WS-10A渦扇發動機

發動機由10個單元體組成

進氣口環形。帶16個可調進口導流葉片，其前部為徑向支板，後部為可調部分, 前緣則以來自高壓壓氣機的空氣防冰。風扇 3級軸流式。第1級風扇葉片可拆換，帶有中間凸台。第2和第3級風扇為焊接成整體的葉盤結構。增壓比約為3.2。3級靜子和轉子均為三維流設計.

高壓壓氣機七級軸流式。鈦合金整體中介機匣和對開的壓氣機機匣，轉子為電子束焊和螺栓連接的混合結構，帶進口導流葉片，零～二級靜葉可調。靜子部分，進口導流葉片和第1、2級靜葉為可調葉片，增壓比7.86。前2級盤用高溫鈦合金製成，用電子束焊焊為一體，。第3～5級盤由鎳基高溫合金製成，同樣用電子束焊焊為一體。第6～7級盤則為單盤,由粉末冶金製成，用長螺栓前與5級盤連在一起。所有7級的榫頭均為環形燕尾槽式榫頭. 鈦合金整體中介機匣和對開的壓氣機機匣, 前段為鈦合金，後段為鋼。設有孔探儀窺孔，用以觀察轉子和其他部件。

燃燒室短環形, 燃油經22個雙錐噴嘴和22個小渦流杯噴出並霧化，實現無煙燃燒，具有均勻的出口溫度場。兩個點火裝置火焰筒採用激光打孔的多孔結構進行冷卻。

高壓渦輪單級軸流式，不帶冠。採用氣膜冷卻加衝擊冷卻方式。轉子葉片和導向器葉片材料均為第一代單晶材料，葉身上有物理氣相沉積的隔熱塗層。機匣內襯扇形段通過冷卻空氣進行葉尖間隙控制。轉子葉片和導向器可單獨更換。渦輪部件採用單元體結構設計，由渦輪轉子、導向器、渦輪機匣、渦輪后機匣和軸承機匣等五個組件組成。

低壓渦輪單級軸流式，帶冠。空心氣冷轉子葉片，轉子葉片均可單獨更換，導向器葉片可分段更換。

加力燃燒室系“太行”發動機的設計方案衍生而來，火焰穩定器由1圈“V”形中心火焰穩定器與24根徑向穩定器組成。徑向穩定器用風扇空氣冷卻。防振措施為全長防振屏並在內尾錐處開有大量的防振孔。用迴旋式混合器使內、外涵氣流有效混合，分5區供油，其中第5區為加力起動區，採用“熱射流”方式點火。

尾噴管收斂－擴張型。由“太行”發動機的改型而來。噴口面積由液壓作動筒和作動環控制，主、副噴管的調節板分三段鉸接，在凸輪和滾柱上移動，以調節噴口面積。噴管外殼材料為焊接的鈦合金。

控制系統 雙通道全權數字電子控制系統（FADEC），按風扇轉速和核心機壓比調節發動機工作，有故障隔離功能。

最大加力推力(daN) 13539

中間推力(daN) 8637

加力耗油率(kg/daN/h) 2.03

中間狀態耗油率(kg/daN/h) 0.695

推重比 8.1 (按國際上一般規定計算)

空氣流量(kg/s) 120

涵道比 0.57

總增壓比 25.15

渦輪進口溫度(℃) 1423

最大直徑(mm) 1160

長度(mm)(噴口全開時)　4950

質量(kg) 1705.6

安全使用時間（兩次全面檢修之間的使用時間） 800~900小時

1996年，江和甫協同劉大響院士負責組織“九五”國防重大背景的預研項目——某新型渦扇發動機關鍵技術預研工作，測繪仿製AL-31F的核心機，組織完成了AL-31F的高壓壓氣機、燃燒室、渦輪三大核心部件等比例的測繪仿製的工作。進行理論方法、計算方法和試驗方法的探索研究；以突破先進部件關鍵技術為主，重點圍繞三大高壓部件等比例全尺寸試驗件的工程設計和試製及試驗以及其相關的強度、控制等系統進行綜合應用研究，在三大核心部件的測繪仿製中，大膽倡導採用了航空動力許多前沿設計技術成果和大量應用新材料、新工藝，從而突破了120餘項關鍵技術。

1998年末，因為經重大改進的J10戰鬥機順利首飛，以及WS-10“太行”發動機研製的不順利，防止WS-10“太行”發動機研製失敗后,J10和J11面臨無國產發動機可用的可怕局面，所以1998年末，發動機總公司在624所召開預研彙報會，正式決定開展WS-10A核心機和驗證機的設計研製方案論證工作。作為J10的後續動力及出口型。上級要求“WS-10A”發動機的研製要全面貫徹新的國軍標GJB241-87“航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規範和全面貫徹發動機結構完整性大綱。同時決定將WS-10A的研製分為三個階段實施：即三大高壓性能部件研製與核心機研製、驗證機和原型機的研製。至此WS-10A正式立項研製，這是我國首次遵循“基礎研究-關鍵技術突破-先進部件-核心機-驗證機-型號研製”這一發展模式所開展的渦扇發動機研製工作，因此可以說是具有里程碑式的意義！全面研製工作於1999年初開始.(所以中推於1997年獲准開展整機驗證機研製，於1999年因經費原因被迫中止。其實為WS-10A讓路下馬，而不是WS10發動機或因經費原因)

WS-10A的研製分為三個階段實：第一階段：1999年初～2002年末完成完成了三大核心部件的修改、完善以及核心機的工程設計和試製，並進行三大高壓部件匹配技術、亦即核心機的設計試驗研究，2001年5月核心機首次試驗，對核心機進行了大量的地面和高空性能試驗，對可靠性與耐久性方面的進行大量試驗，大幅度的提高熱端部件壽命, 第二階段：2002年末－2003年第三季度，完成了驗證機設計與驗證工作, 第三階段： 2003年國慶節后～2006年11月為原型機研製時期, 原形機研製經過兩個階段，一是FRET(飛行前鑒定試驗階段)，二是QT(定型試驗階段). 2004年5月原型機首次運轉並開始地面台架試車，並且加速發動機的成熟，延長零部件的壽命，降低生產成本和後勤保障費用, 飛行前鑒定試驗於2006年11月完成, 於2006年末，在J10上進行首飛，定於2009年第二季度完成設計定型試驗。於2010年第四季度完成生產定型試驗.

據美國之音引述美國軍事媒介--戰略專頁和新華報道，中國空軍已經批准批量生產國產高端戰鬥機引擎WS-10A，這種引擎已經安裝在中國新研製的殲11B戰機上。過去，殲11B戰機上用的是俄制AL-31F引擎。

風扇是採用中推核心機(驗證機)和高推預研中的風扇研究成果設計的一種3級整體葉盤結構的風扇。由於運用三維計算流體力學進行設計，風扇效率顯著提高，壓比為3.2；採用整體葉盤，消除了燕尾槽和阻尼凸台等處的應力集中，簡化了結構，減少了零件數，減輕了重量，減少了泄漏，等比例的測繪仿製AL-31F的核心機，同時大量的融入了中推核心機及高推計劃中所取得的技術成果，強化了可靠性及耐久性, 在測繪仿製AL-31F的高壓壓氣機的基礎上結合中推核心機的高壓壓氣機，將AL-31F的九級高壓壓氣機改為七級高壓壓氣機。加力燃燒室和尾噴管以及大部分發動機附件從“太行”發動機的設計方案衍生而來，並改進了冷卻技術和重新設計了部分結構設計，使結構更簡單，減輕了重量，提高使用壽命壽命、同時維修性也得到改善，降低了使用和維護成本，為適應J10的機體，對附件位置、管線和防冰系統作了必要的修改。(其實“太行”發動機的加力燃燒室和尾噴管也採用了AL-31F的部分技術) ；發動機由10個單元體組成。在研製中，大量的應用該所過去的中推核心機(驗證機)以及高推預研中所取得一系列先進技術成果.

據美國“戰略之頁”網（strategypage）報道，中國正在用國產的WS-10A發動機換裝殲-10戰機原先使用的俄制AL-31FN發動機。但儘管如此，又訂購了123台AL-31FN發動機。因此，本文認為，中國需要解決發動機生產中存在一些問題，並可能在未來幾年內逐步擺脫對外國的依賴。

文章探討了中國發動機不能充分自給的原因，認為主要是因為產量跟不上，可靠性問題還未得到充分的解決。中國宣稱，WS-10A優於AL-31F；但文章認為，中國在這款發動機上使用了俄羅斯的技術；而中國表示，他們做出了重大的改進。例如，俄制AL-31發動機的壽命僅為900小時，而中國改進了設計，使WS-10A的壽命達到了1500小時。事實可能確實如此，中國再下訂單很可能因為不具備為他們所有新造的戰機提供足夠的WS-10A發動機的能力。

美媒稱，多年來，中國一直從俄羅斯進口兩款發動機：單價350萬美元的AL-31和單價250萬美元的RD-93，後者配備中巴聯合研製的“梟龍”戰機。但於此同時，中國工程人員成功掌握了仿製AL-31的生產技術。中國的仿製型號為WS-10A，在同一項目中，中國還研發了WS-13，用以取代RD-93。儘管，中國已經能夠製造壽命更長的發動機。但他們在發動機可靠性方面仍存在問題，這也可能是中國再次訂購AL-31FN的原因。

美媒稱，中國認為，在未來五年內，它將會在軍用噴氣式發動機方面擺脫對俄羅斯的依賴；這就意味著，中國的發動機製造商還需要進一步的努力。長期以來，中國一直在仿製外國技術，但也不是總能成功。十年，中國投入大量資金研發噴氣式發動機的製造能力。他們遇到了俄羅斯在發動機研發早期遇到的同樣問題，研發必要的發動機設計和製造技術非常困難，但中國具有一些優勢。首先，他們知道俄羅斯出錯的地方，所以可以避免許多這樣的錯誤；其次，中國能夠更好地接觸到西方的製造技術；最後，與前蘇聯不同，中國能夠在市場經濟條件下發展發動機製造能力；這比計劃經濟環境更高效。

美媒稱，正如殲-10的研發一樣；這一戰機的研發始於1988年，於1996年首飛。最初，殲-10準備使用俄制發動機和以色列的電子設備。但美國向以色列施壓，迫使其取消了讓中國空軍更加強大的訂單。鑒於此，中國基於俄制裝備研發了自己的電子設備；據悉，至少有三架殲-10已經墜毀。