中国涡扇发动机最权威爆料-第4部分
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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
