<b></b> -15全称涡扇15“峨眉”&nbp;涡扇发动机，是为我国第四代中型战斗机而研制的小涵道比涡扇发动机，也是我们目前最为先进的军用航空发动机。
该发动机由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组&nbp;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重大一步。2007年3月原形机首次台架运转试车成功，预计2013年3月发动机完成设计定型试验，2014年7月生产型发动机定型。
中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差，用于军工科研的经费很少很少，又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后，p-79发动机没有了使用对象，又没有其他的战斗机使用此发动机，所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差，在这种状况下，1995年6月，中俄签订了转让p-79发动机生产许可证的协定。1996年8月，俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体向中国方面交付了p-79发动机的全套设计图纸及技术资料&nbp;,特别是引进了制造p-79发动机核心机的生产设备及生产制造工艺资料。遗憾的是用于雅克-141的p-79b-300发动机矢量喷管技术却没有得到。&nbp;&nbp;&nbp;后来，1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机，中国此时不仅购买了用于雅克-141的p-79b-300发动机矢量喷管技术，同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的r179-300发动机设计方案和p-79的设计图纸和技术资料。r179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的r-79v-300发动机的进一步发展。&nbp;&nbp;&nbp;在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以p-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作。组织完成p-79发动机的核心机的测绘仿制工作；p-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制工作。进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。&nbp;&nbp;&nbp;624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的r179-300发动机设计方案和p-79的设计图纸和技术资料后，&nbp;研制了yh一30—27核心机，yh一30—27核心机就是以p-79发动机核心机为基础进行深度开发的j-2000是以yh一30—27核心机为基础进一步开发的，-15是j-2000的型号研制的代号。
1999年国庆节后,&nbp;624所参照r179-300和p-79的发动机设计方案,推出了以yh一30—27核心机为基础的改进设计方案，在争夺下一代战斗机歼-13的发动机时,获得胜利，2000年初正式被选定为歼-13单发常规布局腹部di进气的隐身歼击机飞机的动力装置。编号为-15，命名“峨眉”涡扇发动机。上级要求“-15”发动机的研制要全面贯彻新的标gjb241-87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范和全面贯彻发动机结构完整性大纲。同时决定将-15的研制分为三个阶段实施即三大高压性能部件研制与核心机研制、验证机和原型机的研制。至此-15正式立项研制，这是我国首次遵循“基础研究-关键技术突破-先进部件-核心机-验证机-型号研制”这一发展模式所开展的涡扇发动机研制工作，因此可以说是具有里程碑式的意义！全面研制工作于2000年初开始。&nbp;&nbp;&nbp;从中国燃气涡轮研究院（624所）工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机j2000于2005年4月14日首次点火成功后，推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机已于2005年7月上旬在台架运转试车时，各种性能完全达到了设计指标,转速推到地面最高转速（换算转速1022）-----“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重大一步。2007年3月原形机首次台架运转试车成功,预计，2009年6月“峨眉”发动机的原型机将完成fret(飞行前鉴定试验阶段)，预计2013年3月发动机完成设计定型试验，2014年7月生产型发动机定型。
按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。发动机由10个单元体组成。
发动机结构和系统
进气口
进气口采用全钛结构环形进气机匣，带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分,&nbp;前缘则以来自高压压气机的空气防冰。
风扇
风扇采用3级轴流式宽弦实心钛合金风扇叶片，第1级风扇叶片采用宽弦设计，风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为401。3级静子和转子均为三维流设计。
高压压气机
高压压气机采用6级轴流式，增压比716。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级定子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构，采用三维流技术设计。定子部分进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第&nbp;4～&nbp;6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体，用长螺栓前与第3级盘连在一起。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣，设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
燃烧室
燃烧室采用短环式燃烧室，火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却，火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴，燃油经22个双锥喷嘴和22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
高压涡轮采用单级轴流式，采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式，不带冠，采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第二代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计&nbp;，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。
低压涡轮
低压涡轮采用单级轴流式，与高压转子对转，空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承。
加力燃烧室
加力燃烧室采用整体式，采用径向火焰稳定器，火焰稳定器由1圈“v”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却，加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换。
尾喷管
尾喷管采用全程可调收敛、扩张式三元矢量喷管—在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需15秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。
控制系统
控制系统采用推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（fade），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
技术数据
最大加力推力161865dan
中间推力10522dan
加力耗油率202g/dan/h
中间耗油率0665g/dan/h
推重比886
空气流量138g/
涵道比0382
总增压比2871
涡轮进口温度1477
最大直径102
长度505
质量18623g
（以上材料搜集整理与网络）
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