AL-31F发动机

AL-31F发动机

AL-31F发动机苏-27系列飞机是当今世界上典型的第三代（俄罗斯称为"第四代"）歼击机，自该机问世以来，曾经创造了快速爬高的多项世界纪录，普加乔夫驾驶的苏-27飞机还首创了著名的高难度"眼镜蛇"机动飞行动作。据报道，早在1988年已估计有三四百架苏-27战机在苏军中服役。此后，该系列飞机不仅部署到独联体国家，而且还成功地出口到俄罗斯境外的包括印度和中国在内的一些国家。这些业绩的取得，都与该系列战机的动力装置AL-31F发动机有密切关系。AL-31F除了用在双发布局飞机之上，还推出了可用在单发布局飞机上的改型发动机AL-31FN。因此，AL-31F的过去、现在和未来的发展引起了人们的关注。

简介

AL-31F是由俄罗斯留里卡"土星"科研生产联合体研制的带加力燃烧室的涡扇发动机。该联合体前身是留里卡设计局，组建于1946年，是前苏联的主要战斗机发动机设计局。在上世纪60年代，留里卡研制了AL-21F系列涡轮喷气发动机，其最大加力推力达 11000daN。1970～1974年投入生产，广泛用于苏-17、苏-20、苏-22、苏-24和米格-23战斗机上。在AL-21基础上，1976 年（另一说法是1973年）留里卡开始研制AL-31F发动机。1985年该发动机研制达标后，用于苏-27、苏-30和苏-35战斗机。 AL-31F的结构形式是双转子加力式涡扇发动机。推力范围：加力12250daN，中间7620daN。每台价格300万美元。AL-31F有一些改进型，其中包括带矢量推力喷管的改进型AL-31FP发动机。 从总体上讲，作为苏-27战机的专用动力装置AL-31F发动机，其性能是优良的，具有明显优势。

（1）尺寸小，推力大。其涡轮具有有效的冷却系统和良好的热力学特性；压气机增压快速，发动机结构紧凑，保证飞机有较高的推力和良好的机动性。

（2）稳定性高。可使用在苏-27飞机的各种飞行高度和速度下，即使飞机在以M2的速度进入平螺旋、直螺旋、翻转螺旋和进气道喘振的情况下，发动机工作仍然极其稳定。喘振消除系统、空中自动点火系统、主燃烧室和加力燃烧室的再次启动系统等可保证在使用机载武器时动力装置的工作可靠性。

（3）维修简便。该发动机采用单元体结构，由14个单元体组成，因此，如果出现某些损坏，不需要全部更换，只替换下有故障的单元体即可。这样，在使用条件下进行发动机维修时，可更换其中的6个单元体。

（4）使用寿命长。AL-31F可根据其技术状况而使用，只要发动机还正常，就可以一直使用下去，而现代化水平的诊断设备可保证飞行安全。但其使用寿命

也有一个限度，一般认为该发动机第一次维修前的使用寿命可达1000h，总使用寿命应该不少于10年。

改进型：AL-31FN发动机

AL-31F本来是双发布局的苏-27系列战斗机的专用发动机，为使它能在单发飞机上使用，留里卡设计局"礼炮"（Salut）公司几年前推出了AL-31F的改型发动机AL-31FN。

该型发动机的特别之处是：将发动机附件传动箱从附着在发动机上面，移到附着在发动机的下面，而飞机附件传动机匣还是安装在发动机上面。这样处置是为了满足客户要求。

从俄罗斯"礼炮"公司2002年11月提供的资料来看，由俄方改型专供出口的AL-31FN发动机性能、尺寸和质量的数据，与原型的AL-31F发动机只有很少的区别，详见表1。

由于从双发配置改为单发配置的飞机使用，发动机附件得以简化，又由于AL-31FN发动机拆去了内外涵流道的分流隔板，使得发动机重量减轻了一些。但由此带来的一些负面影响，仍有待深究。另一不足之处是AL-31FN的燃油消耗率也略有提高，因此，AL-31F系列发动机仍有性能改进的必要。

发展新思维

AL- 31F发动机已经生产20多年了。上世纪90年代，"礼炮"公司把头几批AL-31F提供给前苏联空军，安装在双发布局的苏-27型歼击机上。尽管"礼炮"公司进行了产品质量跟踪、预防检修和定期维护，但是维修措施并不能保障该发动机永久使用。因此，为了适应新世纪的战争环境，"礼炮"公司在本世纪初已建议俄国空军按三个阶段改进AL-31F发动机。

1.第一阶段

第一阶段的改进已经完成，只改变了"通风机"-- 风扇的两端部件,推力提高了600～700kg。2002年1月，该改型在两架苏-27飞机上进行了综合飞行试验，第二架飞机用于进行国家试验，2002 年12月按计划结束。飞行研究结果证实了初始计算指标，即安装有两台AL-31F-M1改进型发动机的苏-27飞机，在11000m高度上从 300km/h加速到1200km/h飞行速度的时间比原型飞机减少了26s。由此，可使飞机在空战中更具有加速性好的优势。

2.第二阶段

按计划应在2003年末～2004年第一季度结束。其质变的改进将涉及到涡轮机、燃烧室、冷却系统。

3.第三阶段

有原则性变化：安装俄罗斯第五代发动机零件。其中如把第一改进阶段上使用的四级压缩风扇换成大行程叶片的"通风机"，叶片与叶轮合为一体。经过第三阶段改进后，发动机推力将增加到14600kg，使苏-27飞机的性能大大改善，而发动机的保险寿命和规定寿命并没有改变。改进型AL-31F-M1发动机与现役的AL-31F发动机完全可以互换。

值得关注的是，俄领土上几乎没有高海拔机场，而使用苏-27型系列飞机的其他国家有这种机场，其海拔在3500m左右。AL-31F原型发动机的启动机只能在海拔2500m以下起作用。为此，"礼炮"公司研制了能在海拔3500m以上启动发动机的启动机。它与现役的启动机完全可以互换，并已通过了俄国家试验。 另外，"礼炮"公司还可提供适用于单发飞机上的带可控推力矢量喷口的AL-31F改进发动机。该喷口已进行了400h的单独调试和特种试验，近期还将进行带有这种喷口发动机的500h内的长期试验。

AL-31F的电子控制系统的研制工作正与发动机改进工作并行开展。

探讨

综上所述，对于苏-27系列战斗机而言， AL-31F发动机无疑是一台优秀的第三代军用涡扇发动机，由于它在苏-27及其改进型苏-30MK、苏-33和苏-35等型号上的采用，预计该型号的改进型发动机直至2015年左右仍可在国际军机发动机市场中占有一席之地。如果上述的三个阶段的改进计划都能顺利完成，AL-31F系列发动机在国际市场上将具有较强竞争力。

但是作为国际上第三代发动机，AL-31F仍有多项参数指标不尽如人意。从表2的比较中，不难看出，为了适应21世纪的战争环境，早期的AL-31F发动

机已非改进不可，而推重比和启动机的启动海拔高度偏低则是它的最主要问题。 有关资料表明，俄罗斯军用涡扇发动机性能和使用寿命与欧美国家同一代发动机相比有一定的差距。以美国普·惠公司仍在生产的F100系列涡扇发动机为例，它于 1970年3月开始全面研制，1974年11月交付空军使用，主要装备F-15和F-16飞机，是世界上最早投入使用的推重比达8的军用发动机。

AL-31F与F100-PW-229同为国际上第三代战斗机的涡扇发动机，相比之下，在发动机设计参数的选择中，F100-PW-229比AL-31F要略胜一筹，也就是说，俄制AL-31F发动机在总增压比、中间耗油率、涵道比、质量，乃至控制系统等方面还存有不同程度的发展空间。这也许是"礼炮"公司建议俄国空军按三个阶段改进AL-31F发动机，并得到军方采纳的依据所在。

据业内资深人士分析，要提高AL-31F的推力等级，俄方可能会采用：提高风扇通气流量；提高涡轮前的进气温度；改善燃烧室组织燃烧的质量，扩大稳定燃烧的工作范围；改善涡轮冷却气流控制系统等技术途经。

在控制系统方面，今后则很可能从早期的机械液压式控制燃油和喷口面积，改进为数字式电子控制系统，甚至是与F100-PW-229发动机相当的全权限数字式电子控制系统，使之具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。

结论评语

透过俄军方按三个阶段改进AL-31F来提高苏-27系列战机作战能力与生存能力的计划，不难看出，俄方为适应21世纪的战争新环境，正在走一条与美国研发新机大不相同的发展道路；这就是在俄罗斯目前"有技术，缺资金"的国情之下，不优先研发第四代新机，而是通过对具有国际第三代水平的有潜力可挖的优秀机种（如苏-27）的有限改进，来较快地实现空军武器装备的现代化。俄空军

把改进动力装置性能作为提高战机性能的首选，表明了动力装置的改善在俄制战机性能提高方面是举足轻重的。这一思路，也许值得发展中国家，尤其是俄制战机用户国家参考。

相信随着AL-31F改进型（如AL-31F-M1）高空加速性能、推力等级的提高，以及发动机启动高度提升到海拔3500m以上的实现，不仅将进一步打开在国际上价位较低的苏-27/苏-30系列战机的外销市场，而且也有利于有高海拔机场的用户在其国土上的全疆域部署。

从技术层面来看，AL-31F发展新思维的实现，除了采用高效率核心机、增大风扇流量和改善燃烧室（含加力室）燃烧质量的技术外，今后的设计改进，在参数选择上还将注重采用高增压比、高涡轮前温度和低涵道比这样的策略；采用全权限数字式电子控制系统应是它的发展方向；便于保养与维修的单元体结构设计也将进一步得到优化。

虽然AL-31F性能不够理想，各方面还有待发展，但它仍有不少成功的设计经验值得我们学习与借鉴，它的发展新动向，更值得我们关注。预计，如果AL-31F三年发展计划顺利实现，再配置现有的三元矢量推力喷管，将有可能使苏-27发展型飞机在高机动性和高敏捷性方面，直逼F/A-22战机的水平。

AL-31F是一种推重比为8一级的加力式涡扇发动机。目前，留里卡设计局在该发动机基础上研制了带推力矢量喷管的AL-31FP发动机，并用在苏-37和苏-30MK飞机上，这使两种飞机达到了较好的超机动性。

苏-27是世界上优秀的歼击机之一，具有良好的机动性和较高的作战效能。同时，俄罗斯还在该机的基础上改进改型出一系列飞机，从而形成了一个庞大的苏-27"家族"，而这些飞机的心脏便是AL-31F发动机。

AL系列师出名门

AL-31F是由俄罗斯留里卡- 土星科学生产联合企业研制的带有加力燃烧室的涡扇发动机。该联合企业的前身是留里卡设计局，组建于1946年，是前苏联的主要歼击机发动机设计局。 该设计局的首任总设计师阿尔希普·留里卡研制出了前苏联的首台涡喷发动机TR-1，被称为俄罗斯"喷气发动机之父"。在此之后，他又研制出多种喷气发动机，如TR-2、TR-3、TR-5和AL-5型发动机。

该设计局在50年代中期制造出了著名的AL-7系列发动机，使用此种发动机的飞机在60年代创造了近20项速度和高度世界纪录，特别是全天候高空超音速飞机苏-7、苏-9、0) 苏-11、苏-17、苏-24 是前苏联当时空中边界守卫的主力军。使用该型发动机的还有"伊尔"、"图"、"拉"型飞机，而M-10飞机，即著名

的别-10飞机后来创造了数十项世界纪录。

在 60年代，留里卡还研制了AL-21F涡喷发动机，其改型AL-21F-3的推力达108千牛，它在压气机、燃烧室、涡轮和加力燃烧室方面都取得了重大进展，并投入大批量生产，广泛使用在苏-17M、苏-20 、苏-22、苏-24和米格-23飞机上，这些飞机不仅用于俄罗斯， 也出口到世界上的许多国家。

留里卡于1973年开始研制涡扇发动机AL-31F，其加力推力达123千牛，主要性能大大优于当时批生产的所有发动机。在AL-31F研制中曾遇到极大的困难，主要是要解决重量和涡轮效率问题。最初的设计是发动机有4 级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮。结果发动机超重，达1600千克，而推力仅108千牛，不得不进行大的改进。改进后，发动机风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1 级，重量也降低到1520千克。为了达到所设计的涡轮效率，将涡轮进口温度提高，并采用了新的工艺与材料，同时也解决了大量的难题。

AL-31F还有许多改型，其中包括带矢量喷管的改型，即安装在苏-37和苏-30MK机上的AL-31FP发动机。此外， 还在该型发动机的基础上改装成AL-31ST 煤气泵站用燃气轮机（大修前使用寿命为25000小时，总技术寿命为75000小时）和AL-31STS发电用燃气轮机。

该联合体还研制过一种涡桨发动机AL-34， 用于轻型多用途飞机；一种AL-31的非加力改型计划用于S-21 超音速行政机。目前，该联合体正在研制一种全新的AL-41加力式涡扇发动机，推力为196千牛，计划用于90年代末期研制的1.44歼击机。该发动机将采用先进燃烧室、单晶叶片的高温高负荷涡轮和先进的喷管。

设计先进 结构合理

AL-31F为双转子涡扇发动机。进气机匣为钛合金结构，有23个可变弯度的进口导流叶片，风扇为4级轴流式，压比为3.6，整个风扇为全钛合金结构。前3级转子叶片带阻尼凸台。 风扇转子用电子束焊焊为一个整体构件。第4级转子叶片对应的外机匣上，开有400个斜槽，用以提高风扇的稳定工作裕度。 高压压气机为9级轴流式，其中第1-3级盘和第4-6 级盘均用电子束焊焊在一起，为6钛合金结构，第7-9级用长螺栓与第6级盘连在一起，由耐热合金制成。第1-5级转子叶片用钛合金制成， 第6-9级转子叶片用耐热合金制成。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。

高低压涡轮均为单级。高压涡轮转子叶片共90片，榫头处带有减振器。低压涡轮转子叶片也为90片。 低压涡轮轴的特点是前后分为三段，前、后段由耐热不锈钢制成，中段由钛合金制成，三段间以"叉型"结构用径向销钉连为一体。高、低压涡轮的转子叶片和导向器叶片均为气冷式叶片，总冷气量占内涵空气流量的17.5％。

燃烧室为环形，有28个双油路离心式喷嘴，两个点火装置和半导体电嘴。加力燃烧室进口处有混合器，分5区供油，其中第5区为加力启动区，采用"热射流"方式点火。火焰稳定器有3圈"V"型稳定器，并有一些径向传焰槽。加力燃烧室采用全长防振屏防振，并在内尾锥处开有大量的防振孔。尾喷管为收敛-扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。

收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷口则靠16个周向气压作动筒形成的环形束带"固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力作动改变喷口的出口截面面积。

控制系统的基本部分为液压-机械式系统，包括主泵-主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要附件。该系统还备有称为综合控制器的模拟式电子控制装置，可控制发动机的主要工作状态的极限值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转换由液压-机械系统控制。此外，控制系统还具有多项参数的监测系统、防喘系统和涡轮冷却空气控制系统等。

发动机的重量为1533千克，进气口直径0.91米，最大直径1.22米，长

4.95米。最大工作状态时的最大耗油率为0.765千克/10牛/小时，加力状态时为

1.96千克/10牛/小时，最小巡航状态时为0.68千克/10牛/小时，空气流量为112千克/秒，涡轮进口温度为1392℃，涵道比为0.60，推重比为 8.17。

性能优良，优势明显

AL-31F是按照留里卡的传统方法设计的，工作温度可达到极限，压气机压力可达到最大，涡轮可达到最高转速，总体上讲，该型发动机的性能优良，优势明显。

尺寸小，推力大。AL-31F的涡轮拥有有效的冷却系统和良好的热力学特性、压气机具有压力增加的快速性以及发动机结构的紧凑性，这使发动机以较轻的重量和较小的尺寸达到了较大的推力，保证飞机有较高的推力。

稳定性高。AL-31F可使用在各种飞行高度和速度下，即使飞机以M2的速度进入平螺旋、直螺旋和翻转螺旋和进气道喘振的情况下，发动机仍然极其稳定。喘振消除系统、空中自动点火系统、主燃烧室和加力燃烧室的再次启动系统等可保证在使用机载武器时动力装置的可靠性。

维修简便。该发动机采用单元体结构，由1 4个单元体组成。 由于发动机为单元体结构，如果出现某些损坏，不需要全部更换，只替换下有故障的单元体即可。这样，在使用条件下进行发动机维修时，可更换其中的6个单元体。 使用寿命长。与以前的发动机相比，AL-31F可根据其技术状况而使用。也就是说，只要发动机还正常，它就可以一直使用下去，而现代化水平的诊断设备可保证飞行安全。

推力矢量 最新改型

留里卡设计局在切普金院士的领导下，在AL-31F的基础上成功地研制了AL-31FP推力矢量发动机， 使苏霍伊设计局新研制的苏-37多用途飞机拥有了"超机动性能"。

AL-31FP与AL-31F在主要性能上基本相同，但由于增加了矢量喷管，发

动机的长度增加了0.4米， 重量增加了110千克。发动机第一次维修前的使用寿命为1000小时。 总体上讲，新型发动机与AL-31F的主要区别是主燃烧室有更薄的火焰筒，高压涡轮盘更加坚固，使用新型涂层的高压涡轮叶片，以及改进了高压涡轮的后支撑点。

这种新型发动机被首先安装在机号为"711"的苏-37飞机上，并于1996年4月开始飞行试验，成为英国范堡罗（1996年）、韩国汉城（1996年）和法国巴黎（1997年）航展上的明星。同时，该型发动机也被安装在苏-30MK歼击机上， 使其机动能力更好。俄罗斯出口到印度的50架苏-30MKI和印度可能自己组装的100架该机都将最终安装此种发动机。可以相信，新型"AL"型发动机将把世界上最新型且最优秀的"苏"式飞机送上天空

牌 號 AЛ-31Ф

用 途 軍用渦扇發動機

類 型 渦輪風扇發動機

國 家 俄羅斯

廠 商 留裏卡“土星”科研生產聯合體

生產現狀 生產

裝機對象 用於蘇-27殲擊機。不帶加力的AЛ-31Ф曾用於“暴風雪”(БУРАН)航天飛機在大氣層中試飛時的動力裝置(機上裝6台)。改進型還用於蘇-35等飛機上。

研製情況

Al-31F

AЛ-31Ф為留裏卡設計局在1976～1985年間研製的加力式渦輪風扇發動機。在研製中曾遇到極大的困難。一是超重。起初，發動機有4級風扇、12級高壓壓氣機、2級高壓渦輪和2級低壓渦輪共20個級。結果發動機超重，達1600kg，而推力僅11000daN，不得不進行大改。改後的方案，風扇仍為4級，但高壓壓氣機減為9級，高低壓渦輪各為1級，總級數降到15級，於1976年將重量降到1520kg，但故障很多。為排除故障重量又有增加，約增加了10%，後來采用每減重1kg獎勵5個月工資的辦法，減輕了70公斤，實現了原定的重量目標。二是渦輪效率比設計值低4%，後來決定接受這個現實。但為了達到性能，隻好將渦輪進口溫度由1350℃提高到1392℃。結果渦輪葉片裂紋，為此改進了冷卻流路，流路十分複雜，采用了旋流冷卻，用了新的工藝和好的材料，表麵加鈷、鎳、鉻、鋁塗層。為此曾撤換過5名領導。在1976～1985年期間，共解決了685個難題。AЛ-31Ф設計中共獲得128項專利，使用51台發動機，總運轉22900h，其中台架試車16625h，試飛6275h。

AЛ-31Ф還有改進型，其中包括帶有矢量噴管的改進型，但未見詳細報道。

AL係列 師出名門

AL-31FN

AL-31F是由俄羅斯留裏卡- 土星科學生產聯合企業研製的帶有加力燃燒室的渦扇發動機。該聯合企業的前身是留裏卡設計局，組建於1946年，是前蘇

聯的主要殲擊機發動機設計局。 該設計局的首任總設計師阿爾希普·留裏卡研製出了前蘇聯的首台渦噴發動機TR-1，被稱為俄羅斯"噴氣發動機之父"。在此之後，他又研製出多種噴氣發動機，如TR-2、TR-3、TR-5和AL-5型發動機。 該設計局在50年代中期製造出了著名的AL-7係列發動機，使用此種發動機的飛機在60年代創造了近20項速度和高度世界紀錄，特別是全天候高空超音速飛機蘇-7、蘇-9、蘇-11、蘇-17、蘇-24 是前蘇聯當時空中邊界守衛的主力軍。使用該型發動機的還有"伊爾"、"圖"、"拉"型飛機，而M-10飛機，即著名的別-10飛機後來創造了數十項世界紀錄。

在 60年代，留裏卡還研製了AL-21F渦噴發動機，其改型AL-21F-3的推力達108千牛，它在壓氣機、燃燒室、渦輪和加力燃燒室方麵都取得了重大進展，並投入大批量生產，廣泛使用在蘇-17M、蘇-20 、蘇-22、蘇-24和米格-23飛機上，這些飛機不僅用於俄羅斯， 也出口到世界上的許多國家。

留裏卡於1973年開始研製渦扇發動機AL-31F，其加力推力達123千牛，主要性能大大優於當時批生產的所有發動機。在AL-31F研製中曾遇到極大的困難，主要是要解決重量和渦輪效率問題。最初的設計是發動機有4 級風扇、12級高壓壓氣機、2級高壓渦輪和2級低壓渦輪。結果發動機超重，達1600千克，而推力僅108千牛，不得不進行大的改進。改進後，發動機風扇仍為4級，但高壓壓氣機減為9級，高低壓渦輪各為1 級，重量也降低到1520千克。為了達到所設計的渦輪效率，將渦輪進口溫度提高，並采用了新的工藝與材料，同時也解決了大量的難題。

AL-31F還有許多改型，其中包括帶矢量噴管的改型，即安裝在蘇-37和蘇-30MK機上的AL-31FP發動機。此外，還在該型發動機的基礎上改裝成AL-31ST

煤氣泵站用燃氣輪機（大修前使用壽命為25000小時，總技術壽命為75000小時）和AL-31STS發電用燃氣輪機。

該聯合體還研製過一種渦槳發動機AL-34， 用於輕型多用途飛機；一種AL-31的非加力改型計劃用於S-21 超音速行政機。目前，該聯合體正在研製一種全新的AL-41加力式渦扇發動機，推力為196千牛，計劃用於90年代末期研製的1.44殲擊機。該發動機將采用先進燃燒室、單晶葉片的高溫高負荷渦輪和先進的噴管。

設計先進 結構合理

AL-31FP

AL-31F為雙轉子渦扇發動機。進氣機匣為鈦合金結構，有23個可變彎度的進口導流葉片，風扇為4級軸流式，壓比為3.6，整個風扇為全鈦合金結構。前3級轉子葉片帶阻尼凸台。 風扇轉子用電子束焊焊為一個整體構件。第4級轉子葉片對應的外機匣上，開有400個斜槽，用以提高風扇的穩定工作裕度。 高壓壓氣機為9級軸流式，其中第1-3級盤和第4-6 級盤均用電子束焊焊在一起，為鈦合金結構，第7-9級用長螺栓與第6級盤連在一起，由耐熱合金製成。第1-5級轉子葉片用鈦合金製成， 第6-9級轉子葉片用耐熱合金製成。所有9級的榫頭均為環形燕尾槽式榫頭。

高低壓渦輪均為單級。高壓渦輪轉子葉片共90片，榫頭處帶有減振器。低壓渦輪轉子葉片也為90片。 低壓渦輪軸的特點是前後分為三段，前、後段由耐熱不鏽鋼製成，中段由鈦合金製成，三段間以"叉型"結構用徑向銷釘連為一體。

高、低壓渦輪的轉子葉片和導向器葉片均為氣冷式葉片，總冷氣量占內涵空氣流量的17.5％。

燃燒室為環形，有28個雙油路離心式噴嘴，兩個點火裝置和半導體電嘴。加力燃燒室進口處有混合器，分5區供油，其中第5區為加力啟動區，采用"熱射流"方式點火。火焰穩定器有3圈"V"型穩定器，並有一些徑向傳焰槽。加力燃燒室采用全長防振屏防振，並在內尾錐處開有大量的防振孔。尾噴管為收斂-擴張式噴口，各有16個調節片和封嚴片。

收斂噴口靠16個液壓作動筒操縱，擴張噴口則靠16個周向氣壓作動筒形成的環形"束帶"固緊，隨著噴口落壓比的變化，靠氣動力作動改變噴口的出口截麵麵積。

控製係統的基本部分為液壓-機械式係統，包括主泵-主調節器、加力泵和加力供油和噴口控製等主要附件。該係統還備有稱為綜合控製器的模擬式電子控製裝置，可控製發動機的主要工作狀態的極限值，並有其他多種功能。當電子係統出現故障時，便自動轉換由液壓-機械係統控製。此外，控製係統還具有多項參數的監測係統、防喘係統和渦輪冷卻空氣控製係統等。

發動機的重量為1533千克，進氣口直徑0.91米，最大直徑1.22米，長4.95米。最大工作狀態時的最大耗油率為0.765千克/10牛/小時，加力狀態時為1.96千克/10牛/小時，最小巡航狀態時為0.68千克/10牛/小時，空氣流量為112千克/秒，渦輪進口溫度為1392℃，涵道比為0.60，推重比為 8.17。

性能優良，優勢明顯

AL-31F

AL-31F是按照留裏卡的傳統方法設計的，工作溫度可達到極限，壓氣機壓力可達到最大，渦輪可達到最高轉速，總體上講，該型發動機的性能優良，優勢明顯。

尺寸小，推力大。AL-31F的渦輪擁有有效的冷卻係統和良好的熱力學特性、壓氣機具有壓力增加的快速性以及發動機結構的緊湊性，這使發動機以較輕的重量和較小的尺寸達到了較大的推力，保證飛機有較高的推力。

穩定性高。AL-31F可使用在各種飛行高度和速度下，即使飛機以M2的速度進入平螺旋、直螺旋和翻轉螺旋和進氣道喘振的情況下，發動機仍然極其穩定。喘振消除係統、空中自動點火係統、主燃燒室和加力燃燒室的再次啟動係統等可保證在使用機載武器時動力裝置的可靠性。

維修簡便。該發動機采用單元體結構，由1 4個單元體組成。 由於發動機為單元體結構，如果出現某些損壞，不需要全部更換，隻替換下有故障的單元體即可。這樣，在使用條件下進行發動機維修時，可更換其中的6個單元體。 使用壽命長。與以前的發動機相比，AL-31F可根據其技術狀況而使用。也就是說，隻要發動機還正常，它就可以一直使用下去，而現代化水平的診斷設備可保證飛行安全。

推力矢量 最新改型

留裏卡設計局在切普金院士的領導下，在AL-31F的基礎上成功地研製了AL-31FP推力矢量發動機，使蘇霍伊設計局新研製的蘇-37多用途飛機擁有了"超機動性能"。

AL-31FP與AL-31F在主要性能上基本相同，但由於增加了矢量噴管，發動機的長度增加了0.4米， 重量增加了110千克。發動機第一次維修前的使用壽命為1000小時。 總體上講，新型發動機與AL-31F的主要區別是主燃燒室有更薄的火焰筒，高壓渦輪盤更加堅固，使用新型塗層的高壓渦輪葉片，以及改進了高壓渦輪的後支撐點。

這種新型發動機被首先安裝在機號為"711"的蘇-37飛機上，並於1996年4月開始飛行試驗，成為英國範堡羅（1996年）、韓國漢城（1996年）和法國巴黎（1997年）航展上的明星。同時，該型發動機也被安裝在蘇-30MK殲擊機上，使其機動能力更好。俄羅斯出口到印度的50架蘇-30MKI和印度可能自己組裝的100架該機都將最終安裝此種發動機。可以相信，新型"AL"型發動機將把世界上最新型且最優秀的"蘇"式飛機送上天空。

源渊

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

复合材料外涵道

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。

性能

SPF-DB空心结构导流叶片

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）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。至于级数。

涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。

燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。

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。

单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。

涡扇10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，涡扇10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。

区别

网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU—27上试验，该机已于2000年定型。

时间

涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU—27上试验，在与AL—31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。

涡扇10与歼-10

2003年1月出版的《解放军报》有一篇题为“中国空军‘三代战机’试飞纪实”的报道，透露了中国新型涡轮风扇发动机于去年6月试飞成功的消息，引起各方高度重视。文章称，在国产新型战机上的试飞，在我国尚属首次，不仅技术难度大，而且每个课目的风险也大。试飞那天，该试飞员的“坐骑”被人为安装了两

个不匹配的发动机，一台是进口的、一台是国产的。……国产新型发动机的研制成功，不仅填补了我国发动机研制的空白，更为重要的是标志着中国的航空工业步入了世界发达国家的行列。最近又有来自航空系统的消息：“从3月25～27日召开的中航一集团燃气轮机工作会议上了解到，今年中航一集团发动机行业的工作重点是以涡扇10发动机定型试飞为主线，抓好重点型号研制……”

如此来看，随着歼-10的逐步公开化，更为神密的涡扇10发动机也将逐步浮上台面。其实去年以来，航空界就捷报颇传。2003年3月31日，我国首台小型涡轮风扇发动机通过设计定型，结束了我国没有自行研制的涡扇发动机的历史。6月初，该发动机又通过了航定委的设计审查。（摘自国际航空2003第1期）2002年5月20日，我国自行研制的“昆仑”新型涡喷发动机通过国家鉴定。它的研制成功使我国成为继美、俄、英、法之后世界上第5个能够独立研制航空发动机的国。“昆仑”发动机于2002年7月被国家军工产品定型委正式批准设计定型。（摘自国际航空2003第1期）加上去年6月在歼11上试飞的新型发动机，高中低已全面配套。

从国际发动机的情况来看，基本分成三大部分，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤。WS-11肯定是小推力级发动机，“昆仑”则属于中推力发动机，而涡扇10无疑是大推力级发动机。

要了解涡扇10的性能，就必须了解其研制的背景、技术基础等情况。为此，先分析涡扇10产生的背景。据信10号工程是1984年启动，估计与之配套的涡扇10应当也应该是启动于1984年。以中国当时的技术，要独立自主地生产一种先

进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易。当时中国已拥有的技术有哪些？

一是涡喷-15，源于苏联的米格-23飞机，当时中国以20多架歼-6飞机从埃及换回了一架米格-23飞机，自然也掌握了其P-29-300发动机（中国编号WP-15），该机推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是从英国引进的斯贝军用发动机技术，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是从美国引进的CFM-56民用发动机，推力10886公斤，自重2005公斤，推重比5.4。四是中国自行研制的WS6G发动机，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。这几种发动机都在10000公斤级，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做为涡扇10的核心机。这是还要特别介绍一个CFM-56民用发动机。

1982年3月29日，美国《航空和空间技术周刊》刊登了发自华盛顿的一篇报道，标题是《中国等待批准向它出口CFM-56II型涡轮风扇发动机的许可证》。文章说：“中华人民共和国正等待批准向它出口两台CFM-56II型涡轮风扇发动机，然后再开始核准一项计划，根据这项计划，中国可能将更换它的多达30多架的霍克•西德利飞机公司生产的三叉戟运输机的发动机。……国防部官员对可能向中国出售CFM-56II型涡轮风扇发动机表示关切，因为这种商用发动机的核心技术，同罗克韦尔国际公司制造的B-1B轰炸机所采用的通用电气公司生产的F-101-GE-102发动机是相同的。正是由于可能进行这种技术转让，以及中国人可能运用逆工程技术取得把同样技术应用到其他方面的能力，所以国防部官员建议不要批准颁发出口许可证。”尽管有人反对，但在中美蜜月的80年代，美国政府最终还是批准了这项计划。

在上述四种基本型发动机中如何选择核心机，可以有多种方案：一是在仿制P-29-300制成的WP-15上进行改进设计，由于是涡喷机费用应该最低，时间也最快，但技术较为落后，估计不会采纳；二是在掌握斯贝发动机技术的基础上，结合我国的技术，将其改型设计为12500公斤的发动机，但由于我国去年才完全掌握斯贝的制造技术，肯定轮不到斯贝做涡扇10的核心机。三是我国自行研制的WS-6，由于该机80年代中期就下马了，自然不在考虑之中。最后就剩下CFM-56。该机全长2430毫米，直径1828毫米，全重2005公斤，最大推力10886公斤，总压比25，涡轮前温度1260度，推重比约5.44，是当时一种比较先进的民用发动机（与之同时代的军用发动机F100-PW-100（F-15和F-16的发动机）全长4851毫米，直径1180毫米，全重1371公斤，最大推力11340公斤，总压比25，涡轮前温度1399度，推重比8.27）。由于其核心技术与美国F-101-GE-102军用发动机相同，最可能成为涡扇10的核心机，该机可能有两个方案：一是仿制其核心机，在此基础上研制我们自已的涡扇10，但由于技术差距大，风险和投资均很大，还有一个很重要的原因，是建国以来，我国完全是走的一条仿制之路，缺乏自己全过程研制的经验，结合“昆仑”走自己全过程研制道路的情况来看，完全仿制肯定不受有关部门的支持。另一种就是在我国已有技术的基础上（已有研制推重比7的涡扇6的经验），借鉴CFM-56的部分先进技术，研制自己全新的发动机。这种方案虽然有一定的风险，但由于已有WS-6的经验，估计难度会小于完全仿制CFM-56，而且由于有一定的技术基础，资金和时间也会少于仿制CFM-56。因此，这最可能就是涡扇10的技术来源吧。

对涡扇10的评价，综合WS-6G和CFM-56的技术和该试飞员的“坐骑”被人为

安装了两个不匹配的发动机的情况来分析，涡扇10的推力应大于AL-31F的12500公斤，估计在13000公斤左右，推重比应在7.5以上，技术上相当于国际上70年代中期的水平。估计比F-16、F-15早期型的F100-PW-100要好。从“昆仑”研制成功到短时间内又研制成功“昆仑II”的情况来看，涡扇10定型后，估计两年内又会研制出性能更好的涡扇10-II，推重比会大于8，推力可能会达到14000公斤左右，其生产型的涡扇10-II可望达到国际上80年代中期的技术水平。

结束语

歼十定型后的发动机乃是涡扇10A，不是什么AL—31F，所谓进口AL—31FN之说，是为沈飞歼11生产之用。歼十装备涡扇10A后，无论空战推重比、载弹量还是飞机的机动性、灵活性方面，其综合飞行性能要大大高于装备AL—31F的歼十。今后，国产歼11也要装备涡扇10A，涡扇10A将成为我国歼十、歼11的标准发动机。涡扇10A经过严酷苛刻的国军标试验，其性能、寿命、可靠性要远远高于俄制标准的AL—31F，606所再彷制AL—31F已没什么意义。606所对涡扇10A的评价，涡扇10A的研制成功将使中国航空动力事业达到发达国家的八十年代中期水平，在中国航空发动机发展史上具有里程碑式的重要意义。