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阿杜尔 
牌 号 阿杜尔
用 途 军用涡扇发动机 类 型 涡轮风扇发动机 国 家 法国 厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司/透博梅卡 生产现状 生产 装机对象 MK101 美洲虎(早期)。 MK102 美洲虎。 MK104 美洲虎。 MK151/-851 “鹰”T. MK1/1A/50。 MK801A T-2/F-1。 MK804 美洲虎(国际，早期)。 MK811 美洲虎(国际)。 MK861 “鹰”60、T-33。 MK871 “鹰”100、“鹰”200、M-99。 MK881 T-45A。 F405-RR-400 T-45A。 F405-RR-400A T-45A。 F405-RR-401 T-45A。 研制情况 阿杜尔发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司联合研制的一种双转子涡轮风扇发动机。它是为“美洲虎”教练攻击机设计的。1967年5月首次台架试验，1968年9月飞行试验，1972年2月MK101正式定型。1972年4月MK102定型，并开始批量生产。1970年6月，日本T-2教练机和F-1战斗机/支援机选用阿杜尔发动机，并由石川岛播磨重工业公司按许可证生产，日本编号为TF40-IHI-810A。1978年12月，英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司与印度政府签订一项3亿美元的协定，包括销售整机和在印度按许可证生产。
1965年，英法两国政府签定合作研制发动机备忘录，并于1966年6月组建联合研制公司。在该公司创建前，罗尔斯·罗伊斯公司和透博梅卡公司正在研究为军、民用飞机用的中等推力的发动机。罗尔斯·罗伊斯公司的发动机为RT.172，透博梅卡公司的发动机为T.260。为了满足“美洲虎”的要求，联合研制公司在RT.172和T.260发动机的基础上联合研制编号为RB.172/T.260发动机，后来命名为阿杜尔。英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司各承担50%的工作量。罗尔斯·罗伊斯公司负责研制燃烧室系统、高低压涡轮、低压轴、排气锥、混合器、滑油箱；透博梅卡公司负责其余部件，如压气机、机匣和外部传动装置、加力燃烧室喷管延伸段等。发动机部件按分工制造，然后运送到两国的总装线上进行最终装配。 发动机在设计过程中强调了低空性能和高空超音速性能，只要求使用中短时间加力，但要求巡航时经济性好。设计时采用了先进的气动设计，以使其结构简单紧凑，易于维护。发动机使用宽叶弦的钛合金风扇叶片，增强抵抗外来物的能力。可进行部分油门加力，即能在额定推力状态下，打开加力燃烧室。这样，飞机进场时，可以使用部分油门加力，飞行员可根据需要迅速推到最大加力位置，而不必再次点燃加力燃烧室。采用单元体设计(12个单元体)，允许发动机在外场不从飞机上拆下就能更换部件。在大多数情况下，仅要求进行简单的验收试验，所有附件都集中安装在发动机下面，可达性良好。发动机两侧有观察孔，插入孔探仪可检查低压压气机的前后及高压压气机前部。回油路中装有磁屑探测器，以监控轴承及齿轮故障。 据1994年报道：罗尔斯·罗伊斯公司已为T-45A飞机的F405-RR-401发动机制定了一项提高耐久性计划。目标是将燃烧室和涡轮的翻修寿命从1000h提高到2000h。主要是改进材料和冷却，如高压涡轮叶片的材料采用单晶叶片代替定向凝固叶片；低压涡轮叶片采用冷却的单晶叶片代替非冷却的单晶叶片。另外，2级风扇叶片采用钛合金叶片代替铝合金叶片。改善燃烧室冷却结构。 MK101 最初生产型。安装在法国空军首批40架“美洲虎”上。 MK102 在MK101上增加了部分油门加力状态，以减少加速到最大推力时的时间，并使加速平稳。1972年4月定型。 MK104 为MK102的推力增大型，类似MK804，英国皇家空军早期的MK102也改装成MK104。 MK151 MK102的不加力型，部件和涡轮进口温度与MK102、MK801A相同，1975年定型。 MK851 是MK804的出口型。 MK801/-801A 日本专利生产，日本编号TF40-IHI-801A。除小的变动外，其余和MK102一样，1974年开始生产。 MK804/RT.176-26 MK102推力增大型，用于“美洲虎”出口型。首批生产型发动机在1975年年中交付给英国航空公司试飞，1976年定型，能与MK102互换安装。 MK811/RT.172-58 1978年2月首次运转，1980年定型，1982年初投入使用。与MK804可互换安装。全加力推力比MK102标准型增大15%。发动机采用了新的低压压气机、新的高压涡轮盘和提高冷却效果的高、低压涡轮叶片。 MK861 MK811的不加力型，与MK851可互换安装。1981年3月定型。装于7-45A飞机的发动机编号为MK861-49，美军用编号为F405-RR-400。 MK871 阿杜尔最新的不加力型发动机，1984年开始研制。它采用了一个新的转速较高的全部使用钛合金的低压压气机，改进了燃烧室，高效率的高压涡轮，采用了定向凝固和单晶材料铸造的高压涡轮转子叶片，一个增强了的排气混合器和一个由罗尔斯·罗伊斯公司及道蒂公司联合研制的新的发动机调节放大器。它的美海军编号为F405-RR-401。F405发动机要求包括防海水侵蚀和安装特性，使用一个备份的燃油系统、提高电磁能力、提供机载数据记录系统和舰载制氧系统。为解决T-45A滑行着落中响应慢的问题，罗尔斯·罗伊斯公司制造几种发动机型号的燃油调节系统。 MK881 是一种新型号，在热天条件下推力比MK871高17%。采用了新的隔热涂层提高燃烧室寿命，更长寿命的高、低压压气机，增加低、高压涡轮导向器叶片的能力、使用单晶高压、低压涡轮转子叶片，提高高温状态下的寿命和全权数字式控制系统，并提供飞行整个飞行包线内的发动机最佳响应。 结构和系统
进 气 口 皮托管式，由风扇机匣向前延伸形成。无进口导流叶片和径向支柱。 风 扇 2级轴流式。早期型，采用铝合金叶片。后期的MK871用钛合金叶片。固定的静子叶片和出口导流叶片是钢制的。全长涵道直到加力燃烧室。 高压压气机 5级轴流式，钛合金的宽弦叶片，静子叶片是钢制的。 燃 烧 室 环形。有18个气动雾化喷嘴。两个起动燃油喷嘴，两个火花塞。 高压涡轮 单级轴流式。气冷。涡轮机匣是钢制的，MK871早期型号是定向凝固合金叶片，后期的MK871采用单晶叶片。 低压涡轮 单级轴流式。早期的MK871使用非冷却的单晶叶片。后期的MK871使用冷却的单晶叶片。 加力燃烧室 阿杜尔发动机有加力型和不加力型。加力型的加力燃烧室全程调节，结构紧凑，有4个同心喷油环和蒸发式火焰稳定器。 尾 喷 管 收敛-扩张式。4个作动筒，16个鱼鳞片，全程可调。 控制系统 全权数字式控制系统和燃油测量装置由联合技术汉密尔顿标准公司提供。加力控制系统由道蒂公司提供。 燃油系统 卢卡斯公司提供主燃油系统。1个MG100泵，压力11670kPa；FCU100流量控制器；道蒂公司汽芯式加力燃油泵，压力6767kPa；普莱赛公司的BP250辅助泵。Jet A-1，JP-4，JP-5燃油。 滑油系统 回路系统，压力490kPa，综合式滑油系统。滑油规格MiL-L-7808，AIR3513，粘度3.5mm2/s。 起动系统 1台卢卡斯公司的起动机/发电机。 点火系统 罗塔克斯公司的NB3805(主燃烧室)和NB7108(加力燃烧室)高能电嘴。 防冰系统 引入冷却高压涡轮前轴承腔的冷空气用于进气锥防冰。 支承系统 共5个支点。高压转子2支点，低压转子3支点。其中3个为挤压油膜轴承。
阿杜尔MK101 3104 MK102 3240 MK104 3510 MK801/-801A 3240 MK804/RT172-26 3576 MK811/RT172-58 3736 中间推力(daN) 阿杜尔MK101 2054 MK151 2310 MK801/-801A 2275 MK804/RT172-26 2366 MK811/RT172-58 2455 MK861 2530 MK871 2600 MK881 3040 F405-RR-400 2530 F405-RR-400A 2530 F405-RR-401 2600 起飞耗油率[kg/(daN·h)] 阿杜尔MK102 0.754(中间) 巡航耗油率[H=11890m, N=0.8, kg/(daN·h)] 阿杜尔MK102 0.974 推重比 阿杜尔MK102 4.39 MK151 3.96 MK811/RT172-58 4.88 MK861 4.48 MK871 4.39 空气流量(kg/s) 阿杜尔MK104 41.7 涵道比 0.75～0.8 总增压比 11 进口直径(mm) 559 最大宽度(mm) 762 长度(mm) 阿杜尔MK102/-801A/-804/-811 2970 MK151/-851/-861/-871 1956 质量(kg) 阿杜尔MK102/-801A 704 MK104/-804 713 MK151 553 MK811 738 MK861 577 MK871 603
M53
牌 号 M53 研制情况 为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。 M53服役计划将超过2025年。 进 气 口 环形，带尖进气锥，用热空气防冰。 加力推力(daN) M88
牌 号 M88
研制情况 M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故障间隔时间100～150h。  进 气 口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。  最大加力推力(daN) EJ200
牌 号 EJ200 研制情况 EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生产型EJ200。
风 扇 3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。
最大加力推力(daN) 9000 |
