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中国航空发动机简史——涡喷-13

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中国航空发动机简史——涡喷-13

［作者：佚名转贴自：https://www.bilibili.com/read/cv12830301 点击数：307 更新时间：2023/6/27 文章录入：LA ］

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中国航空发动机简史——涡喷-13

2021年08月23日 22:582831阅读 · 35喜欢 · 15评论

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导语

涡喷-13系列从上世纪80年代起开始研发，主要由涡喷-7系列改进而成。在WP-7的基础上，WP-13优化了压气机的设计，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。同时，各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。该系列经过不断改进，被广泛装载在多型飞机上。2017年6月5日，装备了涡喷13的“山鹰”FTC-2000首架外贸飞机总装下线，中国航空工业外贸机家族又添一员。

牌　　号　涡喷13
用　　途　军用涡喷发动机

类　　型　涡轮喷气发动机
国　　家　中国
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飞机

　　　　　(WP13AⅡ)　　 J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)

　　　　　(WP13F)　　　 J-7E

　　　　　(WP13FI)　　　J-7Ⅲ　A/J-7D

研制情况

上世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格-21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格-21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。　　

WP13的性能结构特点是在WP7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。钛合金在压气机部件的应用，减轻了发动机重量。各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。

该发动机由于其推力性能尚不能满足J-7Ⅲ飞机改型的增重要求，后为WP13FI所取代。

WP13AⅡ是在WP13设计研制的同时，黎阳机械公司和011第二设计所为满足J-8飞机的改型设计要求与WP13并行研制的。其性能结构改进的特点是以WP13为基础改装设计了在WP7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。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。在研制过程共制造了21台发动机，整机总运转1500h以上。1986年12月通过了150h设计定型国家鉴定试车。1987年8月在中国飞行试验研究院完成了设计定型鉴定试飞，1988年3月批准设计定型。首翻期150h。

该发动机于1994年9月完成了生产定型及首翻期由150h增长至300h的延寿鉴定工作。

WP13F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。1985年以后通过飞机对三个不同改进型号发动机的选型对比试飞而中标，1988年正式被选定为J-7E飞机的动力装置。WP13F的性能结构改进特点是在WP13AⅡ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300h设计定型国家鉴定试车，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月批准设计定型。首翻期300h，总寿命900h。

掠过天空的歼-7E机队

WP13FI是为满足J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是WP13的性能改进型，最大状态推力比WP13增加588daN，全加力推力增加392daN，其性能结构的改进特点是重新设计了第1级压气机，转子叶片由24片改为19片，增大空气流量2kg/s，并在压气机上采用了附面层控制技术。主燃烧室与涡轮部件选用WP13F的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式稳定器。在研制过程中重新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏，并对热端部件的材料与热工艺技术做了多项改进。WP13FI的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸16mm。1994年1月完成了设计定型鉴定试飞，1994年9月通过了300h设计定型国家鉴定试车，于同年10月通过了设计定型技术鉴定。首翻期300h，总寿命900h。

WP13系列发动机的主要型别：

WP13AⅡ WP13原型机基础上的改进型。1980年开始设计,1984年配装歼8Ⅱ飞机实现首飞,1988年设计定型, 1994年生产定型。
WP13AⅡ发动机的主要改进是附件传动系统设计,加力筒体增长550mm,压气机由钢机匣改为铸钛机匣,采用空心气冷式涡轮叶片等,发动机推力提高到6470daN,1990年增设了防喘系统,1991年防喘系统通过技术鉴定。设计定型时首次翻修时间为150h,生产定型前进行了延寿改进(共进行了60项的结构改进),使发动机首次翻修时间延长到300h。
WP13F(曾用名WP7F) 在WP13原型机基础上改进设计的。1985年试制并进行验证试飞。1988年确定WP7F发动机配装歼7E飞机,并将WP7F更名为WP13F,1990年WP13F发动机配装歼7E飞机实现首飞；1992年设计定型,1999年生产定型。

歼7E
WP13F发动机采用了九小孔气冷式带冠第1级涡轮叶片、带锯齿形叶冠的第2级涡轮叶片、带气冷式结构的第1级导向器、沙丘驻涡式加力稳定器、加力输油圈总管直射式喷嘴、加力筒体全长隔热屏结构,附件传动系统改进设计等。发动机首次翻修时间为300h。
WP13FⅠ 在WP13F发动机基础上改进设计。1990年开始研制,1992年首飞,1995年完成设计定型。主要改进是压气机第1级工作叶片由24片改为19片,加大弦长,增大了空气流量。在主燃烧室外套左、右两侧设置了能保证供给飞机襟翼吹风系统抽气的安装座。
WP13B 在WP13AⅡ发动机基础上改进设计,采用了高负荷高流通能力的压气机、单元体沙丘驻涡式加力稳定器、三大异型孔第1级涡轮叶片等。1985年进行预先研究并设计,1994年开始验证机试制,1996年9月在歼8ⅡM飞机上实现首飞,1996年11月配装歼81ⅡM飞机参加了首届珠海航展飞行表演,获得成功。1998年通过技术鉴定,2000年在歼8H飞机上首飞,2002年11月通过设计定型审查,2004年设计定型。

歼81ⅡM（歼8出口型）
WP13BⅡ 在WP13B发动机基础上,为满足飞机用电的要求,对附件机匣进行了改进设计。
WP13F(B) 在WP13F发动机基础上,为满足飞机液压系统换装流量较大的液压泵而相应改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2000年开始研制,2002年完成技术鉴定。

WP13F(C) 在WP13F发动机基础上,根据飞机附件功率需要进行适应性改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2002年开始研制,2004年首飞, 2009年完成设计定型。

歼-8ⅡM战机

2017年6月5日，中国航空工业“山鹰”FTC-2000首架外贸飞机总装下线，中国航空工业外贸机家族又添一员。该机装备了涡喷13发动机。

“山鹰”FTC-2000战机

结构与系统

进气口　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。低压电容放电点火，具有两个点火器。火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。PW13的安装边为GH3030。
高压涡轮 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(WP13的第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为沙丘驻涡式稳定器。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)。

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、燃油和喷口面积。WP13AⅡ在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。