| 词条 | 涡扇-6 |
| 释义 | 简介涡扇-6型航空发动机是我国于六十年代始研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机，于八十年度初停止研制，未能投入使用，但在中国航空工业史上具有重要意义。 研制历程在1964年5月，中国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。同年10月，两所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WP-7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机（歼-9），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WS-6。1965年9月，涡扇-6完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。 但由于“文革”得严重冲击，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，涡扇-6性能达到设计指标。1982年10月，通过24小时飞行前规定试车。整机试车共334小时。八十年代后，国家政策转向经济建设为主，压缩军事投入，与涡扇-6配套的歼-9型战斗机下马，涡扇-6失去适用对象，缺乏进一步投资，于1984年停止研制。 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， 但是可靠性极其底下。在和从埃及引进的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。 性能参数用途 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 技术数据 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 |
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