最近总是在各种媒体上看到峨眉发动机即将研发成功装备我们的歼20上的好消息！倍感兴奋的同时也在考虑它是否真的可以像广大网友所说的能让我们的先进战机歼20可以拳打f35,脚踹苏57,力压f22天下无敌呢,来我们先介绍一下我们今天的主角。

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WS-15全称涡扇15“峨眉” 涡扇发动机，是为我国第五代战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机，主要用于第五代双发隐身战斗机歼-20，在2006年5月首次台架运转试车成功。

这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代战斗机的征程上迈出了坚实的一步。2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。保节点是2020年完成

技术数据

加力推力：161865-181373N

中间推力：10522daN

加力耗油率：1.98kg/daN/h

中间耗油率：0.67kg/daN/h

推重比：9.7-10.87

空气流量：138kg/s

涵道比：0.25

总增压比：30.5

涡轮进口温度：1850K

最大直径：1.02m

长度：5.05m

质量：1633.7kg

装机对象

WS-15用于第五代双发隐身战斗机歼-20

其实峨眉发动机也并非我国完全独立自主研发，他的前身是前苏联准备用于雅克-141战机的发动机R-79发动机，苏联解体后项目取消他没有了使用对象，又没有其他的战斗机使用此发动机，加上经济状况很差，中俄签订了转让R-79发动机生产许可证的协定。向中国方面交付了R-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了制造R-79发动机核心机的生产设备及生产制造工艺资料。遗憾的是用雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到。后来，1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机，中国此时不仅购买了用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术，同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。

624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R-79-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料后， 研制了YWH一30—27核心机，YWH一30—27核心机就是以R-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的，WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。

按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、整体加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度全权数字电子控制系统。发动机由10个单元，风扇采用3级轴流式宽弦实心钛合金风扇叶片，第1级风扇叶片采用宽弦设计，风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计高压压气机采用6级轴流设计，增压比7.16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级定子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构，采用三维流技术设计。定子部分进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成。燃烧室采用短环燃烧室，火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却，火焰筒为整体双层浮壁结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴，燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。加力燃烧室采用整体式，采用径向火焰稳定器，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却，加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换。

重点说下尾喷管技术，他采用全程可调收敛、扩张三元矢量喷管—在俯仰方向可作±10°偏转。从+10°到-10°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片，这一点要优于美帝的f119只能二维上下偏转，但是可以偏转±20度。

F119低涵道比涡轮风扇发动机是普·惠公司为美国第四代战斗机项目研制的先进双转子加力涡扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起降能力、隐形能力（即低红外和雷达信号特征）、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；推重比大于10；总增压比23～27；涡轮进口温度1577～1677℃（1850K～1950K）；节流比1.10～1.15。F119发动机目前装备了美国的F-22战斗机。

WS15的技术水平处于领先于117S，又落后于F119发动机的水平，毕竟推力、寿命、无故障时间、翻修间隔都是重要指标，而不仅仅是推力指标。要知道我国的WS10A太行发动机目前的平均无故障时间也就500小时，总机寿命为1500小时左右，翻修间隔为900小时左右，这些都是长期使用得到的结果，这一指标比起动辄总寿命超过3000小时的美国新一代发动机来看，差距在一半左右，还需要迎头赶超。