主题：令人惋惜的涡扇8 -- 镭射
家园 令人惋惜的涡扇8 提起中国在研制过程中夭折的航空发动机，人们大多会想到涡扇6。但在我看来，涡扇8比涡扇6更值得惋惜。
先摘抄一段百度百科上对涡扇8的介绍：
涡扇８发动机（代号915）是运-10运输机的动力装置，属于美制JT3D发动机的仿制型。推力80.07千牛，起飞耗油率54.56千克／千牛小时，其性能、寿命等指标在６０年代末尚属较先进的航空发动机。该发动机于1972年开始投料试制，至1980年底国家投资1.84亿元，共生产3批12台发动机。在研制中，新建主机厂，改建叶片生产厂，形成有3000余人的航空发动机研制队伍，基本走完发动机研制工作的全过程。1983年6月，上海市航空工业办公室召开涡扇８发动机研制成果总结交流会，认为已基本具备设计定型的条件和小批量生产的能力。后因运10飞机停止研制，发动机研制也告一段落。在研制过程中，大量采用新技术、新工艺、新材料。成品附件、轴承。金属材料、非金属材料和毛坯均立足于国内，取得了丰硕的科研成果。按照这个说法，涡扇8是美国普惠公司的JT3D的山寨版。这就是说，20世纪70年代的中国，实际上在同时研制两种大推力的涡扇发动机——涡扇6和涡扇8。但从各方面来看，涡扇8的条件都要优于涡扇6：涡扇6因为是TG白手起家，没有相关的研制经验，导致其技术上存在缺陷，造成了研制过程中一系列难于解决的问题；相比之下，涡扇8的研制原准机是JT3D（从样机来源和技术指标上看，应该是波音707使用的JT3D-3B），它是美国最早投入使用的大推力涡扇发动机，到70年代初时，已经投入使用十余年，是一款十分成熟而可靠的设计，因此涡扇8在技术方案上当是没有问题的（如果为了回避材料、工艺等方面的一些问题而做了某些改动另论）。这就决定了涡扇8的研制过程除了对原型机进行测绘外，主要应是解决材料和加工工艺问题，而且是美国50年代末水平的这些问题，这可能是涡扇8的研制工作比涡扇6顺利的主要原因。从研制进度上来看，涡扇6直到下马也只完成了整机试车，而涡扇8则完成了20小时工厂验证性试飞，在整个试飞过程中始终正常工作，无故障，显示出该发动机在稳定性、安全性、可靠性等方面都具有良好的性能。可见，在项目完成程度上，涡扇8也优于涡扇6。它因受运10的连累下马，非常可惜。
其实在我看来，即使运10下马，涡扇8也不应下马。完全可以参照瑞典在JT8D上安装加力段研制成功RM-8发动机（用于SAAB-37战斗机）的做法，为涡扇8安装加力段，使之成为一款军用大推力涡扇发动机。与后来直接以CFM56核心机为参照物，上WS10相比，这个方案的技术难度更低，更容易实现，WS10的一些技术也可以在这个方案上获得先期验证，对涡扇10的研制也是有利的。而且，如果有这个发动机在，那么到了90年代，歼10就不会面临无发动机可用而必须用进口的AL-31的窘境，歼10的发展也会更顺利。
- 复 令人惋惜的涡扇8
家园 JT3D并不先进 JT3D是第一代涡扇，水平不高，结构也简单，据说普惠公司给用JT3C发动机的民航客户发零件，让他们自己动手把JT3C涡喷改装成JT3D涡扇。涡扇8仿制JT3D，不是很困难的事情，毕竟JT3D的涡轮进口温度只是歼6用的涡喷6的水平，才800多度。这东西仿出来就落后，也许能解决轰6发动机的问题，但用在战斗机上就算了吧。
JT8D则先进了一代，虽然JT8D就比JT3D晚出来几年。JT8D和其军用版沃尔沃RM-8属于第二代涡扇，水平跟斯贝还有F14用的TF30相当，涡轮进口温度都在1100度左右，比JT3D高了将近300度。俺以前也是以为JT3D和JT8D是一个水平的，涡轮进口温度都是1100度，后来发现JT3D的那个温度单位是开尔文
。仿制JT8D，中国80年代有过想法，用在麦道82上面，后来不了了之了。不过就算仿成了，也是90年代的事情，还是出来就落后。如果非要架空历史的话，更好的选择是60-70年代开始仿JT8D，不过现实是，跟JT8D水平类似的斯贝，还是英国全盘转让技术，中国山寨起来都那么费劲。。。太行涡轮进口温度据说在1400摄氏度左右，比JT8D又先进了一代。。。
- 复 JT3D并不先进
家园 能解决轰6发动机的问题就是进步，而且更重要的还不在这里 有一款大推力的涡扇发动机在手里，就可以通过对它的不断改进来积累经验，后来用在涡扇10上的新技术、新工艺也可以在这个过程中得到应用验证，这个意义比给轰6换发大的多
家园 值得扔钱的项目太多了 太行前期试验不充分导致现在的n多问题。。。
高性能中推涡扇12，涡扇12和太行的关系就好比F404和F110的关系，涡扇12的核心机90年代初研制完成，然后就下马了，直到最近中航自筹资金才复活。。。
斯贝的潜力也不小，军用的话，美国版斯贝TF41涡扇军用推力增加到6.5吨，按比例计算加力推力可以到11吨，接近大推，F100早期推力也不过如此，民用来说90年代罗罗7吨推力的Tay民用发动机仍是基于斯贝核心机。另外还有舰用版海斯贝燃气轮机，日本现在还在造海斯贝呢，中国80年代有此计划但最终却半途而废（不过黎明的QD128可算是中国版斯贝燃气轮机，QD128改进自涡喷14，而涡喷14的核心机源自斯贝）。另外解决轰六发动机问题，还曾有4发斯贝版轰六，也是半途而废的项目，都成功试飞了。。。
无论哪个都比改进一款老掉牙的发动机要强吧。
- 复 令人惋惜的涡扇8
家园 当年指标未必能当真啊 没了运１０，还不能改装轰６什么的吗？真达到那些指标
和稳定质量的话，还愁没飞机装。
WS１０比这个WS８先进一代啊，歼１０怎么也不能用WS８加力
版当发动机啊。
家园 歼10当年的计划是先用涡喷15，等涡扇10出来了再换发 你认为仿R-29（用于米格-23）的涡喷15比涡扇10如何？
另外，当时运10下马后，涡扇8还真就没飞机可装了，除非能说服麦道，把它装在国内装配的MD-82上
。当时国内没有其他大飞机在研制中，用来为轰6换发的话则推力不够——轰6的原配涡喷8的最大推力是93千牛，涡扇8只有80千牛。真要为轰6换发也不是不可以，但那要搞类似TF33-P-7（JT3D的军用型号之一，用于C-141，最大推力93千牛，是JT3D家族中推力最大的型号）那样的改进型号才行。家园 那更不现实吧 要是手上已有R-29，研发歼十时先顶一下倒不妨，
但问题是没有还要防制，R-29注定是淘汰货，干
吗再费劲还仿制一遍？
最大问题是对照瑞典的JT8D加自制加力，发动机重
近2.4吨，JT3D比JT8D还更落后一些，恐怕就更重
了，而且JT3D的军用版TF33自己就已经6米长了，
再加加力段...歼10的小身板也装不下啊。
如WS8指标防制已经缺如上文所说一样防制成功，
基础改型到90多千牛难道不更容易些？而且我军本来
自己生产的轰6的仿制发动机就比原来货色推力小，
WS8的这点差距也不是什么大问题。
- 复 那更不现实吧
家园 现实不现实你就要去问当年的航空工业部了 按照R-29测绘仿制涡喷15的决定是他们做出的，而且当时计划用涡喷15的除了歼10，还有当时尚未下马的歼13和强6（都是代替涡扇6）。
而且JT3D的军用版TF33自己就已经6米长了这是包括了反推装置的长度，如果不包括的话，那么其长度只有3840mm，比JT8D（3916mm）还略短。如果SAAB37能装的下由JT8D发展而来的RM-8，那么没有理由认为和它尺寸相当的歼10装不下涡扇8的加力发展型。
另外要说明的是，从时间上看，JT3D于1960年开始批量生产，而JT8D于1964年开始生产，相差不过4年时间。二者的主要差异在于核心机的来源不同：JT3D的核心机源自J57，而JT8D的核心机源自J52，此二者都是美国50年代大量使用的涡喷发动机。如果考虑到核心机决定了涡扇发动机的性能，JT3D和JT8D其实是同一代的发动机。
家园 J52 还是比 J57 先进些啊 不现实是显然的吧，涡喷15没仿制吧，所谓它当动力
的一堆飞机也没实现。歼十也没拿它当动力。
同等推力的J52和不加力的J57比，
Specifications (J52-P-408)Data from Flight [12]General characteristicsType: Turbojet
Length: 118 in (3.0 m)
Diameter: 38 in (0.814 m)
Dry weight: 2,318 lb (1,052 kg)
ComponentsCompressor: Axial flow, 5-stage LP, 7-stage HP
Turbine: Single stage HP, single stage LP
Fuel type: JP-4
PerformanceMaximum thrust: 11,200 lbf (48.8kN)
Overall pressure ratio: 14.6 : 1
Specific fuel consumption: 0.89 lb/lbf*hr
Thrust-to-weight ratio: 4.83:1
Specifications (J57-P-43WB)General characteristicsType: Turbojet with water-methanol injection for thrust augmentationLength: 169 in (4,300 mm)
Diameter: 35 in (900 mm)
Dry weight: 3,875 lb (1,757 kg)
ComponentsCompressor: Two-spool 16-stage axial compressor
PerformanceMaximum thrust: 11,220 lbf (49.9 kN) with water-methanol injection
Overall pressure ratio: 12.0:1
Turbine inlet temperature: 1,600 °F (870 °C)
Specific fuel consumption: 0.755 lb/(h·lbf) (77.0 kg/(h·kN)) at maximum military power
Thrust-to-weight ratio: 2.9:1 (28.4 N/kg)
家园 J57于1956年开始生产，J52于1959年开始生产 二者相差不过3年时间。你在这里对比的J52-P-408和J57-P-43WB都是各自系列的后期改进型，而JT3D和JT8D研制时是基于J57和J52的基本型。J52的基本型是J52-P-3，其最大推力为33千牛，按当时的标准属于中推；而J57的基本型J57-P-1W的最大推力超过50千牛，按当时的标准属于大推。
另外，在运10已经下马的情况下，要想让涡扇8继续发挥作用，参照TF33-P-7研制一款90千牛级的改进型号是非常必要的。轰6上的涡喷8的最大推力为93千牛，90年代以后的后期生产型甚至提高到了98千牛；而MD-82上使用的是JT8D-217A的最大推力也是93千牛，是JT8D系列中除JT8D-219外推力最大的一种。涡扇8的推力只有提高到90千牛级，才能用来替代它们。
家园 JT3D和JT8D差了一代 差距可不小
家园 Ｊ５７推力可是‘掺水’的啊 基本型那是喷水才得到那个推力，增加２０％推力吧，
也算早期的‘加力’了。。。Ｊ５２能改进那么多，
难道不是先进一点的体现？
而且不管怎么说Ｊ５７也重得多。
同样基于较小的核心机，ＪＴ８Ｄ推力和ＪＴ３Ｄ
相当，这技术也算先进点吧。
涡喷是８０年代才到那个指标的吧。看轰六介绍，早点
时候也是惨不忍睹。
况且了，如果ＷＳ８真的稳定仿制成功了，改进一下也
不是那么难啊，指标上即使牺牲点寿命达到高推力也比
涡喷８什么的强。。。
家园 我就是这么想的啊 今天回头看，TG当年最大的错误，就是在1973年获得JT3D后没有果断的壮士断腕，像后来苏联将二代涡扇大推项目的初期方案彻底推翻重来那样，下马涡扇6，将人力物力集中到对JT3D的技术摸透和测绘仿制上。如果涡扇8不放弃，而是参照TF33-P-7进行改进，我们就能获得一款具有与国际一代大推力涡扇技术水平相当的90到100千牛级的大推力涡扇发动机，今天就不需要引进D30来装备轰6K和大运了；如果能够参照瑞典在JT8D的基础上安装加力段搞出RM-8的做法，我们还能获得一款最大推力80千牛，加力推力120到130千牛的大推力军用涡扇，后来歼10也就不会到现在还在用AL-31了。
- 复 我就是这么想的啊
家园 不用AL31也轮不到WS8啊 毕竟是差一代的发动机。怎么也得是WS10了。
RM-8就比AL-31差一代了，WS8加加力，
可能还更差一点。
家园 不妨估算一下 按照维基百科上的数据外链出处，RM8重2350kg，最大推力72千牛，加力推力125千牛。如果要为涡扇8加装加力段，当时中国最有可能参考的是刚刚从英国引进的斯贝MK202，即涡扇9。斯贝MK202是斯贝MK512的加力军用版，按照维基百科上的数据外链出处，其重量为1856kg，最大推力52千牛，加力推力91.2千牛。考虑到无加力的斯贝MK512的重量约为1200kg，斯贝MK202的加力段重量应在600kg左右。如果涡扇8的加力段重量和效率与斯贝MK202的加力段相当（涡扇8的重量比涡扇9重100kg，直径比后者大300mm），那么涡扇8加力版的重量就应该在2.5吨左右，比RM8重50kg；加力推力当在144千牛左右，比RM8多出20千牛。这个水平的发动机用于歼10的试飞和早期小批量生产和装备部队，应该够用了。