中国全部国产航空发动机的型号及参数.docx

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中国全部国产航空发动机的型号及参数

涡喷-5

涡喷-5

涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。

涡喷-5是一种离心式､单转子､带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。

首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。

截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。

涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。

涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛（2650公斤），加力状态推力37千牛（3800公斤）涡喷-5系列主要有以下改型：

涡喷-5甲：

沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。

1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。

涡喷-5乙：

西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。

涡喷-5丙：

西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。

涡喷-5丁：

西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。

涡喷-6

涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制PA-9B喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。

涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。

1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器（北航高歌发明）成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了PA-9B所固有的振荡燃烧现象。

涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。

最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷6甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能：

直径：

0.6686米、长度：

2.91米、净重：

708.1公斤

空气流量：

43.3公斤/秒

转速：

11150转/分

增压比：

7.14

涡轮前温度：

870摄氏度

耗油率：

1.63公斤/公斤/小时

推力：

3187公斤

推重比：

4.59

ＷＰ-６为我国首型超音速航空发动机。

其压气机由离心式发展至轴流式，技术上是一次重大进步。

1984年沈航首次将我国独创的沙丘驻涡稳定性理论（北航高歌发明）成功应用于ＷＰ-6甲改进型，彻底解决了ＰⅡ-9Ｂ所固有的振荡燃烧现象。

涡喷-7

涡喷-7系列发动机是沈阳发动机厂在苏制Р11Ф-300发动机基础上仿制和发展而成的一款轴流式双转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。

涡喷-7发动机于1967年6月定型，产量3378台，主要用于歼-7系列和歼-8系列战机。

用途　军用涡喷发动机

类型　涡轮喷气发动机

厂商　贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司

生产现状：

生产

装机对象

涡喷7　　　　　　　　歼-7

涡喷7甲　　　　　　　歼-8白天型

涡喷7乙　　　　　　　歼-7Ⅱ

涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ、歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型

结构与性能：

ＷＰ-７甲为轴流式、双转子、带加力涡喷发动机　

加力推力6000公斤

不加力推力4400公斤

不加力耗油率2.0公斤/公斤/小时

加力耗油率1.01公斤/公斤/小时

高压转速11150转/分

低压转速11440转/分

推重比5.2

增压比8.85

涡轮前温度1015摄氏度

空气流量64.5公斤/秒

直径0.906米

长度5.16米

净重1160公斤

ＷＰ-７乙（乙Ｂ）推力较ＷＰ-7提高６％、耗油降２％、乙Ｂ型翻修时间提高至250小时。

涡喷7系列主要有以下改型：

涡喷7：

原型，已停产。

涡喷7甲：

用于歼-8飞机的改型，采用气冷涡轮，使涡轮进口温度提高100℃。

此外，还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。

涡喷7乙：

在涡喷7甲基础上的改进型，用于歼-7飞机。

在研制中，排除了原压气机的薄弱环节，改进了主燃烧室安装边的材料，解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。

现已停产。

涡喷7乙B：

在涡喷7乙基础上的延寿改型，有供出口的涡喷7B（M）和7B（BM）批次。

涡喷7乙Ⅲ：

在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型，有供出口的涡喷7乙ⅢK和7BⅣ批次。

技术看点：

为我国首台两倍音速飞机用发动机，结构由单转子发展至双转子、并采用了国际上先进的气膜冷却、空芯气冷叶片（ＷＰ-７甲）、加力燃烧室分区分压供油等项新技术，为今后发展更先进的军用航空发动机打下了坚实的基础。

涡喷-8

涡喷-8型发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РⅡ-3M发动机图纸和资料生产的大推力燃气涡轮喷气发动机。

涡喷-8于1967年6月定型，1997年停产，共生产1020台，适装机型为轰-6型轰炸机。

涡喷-8（WP-8）：

用　　途　军用涡喷发动机

类　　型　涡轮喷气发动机

厂　　商　西安航空发动机公司

生产现状　生产

装机对象　H-6和H-6J

涡喷-8是我国为轰-6轰炸机研制生产的一种大推力喷气式发动机，也是按前苏联所提供的PⅡ-3M发动机技术资料于1958年开始研制的，是当时我国研制生产的推力最大的一型发动机，也是50年代末世界上比较先进的一种喷气式发动机。

这种大型发动机的研制生产体现了一个国家的综合国力和工业基础水平。

结构与性能：

涡喷8发动机的最大推力为93千牛，重量为3100千克，直径1.4米，推重比2.94、重量3100KC、翻修时间300小时（目前提高至1000小时，最大推力也提高到98KN）。

该型发动机耗油量极大，在空军中被戏称为“油老虎”。

技术看点：

因我国轰炸机无后续发展型，导致Ｈ-６数十年间长期服役，改进不断。

ＷＰ-８最俱看点的是其延寿和可靠性改进，翻修时间由最初300小时至70年代的600小时，再到80年代未的1000小时，叹为观止。

涡喷-11

涡喷-11是小型单轴不带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，由北京航空航天大学研制。

1980年12月定型，共生产5台，主要装备无侦-5无人机使用。

产地：

中国。

制造商：

北航。

生产时间：

1978年。

使用年代：

1978年至今。

用途：

高空无人驾驶照相侦察机、无侦5飞机。

构造特点：

涡喷-11发动机是一种小型、单轴、不带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。

压气机由一级跨音轴流式压气机与在它后面的一级单面离心压气机组成。

燃烧室为轴内供油式环形燃烧室，使用靠离心力甩油的甩油盘供油。

涡轮为单级轴流式。

尾喷管为简单收敛式的不可调节的尾喷管。

在压气机轴流级与离心级之间的附件传动机匣上部安装有起动-发电机、带燃油调节器的齿轮式燃油泵以及测速发电机。

在附件传动机匣下部安装有三级内啮合式共轭曲线转子滑油泵。

展品来源：

自产

其他型号：

WP-11

最大推力：

850千克

发动机耗油率：

1.100千克/（千克•时）

发动机最大转速：

22000转/分

推重比：

4.320

增压比：

5.470

涡轮前温度：

927摄氏度

空气流量：

13.500千克/秒

直径：

0.567米

长度：

1.983米

净重：

197千克

涡喷-13

13系列发动机是轴流式双转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，1988年2月定型，1990年获国家科技进步一等奖，属二代发动机。

由贵州航空发动机研究所（总设计单位）和42O厂设计所设计，贵州黎阳航空发动机公司和420厂联合研制和生产。

适装机型为歼-7E/D和歼-8系列。

涡喷-13（WP-13）：

用途　军用涡喷发动机

类型　涡轮喷气发动机

国家　中国

厂商　沈阳黎明发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司

生产现状　生产

装机对象　

WP13J-7Ⅲ飞机

WP13AⅡ　　J-8Ⅱ、J-8Ⅱ（02）

WP13FJ-7EWP13FIJ-7ⅢA/J-7D

涡喷13是在涡喷7发动机的基础上研制性能上（特别是稳定性、可靠性）进一步提高的发动机，是一种新颖的改进型发动机，与涡喷7相比，涡喷13发动机在性能上有了很大的提高。

它是由8级轴流式压气机、环管燃烧室、双级涡轮、加力燃烧室等组成，它采用了气冷式I级带冠叶片、压气级增设了防喘振装置，大大提高了发动机的动力和可靠性。

该机第一次翻修技术寿命为300小时。

结构上主要是对压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。

此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能，发动机的推力也提高到了43.1千牛，加力推力则达到了64.7千牛，分别比涡喷7提高了50%和15%。

后经过改进的涡喷13AII发动机作为歼-8Ⅱ的动力装置。

涡喷13系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。

涡喷-13系列：

涡喷-13AⅡ：

是在涡喷-13设计研制的同时，黎阳机械公司和011基地第二设计所为满足歼-8飞机的改型设计要求与涡喷-13并行研制的。

改装设计了在涡喷-7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。

进一步扩大了钛合金的应用范围。

1986年12月通过了国家鉴定试车，1988年3月批准设计定型。

涡喷-13F：

该发动机最初是为满足J-7II飞机提高发动机推力的要求，于1984年开始研制的。

1988年正式被选定为歼-7E飞机的动力装置。

涡喷-13F是在涡喷-13AⅡ主要部件改进的基础上，对热端部件涡轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进，如2级涡轮叶片采用带冠结构，加力稳定器改为沙丘驻涡形式等。

1992年4月通过了国家鉴定试车，并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，9月批准设计定型。

首翻期300h，总寿命900h。

结构与性能：

压气机：

8级轴流式，超跨音速设计，低压3级、高压5级转子为盘鼓轴式结构。

压气机除第1、2级转子叶片和盘、压气机轴、第8级静子叶片为1Cr11NiW2Mo锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为TC11钛合金制造。

WP13FI第1级转子叶片由24片改为19片，其第3级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式工艺。

燃烧室环管形，10个火焰筒，采用5段气膜冷却，涂W-2高温陶瓷。

低压电容放电X火，具有两个点火器。

火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。

WP13的安装边为GH3030

尾喷管：

简单收敛式，喷口可调

控制系统：

电气-机械液压式。

控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序和喷口面积。

WP13AII在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。

涡轮轴流式：

高、低压各1级。

第1级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构（WP13X第1级转子叶片为GH220实心锻造叶片）。

WP13F、WP13FI第2级转子叶片改为带冠叶片。

第1、2级导向器叶片材料为K403。

第1级转子叶片材料为K417。

第2级转子叶片材料随型别改变：

WP13、WP13AII为GH4049；WP13F为K417；WP13FI为DZ4定向结晶耐热合金。

K417采用了无余量精铸新工艺。

加力燃烧室：

WP13、WP13AII采用环形加径向混合型稳定器；WP13F、WP13FI为沙丘环涡式稳定器。

WP13AII、WP13F、WP13FI加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。

WP13AII筒体加长550mm。

稳定器和隔热屏材料为GH3128（WP13为GH3044），筒体为GH99（WP13为GH3044）。

最大推力43.1KN

加力推力64.7KN

推重比5.77

耗油率1.0

涡喷-14（“昆仑”发动机）

涡喷-14（“昆仑”发动机）由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机研究所设计，沈阳黎明航空发动机集团公司等34个单位联合研制。

涡喷-14于2002年5月定型，是国内目前最先进的中等推力级的军用涡喷发动机，主要用于歼-8H/F/G系列战机。

涡喷-14发动机在性能和寿命方面仍有发展潜力，其发展型可满足中国空军对中等偏大推力级涡喷发动机的需求。

它的研制成功标志着中国航空发动机从只能测绘仿制、改进改型跨入了自行研制的新阶段，结束了长期以来不能自行研制航空发动机的历史。

昆仑发动机是沈阳发动机设计研究所按照国际军标《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》（GJB241-87）自行研制的第一台具有全部知识产权的中等推力级加力涡轮喷气发动机，经过259项严格考核，2002年7月通过国家设计定型，是世界上迎面单位面积推力最高的发动机。

其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。

在世界航空发动机的发展史上，昆仑几乎可以称为涡轮喷气发动机的颠峰之作，但在现代喷气发动机普遍采用涡轮风扇技术的发展情况来看，客观地说，昆仑确实落后了，由于昆仑发动机研制是在我们自行设计的经验不足，基础薄弱的情况下开始的，甚至缺少必要的研制条件，各种主观客观的原因，使它的研制过程经历了18年之久。

但通过昆仑发动机的研制，我们真正走完了发动机研制的全过程。

尤其是采用参照国际上航空发达国家军用标准编制的发动机通用规范，一步跨上了与先进国家标准接轨的大台阶，使我们对现代发动机的研制方法、试验手段、试验技术、调试技术等有了深刻的认识，积累了难得的工程研究经验。

无疑使我国在发动机研制领域前进了一大步，也使我们有了更完善的研制条件，为下一代新型发动机的研制起到了巨大的推动作用。

由于昆仑发动机带动起来的完善的研究试验环境和技术经验积累，我国的新型大推力涡轮风扇发动机的研制进行得相当顺利，相信在不久的将来就会看到装备着中国研制的新型涡扇发动机的战鹰翱翔在蓝天上。

结构与性能：

“昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。

这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。

同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。

发动机长4.635米，直径882毫米，重1010千克，最大推力49千牛，加力推力69.6千牛，推重比6.4，加力推力耗油率0.20千克/牛/小时，最大推力耗油率0.098千克/牛/小时，翻修时间达到了850小时，总寿命达到1500小时，总体达到了世界80年代中期的技术水平。

2002年“昆仑”Ⅱ的加力推力为7800千克，现已提高到加力8010千克，最大5780千克，推重比7.22。

发展型昆仑3加力为8930千克，推重比8.05。

昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼7和歼8系列上。

夏季飞机可以不开加力起飞。

另外，昆仑发动机左右可互换。

减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。

发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。

涡扇6

1964年沈阳航空发动机研究所开始，为空军新一代歼击机研制加力式涡扇发动机，编号为涡扇-6。

涡扇-6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6，一级的军用加力涡扇发动机。

它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。

在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。

选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。

选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。

“文革”期间涡扇6研制进度受到一定影响，八十年代初期才达到设计指标。

据称涡扇-6性能与MK-202、M-53相当，涡扇-6G要高于以上两型发动机。

后因空军飞机研制计划的改变，涡扇-6失去使用对象，于1984年停止研制，总计生产12台涡扇-6是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的，在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。

选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。

选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。

该发动机的特点是：

高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。

转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。

因此，发动机重量轻，推重比大。

涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：

起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。

主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。

主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。

1980年，在WS6的基础上发展了涡扇-6改进型（代号WS6G）。

和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。

同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。

在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。

于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的推力指标，但是使用寿命极大缩短。

后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。

1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS-6甲（即910甲）型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。

生产了3台试验机。

后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。

涡扇—6性能与MK—202、M53相当，但是可靠性极其底下。

在和从埃及引进的R23涡喷发动机相比，性能都有所不足，沈阳航空发动机研究所此后研制的涡喷发动机--昆仑，用的高压压气机正是MK202的缩小高压机，而不采用涡扇6技术，就可以看得出涡扇6不过是表面指标高，实际上性能不足。

用　途　军用涡扇发动机

类　型　涡轮风扇发动机

厂　商　沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司

生产现状　完成飞行前规定试车后，停止研制

装机对象　涡扇6歼击机

涡扇6G歼击机

涡扇6甲运输机

技术数据：

最大加力推力（daN）

WS6　12220

WS6G　13830

中间推力（daN）

WS6　7130

WS6G　8385

WS6甲　10169

加力耗油率[kg/（daN•h）]

WS6　2.3045

WS6G　2.338

中间耗油率[kg/（daN•h）]

WS6　0.6342

WS6G　0.7850

WS6甲　0.6000

推重比

WS6　5.93

WS6G　7.05

WS6甲　4.69

空气流量（kg/s）

WS6　155.0

WS6G　151.2

WS6甲　274.5

涵道比

WS6　1.0

WS6G　0.633

WS6甲　1.74

总增压比

WS6　14.60

WS6G　17.50

WS6甲　19.72

涡轮进口温度（℃）

WS6　1077

WS6G　1207

WS6甲　1107

最大直径（mm）

WS6　1370

WS6G　1370

WS6甲　1460

长度（mm）

WS6　5645

WS6G　4654

WS6甲　3080

质量（kg）

WS6　2100

WS6G　2000

WS6甲　2210

涡扇9

1972年，中国开始与英国接触讨论引进其“斯贝”MK511型民用涡扇发动机的可能，并考虑引进后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。

1974年，双方进入了实质性的谈判阶段，出人意料的是，英方主动提出可以直接向中国提供“斯贝”MK511型的军用型“斯贝”MK202型发动机的生产许可证，这无疑是一个意外的惊喜。

1975年12月13日，中、英双方签订了“斯贝”MK202型发动机的引进合同，中国可以按许可证在国内生产组装该型发动机。

“斯贝”MK202引进后，由西安航空发动机厂负责试制生产，国内称其为涡扇-9发动机。

由于种种原因，涡扇-9一直没有完全实现国产化。

直到2003年7月17日，国产化涡扇-9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。

实现全国产的涡扇-9被命名为“秦岭”。

WS9涡轮风扇发动机结构

牌　　号　涡扇9

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　中国

厂　　商　西安航空发动机公司

生产现状　用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产

装机对象　歼击轰炸机

研制情况

涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯•罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。

中国代号为WS9。

英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”（Phantom2）F-4K和F-4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。

1976年3月开始试制，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯•罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月13日完成150h持久试车。

首批共制造4台。

1980年初，中国制造的两台WS9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40℃冷起动试验，并对其5种零部件作了强度试验考核。

1980年5月30日，中英双方在考核试验报告上签字。

至此，成功地通过了用英国毛料试制出的WS9发动机的各项考核试验。

原拟接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使国产化进度拖后。

目前进行的斯贝发动机部分国产化工程，除了实现发动机大修所需备件的国产化，也为进一步实现整机国产化奠定了基础。

完成部分国产化工程后，将继续向整机国产化目标努力。

WS9发动机是一个成熟的机种。

其主要特点是高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便。

结构和系统

进气口位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件，机匣材料为S/SJ2，叶片为S/607。

进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。

头部整流罩内装有前轴承滑油泵。

风扇：

5级轴流式，风扇增压比为2.77。

转子100%转速为9115r/min。

A/FLS铝合金锻造机匣水平对开，第1～5级静子叶片均为A/FLS精锻铝合金。

风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5级转子叶片为T/AV钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形榫头与盘联接。

第2～4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。

前轴与第1级盘用12%铬钢S/SJV制成一体，第2～5级盘用钛合金T/SZ制成，为发夹形结构，后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。

高压压气机：

12级轴流式，增压比为7.24。

转子100%转速为12640r/min。

不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开，第1～12级静子叶片均用不锈钢制成（进口导流叶片和第1～11级为S/SNV，第12级为S/SJ2）。

高压进口导流叶片可调。

高压压气机转