本篇文章给大家谈谈《jt15t发动机》对应的知识点，希望对各位有所帮助。

本文目录一览：

• 1、我2012年4月购买贵公司JT12T2-3W4燃气灶现在点火开关打开后十几秒松手开关跳起关气怎么办？
• 2、中国有那几种涡扇发动机
• 3、F15e战斗机的发动机各种参数。最好还有进气和排气系统的参数。回答字数要多一些，因为我写报告。

我2012年4月购买贵公司JT12T2-3W4燃气灶现在点火开关打开后十几秒松手开关跳起关气怎么办？

亲，很高兴为您解答哦

亲，您好！您可以调节一下风门试一下，让火焰烧到熄火保护针。如果不行可能是熄火保护针坏了，您可以拨打400-618-7777报修一下。

亲，如有其它问题，可以随时向企业知道提问哦！小澳全天在线滴。

中国有那几种涡扇发动机

涡扇-5是我国研制的第一种涡轮风扇发动机，设计特点为单转子，无加力，后风扇式，但完成研发后没有投入使用。1963年1月，沈阳发动机研究所（606所）根据空军要求改进轰-5轰炸机而提出的技术指标，在涡喷-6发动机的基础上，开始研制一种后风扇式涡轮风扇发动机，定名为涡扇-5。该型发动机为单转子、无加力后风扇发动机，第一台样机于1965年初制造完毕，1966年达到设计指标，1970年通过长期试车考核，1971年装于一架轰-5上进行了多次滑跑试验。当时只装了一台涡扇-5，这架飞机被称为轰-5改。后空军撤消了对轰-5改进的计划，涡扇-5于1973年5月停止研制。

涡扇-6型航空发动机是我国于六十年代始研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机，于八十年度初停止研制，未能投入使用，但在中国航空工业史上具有重要意义。

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“文革”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。

“秦岭”发动机是“涡扇-9”发动机的全国产化+改进版本。属于中等推力涡轮风扇发动机。而"涡扇-9"则是引进英国斯贝MK202发动机技术在国内组装的产品。秦岭”MK220涡扇发动机在保持WS-9发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对WS-9（斯贝MK202）原型机进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了M53P2发动机的技术水平。“秦岭”MK220发动机从1994年开始进行原型机研制到2005年通过设计定型审查，历经12个春秋。配套飞机是歼轰7和歼轰7A。

太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。太行发动机的研制始于上世纪八十年代末，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时18年。太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。太行发动机由中国606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。采用大推力涵比及全自动数字化控制系统，最大推力为13200公斤。目前主要用于装备中国第三代高性能歼-10战斗机，但是解放军歼-10B战机并没有装备太行发动机[

WS-10A，是WS-10的发展型号，目前主要装备于J11B战斗机。WS-10A发动机与WS-10“太行”发动机最大的区别是核心机技术不同，WS-10A的核心机是CFM56核心机技术与AL-31F的核心机技术相结合的产物。

WS-10A发动机的整体性能接近F110-GE-129IPE　(F110的性能改进型)

涡扇-13，简称WS-13，是一款由中国贵州航空集团设计生产的中等推力军用涡轮风扇航空发动机。该发动机是在俄国RD-33发动机的基础上进行改进得到的低涵道比发动机。

WS13A ：大涵道比非加力型涡扇，涵道比 2.0 ，推力 10KN ，油耗 0.62 ，总压比 23 ，涡轮温度 1800K ，推重比 14 ，大修间隔 800H ，寿命 2400H ，预计 2006 年开始批量生产，列装机型： 中客 ARJ21 、中运。

WS13 泰山：用于 FC － 1 “ 枭龙 “ 、 FBC － 1 “飞豹” 后期动力

WS-15全称涡扇15“峨眉” 涡扇发动机，是为我国第四代重型/中型战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机。由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的一步。2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。保节点是2020年完成研制。

WS-118是一款以WS-10为基础的国产重型运输机用涡扇发动机。

据外媒报道,WS-118应用于起飞重量超过100吨的大型飞机,将用于新一代大型运输机,包含我们目前正在开发的C919客机都将使用此款发动机。

中国一航自主研制的涡扇500发动机。该发动机长1.2米，最大直径0.35米，为首台国内自主设计的小推力级涡扇发动机，它的研制将填补我国航空发动机核心机系列中小推力领域的空白，可作为无人机或小型飞机动力，也可根据需要修改设计用作热-电联供的小型地面燃机。根据先期市场调查，该量级发动机具有巨大的发展潜力和良好的市场前景。

F15e战斗机的发动机各种参数。最好还有进气和排气系统的参数。回答字数要多一些，因为我写报告。

F15e战斗机装备两种发动机，通用电气F110系列，和普惠的F100系列，每年美国空军采用竞争机制在综合评定成本价格，对两种发动机进行竞标采购。

F100系列，牌号　F100

用途　军用涡扇发动机

类型　涡轮风扇发动机

国家　美国

厂商　普拉特·惠特尼公司

生产现状　生产

装机对象　F100-PW-100　 F-15A/B和早期F-15C/D。

F100-PW-200　 F-16A/B/G。

F100-PW-220　 F-16C/D、F-15C/D(后期)和F-15E。

F100-PW-220E　F-16、F-15C/D(后期)和F-15E。

F100-PW-220P　所有F100发动机装备的飞机。

F100-PW-229　 所有F100发动机装备的飞机。

IPE-94　 　F-15和F-16的未来改进型。

研制情况

1968年美国空、海军空中优势战斗机计划要求大幅度提高发动机推重比和改善进气道与发动机的匹配性，同时，美国国防部作出了采用同一个核心机发展两种发动机的决定。美国空、海军在1968年4月联合提出了一项为期18个月的初始工程发展计划，要求普·惠公司和通用电气公司各制造和试验一台验证机，发动机的核心要能同时满足空、海军的要求。普·惠公司以JTF22核心发动机为基础，为发展空、海军用的两种发动机进行投标，JTF22是在JTF16验证机基础上发展的，验证机在1969年7月首次运转。1970年3月在和通用电气公司的GE1/10发动机竞争中普·惠获胜，空军于1970年4月与普·惠公司签订2.75亿美元的“成本加奖励”合同。该合同规定若成本超过或低于合同，则超过或低于部分由空军和公司按90∶10比例分摊。但后来由于实际费用超过计划费用很多，在1971年7月增加合同金额1.22亿美元。对用于飞行试验和生产型发动机则按“固定价格加奖励”的办法，空军和公司之间按75∶25比例分摊。F100发动机用于研制的费用为4.75亿，用于部件改进的计划费用约6.66亿。这样，该发动机从开始研制到1984年15年内总计花费11亿美元。

F100发动机是世界上最早投入使用的推重比达8一级军用发动机。在发动机参数选择中注重提高发动机性能，采用“两高一低”策略，即增压比高、涡轮前温度高和涵道比低。在材料上采用了高强度重量比、耐高温的合金。F100也是首次使用单元体结构的战斗机发动机，它由5个单元体组成，各单元体都可更换。

F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和维修性方面的问题，曾一度使美国前线战斗机处于停飞的危险中。为此，普·惠公司投入大量改进改型资金，采取一系列措施，发展出了F100-PW-220发动机，基本解决了F100-PW-100存在的问题，可靠性、耐久性和维修性得到很大改善。在与通用电气公司F110发动机争夺装备F-15和F-16的“战斗机发动机大战”中，开始时处于不利地位，经改进后这两种发动机各有千秋。为与通用电气公司性能改进型F110-GE-129竞争，普·惠公司也在F100-PW-220的基础上研制了性能改进型F100-PW-229。

F100-PW-100　1970年3月开始全面工程研制，1972年2月进行60h飞行前规定试验、1973年10月通过150h定型试验。1974年11月交付空军使用。

F100-PW-200　为适应单发飞机的需要作了一些修改，采用复式燃油泵和备份控制系统或数字式发动机控制系统。

F100/PW1115　F100发动机的无加力燃烧室的改进型。

F100-PW-220　采用了新型风扇和压气机，改进了低压涡轮、数字式发动机电子控制系统、加力燃烧室和加力燃烧室双点火系统，提高了核心机寿命。通过采用数字式发动机电子控制系统，使发动机在整个飞行包线内或发动机寿命期内无推力衰减，并可连续监控发动机状态。

F100-PW-220E　通过采用一套改型组件可以把早期的F100发动机改进成具有标准构形的F100-PW-220发动机。使早期的F100发动机具有与F100-PW-220发动机相同的可靠性、维修性和适用性，同时降低发动机的生产费用。采用了最先进的热端部件、数字式发动机电子控制系统、齿轮式主燃油泵和发动机诊断装置。1987年10月在F-16上做了首次飞行试验，1988年投入使用。

F100-PW-220P　F100-PW-220E的改进型，以前称为F100-PW-220E+。1991年中期开始改进工作。它是将F100-PW-229发动机的风扇、喷管、改进的数字式发动机电子控制系统和先进的低压涡轮材料应用到F100-PW-220和F100-PW-220E中。

F100-PW-229　F100的推力增长型，也称为F100改进性能发动机(F100-PW-229 IPE)或PW1129。该发动机采用提高了效率的核心机、增加流量的风扇、多区燃烧的加力燃烧室、寿命为2000h的齿轮式燃油泵和提高了能力的数字式电子控制系统，检修间隔为4000循环。此发动机准备用于F-15E战斗机。1989年5月在F-16飞机上首次飞行，1989年后期完成定型试验，1990年4月和5月第一台生产标准型F100-PW-229分别在F-16和F-15E飞机上做了飞行，1991年初投入使用。

IPE-92　F100-PW-229 IPE的发展型，推力提高888daN，或在较低的涡轮进口温度下可提高发动机的使用寿命。风扇部分直径大约比F100-PW-229增大2.5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，总增压比34。所有修改都是在现有风扇机匣直径内进行的，所以动力装置的安装与100-PW-229的相同。

IPE-94　F100-PW-229 IPE的发展型，采用了大直径宽弦风扇和高温涡轮部件。空气流量比F100-PW-229增加13%。为了适应风扇尺寸的增大，安装了较大的中介风扇机匣。加力燃烧室长度缩短150mm，以保持发动机在F-15E和F-16C/D飞机上尺寸不变。1991年秋开始发动机的地面试验。

F401　F100-PW-100发动机的改进型，推力13340daN。1972年9月开始试验，1973年9月12日装在F-14B飞机上试飞，后因飞机研制费超支，F-14B飞机停止发展，F401计划也撤消。

结构和系统

进 气 口　皮托管式钛合金进气口。有21个可变弯度的进口导流叶片。导流叶片前缘固定，通热空气防冰，后缘可调。

风扇　3级轴流式。钛合金制成。最大转速10400r/min。前2级转子叶片有叶中阻尼凸台，材料为Ti6-6-2，盘材料为Ti8-1-1。轴用Ti6-4电子束焊接而成。F100-PW-220采用了较高流量的风扇。F100-PW-229的风扇采用损伤容限设计。

高压压气机　10级轴流式。前3级整流叶片可调，转子由锻造盘叠成，采用热等静压工艺。1～3级盘由锻造钛合金制成，第4级盘材料为PW1016，第5、7和9为耐高温镍基合金，第6、8和10为热等静压的IN100。1～4级转子叶片材料为钛合金，5～9级为耐热镍铬铁合金，第10级为耐高温镍基合金。压比8.0。F100-PW-220增设一增压级并将压气机的总寿命提高到4000h。最大转速13450r/min。F100-PW-229的压气机采用损伤容限设计。

燃 烧 室　短环形。无烟。燃烧室喷嘴安装在燃烧室前部，电容器放电点火。F100-PW-220采用双通路喷嘴。材料为Haynes 188钴基合金。F100-PW-229采用浮壁式火焰筒。

高压涡轮　2级轴流式。第1级采用冲击冷却，第2级对流冷却。第1级转子叶片和导向器叶片材料为定向凝固镍基合金MAR-M200加PWA73涂层。F100-PW-220和F100-PW-229的导向器叶片由PW1480合金改进成PW1484单晶合金，涡轮转子叶片外封严材料为PW1485。

低压涡轮　2级轴流式。第1级非冷却转子叶片材料PW1484单晶合金，盘为IN100。涂层为PWA73。F100-PW-229的转子叶片为定向凝固材料。

加力燃烧室　可变面积的燃油喷嘴以最小的压力实现软点火。外涵道采用带钛合金桁条的加强壳结构，衬筒为有陶瓷涂层的Haynes 188钴基材料。

喷管　平衡梁式收敛－扩张型。

控制系统　F100-PW-100和-200为机械液压式，控制燃油和喷管面积，并具有电子监控能力。F100-PW-220采用汉密尔顿标准公司的数字式电子控制系统。燃油泵由TRW、森德斯特兰德和汉密尔顿标准公司提供。F100-PW-229为全权数字式电子控制系统，具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。

技术数据

最大加力推力(daN)

F100-PW-100　 10590

-200　 　10590

-220 10590

-220E 10570

-229 12890

-220P 12010

IPE-92　 13778

IPE-94 16000

中间推力(daN)

F100-PW-100 6520

-220/-220E 6526

-229 　7918

-220P 7429

加力耗油率[kg/(daN·h)]

F100-PW-100 2.31

-200 　2.30

-220 　2.21

-229　 2.00

最大连续耗油率[kg/(daN·h)]

F100-PW-100　 　0.720

-200 　0.720

-220 　0.700

-229 　0.660

推重比

F100-PW-100 7.8

-200 　7.7

-220 　7.4

-220E 7.2

-229 　7.9

IPE-94　 9.5

空气流量(kg/s)

F100-PW-100　 　101.1

-200 　101.6

-220 　103.4

-229 　112.4

IPE-92 　 114.0

涵道比

F100-PW-220/-220E 0.6

-229　 0.4

总增压比

F100-PW-100/-200/-220/-220E　 25.0

-229　 32.0

IPE-92 　 34.0

涡轮进口温度(℃) 1399

最大直径(mm)　 　 1181

长度(mm)　 　 4856

质量(kg)

F100-PW-100 1386

-200　 1410

-220 　1452

-220E　 　 1496

-229 　1656

F110系列，

牌号　F110/F118

用途　军用涡扇发动机

类型　涡轮风扇发动机

国家　美国

厂商　通用电气公司航空发动机集团

生产现状　批生产

装机对象　F110-GE-100F16C/D、N，F-15E。

F110-GE-400F-14B/F-14D，F-14A改装。

A-7“海盗”Ⅱ　CAS/BAI(建议)，A-7“海盗”Ⅱ改装。

F110-GE-129所有110装备的飞机，1991年中以后的F-15E，F-16“敏捷隼”，日本FS-X。

F110X　未来先进战斗机。

F118-GE-100B-2，RT-1。

研制情况

F110是美国通用电气公司从轰炸机用的F101改型而来的战斗机用的加力式涡扇发动机。

美国卡特政府决定停止B-1A/F101-GE-100计划和美国第一线战斗机用的TF30和F100发动机存在大量耐久性、可靠性和操纵性问题，是促使通用电气公司作这一改型工作的主要原因。该公司在1976年就自筹资金制造了一台F101X验证机，其热力参数与F100发动机的相似，与原来的F101-GE-100相比，减小了涵道比，提高了增压比。

随着军方对战斗机的战备状态和全寿命期费用的关心日益增强，美国空军实施了改型战斗机发动机计划，并与通用电气公司签订一项有限的研制合同，价值8000万美元，包括3台原型机，编号为F101DFE。这项研制计划的目标是：

(1)鉴定F-16和F-14飞机/发动机在实际飞机中的匹配能力，包括性能和作战适用性；

(2)通过加速任务试验确定发动机的耐久性；

(3)根据验证的能力，提出生产型发动机的型号规范。

如果计划成功，那么将提供足够的数据，以使进入全面工程研制阶段的风险减到最小。

经过1980年和1981年两年的广泛试验，达到或部分超过了预期的目标。在F-16飞机上的试飞结果证明，F101DFE无需作重大改进就可以装在这种飞机上使用。在F-14飞机上的试飞结果表明，飞机的留空时间和作战半径都比装原来TF30发动机的增加25%。在试飞中，发动机无需调整，并且油门杆的使用不受限制。在1982年12月的一次试验中，完成了5004个总累积循环(TAC)，其热端部件寿命为当时新采购的F100发动机的三倍。

基于上述结果，通用电气公司又得到了一项在空军替换战斗机发动机计划下的全面研制合同，价值9300万美元，为期两年，发动机正式编号为F110，与普拉特·惠特尼公司F100发动机的改进型竞争用于新生产的F-15和F-16战斗机。这项全面研制计划的重点是实现系统最佳化，确定供F-15、F-16和F-14用的F110发动机的最终构型，并继续进行高空模拟试验、加速任务试验和各种环境试验。

F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。

与F101-GE-100发动机相比，F110有以下几方面的改变：风扇由2级改为3级，压比提高到3.2，直径减小到970mm，涵道比由2.01减到0.87；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应F-14、F-16和特别是F-15飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。

1984年2月，美国空军按照双承包商采购策略，决定对F-15和F-16战斗机发动机的采购在F100和F110之间按一定比例分配。在1985年采购的160台中，75%为F110，25%为F100。从此，开始了一场发动机大战(Great Engine War)。到1994年为止，F110共获订货1065台，F100为1021台，基本上平分秋色。但通用电气公司声称它获得胜利，因为在1000多架F-16C/D战斗机中，该公司提供的发动机占75%。

F110-GE-100　F110的基本型，采用了F404的风扇、加力燃烧室和喷管技术。用于F-15和F-16。

F110-GE-400　海军型，与F110-GE-100基本相同。1987年开始用于F-14B/D。

F110-GE-129　性能改进型，推力达12900daN。提高了涡轮进口温度55～80℃，增大了转速，改进了材料，采用全权数字式电子控制系统。涵道比降为0.76，零件数目比F100-GE-100少40～50%。

F110X　研究中的新改型，推力将达16210daN，推重比9.5。

F118-GE-100　F110的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B-2轰炸机。1991年决定用于改装TR-1，以取代原来的J75涡喷发动机。

结构和系统

进 气 口　环形。带17个变弯度进口导向叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分。

风扇　3级轴流式，系F404发动机风扇的放大型。转子叶片材料为钛合金。水平对开机匣，转子和整流叶片可单独更换。风扇直径970mm，压比3.2。

压 气 机　9级轴流式。头3级材料为钛合金，后6级为A286钢。零级和头3级整流叶片可调。转子为盘鼓式，用惯性焊连接。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。压比9.7，效率85%。

燃 烧 室　短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工而成。燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。

高压涡轮　单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。Rene 125制的转子叶片和导向器可单独更换。有些转子叶片用N-5单晶铸造，效率为0.87。

低压涡轮　2级轴流式，带冠。2级转子叶片均可单独更换，第2级导向器叶片可分段更换。第1级转子叶片材料为Rene 125，盘为Rene 95。第2级材料均为Rene 80，轴用IN718合金。

加力燃烧室　F101的缩小型。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合。内涵气流中90%的空气在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使整个工作范围内温升平稳。外壳材料为IN625。

尾 喷 管　收敛－扩张型。由F404发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。

控制系统　伍德沃德公司的主燃油控制器，并有电子模拟和主液压机械控制备份以及一个风扇转速限制器。F110-GE-129采用全权数字式电子控制。

支承系统　5支点。高压转子2个轴承，低压转子3个轴承。

技术数据

最大加力推力(daN)

F110-GE-100　12268

-400　12045

-129　12899

F110X16235

中间推力(daN)

F110-GE-400　7117

-129　7562

最大推力(daN)

F118-GE-100　8451

加力耗油率[kg/(daN·h)]　2.02～2.05

中间耗油率[kg/(daN·h)]

F110-GE-100/-129 0.70

推重比

F110-GE-100　7.07

-400　6.16

-129　7.28

F110X～9.50

F118-GE-100　5.43

空气流量(kg/s)

F110-GE-100　113.4～122.4

-400　117.5

-129　118.0

涵道比

F110-GE-100　0.87

-400　0.87

-129　0.76

总增压比

F110-GE-100　30.4

-400　30.4

-129　32.0

F118-GE-100　30.4

涡轮进口温度(℃)

F110-GE-100　1427

-400　1427

-129　1455

F118-GE-100　1427

最大直径(mm) 1181

长度(mm)

F110-GE-100　4622

-400　5893

-129　4626

质量(kg)

F110-GE-100　1769

-400　1996

-129　1809

F110X1701

关于《jt15t发动机》的介绍到此就结束了。