我国涡扇10航空发动机内幕
涡扇10与涡扇10c参数对比表
涡扇10与涡扇10c参数对比表涡扇10和涡扇10c是两种常见的飞机发动机型号，它们在航空领域扮演着重要的角色。
对于这两种发动机型号的参数对比，我们可以从多个方面进行评估和比较，以便全面理解它们的异同以及适用场景。
一、性能参数对比1. 推力比较涡扇10和涡扇10c在推力方面有何不同？涡扇10c相较于涡扇10是否具有更大的推力？这对于飞机的飞行性能和载重能力有何影响？2. 燃油效率对比燃油效率是衡量飞机发动机重要的指标之一，涡扇10和涡扇10c在燃油效率方面有何异同？使用涡扇10c是否可以更加节省燃油成本？3. 噪音水平对比航空发动机的噪音水平直接关系到飞机的环保性和乘客的舒适度，涡扇10c相较于涡扇10在噪音水平上是否有所改善？二、技术参数对比1. 材料与结构对比涡扇10和涡扇10c在材料和结构方面是否有新的突破和改进？这对于发动机的使用寿命和维护成本有何影响？2. 温度适应性对比在特殊气候条件下，涡扇10c是否具有比涡扇10更好的温度适应性？这对于飞机的可靠性和航班正常运行有何帮助？三、市场适应性对比1. 成本对比涡扇10c相较于涡扇10的成本如何？从长期使用角度考虑，选择涡扇10c是否更加经济合算？2. 维护便捷性对比涡扇10c在维护和保养方面是否更加便捷？这对航空公司的维护成本和航班准点率有何影响？总结与观点通过以上对涡扇10与涡扇10c参数的全面对比，我们可以看出涡扇10c在推力、燃油效率、噪音水平、材料与结构、温度适应性、成本、维护便捷性等方面都具有一定的优势。
在选择飞机发动机时，航空公司可以更加综合地考虑两者的性能参数，以便在市场竞争中获得更大的优势。
在我看来，涡扇10c作为新一代的航空发动机，不仅在技术上有所突破和改进，也更加符合当前航空行业对于环保、节能和实用性的需求。
未来，涡扇10c有望成为航空发动机的新宠，为航空业发展注入新的动力。
以上即为对涡扇10与涡扇10c参数对比的一些个人观点和理解，希望这篇文章能够对你有所帮助。
中国国产高性能航空发动机及燃气轮机系列汇总
1、xxxx南方公司：【WS11】（仿乌克兰AI25），小推力不加力涡扇，推力16千牛，2002年已批量生产，用于K8/JL8、无人机。
【WS16】（引进乌克兰AI－222－25F），小推力加力涡扇，加力推力42千牛，预计2009年批量生产，用于L15/JL15系列。
【WZ8G】★（引自法国-WZ8A改），小功率涡轴，功率560千瓦，2005已年批量生产，用于Z9系列、Z11系列升级。
【WZ6】（仿法国TM-3C），中功率涡轴，功率1160千瓦，2000年批量生产，用于Z8系列。
【WZ9】★（仿加拿大普惠PT6C），中功率涡轴，功率1200～1450千瓦，2008年批量生产，用于Z10、Z15（6吨机）、Z8F系列。
【WJ6C】★，中功率涡浆，功率3600千瓦，2006年已批量生产，用于Y9（国产6桨机）系列。
【WJ9】（WZ8核心），小功率涡浆，功率550千瓦，1995年已批量生产，用于Y12系列。
【WJ5E】（东安动力－通用)，中功率涡浆，功率2000千瓦，1990年已批量生产，用于Y7系列。
2、xx燃气涡轮院(预研基地)：【WS500】★，小推力涡扇，推力5～10千牛，2005年已批量生产，用于无人机、巡航导弹。
【WS15】★,高推重比大推力涡扇，加力推力达180千牛，在研，用于未来四代战机。
3、xxxx航发公司：【WS9秦岭】（仿改英国斯贝202），中推力涡扇，加力推力92千牛，2002年已批量生产，用于JH7A（飞豹）系列。
-------【QC260】★（引自乌克兰DA80），大功率燃气轮机，功率25000千瓦，2007年已批量生产，用于052B/C（双发6000T）大驱系列等。
4、xxxx航发公司：【WS12泰山】★(中推核心)，中推力涡扇，加力推力80千牛，2008年批量生产，用于J7、JL9和J8系列升级换代及双发型J10C。
【WS12B】（WS12加大涵道比加力改型），中推力涡扇，加力推力100千牛，预计2009年批量生产，用于JH7B（飞豹）。
国产军用涡喷发动机发展揭秘（组图）
国产军⽤涡喷发动机发展揭秘（组图）来源：现代兵器已经交付巴基斯坦空军的JF-17枭龙战机国产涡喷-7发动机与当时世界航空发动机的发展相⽐还是落后很多国产飞豹战机已经装备了国产化涡扇9发动机国产新型昆仑涡喷航空发动机20世纪80年代的中华⼤地百废待兴，⼈民空军的装备技术⽔平已经远远落后于世界——歼6早已不能满⾜新⼀代主战装备的要求，⽽歼7也在缓慢改进之中，即使是当时国内引以⾃傲的歼8战⽃机也远远不是F⼀16和F⼀15的对⼿。
⽽就此时国内的军⽤航空动⼒装置来看，也是两⼿空空。
⾯对巴基斯坦提出的歼7⼤改要求，中国有什么发动机可以满⾜需要呢?当家花旦——涡喷7该型发动机的仿制原型是前苏联的P—11F⼀300。
P⼀11是前苏联图曼斯基设计局50年代前期研制的双转⼦加⼒涡喷发动机，也是前苏联第⼀种采⽤双转⼦结构的发动机。
该型发动机从1953年开始研制，1956年投⼊⽣产，压⽓机平均级压⽐达1.438，是当时世界上最⾼的，也是⽬前同类发动机最⾼的。
为满⾜前线超⾳速歼击机要求发动机推重⽐⾼的特点，设计时采⽤了中等流量、低总压⽐、⾼涡轮进⼝温度和加⼒温度。
为减轻重量，所有机匣均为钢制薄壁构件，并⼤量采⽤了焊接⼯艺。
P⼀11主要型别有P⼀11-300、P⼀11F、P⼀11s。
上世纪50年代末60年代初，中国开始引进⽶格⼀21，为其配套的P⼀11F ⼀300发动机也⼀并引进，国内编号涡喷7。
但由于材料原因，中国仿制的涡喷7⼀直⽆法达到前苏联原装P—11F⼀300的性能⽔平。
60年代中后期，歼8计划已经启动，提⾼P⼀11F⼀300的推⼒以作为新机动⼒成为横亘在中国航空动⼒⼈⾯前的⼀道难关。
当时北京航空材料研究院专家容科提出了⼀个⼤胆的想法：要增⼤发动机推⼒必须提⾼涡轮前温度，⽽提⾼涡轮前温度的关键在解决涡轮叶⽚的耐⾼温问题，其最佳途径就是将当时的涡轮实⼼叶⽚改为空⼼叶⽚，⽤强制冷却提⾼叶⽚耐⾼温性能。
随后，容科会同沈阳发动机⼚总⼯程华明、中国科学院沈阳⾦属所所长李熏和设计室主任师昌绪⼀起制定了设计⽅案，并在⼀年内研制成功9孔成型精确的⾼温铸造合⾦空⼼叶⽚。
涡扇-10发动机
涡扇-10发动机——20年磨一剑，打造机械工业皇冠工程总投资：10亿元以上工程期限：1987年——2007年2 航空发动机被誉为“机械工业的皇冠”，它的研制难度绝不亚于核武器。
目前世界上能制造飞机的国家有十几个，但具备独立研制大推力航空发动机能力的国家，只有美、俄、英、法、中五国。
其他如日本产的F-2战斗机一直买美国发动机，瑞典研制的JAS－39"鹰狮"战斗机使用的则是英国发动机，德国狂风战斗机同样采用英国发动机。
同核武器一样航空发动机也属于战略性产业；从某种意义上讲，研制航空发动机的能力是一个国家进入工业强国的重要标志。
航空发动机一直是制约中国航空工业发展的重要因素。
2007年1月,配装WS-10“太行”发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越；从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越；从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。
为了这一天，中国航空科研人员努力了整整20年，这其中的艰难是难以想象的。
20年足以让呱呱坠地的婴儿成长为朝气蓬勃的青年，20年足以把初出茅庐的小伙儿锤炼成支撑大厦的顶梁柱，20年足以使风华正茂的科研人员变成令人肃然起敬的老前辈。
完成一个发动机型号研制要用20年，航空发动机研制为什么这么难？研制航空发动机的难点航空发动机是所有动力装置中技术含量最高、制造难度最大的产品。
二战末期出现的喷气式发动机将人类航空事业推入了超音速时代。
通俗一点讲，喷气式发动机就是一个两端开口的圆筒，通过圆筒中压气机、燃烧室、涡轮的工作，将前端吸入的空气压缩、燃烧，推动涡轮驱动压气机工作，最后高温、高速的燃气从后端喷射出去，产生向前的推力。
要让流动的空气经过几米长、直径不到两米的发动机产生几千公斤甚至上万公斤的推力，绝不是一件简单的事情。
喷气发动机中，最关键的是由压气机、燃烧室、涡轮组成的发动机核心机。
详解航空涡轮发动机
详解航空涡轮发动机(一)【字体大小：大中小】引言古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。
古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。
鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。
航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。
其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的"核心机"。
每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。
目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。
2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——"昆仑"涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。
"昆仑"及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。
要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分--核心机开始。
核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。
详解航空涡轮发动机(二)【字体大小：大中小】压气机压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。
因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。
航空航天知识竞答试题库
航空航天知识竞答试题库明天考卷的题型：选择题30 X2分填空题10X2分简答题2X10分所有的题都会从题库中抽取，部分题没有答案，请同学们自己查找，可能作为压轴题出现1.我国的“嫦娥工程”将按“绕月、落月和驻月”三步进行，预计2012年实施落月探测。
已知月球上无大气、无磁场、弱重力，在学校举行的“我想象中的月球车”科技活动，爱动脑的小强提出了以下有关设想，你认为合理的是（ B ）A．必须配备降落伞，以确保安全落月B．可在月球车上安装重垂线，以便观察倾斜程度C．应该配备指南针，以便确定方向D．可为月球车安装备用汽油机，以便应急使用2.据悉，“嫦娥一号”首次使用了我国自主研制的新型材料──铝锂合金板材。
这种材料具有坚固、轻巧、美观、易于加工等诸多优点，是现代航天事业的首选材料。
那么，在“嫦娥一号”中选用这一材料与它的哪个物理性质无关（C ）A．密度小B．硬度大C．导电性好D．延展性强3.关于嫦娥一号的多次变轨，下面说法正确的是（ D ）A．在嫦娥奔月的过程中，质量不变，重力也不变B．经过变轨，卫星的惯性会发生变化C．每一次变轨，卫星动能都会增加D．在地球附近变轨时，发动机的动力方向与卫星运动方向相同；在月球附近变轨时，发动机的动力方向与卫星运动方向相反4.下面的哪个措施不能帮助“嫦娥”度过发生月食时的黑暗时光（ B ）A．提高蓄电池的性能B．通过与空气摩擦生热C．节约用电D．加强保温措施5.七子之歌》是当代著名作曲家李海鹰根据爱国诗人闻一多所写的《七子之歌》组诗的第一首谱游子渴望回归祖国母亲怀抱的强烈愿望。
我们一听就知道是童声演唱的，这主要是根据声音的哪个特性进行辨别的（ C ）A．音调 B．响度C．音色 D．频率6.神舟”五号载人航天飞船的成功发射是我国科技史上的重大里程碑。
下列是关于航天员在“神舟”号机舱内的生活描述，其中符合事实的是（ D ）A．他不能喝水，因为在失重状态下肾脏无法形成尿液B．他不能说话，因为在失重状态下声带无法振动发声C．他一直漂浮在机舱内，因为在太空中他的质量很小D．他可以写字记录，因为在太空中摩擦力还是存在的7.航天，是指人造地球卫星、宇宙飞船等在地球附近空间或太阳系空间飞行。
中国航空发动机简述
自上世纪40年代涡轮喷气发动机诞生以来，大大促进了飞机飞行速度、高度航程的增加，获得了巨大的军事和经济效益。
世界上的航空发达国家执行了一系列航空发动机技术基础研究计划，推出一代又一代先进军民用发动机，跨上了一个又一个技术新台阶。
在短短不到60年的时间内，表征涡轮发动机综合性能水平指标的推重比已由当初的2提高到10一级，军、民用航空发动机性能水平得到了持续不断的提高。
航空发动机行业已成为世界航空强国的军事工业和国民经济的支柱产业。
航空发动机不仅仅是性能与结构的堆砌，更反应出一个国家航空动力产业的科研基础和工业实力，期中涉及到研制思想的转变，工艺材料的进步，设计方法和设计平台的改进以及航空发动机型谱体系构建方法等等并没有在航空发动机单个型号上直接体现出来的潜在因素才是决定一个国家航空发动机产业扬帆驶向何方的灯塔。
笔者在业余关注航空发动机，尤其是大推力军用涡轮风扇发动机的过程中，收集到了大量的专业书籍和科研论文，慢慢了解到了航空发动机研制背后的故事。
本文就是对大量涉及到第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展专业资料的重新整理，归纳和总结，并加入了笔者一点点浅薄的观点，为了不使个人的观点影响到论述大推力军用涡轮风扇发动机发展的客观性，笔者尽量只是对科研资料进行重新归纳和整理，保持了科研资料在客观事实和观点上的完整性。
特此代表业余关注，热爱祖国航空动力事业的朋友们，向这些科研资料的作者，整理者，收集者表示衷心的敬意和感谢。
在现代战斗机设计中，首先要确定的就是发动机的推力级别、推力曲线特性和推重比，因为发动机的性能决定了战斗机的设计概念和性能用途。
航空发动机的研制装备和性能指标关系到国家安全和领土完整。
没有合适的发动机型号通常都会对战斗机设计和装备产生致命性的影响，从而导致整个空军的战术体系不完整和效能低下，而一款性能先进可靠性优秀的航空发动机也可以让战斗机性能“化腐朽为神奇”。
大推力军用涡轮风扇发动机是所有军用航空发动机中推力级别最高，研制技术难度最大和在型谱发展中最核心的发动机类型。
制约我国发动机发展的关键因素讨论
制约我国航空发动机发展的因素摘要航空发动机被誉为工业之花，又被誉为人类工业皇冠上的明珠。
其是一种高度复杂精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。
在航空发动机发展的竞赛中，中国是处在世界二流的水平的。
且距离世界一流的水平还是有一定的距离。
朝鲜战争结束后，我国航空发动机发展正式拉开序幕。
从开始仿制苏联的发动机，到后来自主研发。
中国的航空发动机一步步走来，命途多舛。
虽然如今我国研发的“太行”已装备部队，但问题不断，可靠性不高。
因此，我们不禁要问，中国的航空发动机发展的瓶颈到底在哪。
以目前中国的市场经济为背景，以及目前世界发动机市场的竞争格局。
我认为我国航空发动机发展的制约因素在于经费以及人才和管理。
关键词：中国，航空发动机，制约因素，经费，人才，管理目录引言 (1)1.1研究背景 (1)2.1因素概况 (2)2.2因素分析 (3)2.2.1经费 (3)2.2.2人才 (3)2.2.3管理 (3)3.1因素综合分析 (5)3.1.1经费+人才的不足性 (3)3.1.2经费+管理的不足性 (3)3.1.3管理+人才的不足性 (3)总结与展望 (6)参考文献 (7)第一章引言1.1研究背景航空发动机是人类工业皇冠上的明珠。
目前世界上拥有最顶尖技术的莫过于美国。
世界上三家顶尖航空发动机公司，GE，罗罗，普惠。
其中GE，普惠均在美国。
且能够生产大涵道大推力高性能民用涡扇发动机的公司只有GE,罗罗和普惠，能生产的国家就只有美国和英国。
可见美国航空发动机技术的先进程度。
世界上拥有制造航空发动机先进技术的还有俄罗斯。
苏联未分裂之前，其航空发动机的技术可与美国一较高下。
但因为苏联的分裂，其航空产业也被瓜分。
大部分分给了乌克兰和俄罗斯。
瘦死的骆驼比马大，俄罗斯虽然目前航空发动机技术进步速度较慢，但其掌握的技术依然属于世界顶尖。
此外，英国与法国的航空发动机技术也是世界一流，其中罗罗公司就是属于英国。
目前世界上航空发动机技术发展也是日新月异，日前，美国GE公司公布了在俄亥俄州Evendale实验室进行的第五代发动机演示画面。
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我国涡扇10航空发动机内幕八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。
面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。
依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。
中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。
一是引进国外成熟的核心机技术。
中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。
中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。
这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来结构：涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。
黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。
涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。
其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜"三合一"?的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。
涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。
涡扇10的性能为：空气进量100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323 m/s和334 m/s，空氣流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85 kg/s。
最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。
涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。
定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。
但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。
至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。
镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。
F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。
由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。
相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。
总体比较，涡扇10A性能要远高于AL —31F，与F110相似。
其定型时间为2003年，服役时间为2005年。
先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。
设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。
举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。
当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。
气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。
千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。
2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。
故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。
3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。
所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。
于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。
对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。
当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。
先谈一些技术指标的意义1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量/ 流进核心机的气体质量。
高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。
根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。
另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。
2、总压缩比（TPR）= 压气机后出口压力/ 压气机前进口压力。
高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。
高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。
所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。
但对于战斗机，提高TPR 必须有节制。
例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。
B ？1引擎的TPR > 30。
F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。
与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。
3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。
TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。
在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。
BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。
由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：推重比（T/W），TIT，TPR，BPR第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。
第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。
第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。
可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。
WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8 （compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。
从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。
与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。
WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。
上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。
首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。
发动机的好坏对飞行性能有极大影响。
高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129 的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。
以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。
提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。
因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。
涡扇10性能如何？对其设计可说一无所知。
但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。
至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。
以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。