WS6涡扇发动机结构
　　牌　　号　涡扇6
　　用　　途　军用涡扇发动机
　　类　　型　涡轮风扇发动机
　　国　　家　中国
　　厂　　商　沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司
　　生产现状　完成飞行前规定试车后，停止研制
　　装机对象　涡扇6　　歼击机
　　　　　涡扇6G　 歼击机
　　　　　涡扇6甲　运输机

　　研制情况

　　1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因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。

　　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。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，证明了WS6G方案在技术上是可行的。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WS6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。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。

　　结构和系统

　　进 气 口　轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。

　　风　　扇　3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。

　　中介机匣　位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。

[1] [2] [3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] [10]  ... 下一页  >>