渦扇-15

這標誌著我國在自主研製航空發動機的道路上又實現了歷史性跨越，在研製我國第四代戰鬥機的征程上邁出了堅實的一步。2011年中航黎明完成了ws-15驗證機的交付。

從中國燃氣渦輪研究院（624所）工作會上獲悉，我國自行研製的推重比為9的渦輪風扇航空發動機的核心機CJ2000於2005年4月14日首次點火成功后，推重比為9的渦輪風扇航空發動機的核心機已於2005年7月上旬在台架運轉試車時，各種性能完全達到了設計指標,轉速推到地面最高轉速（換算轉速102.2%）-----“峨眉”航空發動機的技術驗證機在2006年5月首次台架運轉試車成功。2009年6月“峨眉”發動機的原型機將完成FRET(飛行前鑒定試驗階段)，2013年3月發動機完成設計定型試驗。

壓縮機：軸流式

最大加力推力：191.47kN-211.37kN

中間推力：110.22kN（不完全估計值）

加力耗油率：1.98kg/N/h-2.02kg/N/h

中間耗油率：0.665kg/N/h-0.67kg/N/h

推重比：9.5-10.5(保守估計大於9.5)

空氣流量：138kg/s

涵道比：0.25-0.382

總增壓比：28.71-30.5

渦輪進口溫度：1750K-1850K

最大直徑：1.02-1.04m

長度：5.09m

質量：1633.7kg-1862.3kg

WS-15用於雙發隱身戰鬥機殲-20

中俄於1992年春天開始展開艱苦談判，在經過3年的拉鋸之後，因為俄羅斯的經濟狀況很差，用于軍工科研的經費很少很少，又因為在92年明斯克馬丘麗莎會議雅克-141被終止后，R-79發動機沒有了使用對象，又沒有其他的戰鬥機使用此發動機，所以“聯盟”航空發動機科研生產聯合體(原圖曼斯基發動機設計局)的經濟狀況很差，在這種狀況下，1995年6月，中俄簽訂了轉讓R-79發動機生產許可證的協定。1996年8月，俄羅斯的“聯盟”航空發動機科研生產聯合體向中國方面交付了R-79發動機的全套設計圖紙及技術資料,特別是引進了製造R-79發動機核心機的生產設備及生產製造工藝資料。遺憾的是用於雅克-141的R-79B-300發動機矢量噴管技術卻沒有得到。

後來，1998年亞洲金融危機時俄羅斯經濟也陷入多重危機，中國此時不僅購買了用於雅克-141的R-79B-300發動機矢量噴管技術，同時也取得了莫斯科聯盟航空發動機科技集團研製的推力為20噸的R179-300發動機設計方案和R-79M的設計圖紙和技術資料。R179-300發動機這台發動機是為垂直起飛殲擊機雅克141研製的R-79V-300發動機的進一步發展。

在這種背景下,1996年初，江和甫協同劉大響院士負責組織“九五”國防重大背景(垂直起降殲擊機的計劃)的預研項目——某新型渦扇發動機(以R-79發動機為基礎進行深度開發)關鍵技術預研工作。組織完成R-79發動機的核心機的測繪仿製工作；R-79發動機的高壓壓氣機、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。

624所在取得了莫斯科聯盟航空發動機科技集團研製的推力為20噸的R-79-300發動機設計方案和R-79M的設計圖紙和技術資料后，研製了YWH一30—27核心機，YWH一30—27核心機就是以R-79發動機核心機為基礎進行深度開發的.CJ-2000是以YWH一30—27核心機為基礎進一步開發的，WS-15是CJ-2000的型號研製的代號。

按照飛機任務要求，“峨眉”航空發動機在循環參數選擇上採用較高的渦輪進口溫度、中等總增壓比和比較低的涵道比。採用的新技術主要有損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴、樹脂基複合材料外涵機匣、整體加力燃燒室設計、陶瓷基複合材料噴管調節片、三元矢量噴管和具有故障診斷和狀態監控能力的雙余度全權數字電子控制系統。發動機由10個單元體組成。

進氣口：

進氣口採用全鈦結構環形進氣機匣，帶18個可變彎度的進口導流葉片，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：

風扇採用3級軸流式寬弦實心鈦合金風扇葉片，第1級風扇葉片採用寬弦設計，風扇葉片可拆換，帶有中間凸台。第2和第3級風扇為用線性摩擦焊技術焊接成的整體葉盤結構。風扇機匣是整環結構，風扇轉子作成可拆卸的，即第2級盤前、后均帶鼓環，分別與第1、3級盤連接。增壓比約為4.01。3級靜子和轉子均為三維流設計。

高壓壓氣機：

高壓壓氣機採用6級軸流設計，增壓比7.16。前3級轉子為整體葉盤結構，是在鍛坯上用電化學加工出來的。后3級轉子葉片通過燕尾形榫頭與盤連接。前3級定子葉片材料為鈦合金。轉子為電子束焊和螺栓連接的混合結構，採用三維流技術設計。定子部分進口導流葉片和第1、2級靜子葉片為可調，前3級盤用高溫鈦合金製成，第2級盤前、后均帶鼓環，分別與第1、3級盤連接。第4～6級盤由鎳基高溫合金粉末冶金製成，用電子束焊焊為一體，用長螺栓前與第3級盤連在一起。鈦合金整體中介機匣和對開的壓氣機機匣，設有孔探儀窺孔，用以觀察轉子和其他部件。

燃燒室：

燃燒室採用短環燃燒室，火焰筒採用激光打孔的多孔結構進行冷卻，火焰筒為整體雙層浮壁結構，外層為整體環形殼體，採用雙通路噴嘴，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。

高壓渦輪：

高壓渦輪採用單級軸流式，採用國內第三代單晶渦輪葉片材料、隔熱塗層和先進冷卻結構。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國內第三代單晶材料，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：

低壓渦輪採用單級軸流式，與高壓轉子對轉，空心氣冷轉子葉片，帶冠。轉子葉片均可單獨更換，導向器葉片可分段更換。仍然採用了低壓渦輪導向器。低壓渦輪輪盤中心開有大孔，以便安裝高壓轉子的后軸承。

加力燃燒室：

加力燃燒室採用整體式，採用徑向火焰穩定器，火焰穩定器由1圈“V”形中心火焰穩定器與36根徑向穩定器組成。徑向穩定器用風扇空氣冷卻，加力筒體採用阻燃鈦合金以減輕重量，筒體內作有隔熱套筒，兩者間的縫隙中流過外涵空氣對筒體進行冷卻，中心環形火焰穩定器沿圓周做成12段，可以自由膨脹，整套火焰穩定器可以在發動機裝在飛機上的條件下進行更換。

尾噴管：

尾噴管採用全程可調收斂、擴張三元矢量噴管—在俯仰方向可作±10°偏轉。從+10°到-10°的行程中只需1.5秒鐘。用於調整飛機俯仰飛行姿態。裝有先進的陶瓷基複合材料的尾噴管調節片。

控制系統：

控制系統採用推力和矢量由雙余度全許可權數字電子控制系統控制（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。