渦輪進口溫度和接近最佳的總增壓比，採用了跨音速風扇、氣冷式高溫渦輪和平行進氣的加力燃燒室。選用了能夠發揮高空高速性能優勢的控制計劃。該發動機的特點是：高速推力大，亞音速巡航經濟性好，起動、加速快。轉子採用5支點支承方案，結構緊湊，佈局合理，並應用了較多的鈦合金材料。因此，發動機重量輕，推重比大。

結構和系統

進氣口軸向，環形，無進口導流葉片。進氣錐固定在風扇轉子上，與轉子一起旋轉。

風扇3級軸流式。風扇第1級為跨音速級，第2、3級為亞音級。設計轉速6400r/min，

壓比為2.15。第1級轉子葉片在葉高2/3處有凸肩。第1級靜子葉片共34片，支承

着風扇轉子的前支點，其中30片是實心的，4片是加厚的空心葉片，用於軸承供

回油和通氣。第2、3級靜子葉片是空心的板料結構，中間充填泡沫塑料，以增強

剛性，減少振動。風扇葉片和盤的材料均為鈦合金TC4。機匣和靜子為鈦合金TA7。

中介機匣位於風扇與壓氣機之間，是發動機主要承力件之一。由內外殼體、分流環和8根支

板等組成。由分流環隔為內、外涵兩股氣流通道。中介機匣內涵流道的出口處安裝

有高壓壓氣機可調的進口導流葉片。可調導流葉片的操縱機構和中央傳動齒輪機匣

固定在中介機匣內腔。中介機匣的左右兩側固定着發動機的主安裝結，其下方固定

着發動機附件傳動機匣，附件由高壓轉子傳動。中介機匣由TC4鈦合金經鑄造、焊接而成。

高壓

壓氣機11級軸流式。壓氣機第1級為跨音速級，其餘為亞音級，設計壓比為6.78，設計轉速為

9400r/min。壓氣機進口有可調導流葉片，第5級後有放氣環，二者聯動，按壓氣機換算

轉速進行控制。壓氣機轉子是盤鼓式結構。壓氣機靜子機匣分前、后兩段，在垂直平面

內均有縱向接合面。第1～6級葉片、盤和機匣前段的材料為鈦合金TC4，機匣後段和后5級

轉子的材料為耐熱合金GX8。

燃燒室環管式。有10個帶預混室頭部、6段氣膜冷卻式火焰筒和10個雙油路離心噴嘴。兩個直接

點火的高能電嘴分別裝於第4和第7號火焰筒上。為便於火焰筒的拆裝，燃燒室外機匣分

為前後兩段，前段為擴壓器外壁，後段為直的圓筒。燃燒室的材料為耐熱合金GH132。

高壓渦輪2級軸流式。第1級導向器葉片和工作葉片為空心氣冷葉片，兩級工作葉片均帶冠。渦輪

機匣採用整體式焊接結構，外環上鑲有高溫釺焊的蜂窩密封環。導向葉片材料為K3，第1

級工作葉片材料為M17，第2級工作葉片材料為K5，所有葉片均為精鑄件。

低壓渦輪2級軸流式。兩級工作葉片實心帶冠。第1級導向器有16個大弦長空心葉片與其內外環構

成第4、5號兩個支點的承力機匣。低壓渦輪機匣是整體焊接結構，分前後兩段。第2級導

向器葉片裝在前段機匣里。帶蜂窩結構的第2級渦輪外環裝在後段機匣里。導向器葉片材

料為K14，工作葉片材料為GH37和GH33。

加力

燃燒室平行進氣式。燃燒段有全長隔熱防振屏。在內外涵氣流邊界層的內側有一圈環形雙壁結構

的主穩定器，為引燃式值班點火穩定器(長明燈)，用兩個半導體高能點火電嘴直接點火。

在內涵氣流部分還有兩圈環形穩定器。3圈環形穩定器間用傳焰槽連結。主穩定器外圍有徑

向穩定器24根。採用分區分壓供油，內外涵各3區，直流式噴油桿，每區分主副油路，可保

證在整個飛行包線內加力燃燒室工作穩定。

尾噴管簡單收斂式。有24個調節片，由6個機械同步液壓作動筒操縱。

控制系統電氣機械液壓式。機械液壓式燃油自動控制系統。主要包括：主泵F33為高壓齒輪泵；主控

制器F14，按組合參數[Wf/N2/P2=f(πc)]調節供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器

F13A，按准相似供油規律調節供油，感受T1、P3；尾噴口控制器F38，按保持給定的渦輪膨

脹比變化規律[P6=P3*f(πc)]控制噴口面積；壓氣機控制器F12C，按壓氣機換算轉速控制

壓氣機進口導流葉片角度和放氣環的開、關；N1－T5限制器F36－F18。所有的油泵和控制器均

為瀋陽航空發動機研究所研製的。

滑油系統為封閉式反向循環系統(滑油散熱器位於增壓泵后的供油路上)。包括1級供油泵、4級回油

泵、燃油－滑油散熱器和高空活門等。採用4109高溫合成滑油。

起動系統使用KJ－40A空氣渦輪起動機完成地面起動。

點火系統主燃燒室和加力燃燒室各採用兩套高能點火裝置和電嘴，直接點火。

防冰系統在發動機進氣錐外表面塗憎水塗層，並從高壓壓氣機出口引熱空氣進入整流罩內，對進氣錐

表面加溫。

WS－6的兩級高壓渦輪，WS6的高壓壓氣機為11級，適當的增加兩級演變成WS6的高壓壓氣機是完全可能的，從重量看，WP－6的重量在700公斤左右，如果去掉加力燃燒室，重量基本上能減到600公斤以下，而WS6的重量則在2噸以上，WP6適當改進作為WS－6的核心機從重量上來說還是可行的。總之，不管事實究竟如何，這個傳說無疑也給AM9添加了傳奇一筆。

渦扇6發動機，據傳其核心機就改自WP6即RD9！不過本人完全不能同意這種說法！無意又是某種貶低我國科研專家原創開發能力的謠傳！

渦扇6在研製過程中，曾遇到大量的技術問題，其中比較主要的有：起動困難、壓氣機喘振、渦輪進口溫度高及振動大等。主要原因是自行研製的初期，缺少技術儲備，主要部件的試驗研究不夠充分，特別是核心機壓氣機部件效率較低、喘振裕度小，給調試帶來不少困難。主要部件經過多次修改、試驗和在整機上反覆調試，作了大量的工作，到1980年底使各部件及總體性能均達到了設計指標。

1980年，在WS6的基礎上發展了渦扇－6改進型(代號WS6G)。和原設計相比提高了低壓轉子轉速，風扇由3級改為2級，但其壓比卻由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同時提高了渦輪進口溫度，將原來的環管燃燒室改為環形燃燒室。在外廓尺寸與WS6相同和質量減輕100kg的條件下，設計狀態的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。於1982年2月進行了WS6G准驗證機試車，達到了預計的的推力指標，但是使用壽命極大縮短。后因國內沒有與之相配的飛機，因而未能立項研製。

1970年，還針對運輸機發展的需要，發展了WS－6甲(即910甲)型發動機，採用單級風扇，帶中間壓氣機，增大了總空氣流量和涵道比，不帶加力。生產了3台試驗機。后因飛機研製計劃改變，於1973年停止研製。

渦扇―6性能與MK―202、M53相當，但是可靠性極其底下。在和從埃及引進的R23渦噴發動機相比，性能都有所不足，瀋陽航空發動機研究所此後研製的渦噴發動機－－崑崙，用的高壓壓氣機正是MK202的縮小高壓機，而不採用渦扇6技術，就有人提出了渦扇6不過是表面指標高，實際上性能不足的結論以此為當年渦扇6項目的下馬辯解以證明其合理性！但我要說MK202畢竟是一款在國外使用多年並已被我國成熟引進生產線的產品，因此在投入量產上技術關卡最少，風險也最小所以才得到達量應用！而相比之下渦扇6畢竟只是一款半路夭折的‘半成品’只是將將完成了在實驗室內的初步策試還沒能真正通過實機搭載的技術策試！更談不上真正投入實用化量產，因而在與成熟品的量產成本及技術風險上差距過大所以才被一項瑾慎（缺錢）的空軍拋棄，絕不能說它真的就不如Mk202或M53！所以在本書中主角將盡一切努力讓其得到新生！所有擋道者必全被幹掉，而操縱戰爭也將給其以充足的發展空間！看着！中國自行研製的並全面自主知識產權、掌握核心技術的航空動力之心必將在這個架空史中得到真正翱翔藍天及成長狀大的機會與市場！渦扇6、渦扇6甲以及渦扇6G你們全會得到真正新生的！我必為你們在本書中找到更多的用戶和機遇！我以自己寫作前徒的名義發誓！牛bb小說閱讀網