世界各国航空发动机大全.doc

D-18A 涡轮风扇发动机外形
牌 号 D-18A
结构形式 双转子
推力范围 1765daN
现 状 研制中
装机对象
研制情况
D-18A 是波兰航空研究所研制的一种全新双转子涡轮风扇发动
机，1992 年4 月16 日首次试车。
K-15 涡喷发动机外形
牌 号 K-15
结构形式 单转子
推力范围 1470daN
现 状 生产
装机对象 波兰1-22 串列双座教练机、侦察机和对地攻击机。
研制情况
K-15 是波兰航空研究所研制的单转子涡轮喷气发动机。计划于
1988 年中公布，目前正由波兰热舒夫工厂生产。
SO-1/SO-3
牌 号 SO-1/SO-3
结构形式 单转子
推力范围 980～1080daN
UnRegistered
现 状 停产
产 量 SO-1 共生产30 台，SO-3 共生产580 台
装机对象 SO-1 TS-11 教练机。
SO-3B TS-11 教练机。
SO-3W22 I-22 教练机、侦察机和对地攻击机。
研制情况
SO-1 单转子涡轮喷气发动机是波兰航空研究所设计的，由波兰
热舒夫工厂生产。保证翻修寿命为200h。SO-3 是由SO-1 改进而来，
适用于热天气候工作，对压气机、燃烧室和涡轮作了少量修改，外廓
尺寸不变。翻修寿命400h。燃油喷嘴和火焰筒经修改后出口温度场
更均匀。
TWD-10B 涡桨发动机外形
牌 号 TWD-10B
结构形式 自由涡轮式单转子
推力范围 754kW
现 状 生产
装机对象 安-28 短距起落轻型运输机。
研制情况
TWD-10B 涡桨发动机是波兰热舒夫工厂按前苏联鄂木斯克/格
鲁申柯夫设计局设计的ТВД-10Б涡桨发动机的许可证制造的。翻
修寿命1000h。
UnRegistered
PZL-10W涡轮轴发动机结构
牌 号 PZL-10W
结构形式 自由涡轮式单转子
功率范围 662kW
现 状 生产
装机对象 波兰希维德尼克厂“鹰”直升机。
研制情况
PZL-10W 是波兰热舒夫工厂研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发
动机，它是由TWD-10B 涡轮螺旋桨发动机发展而来的，具有相同的
燃气发生器。
GTD-350 涡轮轴发动机外形
牌 号 GTD-350
结构形式 自由涡轮式单转子
功率范围 298～331kW
现 状 生产
装机对象 米-2 直升机。
研制情况
GTD-350 是前苏联依索托夫设计局设计的自由涡轮式涡轮轴发
动机，但仅在波兰生产。热舒夫工厂还研制了一个功率为331kW 的
改型GTD-350P。GTD-350 的总寿命为4000h。
PД-33 涡轮风扇发动机
牌 号 PД-33
UnRegistered
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力8140daN、中间4913daN。
现 状 生产
装机对象 米格-29 前线歼击机。
研制情况
PД-33 发动机由克里莫夫设计局研制，由位于莫斯科的契尔
尼舍夫工厂(又称红十月工厂)生产。
此发动机已随米格-29 飞机出口到20 余个国家。虽然该发动机在
印度的使用情况欠佳，但据俄方的介绍，该机的稳定性优良，可在飞
行包线内的任一点空中再起动和接通加力，并且设有俄国多数发动机
都有的补氧系统。
该机的一个突出特点是，根据前苏联歼击机比较强调高空、高速
性能的需求，高度、速度特性突出。主要措施是，高M 数飞行时，
允许其涡轮温度比地面增高150℃。
该机采用单元体结构，共11 个单元体。
TB2-117TG 涡轴发动机结构
牌 号 TB2-117
结构形式 自由涡轮式单转子
功率范围 1118kW
产 量 截至1993 年底大约已生产31021 台，预计到1999 年将再
生产91 台。
价 格 生产
装机对象 TB2-117A 米-8 双发运输直升机和米-24A 双发攻击直
升机。
UnRegistered
TB2-117TG 米-38 直升机。
研制情况
TB2-117A 是前苏联克里莫夫-伊索托夫设计局(现名俄罗斯
克里莫夫公司)研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机。该发动机于
1962 年9 月17 日装在米-8 第二架原型机上试飞。TB2-117A 发动机
除了在前苏联范围内使用外，还出口其他国家，如阿富汗、阿尔及利
亚、安哥拉、孟加拉、芬兰、前东德、匈牙利、印度、伊拉克、朝鲜、
老挝、利比亚、马达加斯加、巴基斯坦、秘鲁、波兰、罗马尼亚、苏
丹、叙利亚、越南、也门和前南斯拉夫等国。
TB2-117 发动机的设计留有余地，寿命长，并在寿命期内无故障，
因此，在相同功率级的发动机中比某些西方国家的发动机的尺寸和重
量都稍大些。
TB2-117A 为米-8 的动力装置，两台TB2-117A 发动机通过BP-8A
齿轮箱并车。使用一个旋翼转速自动保持控制系统使旋翼转速与两台
发动机的功率相协调。该系统与每台燃气发生器的控制系统分开，通
过改变发动机功率的方法能自动将旋翼转速保持在需要的范围内，使
两台发动机很好地同步工作，并且在一台发动机发生故障时，能自动
增加另一台发动机的功率输出。
TB2-117TG 将被选作米-38 直升机的过渡型发动机，该发动机目
前正在寻求国外的合作生产厂家。TB2-117TG 可使用多种燃料，如汽
油、轻质汽油、柴油、液化天然气、丙烷或丁烷气体。
TB3-117 涡轮轴发动机结构
牌 号 TB3-117
结构形式 自由涡轮式单转子
UnRegistered
功率范围 1434～1633kW
现 状 生产
装机对象 TB3-117БК 卡-27 和卡-28。
TB3-117MT 米-8T/TБ/TБК、米-14、米-17 和米-24。
TB3-117B 卡-27、卡-29 和卡-32。
TB3-117BK 卡-50。
TB3-117BM 米-17-1BA、米-25、米-28 和米-35。
研制情况
TB3-117 是由前苏联伊索托夫设计局(现俄国克里莫夫公司)
在70 年代由TB2-117A 发展起来的第二代涡轮轴发动机。1974 年开
始地面台架试验，1976 年首次飞行，1978 年开始批生产，批量很大。
TB7-117 涡轮螺旋桨发动机结构
牌 号 TB7-117
结构形式 自由涡轮式单转子
功率范围 1728～1840kW
现 状 生产
装机对象 TB7-117C 伊尔114。
TB7-117И Raketa 22。
TB7-117B 米-38。
研制情况
TB7-117 发动机是前苏联伊索托夫设计局(现俄国克里莫夫
公司)研制的第三代涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机，采用共用核心。此核
心可作为各种喷气发动机和涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机的基础。最初
的涡桨型装在伊尔-76 和伊尔-114 原型机上试飞，驱动SV-34 型6 叶
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复合材料螺旋桨。1992 年8 月定型后投入批生产。首翻期800h，估
计总寿命1600h。
主要改型有：
TB7-117C 涡桨型，与波兰合作生产。
TB7-117И 涡桨型。
TB7-117B 涡轴型。
ПC-90A 涡轮风扇发动机
牌 号 ПC-90A,Д-90A
结构形式 双转子
现 状 生产
产 量 截至1992 年大约生产100 台，其中大约20 台用于发动机
调试。
价 格 约50 万美元(1992 年俄罗斯国内市场折合报价，国际市场
价格不详)。
装机对象 ПC-90A 伊尔-96-300 和图-204。
研制情况
ПC-90A 是由前苏联索洛维也夫设计局(现为俄罗斯彼尔姆
航空发动机科研生产联合体)研制和生产的大涵道比涡轮风扇发动
机。1979 年开始研制时，ПC-90 发动机的推力为13440daN。1983
年，前苏联政府改变计划，将推力指标改为15696daN，即ПC-90A(又
称Д-90A，英译名D-90A)。该发动机于1984 年开始地面试车，1987
年进行飞行试验，1991 年通过国家试车，1992 年3 月获适航证。比
预定进度后延。截至1993 年初，已积累运转20000h 以上。1993 年
上半年在伊尔-96-300 飞机上投入定期航线。ПC-90A 在通过国家试
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车前作过一次较大的修改。主要是原来的发动机附件及管路安排无
序，不利于维修，更改目的是改善可靠性和维修性。ПC-90A 发动机
在设计中采用了很多成熟的军用发动机技术，其特点是：大涵道比，
11 个单元体结构，采用数字式电子控制并有机械液压备份，耗油率
较低，注重了可靠性和维修性设计。装ПC-90A 的伊尔-96-300 于1988
年9 月28 日首飞，发动机用降功率(13240daN)工作，装ПC-90A 的
图-204 于1989 年1 月2 日首飞发动机用全功率工作。
ПC-90A 是目前俄罗斯唯一仍在型号名称中表示总设计师姓名
(索洛维也夫)的发动机。
据报道，1994 年彼尔姆航空发动机科研生产联合体与美国P&WA
公司合作改进ПC-90A 的设计，其代号为ПC-90П。P&WA 公司准备
投资1.2～1.5 亿美元，改进设计的细节主要有：重新设计风扇叶片及
出口导流叶片；低压压气机由2 级改为4 级并采用新的转子叶片，从
而提高效率和稳定性；同时改进低压涡轮叶片及轴。可望1995 年底
完成试验，1996 年底取得适航证，用于经俄罗斯政府批准并予以经
费支持的新型运输机图-330。
该公司还准备利用ПC-90A 发动机的燃气发生器作通用部件发
展12000～20000daN 推力的发动机系列：
ПC-90A-76 用于伊尔-76MФ换发动机，推力为13734daN，流
量降为451kg/s，涡轮进口温度降低使用。
ПC-90A-154 用于图-154M 飞机，保持15696daN 起飞推力，
噪声和排气污染将符合国际民航组织的要求。
ПC-90A-12 推力为11772daN，是推力最小的型号，其空气流
量降为369kg/s，取消增压级，同时减少一级低压涡轮，总压比降至
21.4。
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ПC-90A-M 保持起飞推力15696daN 不变发动机减重5%，降
低耗油率2.2%，改善可靠性和使用寿命。
Д-100 是ПC-90A 的发展型，起飞推力为18639daN，总流量
增到717kg/s，风扇直径加大到1235mm，采用宽弦风扇叶片，低压
涡轮增至6 级，以上发展型计划目前尚无具体的研制进度。
Д-30KY 涡轮风扇发动机
牌 号 Д-30K
结构形式 双转子
推力范围 10400～11770daN
现 状 生产
装机对象 Д-30KY 伊尔-62M。
Д-30KYⅡ 图-154M。
Д-30KП 伊尔-76。
Д-30KПФ A-40“信天翁”。
研制情况
Д-30K 是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发动
机科研生产联合体)在Д-30 的基础上改型研制的前苏联第一种大涵
道比涡轮风扇发动机。尽管其编号与Д-30 相近，但要大得多，两者
之间没有多少通用零件。
基本型Д-30KY 于1974 年取代HK-8-4 用于伊尔-62M 旅客机。
Д-30KYⅡ降额到10400daN，可保持到ISA+15℃。Д-30KП推力为
11770daN，可保持到ISA+15℃。1980 年KП型被KПⅡ型取代，但
后者推力可保持到ISA+23℃。Д-30KПФ用于别里耶夫设计局设计
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的A-40“信天翁”反潜、侦察和布雷机。
Д-30 涡轮风扇发动机结构
牌 号 Д-30
结构形式 双转子
推力范围 6668daN
现 状 生产
装机对象 Д-30 图-134。
Д-30Ⅱ 图-134A。
图-134A-3。
研制情况
Д-30 是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发动
机科研生产联合体)研制的一种双转子涡轮风扇发动机，自1966 年起
用于图-134 双发旅客机。
该发动机是在Д-20П的基础上发展而来的，核心机和机匣的大
部分零件相似，只是增加了1 级跨音速风扇和2 级低压压气机，增大
了增压比和流量，因而提高了推力和耗油率。
1972 年以后，带反推力装置的Д-30Ⅱ发动机用于图-134A。1982
年以后，Д-30Ⅲ用于图-134A-3。该改型增加了低压零级压气机，以
降低的涡轮进口温度达到原来的推力并能保持到ISA+25℃。
1972 年翻修寿命2500h，总寿命7500h。
Д-20П
牌 号 Д-20П
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结构形式 双转子
推力范围 5296daN
现 状 停产
装机对象 双发旅客机图–124。
研制情况
Д-20П是前苏联索洛维也夫设计局(现俄国彼尔姆航空发
动机科研生产联合体)研制的双转子涡轮风扇发动机。研制工作于
1955 年开始，在研制中进行了长时间的试验。1960 年投入批生产。
1962 年，装在前苏联第一架以涡扇发动机作动力的旅客机图-124 上
投入航线使用。Д-20П在设计上是保守的，其设计目标是要达到最
佳的经济性和可靠性，可工作的环境温度范围从-40℃到40℃。
TB-O-100
牌 号 TB-O-100
结构形式 自由涡轮式单转子
功率范围 537kW
现 状 生产
装机对象 卡-16。
研制情况
TB-O-100 是由莫斯科“联盟”科研生产联合体总设计师戈
巴琴柯设计的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，由鄂木斯克“火星”
航空发动机设计局生产。该设计局有可能以该型号为基础与罗马尼亚
联合发展一种619kW 的改型，总增压比和涡轮进口温度分别提高到
10.2 和1077℃。另一种530kW的降功率型是卡-118 的备选发动机，
此外，尚有一种TBД-100 涡桨型方案，用于C-86 和T610。中央航
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空发动机研究院正在试验一种回热器，装上后该发动机耗油率可降低
15～20%。
TBД-20
牌 号 TBД-20
结构形式 自由涡轮式单转子
功率范围 1029kW
现 状 生产
装机对象 安–3 和T-101V。
研制情况
TBД-20 是前苏联格鲁申柯夫设计局(现俄国鄂木斯克“火
星”航空发动机设计局)研制的自由涡轮式涡轮螺旋桨发动机，其核
心机是TBД-10Б的改型，增加零级压气机和第2 级自由涡轮。
TRI60 涡轮喷气发动机结构
牌 号 TRI 60
结构形式 单转子
推力范围 350～440daN
现 状 生产
产 量 截至1993 年底已生产2543 台，预计1994 年至
2002 年将再生产355 台。
价 格 8.0～9.5 万美元(1993 年)
装机对象 TRI60-1-067 “海鹰”反舰艇导弹。
TRI60-2-071 C.22 遥控飞行器、靶机。
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TRI60-2-074 MQM-107A/B 导弹/靶机。
TRI60-2-077 RBS15M 反舰艇导弹。
TRI60-2-080 PTA 靶机。
TRI60-2-088 NV-144/NV-151 靶机。
TRI60-2-089 RBS15F/ASM15 导弹。
TRI60-3-097 BQM-126 靶机。
研制情况
TRI60 是为70 年代中期生产的小型飞机、无人靶机和导弹设计
的小型涡轮喷气发动机，1974 年6 月第一台验证机开始台架试验，
1976 年选用于C.22。
TRI60 的研制费用由法国政府提供。它的设计偏重于费用最低和
无需维修。它是微型涡轮发动机公司第一种采用轴流压气机与环形燃
烧室的发动机。TRI60 的结构简单，燃烧室冒烟很少，起动方式随用
途不同而异。其设计寿命为20 多小时。
TRI60-1-067 早期型。采用了液压气动式燃油控制系统。
TRI60-2-071 是TRI60-1 的改型。采用连续控制的电子控制系
统。油门完全可调。
TRI60-2-074 结构类似于-071，但装有由燃气发生器轴直接驱动
的1.5kVA 的交流发电机。
TRI60-2-077 其性能类似-071 型。
TRI60-3 其尺寸类似-2 型。
TRI60-20 是微型涡轮发动机公司不加力涡轮喷气发动机计划
中推力最大的发动机，增加了1 级压气机。
TRI60-30 用途不明。
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拉扎克
(Larzac)
牌 号 拉扎克
结构形式 双转子
推力范围 1280～1420daN
现 状 生产
产 量 截至1986 年底估计共生产1344 台，包括埃及生产的99
台和比利时生产的88 台，目前尚有
850～950 台在使用或存储中
价 格 59 万美元(1986 年)
装机对象 达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”。
04-H20 印度的新型单发教练机HJT36
04-R20 俄罗斯MiG-AT 飞机
研制情况
拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司
(SNECMA)联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机，
开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后来主要用于军用教练/
攻击机。研制工作于1968 年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机
和附件传动齿轮箱，SNECMA 公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系
统。1969 年5 月，拉扎克01 首次试车。1972 年5 月，标准生产型拉
扎克05 首次试车，1975 年5 月定型。在定型前共积累10000h 试车，
包括高空模拟试验和飞行试验。
投入批生产的拉扎克系列主要有：拉扎克04。
1993 年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克
04R20 发动机，用于双发教练机米格-AT。米格-AT 可能于1995 年首
飞。
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Snecma Moteurs 公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗
斯发动机制造商Klimov 组成团队，提高Larzac 发动机的推力到1504
dN，同时也与俄罗斯的EGA 公司合作开发一个全新的数字控制系统，
并安装在改进后的Larzac 发动机上。最近 Larzac 04-H20 型发动机
已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36 提
供动力。发动机在2001 年初期已开始试装，于2002 年6 月第一台发
动机交付，同年年底利用原型完成首飞。此项目预计将生产200 台
Larzac 发动机。俄罗斯飞机制造商MiG 已选择04-R20 型发动机为
MiG-AT 飞机提供动力。预计在2002 年下半年完成俄罗斯取证。
TRS18
牌 号 TRS18
结构形式 单转子
推力范围 113～150daN
现 状 批生产
产 量 截至1993 年初已生产623 台，预计到2002 年将再生产
365 台
价 格 TRS18-075，4.3 万美元；TRS18-1-201，4.4～4.6 万美元
(1993 年)
装机对象 TRS18-075 ASAT/“小隼”。
TRS18-076 “奎宿九星”(早期型)。
“奎宿九星”200。
TJA24-1 ASAT/“小隼”。
TRS18-1-201 “奎宿九星”(晚期型)。
研制情况
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TRS18 是微型涡轮发动机公司设计的轻重量涡轮喷气发动机系
列，用于轻型飞机、遥控飞行器、靶机和导弹。早期生产型TRS18-046
于1976 年5 月获得美国FAA 型号合格证，1982 年又获得法国民航
总局型号合格证。TRS18 发动机结构设计简单，采用单元体结构。前
单元体包括进气口、齿轮箱、电子控制和防护装置；涡轮单元体包括
离心压气机、涡轮转子和涡轮导向器；后单元体包括涡轮机匣后板(装
有火焰筒、排气锥和喷管)、回流环形燃烧室、喷嘴、点火器和带热
电偶的排气管。由于其起动和工作过程控制是完全自动的，而且可在
飞行中再起动，TRS18 特别适于轻型飞机。
TRS18 的第一个用途是美国比德公司的BD-5J 私人飞机，但由
于耗油率高和燃油成本上升，没有形成市场。后来，微型发动机公司
自己发展了分别装一台和两台TRS18-046-1 发动机的“微型喷气”90
和“微型喷气”200。前者是当时最小的单座喷气飞机；后者可为第
三世界国家用作教练机，1979 年在巴黎航展上展出，但未获得订货。
其他用该发动机的单发和双发有人驾驶飞机还有：卡普隆公司A21SJ
双座动力滑翔机、“钻石”动力滑翔机、卡普隆公司的C22J 教练机和
VariViggen 体育运动机。但这些飞机都是按订货生产，批量不大。在
遥控飞行器和靶机方面主要有Meteor 公司的“奎宿九星”系列亚音
速多用途遥控飞行器/靶机系列和ASAT/“小隼”亚音速变速靶机。
TRS18-046/046-1 早期生产型，用于几种单发和双发体育运动
原型机和一些研究机。
TRS18-075 TRS18-046 的推力增大型。
TRS18-076-1 TRS18-075 的一种改型。
TRS18-1 TRS18-1 系列包括018、083/202、201 和214
等型别。翻修寿命为600h。
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201 型用空气起动系统。TRS18-1 于1988
年获得美国联邦航空局合格证。
TRS18-2 TRS18-1 的推力增大型。压气机的流量和压
比均有增加，可能采用定向凝固或单晶的涡轮叶片。1983 年9 月19
日首台验证机运转。
TJA24-1 由TRS18-075 发展而来，在保持尺寸不变
的条件下推力增大34daN。
TRB13 TRS18 的新发展改型，尚处于设计阶段，
推力范围58～81daN。
TRB18 TRS18 的另一种新改型，仍在研制中。
M53-P2 涡轮风扇发动机结构
牌 号 M53
结构形式 单转子加力式
推力范围 加力：8006～9785daN；中间：5440～6330daN
现 状 生产
产 量 截至1995 年初已生产860 台，预计从1995 年到
1999 年将再生产190 台
价 格 M53-P2，335～365 万美元(1995 年)
装机对象 M53-2 “幻影”2000 原型机。
M53-5 “幻影”4000 原型机。
M53-P2 “幻影”2000。
M53-PX2 “幻影”2000。
研制情况
为了研制一种适合80 年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发
UnRegistered
动机，SNECMA 公司于1967 年开始M53 的设计。1970 年2 月M53
首次试验，1973 年7 月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次
试飞，1974 年12 月又装在“幻影”F1 空中试车台上首次超音速飞行，
马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978 年3 月在“幻影”
2000 上首飞，1978 年末在“超幻影”4000 上首飞。1976 年8 月M53
完成军方定型试验，1979 年末开始生产。M53 的设计目标是：适合
高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速
巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001 年
12 月31 日，M53 发动机共有617 台在世界各地服役，总累积超过93
万飞行小时。 M53 服役计划将超过2025 年。
M53 采用了阿塔发动机、TF106 与TF306 发动机的研制技术与
经验。与阿塔9K50 发动机相比，在直径相同情况下，M53 的推力提
高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩短约1 米。
M53 的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这
种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53 采用
了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12 个单元体。
M53 的研制费用约1 亿多美元。
M53-2 早期的原型机。
M53-5 在M53-2 基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外
廓尺寸、重量和设计参数与M53-2
基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、
控制系统和涡轮导向器做了改进。
M53-P2 M53 的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压
压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与
对流冷却。-P2 于1981 年6 月首次台架试验，1985 年1 月开始生产。
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M53-PX3 型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术
改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。
M53-PX3 型发动机将使幻影2000 战斗机保持尖端性能。
M88 加力式涡轮风扇发动机
牌 号 M88
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力：7116～8896daN
现 状 生产
产 量 截至1995 年初已制造21 台原型机供试验用，预计到2004
年将再生产222 台
价 格 M88-2，估计为465～495 万美元(1993 年)
装机对象 M88-1 “阵风”A。
M88-2 “阵风”D(早期型)。
M88-3 “阵风”D(晚期型)，“阵风”M。
CFM88 行政机和支线飞机。
研制情况
M88 是为满足90 年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力
式涡扇发动机。其方案研究工作始于70 年代末。1983～1986 年第1
阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987 年第2 阶段核心
机试验时达到1577℃。M88-2 的全面研制工作于1986 年2 月开始，
并于1989 年3 月开始地面台架试车。1990 年2 月，在“阵风”D 上
与一台F404 混装进行飞行试验，1992 年第三季度完成生产型发动机
定型试验。计划于1996 年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500
地面试验小时和4000 飞行试验小时，研制费用为16 亿美元。按照飞
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机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到
高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气
动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料
(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式
电子控制系统。与阿塔9K50 相比，M88-2 长度短40%，重量轻45%，
推重比高88%。初始故障间隔时间100～150h。
M88-1 结构与早期M88 MK1 相同，推重比从9.5 提高到10.0。
改进的主要方面是：提高涡轮进口温度，改进风扇和压气机气动设计，
风扇压比从3.5 提高到4.0。
M88-2 标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末
冶金盘，在降低电磁和红外线信号方面也取得了一定进展。1997 年
开始研制M88-2 的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油率和提
高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001 年底取得
了法国DGA 国防部采购代办的认证，到2004 年所有在法国服役的
M88 发动机都将换装-2E4
M88-3 考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～
9341daN。采用一种新的3 级风扇。预计1999～2000 年可供使用。
M88-4 拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围
9341～10230daN。采用全新的风扇、低压涡轮和加力燃烧室。
M88-2S/M88-3S 分别是M88-2 和M88-3 的不加力型，推力为
4893daN 和6227daN。预计本世纪末可供使用。
CFM88 在M88 核心机基础上加上某个CFM56 的部件(可能是
风扇)的民用改型，计划用于90～122 座的支线飞机。
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阿塔9C/9K50
(Atar 9C/9K50)
牌 号 阿塔9C/9K50
结构形式 单转子加力式
推力范围 加力：5884～7061daN
现 状 停产
产 量 截至1986 年底共生产了各型阿塔发动机大约5220 台，包
括其他国家专利生产的
320～330 台，现在还有1450～1500 台各种型号的发动机
在使用或存储中。
价 格 阿塔-9K50，235 万美元(1988 年)
装机对象 法国达索公司“幻影”Ⅲ、“幻影”5、“幻影”50、“幻影”
ⅢNG、“幻影”F1/F1B 和“超军旗”战斗机。
研制情况
阿塔系列发动机是法国SNECMA 公司研制的涡喷发动机。阿塔
系列发动机从1945 年开始设计，通过对发动机的不断改进，有很多
改型，是法国早期的主力军用涡喷发动机。1945 年10 月SNECMA
用德国BMW 003 发动机为原准机设计阿塔101V，以后又改进成了
101A、101B1、101C、101D1、101F 等。1956 年开始设计阿塔8。阿
塔9C 从9B 发展而来，于1960 年开始生产。阿塔9K 是为装超音速
轰炸机“幻影”Ⅳ而研制的，1961 年4 月15 日首次试车，9K50 于
1969 年装在“幻影”F1-03 架原型机上首次试飞。
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阿斯泰方
(Astafan)
牌 号 阿斯泰方
结构形式 齿轮传动单转子
推力范围 686～1273(喷水)daN
现 状 停产
产 量 到1985 年生产了311 台
价 格 15.5 万美元(1979 年)
装机对象 法国双发“指挥官”运输机，“空中指挥官”联络机，双
发教练机富加90。
研制情况
阿斯泰方是法国透博梅卡公司研制的一种齿轮传动和弯距风扇
的小推力涡轮风扇发动机。1969 年夏季第一次试车。1971 年4 月8
日装在“指挥官”运输机上首次试飞。改型阿斯泰方4F6 装在“空中
指挥官”690 联络机上，于1976 年1 月24 日首次试飞。阿斯泰方是
由涡轮螺桨发动机阿斯泰阻发展出来的，它以阿斯泰阻作为核心机，
加上单级可调风扇和恒速调节器。
主要改型有阿斯泰方2、2G、3、4、4G。
阿比宗
(Arbison)
牌 号 阿比宗
结构形式 单转子
推力范围 356～423daN
现 状 批生产
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产 量 截至1993 年初共生产了1038 台。预计到2002 年将再生
产702 台
价 格 阿比宗ⅢB 和ⅢD，14～16 万美元(1993 年)
装机对象 阿比宗Ⅲ OTOMAT MK1 反舰巡航导弹(早期型)。
ⅢB OTOMAT MK1 反舰巡航导弹(晚期型)。
OTOMAT MK2 反舰巡航导弹。
ⅢD MILAS 反潜巡航导弹。
研制情况
阿比宗Ⅲ是法国透博梅卡公司从它的透默ⅢC 涡轴发动机改型
而来的单转子涡轮喷气发动机。研制计划于1970 年宣布，当时编号
为TR281。1975 年装在巡航导弹上首次飞行。阿比宗的主要用途是
OTOMAT MK1 和MK2 多用途远程反舰导弹，射程为6～125km，广
泛用于法国、意大利和利比亚等11 国的80 艘军舰上。
阿比宗Ⅲ 早期型，推力372daN。
阿比宗ⅢB 晚期型，推力400daN，1993 年停产。
阿比宗ⅢD 推力估计为411daN，1990 年开始试验，1991 年底
首批飞行用原型机交付，预计1995 年开始批生产。
阿比宗Ⅳ 阿比宗Ⅲ的缩小型，装空气冲击涡轮起动机，最大
起飞推力为359daN，设计寿命30 小时，据报道，它用于一种射程更
远的OTOMAT 导弹。
玛波尔
(Marbore)
牌 号 玛波尔
结构形式 单转子
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推力范围 392～588daN
现 状 停产
装机对象 法国双发CM-170“超教师”教练机，双发CM-191 教练
机，巴黎2 型、3 型双发行政机，
MS760 单发飞机，西班牙航空制造公司双发HA-200“箭”
教练机。
研制情况
玛波尔是法国透博梅卡公司研制的一种小型军、民两用单转子涡
轮喷气发动机。该发动机是50 年代初期从该公司的派勒斯(Palas)发
动机发展起来的。1954 年，玛波尔2 进入了全面研制阶段，1957 年
7 月18 日获得法国当局签发的合格证书，后来又发展了几种改进型
的发动机。带标准设备的玛波尔2 发动机在1963 年8 月就已达到400h
的翻修寿命。
主要改型有玛波尔6F、6C 和8。
阿赫耶涡轮轴发动机
牌 号 阿赫耶
结构形式 自由涡轮式单转子
功率范围 447～559kW，可增至656kW
现 状 生产
产 量 截至1995 年初已生产4380 台，预计到2004 年将再生产
2403 台。
价 格 14.8～18.5 万美元(1995 年)
装机对象 阿赫耶1B 单发AS.350B。
阿赫耶1C 双发AS.365N。
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阿赫耶1C1 双发AS.365N。
阿赫耶1C2 双发AS.365N。
阿赫耶1D 单发AS.550。
阿赫耶1D1 单发AS.350B-2，AS.550L-2。
阿赫耶1E 双发BK.117。
阿赫耶1G 双发S-76C。
阿赫耶1K 双发A109K。
阿赫耶1K1 双发A109K2。
阿赫耶1M/MN 双发SA.365F。
阿赫耶1M1 双发SA.565MA/SA/K。
阿赫耶1S 双发S-76A/A+/C。
阿赫耶1S1 双发S-76A+。
阿赫耶2S 双发AS.365, S-76C+, SA P 120L。
研制情况
1971 年开始设计，用来满足当时迅速扩大的轻型直升机市场的
要求和取代阿都斯特和阿斯泰阻发动机。1973 年燃气发生器运转，
1974 年8 月整机首次试车，1974 年9 月完成飞行前规定试验。1974
年12 月装在经改装的SA.341-02“小羚羊”直升机上首次试飞，1975
年1 月装在双发型SA.365“海豚”直升机上作首次试飞，同年2 月
装在单发型AS.350“松鼠”直升机上作首次试飞。1977 年取得法国
和美国的合格证。1978 年初，生产型发动机交付使用。1978 年取得
英国的合格证。1980 年7 月中国与法国签订了购买生产阿赫耶发动
机的协议。80 年代和90 年代阿赫耶发动机不断得到改进改型。
70 年代初开始研制阿赫耶发动机的时候，透博梅卡公司按照传
统的安全、简单和经济的基本原则，计划把该发动机设计成一种耗油
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率低、功重比高、使用维护方便、翻修寿命长和费用低的涡轴发动机。
为实现设计指标，阿赫耶发动机的压比、涡轮进口温度和转速都选择
比较高。在结构上采用单元体设计，整个发动机由五个单元体组成：
附件齿轮箱和传动轴、轴流压气机、燃气发生器、自由涡轮和减速齿
轮箱。在外场可以更换单元体。阿赫耶发动机具有良好的起动性能，
该发动机能在飞行速度为零、4500m 的高原或高空(可达6000m)、-40
℃到+50℃的环境条件下可靠地起动，因而适于高温高原地区使用。
寿命指标为：翻修寿命2000h 或3000 个低周循环，以先到达