中国航空发动机发展简史——发动机行业跨越式发展的里程碑：涡喷7

2021年08月07日 23:28895阅读 · 13喜欢 · 1评论

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涡喷7

(WP7)

涡喷7甲涡轮喷气发动机结构

牌　　号　涡喷7系列

用　　途　军用涡喷发动机

类　　型　涡轮喷气发动机
国　　家　中国
厂　　商　贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司

生产现状　生产
装机对象　涡喷7　　　　　　　　歼-7

　　　　　涡喷7甲　　　　　　　歼-8 白天型

　　　　　涡喷7乙　　　　　　　歼-7Ⅱ

　　　　　涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ　歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型

研制情况

　　涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的，1966年12月国家验收，1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。首翻期为100h，总寿命300h.1980年后涡喷7原型基本停产。

为满足歼-8飞机的要求，1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车，性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车，获准飞行。1969年7月，涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000h，地面和高空占整机试验2500h，飞行试验1000多架次，发动机运转2200h。涡喷7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产，首翻期为50h。涡喷7甲(03批)由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100h。涡喷7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200h。

为满足歼-7改型的需要，1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加之改进，成为涡喷7乙(02批)。1979年8月正式定型，首翻期100h，总寿命300h。此后，又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ，分别于1981年和1992年通过技术鉴定，首翻期为200h和300h，总寿命为600h和900h。

1966年12月8日，沈阳国营四一0厂(今中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司)试制的涡喷-7发动机通过了生产定型试车，12月26日通过国家鉴定。 1967年6月8日转入批量生产，于1968年10月装用于歼-7飞机并试飞成功。涡喷-7发动机是在没有苏联专家指导和缺少关键资料的条件下，全部采用国产材料自行仿制成功的，技术上获得全面提高。涡喷-7的试制成功对我国的航空发动机工业具有重要意义，使我国航空发动机实现了从单转子向双转子的跨越，在一定程度上缩短了与世界水平的差距，并为日后我国发动机的改型及自行研制新型航空发动机奠定了基础。

涡喷7系列主要有以下改型：

涡喷7　　　　原型，已停产。

涡喷7甲　　　用于歼-8飞机的改型，采用气冷涡轮，使涡轮进口温度提高100℃。此外，还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。

涡喷7乙　　　在涡喷7甲基础上的改进型，用于歼-7飞机。在研制中，排除了原压气机的薄弱环节，改进了主燃烧室安装边的材料，解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。现已停产。

涡喷7乙B　　在涡喷7乙基础上的延寿改型，有供出口的涡喷7B(M)和7B(BM)批次。

涡喷7乙Ⅲ　　在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型，有供出口的涡喷7乙ⅢK和7BⅣ批次。

结构和系统

进气口　环形。进气锥随发动机转子一起旋转，无进口导流叶片。
低压压气机　3级轴流式。第1级转子叶片为宽弦实心叶片，无阻尼凸台，共24片。除第1级盘用40CrNiMoA 外，其余盘和叶片均用1Cr11Ni12W2MoV材料。压比3.34，最大转速11212r/min，瞬时可达11874r/min。

高压压气机　3级轴流式。转子叶片和盘均用1Cr11Ni12W2MoV钢制成。出口处有2个放气活门。压比2.65，转速11954r/min。

燃烧室　环管式。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，材料为GH44，涂W-2高温陶瓷。安装边材料为GH15。燃烧室外套材料为1Cr18Ni9Ti。有2个低压电容点火器。

高压涡轮 单级轴流式。导向器叶片和转子叶片为空心气冷。导向器叶片材料为K403。转子叶片带冠，材料为K417，精铸成9小孔。

低压涡轮　单级轴流式。不冷却实心叶片。导向器叶片材料为K403。转子叶片材料为GH49，叶片之间有32根防振箍套。

加力燃烧室　由圆筒形中心截锥体加力扩压器、中间预燃室点火器、两排V型火焰稳定器、15个径向稳定器和筒体组成。分内外两区和主副两级压力供油。有45对直流式喷油杆，335个喷油孔。筒体材料为GH44，防振屏和隔热屏材料为GH128。

尾喷管　简单收敛式。喷口面积由24片调节片和24片封严片无级调节。调节片和封严片材料为GH128。

控制系统　机械液压式。主燃油控制是保持低压转子转速为常数，加力燃油控制是保持涡轮落压比为常数。

燃油系统　主燃油和加力燃油均用高压柱塞泵供油。压力7800～8800kPa。使用RP-1和RP-2航空煤油。
滑油系统　封闭回路式。由1个供油泵和4个回油泵。进口滑油温度不超过100℃，回油温度不超过175℃。滑油耗量不大于1.2L/h。
起动系统　使用QF-12A起动发电机。

点火系统　主燃烧室用DH-6低能点火装置和电蚀电嘴，加力燃烧室用GGD-7高能点火装置和半导体电嘴，两者均为间接点火。

防冰系统　在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥表面加温防冰。
支承系统　低压转子由前支点、前中介和后中介轴承组成“1-2-0”支承系统，高压转子由中支点和后支点轴承组成“0-2-0”支承系统。

技术数据

最大加力推力(daN)

涡喷7　　　　　　　 5639

7甲　　　　　　　　　5884

7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 5982

中间推力(daN)

涡喷7　　　　　　　 3825

7甲 4315

7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 4315

加力耗油率[kg/(daN·h)]