涡喷 -13 （ WP-13 ）系列发动机是轴流式双转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，1988年2月定型，1990年获国家科技进步一等奖，属二代发动机。由贵州航空发动机研究所（总设计单位）和42O厂设计所设计，贵州黎阳航空发动机公司和420厂联合研制和生产。适装机型为歼-7E/D和歼-8系列。 用 途 军用涡喷发动机 类 型 涡轮喷气发动机
厂 商 沈阳黎明发动机制造公司 / 贵州黎阳航空发动机公司 生产现状 生产 装机对象
WP13 J-7Ⅲ WP13AⅡ J-8Ⅱ WP13F J-7E WP13FI J-7 Ⅲ、A/J-7D
涡喷 13 是在涡喷 7 发动机的基础上研制性能上（特别是稳定性、可靠性）进一步提高的发动机，是一种新颖的改进型发动机，与涡喷7相比，涡喷13发动机在性能上有了很大的提高。它是由 8 级轴流式压气机、环管燃烧室、双级涡轮、加力燃烧室等组成，它采用了气冷式 I 级带冠叶片、压气级增设了防喘振装置，大大提高了发动机的动力和可靠性。该机第一次翻修技术寿命为 300 小时。 结构上主要是对压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能，发动机的推力也提高到了 43.1 千牛，加力推力则达到了 64.7 千牛，分别比涡喷7提高了50%和15%。后经过改进的涡喷 13AII 发动机作为歼-8 Ⅱ 的动力装置。涡喷 13 系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。 涡喷-13 系列：
涡喷 - 13A Ⅱ 是在涡喷 -13 设计研制的同时，黎阳机械公司和 011 基地第二设计所为满足歼 -8 飞机的改型 设计要求与涡喷 -13 并行研制的。改装设计了在涡喷 -7 乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。进一步扩大了钛合金的应用范围。 1986 年 12 月通过了国 家鉴定试车， 1988 年 3 月批准设计定型。涡喷 -13F 该发动机最初是为满足 J － 7II 飞机提高发动机推力的要求，于 1984 年开始研制的。1988 年正式 被选定为歼 -7E 飞机的动力装置。涡喷 -13F 是在涡喷 - 13A Ⅱ主要部件改进的基础上，对热端部件涡轮、加 力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进，如 2 级涡轮 叶片采用带冠结构，加力稳定器改为沙丘驻涡形式 等。 1992 年 4 月通过了国家鉴定试车，并于同年 5 月在 成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞， 9 月批准6
设计定型。首翻期 300h ，总寿命 900h 。 结构与性能：
压气机：8 级轴流式，超跨音速设计，低压 3 级、高压 5 级转子为盘鼓轴式结构。压气机除第 1、2 级转子叶 片和盘、压气机轴、第 8 级静子叶片为 1Cr11NiW2Mo 锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为 TC11 钛合金制造。 WP13FI 第 1 级转子叶片由 24 片改为 19 片，其第 3 级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式工艺。
燃烧室环管形，10 个火焰筒，采用 5 段气膜冷却，涂 W－2 高温陶瓷。低压电容放电 X 火，具有两个点火器。火焰筒材料为 GH3044 ，安装边为 GH1015 铁镍基 合金。 WP13 的安装边为 GH3030
尾喷管：简单收敛式，喷口可调 控制系统：电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序和喷口面积。WP13AII 在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。
涡轮轴流式：高、低压各 1 级。第 1 级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构（ WP13X 第 1 级转子叶片为 GH220 实心锻造叶片）。WP13F 、WP13FI 第 2 级转子叶片改为带冠叶片。第 1、2 级导向器叶片材料为 K403。第 1 级转子叶片材料为 K417 。第 2 级转子叶片材料随型别改变： WP13 、 WP13AII 为 GH4049 ； WP13F 为 K417；WP13FI 为 DZ4 定向结晶耐热合金。K417 采用了无余量精铸新工艺。
加力燃烧室：WP13、WP13AII 采用环形加径向混合型稳定器； WP13F 、 WP13FI 为沙丘环涡式稳定器。 WP13AII、 WP13F、 WP13FI 加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。 WP13AII 筒体加长 550mm 。稳定器和隔热屏材料为 GH3128 （ WP13 为 GH3044 ），筒体为 GH99 （ WP13 为 GH3044 ）。 最大推力４３．１ＫＮ 加力推力６４．７ＫＮ 推重 比５．７７ 耗油率１．０
涡喷-14（“昆仑”发动机）
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涡喷-14（“昆仑”发动机）由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机研究所设计，沈阳黎明航空发动机集团公司等34个单位联合研制。涡喷-14于2002年5月定型，是国内目前最先进的中等推力级的军用涡喷发动机，主要用于歼-8H/F/G系列战机。涡喷-14发动机在性能和寿命方面仍有发展潜力，其发展型可满足中国空军对中等偏大推力级涡喷发动机的需求。它的研制成功标志着中国航空发动机从只能测绘仿制、改进改型跨入了自行研制的新阶段，结束了长期以来不能自行研制航空发动机的历史。昆仑发动机是沈阳发动机设计研究所按照国际军标《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》 (GJB241-87) 自行研制的第一台具有全部知识产权的中等推力级加力涡轮喷气发动机，经过259项严格考核，2002年7月通过国家设计定型，是世界上迎面单位面积推力最高的发动机。其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。在世界航空发动机的发展史上，昆仑几乎可以称为涡轮喷气发动机的颠峰之作，但在现代喷气发动机普遍采用涡轮风扇技术的发展情况来看，客观地说，昆仑确实落后了，由于昆仑发动机研制是在我们自行设计的经验不足，基础薄弱的情况下开始的，甚至缺少必要的研制条件，各种主观客观的原因，使它的研制过程经历了18年之久。但通过昆仑发动机的研制，我们真正走完了发动机研制的全过程。尤其是采用参照国际上航空发达国家军用标准编制的发动机通用规范，一步跨上了与先进国家标准接轨的大台阶，使我们对现代发动机的研制方法、试验手段、试验技术、调试技术等有了深刻的认识，积累了难得的工程研究经验。无疑使我国在发动机研制领域前进了一大步，也使我们有了更完善的研制条件，为下一代新型发动机的研制起到了巨大的推动作用。由于昆仑发动机带动起来的完善的研究试验环境和技术经验积累，我国的新型大推力涡轮风扇发动机的研制进行得相当顺利，相信在不久的将来就会看到装备着中国研制的新型涡扇发动机的战鹰翱翔在蓝天上。 结构与性能：
“昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。 性能数据：
长4.635米，直径 882 毫米，质量 1010 千克， 最大不加力推力 49 千牛， 最大加力推力 69.6 千牛， 推重比 6.4 ，
最大不加力推力耗油率 0.098 千克/(牛?小时) 最大加力推力耗油率 0.20千克/(牛?小时) 翻修时间达到了850小时， 总寿命达到1500小时，
总体达到了世界80年代中期的技术水平。
2002 年“昆仑”Ⅱ的加力推力为 7800 千克，现已提高到加力 8010 千克，不加力 5780 千克，推重比 7.22 。发展型昆仑 3 加力为 8930 千克，推重比 8.05 。 昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼 7 和歼 8 系列上。夏季飞机可以不开加力起飞。另外，昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。
涡扇6
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1964年沈阳航空发动机研究所开始为空军新一代歼击机研制加力式涡扇发动机，编号为涡扇-6。涡扇-6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。“文革”期间涡扇6研制进度受到一定影响，八十年代初期才达到设计指标。据称涡扇-6性能与MK-202、M-53相当，涡扇-6G要高于以上两型发动机。后因空军飞机研制计划的改变，涡扇-6失去使用对象，于1984年停止研制，总计生产12台涡扇-6是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的，在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年，在WS6的基础上发展了涡扇-6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，但是使用寿命极大缩短。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。
1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS-6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机
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研制计划改变，于1973年停止研制。
涡扇—6性能与MK—202、M53相当， 但是可靠性极其低下。与从埃及引进的R23涡喷发动机相比，性能都有所不足，沈阳航空发动机研究所此后研制的涡喷发动机--昆仑，用的高压压气机正是MK202的缩小高压机，而不采用涡扇6技术，就可以看得出涡扇6不过是表面指标高，实际上性能不足。 性能数据：
最大加力推力(daN)
WS6 12220 WS6G 13830 中间推力(daN)
WS6 7130 WS6G 8385 WS6甲 10169 加力耗油率[kg/(daN?h)] WS6 2.3045 WS6G 2.338 中间耗油率[kg/(daN?h)]
WS6 0.6342 WS6G 0.7850 WS6甲 0.6000 推重比
WS6 5.93 WS6G 7.05 WS6甲 4.69 空气流量(kg/s)
WS6 155.0 WS6G 151.2 WS6甲 274.5 涵道比
WS6 1.0 WS6G 0.633 WS6甲 1.74 总增压比
WS6 14.60 WS6G 17.50 WS6甲 19.72 涡轮进口温度(℃)
WS6 1077 WS6G 1207 WS6甲 1107 最大直径(mm)
WS6 1370 WS6G 1370 WS6甲 1460 长度(mm)
WS6 5645 WS6G 4654 WS6甲 3080 质量(kg)
WS6 2100 WS6G 2000 WS6甲 2210
涡扇9(“秦岭”发动机)
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