被折断的希望DWS6
中国航空动力的发展史上曾有过这样一个悲呛的实例！一代人化了16年的时间才完成了一追赶世界的苦心成果而正当它决心成长为捍卫祖国蓝天的核心时国家却也无力将它养大！只能看它被甩弃夭折！它就是涡扇6
在1964年5月，中国空军提出设计一种比歼－7歼击机更先进的新型飞机的技术要求，此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。同年10月，两所提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼－8飞机和WP－7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机（歼－9），装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇－6，代号WS－6。1965年9月，涡扇－6完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。但由于“特殊时期”得严重冲击，研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，涡扇－6性能达到设计指标。1982年10月，通过24小时飞行前规定试车。整机试车共334小时。八十年代后，国家政策转向经济建设为主，压缩军事投入，与涡扇－6配套的歼－9型战斗机下马，涡扇－6失去适用对象，缺乏进一步投资，于1984年停止研制。
涡扇－6是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的，在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。
结构和系统
进气口轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。
风扇3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，
压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承
着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供
回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强
刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。
中介机匣位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支
板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装
有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣
固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定
着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。
高压
压气机11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为
9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算
转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面
内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级
转子的材料为耐热合金GX8。
燃烧室环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接
点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分
为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。
高压涡轮2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带冠。涡轮
机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1
级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。
低压涡轮2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构
成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导
向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材
料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。
加力
燃烧室平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构
的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。
在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径
向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵各3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保
证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。
尾喷管简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。
控制系统电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控
制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器
F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨
胀比变化规律[P6=P3*f(πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制
压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关；N1－T5限制器F36－F18。所有的油泵和控制器均
为沈阳航空发动机研究所研制的。
滑油系统为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油
泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。
起动系统使用KJ－40A空气涡轮起动机完成地面起动。
点火系统主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。
防冰系统在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥
表面加温。
WS－6的两级高压涡轮，WS6的高压压气机为11级，适当的增加两级演变成WS6的高压压气机是完全可能的，从重量看，WP－6的重量在700公斤左右，如果去掉加力燃烧室，重量基本上能减到600公斤以下，而WS6的重量则在2吨以上，WP6适当改进作为WS－6的核心机从重量上来说还是可行的。总之，不管事实究竟如何，这个传说无疑也给AM9添加了传奇一笔。
涡扇6发动机，据传其核心机就改自WP6即RD9！不过本人完全不能同意这种说法！无意又是某种贬低我国科研专家原创开发能力的谣传！
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年，在WS6的基础上发展了涡扇－6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，但是使用寿命极大缩短。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。
1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS－6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
涡扇―6性能与MK―202、M53相当，但是可靠性极其底下。在和从埃及引进的R23涡喷发动机相比，性能都有所不足，沈阳航空发动机研究所此后研制的涡喷发动机－－昆仑，用的高压压气机正是MK202的缩小高压机，而不采用涡扇6技术，就有人提出了涡扇6不过是表面指标高，实际上性能不足的结论以此为当年涡扇6项目的下马辩解以证明其合理性！但我要说MK202毕竟是一款在国外使用多年并已被我国成熟引进生产线的产品，因此在投入量产上技术关卡最少，风险也最小所以才得到达量应用！而相比之下涡扇6毕竟只是一款半路夭折的‘半成品’只是将将完成了在实验室内的初步策试还没能真正通过实机搭载的技术策试！更谈不上真正投入实用化量产，因而在与成熟品的量产成本及技术风险上差距过大所以才被一项瑾慎（缺钱）的空军抛弃，绝不能说它真的就不如Mk202或M53！所以在本书中主角将尽一切努力让其得到新生！所有挡道者必全被干掉，而操纵战争也将给其以充足的发展空间！看着！中国自行研制的并全面自主知识产权、掌握核心技术的航空动力之心必将在这个架空史中得到真正翱翔蓝天及成长状大的机会与市场！涡扇6、涡扇6甲以及涡扇6G你们全会得到真正新生的！我必为你们在本书中找到更多的用户和机遇！我以自己写作前徒的名义发誓！牛bb小说阅读网