太行發(fā)動機(jī)-概述

國產(chǎn)太行發(fā)動機(jī)

太行發(fā)動機(jī)也叫渦扇10系列發(fā)動機(jī)是在八十年代初期，中國航空研究院606所(中國航空工業(yè)第一集團(tuán)公司沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所)面對中國航空界的嚴(yán)峻局面，國家于八十年代中期決定發(fā)展新一代大推力渦扇發(fā)動機(jī)，渦扇10A正隨殲十的預(yù)生產(chǎn)型進(jìn)行邊試飛邊定型試驗(yàn)，2004年能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機(jī)大批量入役。因七十年代上馬的殲九、殲十三、強(qiáng)六、大型運(yùn)輸機(jī)等項目的紛紛下馬，與之配套的研發(fā)長達(dá)二十年的渦扇六系列發(fā)動機(jī)也因無裝配對象被迫下馬，令人扼腕，而此時中國在航空動力方面與世界發(fā)達(dá)國家的差距拉到二十年之上。面對中國航空界的嚴(yán)峻局面，國家于八十年代中期決定發(fā)展新一代大推力渦扇發(fā)動機(jī)，這就是渦扇10系列發(fā)動機(jī)。

太行發(fā)動機(jī)-主要型號

依據(jù)裝配對象的不同，渦扇10系列有渦扇10、渦扇10A、渦扇10B、渦扇10C、渦扇10D等型號，其中渦扇10A是專門為中國為趕超世界先進(jìn)水平而上馬的新殲配套的。中國為加快發(fā)展渦扇10系列發(fā)動機(jī)，采取兩條腿走路方針。一是引進(jìn)國外成熟的核心機(jī)技術(shù)。中美關(guān)系改善的八十年代，中國從美國進(jìn)口了與F100同級的航改陸用燃汽輪機(jī)，這是渦扇10A核心機(jī)的重要技術(shù)來源之一;二是自研改進(jìn)。中國充分運(yùn)用當(dāng)時正在進(jìn)行的高推預(yù)研部分成果(如92年試車成功的624所中推核心機(jī)技術(shù)，性能要求全面超過F404)，對引進(jìn)的核心機(jī)加以改進(jìn)，使核心機(jī)技術(shù)與美國原型機(jī)發(fā)生了較大變化，性能大為增強(qiáng)。

太行發(fā)動機(jī)-原理結(jié)構(gòu)

主要原理

國產(chǎn)太行發(fā)動機(jī)

渦扇10/10A是一種采用三級風(fēng)扇，九級整流，一級高壓，一級低壓共十二級,單級高效高功高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)的大推力高推重比低涵道比先進(jìn)發(fā)動機(jī)。黎明在研制該發(fā)動機(jī)機(jī)時成功地采用了跨音速風(fēng)扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風(fēng)扇轉(zhuǎn)子，鈦合金精鑄中介機(jī)匣;，擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點(diǎn)火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴(kuò)散隨口，高壓機(jī)匣處理以及整機(jī)單元體設(shè)計等先進(jìn)技術(shù)。渦扇10A的制造工藝與 F100、AL-31F相似，十分先進(jìn)，外涵機(jī)匣利用中推部分先進(jìn)技術(shù)采用高性能的聚酰亞樹脂復(fù)合材料，刷式密封，機(jī)匣所用材料與美制F414相似，電子束焊接整體渦輪葉盤，超塑成形/擴(kuò)散連接四層風(fēng)扇導(dǎo)流葉片，鈦合金寬弦風(fēng)扇空心葉片，第三代鎳基單晶高溫合金，短環(huán)燃燒室，收擴(kuò)式噴口，全權(quán)限電子控制技術(shù)，結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計，發(fā)動機(jī)制造和設(shè)計十分先進(jìn)，不亞于世界同時期先進(jìn)水平。其中渦輪葉片采用定向凝固高溫合金先進(jìn)材料，無余且精鑄和數(shù)控激光打孔等先進(jìn)工藝，以及對流、前緣撞擊加氣膜“三合一“多孔回流復(fù)合冷卻先進(jìn)技術(shù)，使渦輪葉片的冷卻效果提高了二倍，而且耐5000次熱沖擊試驗(yàn)無裂紋發(fā)生。渦扇 10的渦輪葉片雖然是定向結(jié)晶的DZ125，但采用了我國獨(dú)創(chuàng)的低偏析技術(shù)，其綜合性能可以和第一代的單晶高溫合金媲美。渦扇10的性能為：空氣進(jìn)量 100kg/sec，渦輪前溫度為1700-1750k，渦扇10加力風(fēng)扇的性能的一些主要數(shù)據(jù)為如下：高、低轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速分轉(zhuǎn)別是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，增壓比30，323 m/s和334 m/s，空流量M=100 kg/s，主燃燒室及加力燃燒室供油量分別為2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機(jī)研究所研制的FADEC。

技術(shù)結(jié)構(gòu)

渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細(xì)長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點(diǎn)是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結(jié)晶構(gòu)造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結(jié)晶單晶化，在定向凝固合金中，增加 Gamma基本態(tài)，提高高溫強(qiáng)度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

由于運(yùn)用了高推預(yù)研的先進(jìn)成果，渦扇10A的三級低壓壓比甚至比AL―31F的四級低壓部分還要高，九級高壓，壓比12，效率85%，總壓比、效率、喘震余度高于AL―31F，總壓比與F110相似，達(dá)30以上,渦輪前溫度為1747K，推質(zhì)比為7.5(國際標(biāo)準(zhǔn)，非俄式標(biāo)準(zhǔn))，全加力推力為 13200千克，重量比AL―31F要輕。相比之下，AL―31F渦輪前溫度只有1665K，推質(zhì)比7.1(國際標(biāo)準(zhǔn)，俄式標(biāo)準(zhǔn)為8.17)，全加力推力12500千克;F110的渦輪前溫度為1750K，推質(zhì)比為7.57(國際標(biāo)準(zhǔn))，全加力推力為13227千克?？傮w比較，渦扇10A性能要遠(yuǎn)高于AL ―31F，與F110相似。其定型時間為2003年，服役時間為2005年。

太行發(fā)動機(jī)-設(shè)計理念

軍用渦輪扇噴射引擎幾乎都是雙軸(dual-pool stage)，有四大部分(1)雙軸系壓縮機(jī)(dual-axial compressor)由低壓壓縮機(jī)(LPC)及高壓壓縮機(jī)(HPC)組成、(2)燃燒機(jī)、(3)雙軸系渦輪，即高壓渦輪(HPT)及低壓渦輪(LPT)，(4)后燃器。設(shè)計高性能渦輪扇噴射引擎必須要注重以下三大問題：

國產(chǎn)太行發(fā)動機(jī)應(yīng)用于戰(zhàn)斗機(jī)

1、避免壓縮機(jī)葉片因轉(zhuǎn)速過，快造成壓縮機(jī)后部各級堆積空氣，或進(jìn)氣道氣流畸變而導(dǎo)致的失速(compressor surge)，故須有各種糾正措施。舉例說明，J79-GE-15渦噴發(fā)動機(jī)依賴調(diào)整高低二級壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速比，讓壓縮機(jī)在任何情況下能夠匹配。當(dāng)后部阻塞時，應(yīng)用前6級可變傾角靜子葉片，調(diào)整角度以疏導(dǎo)氣流。氣流依序通過2級風(fēng)扇、6級低壓壓縮機(jī)及7級高壓壓縮機(jī)，獲得總壓比17。千萬記住，如何以最少的級數(shù)獲得高壓縮比，才是判斷噴射發(fā)動機(jī)設(shè)計技術(shù)的重要指標(biāo)。

2、減輕壓縮機(jī)重量，以使離心力及大量施功于空氣所生的機(jī)械負(fù)荷，不超過制造壓縮機(jī)葉片所用合金所能承受的最大的機(jī)械強(qiáng)度。故前部壓縮機(jī)葉片可用鈦合金，后部壓縮機(jī)葉片因溫度升高必須用其他耐高溫合金。

3、使渦輪工作更有效，以帶動壓縮機(jī)更快旋轉(zhuǎn)。所以必須要產(chǎn)生讓渦輪運(yùn)轉(zhuǎn)更快的高溫氣體，同時減輕渦輪自身重量。于是就須要提高渦輪進(jìn)氣溫度，及應(yīng)用高強(qiáng)度及更耐來制造葉片。對渦輪葉片性能影響最大的是高溫合金的鑄造技術(shù)。當(dāng)然那根渦輪軸的加工精度也很重要，否則摩擦熱會燒毀引擎。

太行發(fā)動機(jī)-技術(shù)指標(biāo)

1、旁通比(BPR)= 旁通的氣體質(zhì)量 / 流進(jìn)核心機(jī)的氣體質(zhì)量。高BPR意味著更少的空氣流過核心機(jī)，所以提高總壓縮比就越容易，這是渦扇噴射引擎的基本想法。根據(jù)推進(jìn)效率，渦輪扇引擎在亞音速飛行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR說明更多的空氣流過核心機(jī)，在超音速飛行中，在加力狀態(tài)下，低BPR能使單位流量推力增加，燃油耗油率降低。

2、總壓縮比(TPR) = 壓氣機(jī)后出口壓力 / 壓氣機(jī)前進(jìn)口壓力。高總壓縮比使壓氣機(jī)和進(jìn)氣裝置的調(diào)節(jié)成為必要，且越來越復(fù)雜。高總壓縮比也使渦扇引擎的壓氣機(jī)穩(wěn)定性裕度面臨極大考驗(yàn)，壓力越大越容易造成失速。所以遠(yuǎn)程轟炸機(jī)或民航機(jī)因?yàn)椴豁氉骷ち业臋C(jī)動，不需極復(fù)雜的調(diào)節(jié)裝置，可由提高TPR，來降低燃油耗油率，增加航程。但對于戰(zhàn)斗機(jī)，提高TPR 必須有節(jié)制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B 1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本設(shè)計，將TPR從原來的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不變。與其一味提高TPR，不如以最少的壓縮級數(shù)來達(dá)到所需的壓縮比。

3、前渦輪進(jìn)氣溫度(TIT)，戰(zhàn)機(jī)引擎的發(fā)展是通過提高TPR與TIT，來增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好渦輪效率，高溫氣體足夠有效帶動渦輪的運(yùn)動，所以渦輪級數(shù)可降低。在研制時，AL-31F超重，將均為二級的高低渦輪，各改為單級，導(dǎo)致渦輪效率比設(shè)計值低4%，通過提高TIT從1350C到1392C來補(bǔ)償。BPR的選擇與TIT的極限有密切關(guān)系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的極限下，戰(zhàn)斗機(jī)的 BPR應(yīng)選擇0.15~0.5之間，TPR = 20~30。

由于軍用引擎設(shè)計參數(shù)不容易取得，但通過幾個特徵約可一窺全貌：

推重比(T/W)，TIT，TPR，BPR

第一代渦輪噴射引擎的特征(用于Mig-17，Mig-19)：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

第二代渦輪噴射引擎的特征(用于Mig-21)：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

第三代渦輪噴射引擎的特征(用于Mig-23)：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。

第四代渦扇噴射引擎的特征(用于F-16或Su-27)：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。

太行發(fā)動機(jī)-WS-6G發(fā)動機(jī)

WS-6G(在1982年試驗(yàn)達(dá)設(shè)計指標(biāo))的參數(shù)：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7?？梢奧S-6G的性能劣于第四代渦扇噴射引擎，但比第三代渦輪噴射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8 (compressor: 4 low pressure + 12 high pressure)。從設(shè)計指標(biāo)看來，WS-6G比WS-9先進(jìn)。與西方第四代渦扇噴射引擎相比，WS-6G設(shè)計之主要差距，表現(xiàn)在壓縮機(jī)效率與渦輪葉片合金的性能。

WS-6G是典型缺乏市場觀念，中央計劃經(jīng)濟(jì)的產(chǎn)物。上面一聲令下，科研人員只負(fù)責(zé)把東西研制出來。首先最大138kn推力量級本就與現(xiàn)實(shí)不符合，WS-6G 的最大推力應(yīng)該是90~110kn量級才是，無論是單發(fā)或雙發(fā)都適合。

發(fā)動機(jī)的好壞對飛行性能有極大影響。高BPR發(fā)動機(jī)高空高速性能不好，F(xiàn)100-PW-100的BPR為0.71，到了F100-PW-129 的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到強(qiáng)化，BPR變成0.33，總壓比達(dá)到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飛機(jī)持續(xù)轉(zhuǎn)彎率來說，與速度成反比，與(n**2-1)**0.5成正比，n為過載因子。提高過載必須(1)低翼載，(2)高推力，(3)低零升阻力(簡言之，非升力產(chǎn)生的阻力)與低誘導(dǎo)組力(因升力產(chǎn)生的阻力)。因?yàn)榘l(fā)動機(jī)推力與高度、速度有關(guān)，飛機(jī)能否飛出大過載，實(shí)際上受限于發(fā)動機(jī)的高空高速性能，這在超音速機(jī)動中尤其重要。

太行發(fā)動機(jī)-主要性能

渦扇10性能如何?對其設(shè)計可說一無所知。但燃?xì)鉁u輪研究院有幾篇研究報告，提到三級壓氣機(jī)，應(yīng)指LPC。至于級壓縮比未知，608所研制的 WJ9用來取代Y-12上P&W的PT-6A-27渦槳發(fā)動機(jī)，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準(zhǔn)計算，三級LPC可獲得3.44的壓縮比， AL-31F四級LPC獲得3.6(級壓縮比1.377)，印度GTX-35VS三級LPC為3.2(級壓縮比1.474)。葉片的三維黏流體設(shè)計，631所與西北工業(yè)大學(xué)研究水準(zhǔn)不差。GTX-35VS(3 LPC + 5HPC)的TPR~21，AL-31F的TPR~24(4 LPC + 9HPC)，F(xiàn)100-PW-100的TPR~25

AL-31FN渦扇發(fā)動機(jī)尾噴口內(nèi)部結(jié)構(gòu)

(3 LPC + 10 HPC)。最合理的推論是渦扇10的TPR約為在25。至于級數(shù)。渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機(jī)研究所研制的FADEC，AL-31F為機(jī)械液壓系統(tǒng)，F(xiàn)100-PW-129裝有FADEC。 燃燒器確定是短環(huán)噴霧式，與WP-13比，其長度可減少1/2。渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細(xì)長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點(diǎn)是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結(jié)晶構(gòu)造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結(jié)晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態(tài)，提高高溫強(qiáng)度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進(jìn)氣溫度。也就是說，單級高壓渦輪與單級低壓渦輪就足以產(chǎn)生足夠的效率，推動壓氣機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)。而不需要像 F100-PW-100一般，用二級高低渦輪。F100的后續(xù)系列因受限于基本設(shè)計，無法更動，只能不斷完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采單級高低渦輪，其葉片是用定向凝固高溫合金，后續(xù)發(fā)展型才用單晶渦輪葉片。

渦扇10的旁通比，如果TPR為25，那么旁通比約在0.5與0.6之間。更低的旁通比，表示要壓縮更多的空氣，難度越大，除非增加級數(shù)。換言之渦扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

渦扇10的推重比高于8應(yīng)該沒問題，與AL-31F比，因?yàn)闇u扇10有比AL-31F更有效的壓縮機(jī)，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統(tǒng)也比較先進(jìn)?？傊?，渦扇10的壓縮機(jī)用多少級來產(chǎn)生多少的總壓比是判斷性能的關(guān)鍵。

網(wǎng)上經(jīng)常有人將渦扇10與渦扇10A混淆，其實(shí)兩者之間有本質(zhì)的區(qū)別，最大區(qū)別就是核心機(jī)的不同，當(dāng)然空氣流入量、渦輪溫度、推比、推力都不盡相同。其中渦扇10的全加力推力比渦扇10A的要小，渦扇10早在九十年代中期，就在殲十與SU―27上試驗(yàn)，該機(jī)已于2000年定型。渦扇10A于98年裝在殲十上首飛，并進(jìn)行過長達(dá)四十分鍾的超音速試驗(yàn)，在2000年第一次裝在SU―27上試驗(yàn)，在與AL― 31F混裝試飛當(dāng)中，曾發(fā)生空中熄火險情。渦扇10A正隨殲十的預(yù)生產(chǎn)型進(jìn)行邊試飛邊定型試驗(yàn)，估計2004年能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機(jī)大批量入役。

太行發(fā)動機(jī)-研究背景

要了解渦扇10的性能，就必須了解其研制的背景、技術(shù)基礎(chǔ)等情況。為此先分析渦扇10產(chǎn)生的背景。據(jù)信10號工程是1984年啟動，估計與之配套的渦扇 10應(yīng)當(dāng)也應(yīng)該是啟動于1984年。以中國當(dāng)時的技術(shù)，要獨(dú)立自主地生產(chǎn)一種先進(jìn)的高推重比、高推力的渦扇發(fā)動機(jī)應(yīng)是相當(dāng)不容易。一是渦噴-15，源于蘇聯(lián)的米格-23飛機(jī)，當(dāng)時中國以20多架殲-6飛機(jī)從埃及換回了一架米格-23飛機(jī)，自然也掌握了其P-29-300發(fā)動機(jī)(中國編號WP-15)，該機(jī)推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是從英國引進(jìn)的斯貝軍用發(fā)動機(jī)技術(shù)，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是從美國引進(jìn)的CFM-56民用發(fā)動機(jī)，推力10886公斤，自重2005公斤，推重比5.4。四是中國自行研制的WS6G發(fā)動機(jī)，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。這幾種發(fā)動機(jī)都在10000公斤級，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做為渦扇10的核心機(jī)。這是還要特別介紹一個CFM-56民用發(fā)動機(jī)。

中華人民共和國正等待批準(zhǔn)向它出口兩臺CFM-56II型渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，然后再開始核準(zhǔn)一項計劃，根據(jù)這項計劃，中國可能將更換它的多達(dá)30多架的霍克德利飛機(jī)公司生產(chǎn)的三叉戟運(yùn)輸機(jī)的發(fā)動機(jī)。……國防部官員對可能向中國出售CFM-56II型渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)表示關(guān)切，因?yàn)檫@種商用發(fā)動機(jī)的核心技術(shù)，同羅克韋爾國際公司制造的B-1B轟炸機(jī)所采用的通用電氣公司生產(chǎn)的F-101-GE-102發(fā)動機(jī)是相同的。正是由于可能進(jìn)行這種技術(shù)轉(zhuǎn)讓，以及中國人可能運(yùn)用逆工程技術(shù)取得把同樣技術(shù)應(yīng)用到其他方面的能力，所以國防部官員建議不要批準(zhǔn)頒發(fā)出口許可證。”盡管有人反對，但在中美蜜月的 80年代，美國政府最終還是批準(zhǔn)了這項計劃。

太行發(fā)動機(jī)-重要意義

國產(chǎn)太行發(fā)動機(jī)

對渦扇10的評價，綜合WS-6G和CFM-56的技術(shù)和該試飛員的“坐騎”被人為安裝了兩個不匹配的發(fā)動機(jī)的情況來分析，渦扇10的推力應(yīng)大于AL- 31F的12500公斤，估計在13000公斤左右，推重比應(yīng)在7.5以上，技術(shù)上相當(dāng)于國際上70年代中期的水平。估計比F-16、F-15早期型的 F100-PW-100要好。從“昆侖”研制成功到短時間內(nèi)又研制成功“昆侖II”的情況來看，渦扇10定型后，估計兩年內(nèi)又會研制出性能更好的渦扇10 -II，推重比會大于8，推力可能會達(dá)到14000公斤左右，其生產(chǎn)型的渦扇10-II可望達(dá)到國際上80年代中期的技術(shù)水平。

殲十定型后的發(fā)動機(jī)乃是渦扇10A，不是什么AL―31F，所謂進(jìn)口AL―31FN之說，是為沈飛殲11生產(chǎn)之用。殲十裝備渦扇10A后，無論空戰(zhàn)推重比、載彈量還是飛機(jī)的機(jī)動性、靈活性方面，其綜合飛行性能要大大高于裝備AL―31F的殲十。今后國產(chǎn)殲11也要裝備渦扇10A，渦扇10A將成為我國殲十、殲11的標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)。渦扇10A經(jīng)過嚴(yán)酷苛刻的國軍標(biāo)試驗(yàn)，其性能、壽命、可靠性要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于俄制標(biāo)準(zhǔn)的AL―31F，606所再彷制AL― 31F已沒什么意義。606所對渦扇10A的評價，渦扇10A的研制成功將使中國航空動力事業(yè)達(dá)到發(fā)達(dá)國家的八十年代中期水平，在中國航空發(fā)動機(jī)發(fā)展史上具有里程碑式的重要意義。

太行發(fā)動機(jī)-奠基人物

自主研發(fā)

新中國成立60年來，中國的航空發(fā)動機(jī)走出了一條從測繪仿制、改進(jìn)改型向自主研制轉(zhuǎn)變的自強(qiáng)之路，成為世界上僅有的5個擁有自主研制航空發(fā)動機(jī)能力的國家。在這段光榮而滄桑的歷史中，一個名字深深地鐫刻在共和國的記憶中。他就是中國航空發(fā)動機(jī)科研事業(yè)的奠基人和開拓者——吳大觀。他曾在學(xué)習(xí)筆記中寫道：“在核心技術(shù)領(lǐng)域，一個偉大而自尊的民族決不能幻想別人的恩賜，自主創(chuàng)新之路，注定是一條艱辛之路，但更是一條希望之路?！闭沁@些話語點(diǎn)燃了中國航空事業(yè)的希望。航空發(fā)動機(jī)研制投入高、周期長，且技術(shù)研發(fā)難度大，因此在航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域，自主創(chuàng)新是一條艱苦卓絕的道路，更何況是在建國初期處于“一窮二白”的新中國。但吳大觀卻明知山有虎，偏向虎山行。吳大觀很清楚，即使能從蘇聯(lián)引進(jìn)發(fā)動機(jī)，但關(guān)鍵技術(shù)是學(xué)不到的，最終還是要靠自己進(jìn)行自主研發(fā)。1956年9月，吳大觀到沈陽黎明發(fā)動機(jī)制造廠出任新中國第一個發(fā)動機(jī)設(shè)計室主任。5年后，他在沈陽主持創(chuàng)建了我國第一個發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所——國防部第六研究院航空發(fā)動機(jī)研究所。經(jīng)過不懈的努力，1958年5月，由吳大觀主持研制的中國第一臺“噴發(fā)-1A”發(fā)動機(jī)試制成功并通過了20小時的長期試車。7月26日，我國裝備著“噴發(fā)-1A”的“殲教-1”型飛機(jī)首次試飛成功。緊接著，1959年9月，吳大觀帶頭設(shè)計、試制的“紅旗2號”噴氣發(fā)動機(jī)上臺試車，為慶祝國慶10周年獻(xiàn)禮。

吳大觀給毛澤東主席匯報

自主創(chuàng)新

1978年，吳大觀負(fù)責(zé)英國“斯貝”發(fā)動機(jī)專利技術(shù)的引進(jìn)和試制工作。他要求所有派出學(xué)習(xí)的技術(shù)人員對于每天學(xué)習(xí)到的東西都要整理成文。回國后他組織大家對學(xué)習(xí)成果進(jìn)行集中總結(jié)，并將經(jīng)驗(yàn)總結(jié)編寫成3冊厚厚的技術(shù)書籍。2003年9月，正當(dāng)“斯貝”發(fā)動機(jī)全面國產(chǎn)化進(jìn)入關(guān)鍵時刻，突然發(fā)生了葉片斷裂故障，已經(jīng)87歲高齡的吳大觀在關(guān)鍵時刻再次趕到，幫助和指導(dǎo)技術(shù)人員進(jìn)行故障調(diào)查和實(shí)驗(yàn)分析，保證了第二臺發(fā)動機(jī)順利通過了驗(yàn)證試車。在吳大觀的努力下，沈陽航空發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所建成了我國第一個初具規(guī)模的航空發(fā)動機(jī)試驗(yàn)基地，組織設(shè)計和建造了新中國第一批試驗(yàn)設(shè)備。2005年，我國自主設(shè)計的第一臺大推力渦扇發(fā)動機(jī)——“太行”實(shí)現(xiàn)設(shè)計定型，標(biāo)志著中國航空發(fā)動機(jī)行業(yè)完成了由仿制、測繪仿制向自主研制、自行發(fā)展的轉(zhuǎn)變，中國戰(zhàn)機(jī)從此將實(shí)現(xiàn)第二代機(jī)到第三代機(jī)的跨越。此外，吳大觀主持編寫的《渦噴、渦扇發(fā)動機(jī)通用規(guī)范》和《渦槳、渦軸發(fā)動機(jī)通用規(guī)范》，于1987年經(jīng)國防科工委批準(zhǔn)并頒布試行，填補(bǔ)了我國航空發(fā)動機(jī)通用標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范的空白。吳大觀一生都在為航空發(fā)動機(jī)的自主創(chuàng)新而不懈努力。2009年3月18日，93歲的吳大觀安詳?shù)亻]上了眼睛。彌留之際，唯一讓他牽掛的還是中國航空事業(yè)的發(fā)展。從青春少年到耄耋老人，吳大觀毫不動搖地堅持走自主創(chuàng)新之路，滿腔熱忱地為祖國的飛機(jī)提供動力，給中國的戰(zhàn)機(jī)裝上“中國心”!