【简介：】本篇文章给大家谈谈《飞机发动机关键技术》对应的知识点，希望对各位有所帮助。本文目录一览：
1、飞机的发动机是用什么材料做成的
2、飞机发动机都有哪些核心技术?
3、飞
本篇文章给大家谈谈《飞机发动机关键技术》对应的知识点，希望对各位有所帮助。
本文目录一览：
飞机的发动机是用什么材料做成的
航空航天发动机上所用的材料。
一、合金
1、铝合金

铝合金具有比模量与比强度高、耐腐蚀性能好、加工性能好、成本低廉等突出优点，因此被认为是航空航天工业中用量最起着至关重要的作用。
主要应用位置：发动机舱、舱体结构、承载壁板、梁、仪器安装框架、燃料储箱等。
2、钛合金

与铝、镁、钢等金属材料相比，钛合金具有比强度很高、抗腐蚀性能良好、抗疲劳性能良好、热导率和线膨胀系数小等优点，可以在350~450℃以下长期使用，低温可使用到-196℃。
主要应用位置：航空发动机的压气机叶片、机匣、发动机舱和隔热板等。
3、超高强度钢

超高强度钢具有很高的抗拉强度和足够的韧性，并且有良好的焊接性和成形性。
主要应用位置：航天发动机壳体、发动机喷管、轴承和传动齿轮。
4
镁合金
镁合金是最轻的金属结构材料，具有密度小、比强度高、抗震能力强、可承受较大冲击载荷等特点。
主要应用位置：航天发动机机匣、齿轮箱等。
二、复合材料
航空发动机的发展之快，尤其是越来越严苛的温度和重量要求，渐进提高的传统材料已然不能满足，转而呼唤材料科学开辟新的体系，那就是复合材料。根据复合材料各自的特点，可用于发动机不同的零部件上。
1、碳碳复合材料

C/C基复合材料，即碳纤维增强碳基本复合材料，它把碳的难熔性与碳纤维的高强度及高刚性结合于一体，使其呈现出非脆性破坏。由于它具有重量轻、高强度，优越的热稳定性和极好的热传导性，是当今最理想的耐高温材料，特别是在 1000-1300℃的高温环境下，它的强度不仅没有下降，反而有所提高。是近年来最受重视的一种更耐高温的新材料。最显著的优点是耐高温（大约2200℃）和低密度，可使发动机大幅度减重，以提高推重比。
主要应用位置：碳碳复合材料如果能够解决表面以及界面在中温时的氧化问题，并能在制备时提高致密化速度，并降低成本，则有望在航空发动机中得到大量的实际应用。
目前已有部分应用，例如美国的F119发动机上的加力燃烧室的尾喷管，F100发动机的喷嘴及燃烧室喷管，F120验证机燃烧室的部分零件已采用C/C基复合材料制造。法国的M88-2发动机，幻影2000型发动机的加力燃烧室喷油杆、隔热屏、喷管等也都采用了C/C基复合材料。
2、陶瓷基复合材料

陶瓷基复合材料（CMC）由于其本身耐温高、密度低的优势，在航空发动机上的应用呈现出从低温向高温、从冷端向热端部件、从静子向转子的发展趋势。
CMC材料具有耐温高、密度低、类似金属的断裂行为、对裂纹不敏感、不发生灾难性损毁等优异性能，有望取代高温合金满足热端部件在更高温度环境下的使用，不仅有利于大幅减重，而且还可以节约甚至无须冷气，从而提高总压比，实现在高温合金耐温基础上进一步提升工作温度400～500℃，结构减重50%～70%，成为航空发动机升级换代的关键热结构用材。
主要应用位置：短期目标为尾喷管、火焰稳定器、涡轮罩环等；中期目标是应用在低压涡轮叶片、燃烧室、内锥体等；远期目标锁定在高压涡轮叶片、高压压气机和导向叶片等应用。
3、树脂基复合材料

先进树脂基复合材料是以高性能纤维为增强体、高性能树脂为基体的复合材料。与传统的钢、铝合金结构材料相比,它的密度约为钢的1/5,铝合金的1/2,且比强度与比模量远高于后二者。
主要应用位置：航空发动机冷端部件(风扇机匣、压气机叶片、进气机匣等)和发动机短舱、反推力装置等部件上得到广泛应用。
4、金属基复合材料

金属基复合材料主要是指以Al、Mg等轻金属为基体的复合材料。在航空和宇航方面主要用它来代替轻但有毒的铍。这类材料具有优良的横向性能、低消耗和优良的可加工性,已成为在许多应用领域最具商业吸引力的材料,并且在国外已实现商品化。
主要应用位置：适合用作发动机的中温段部件。
飞机发动机都有哪些核心技术?
现代航空发动机主要是喷气发动机，以WS WP WZ等为主。
其核心技术很多，如转子的材料（提高耐高温耐腐蚀与拉扯力 还有降低质量等）还有电子技术等等。简而言之，航空发动机考验的是一个国家的整体技术，不是单纯说你要几个钢板就可以做好的。
我们中国相对美国 苏俄等国家的差距很大，其原因有很多种的。其一，就是管理方面的，西方的发动机是独立出来的，而我们的却是依附于飞机。其二，资金的投入上不比西方。其三，中国的航空发动机的领军人物没有像我们核技术上有几个非常非常厉害的猛将（大家都知道是谁的，我就不说了），这也是有一定的限制。其四，改革开放大调整，让军事让步经济，这也是有一定的关系的。其五，当时我们对航空发动机的发展模式没有一个很好的认识，人家西方是用核心机，而我们…… 其六，我们的整体工业等实力完全没有跟上。等等
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飞机发动机主要技术？
飞机发动机是“工业之花“涉及理论最艰深 工艺最复杂，一般研制一款要20-30年 不管你是多么先进的国家 一个航空发动机的压气机叶片有的只有很小的质量却要承受几吨的离心力 还有高压的燃气流冲刷 你说那工作环境多恶劣 里面一般都是蜂窝状的 就是为了散热，这都是要靠成熟的理论和复杂的工艺程序 不是那么简单
航空发动机为航空器提供飞行所需动力的发动机。发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有重要意义。
发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成 败和进度有着决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有重要意义。因此，世界上几个能独立研制先进航空发动机的国家无不将优先发展航空发动机作为国策，将发动机技术列为国家和国防关键技术，给予大量的投资，保证发动机相对独立地领先发展，并严格禁止关键技术出口。一些航空发动机后起工业国家也已制订了重大的技术发展计划，试图建立独立研制或参与国际合作研制先进航空发动机的能力。
现代航空发动机主要有两种类型：“活塞式发动机”和“喷气式发动机”。低速、小型、短程飞机常用“活塞式发动机”；高速、大(中)型、远(中)程飞机常用“喷气式发动机”。无论哪种型式，当作为航空发动机时，其基本要求均可归结如下：
一、功率重量比大
设计飞机的任何部件，都应在满足使用要求的前提下，尽量减轻其重量。对发动机来说，就是要保证足够大的功率而自重又很轻。衡量发动机功率大、重量轻的标准是“功率重量比”。即发动机所发出的功率与发动机重量之比值。“功率重量比”越大，表示在有相同功率的情况下，发动机越轻。
功率重量比的单位，对活塞发动机来说，是“马力／公斤”；对喷气式发动机来说，是推力（牛顿）/重量（牛顿），无单位。
二、燃油消耗量小
发动机是否省油，是飞机使用的重要经济指标。评定发动机的经济性，常用“燃油消耗率”作标准。“燃油消耗率”是指单位功率(一牛顿或一马力)在一小时内所消耗油料的重量。燃油消耗率越小，说明发动机越省油。
三、迎风面积小
航空发动机应在保证功率不减小的前提下，力求体积较小。体积小，可以使发动机占据的空间小，有利于飞机装载人员、货物、设备。在体积尺寸中，应力求减小“迎风面积”，以减小空气阻力。
四、工作安全可靠、寿命长
飞机在空中飞行的安全，是由各组成部分可靠工作来保证的。要维持飞行，发动机就必须始终处于可靠状态。所以，发动机的可靠性是十分重要的。为了保证发动机工作安全可靠，必须精心设计、选用合适材料、严格工艺规程。并在发动机组装完成后，进行"试车"一一在"试车台"上模拟各种高度条件。在装上飞机之后，还要进行试车。只有当确定各项规定指标都符合要求时，飞机才能飞行。为了保证飞机随时处于可靠状态，在整个使用过程中，还要定期对发动机进行检查和维修。
在保证发动机可靠性的前提下，要求发动机的“寿命长”。这是发动机经济性的另一项指标。寿命长，可以降低使用成本、节约原材料。
发动机的寿命分两种：“翻修寿命”和“使用寿命”。“翻修寿命”是指两次“翻修”之间或新发动机开始使用至第一次翻修之间的使用(实际工作)时间，单位是“小时”。“使用寿命”是指全新发动机由开始使用到报废的使用(实际工作)时间，单位也是“小时”。由于设计、材料、工艺、使用条件不同，各发动机的“寿命”都不相同。
五、维护、修理方便
维护、修理，统称为维修。这是保证发动机可靠性的重要工作。发动机能否随时处于可靠状态，很大程度决定“维修”质量。维修的好坏，影响发动机的寿命。
维护的目的之一，是发现故障和排除故障，并对必要的部位进行检测、清洗、更换润滑油等。根据发动机工作的长短，维护工作一般都按不同的项目定期进行。而“修理”则是在零部件损坏的情况才进行。由于“维修”工作量很大，所以占飞机使用成本的很大比例。这就有必要在设计时考虑便于拆装、检查和维修的方便性，以减小维修工作量，降低维修成本。
飞机发动机有哪几种？
飞机发动机有活塞式、涡轮喷气式、涡轮螺旋桨式、涡轮风扇式等，早期甚至还有安装火箭发动机的
我国自主研发的飞机发动机有“昆仑”涡喷发动机和“太行”涡扇发动机两种发动机
起飞的四个阶段
第一阶段
第一个阶段：离地到起落架收起，目标速度是V2，发动机为起飞推力。对于双发飞机，在一个关键发动机失效后，在收轮过程中只要求有正上升率就可以。而对于三发需要0.3%，而四发要0.5%的梯度要求。
第二阶段
第二阶段：起落架收起开始，至400英尺（计算爬升重量限制的目的）。目标速度为V2，起飞襟翼，起落架收上，一发失效，其余的发动机起飞推力。对于两发飞机有2.4%，三发2.7%，四发3.0%的梯度要求。而通常来说，双发飞机爬升性能限制通常都是因为这个阶段的性能限制。
第三阶段
第三阶段属于平飞增速阶段，飞机速度从V2增加到收光襟翼速度，即飞机为光洁状态速度，推力为起飞推力或最大连续推力。
因为各个公司购买的推力时间不同，飞机都可以用5分钟起飞推力（从地面加到起飞推力算起），不过也有10分钟起飞推力可选。
请教世界上哪几种战机用发动机最先进?
世界十大军用战斗机航空发动机排名，中国三款型号上榜
第一名：F135涡扇发动机 国家：美国
F135涡扇发动机
F135涡轮扇发动机由美国普拉特·惠特尼公司研制的新型发动机，最大推力超过18吨（4万F135涡轮扇发动机磅）。 F-135发动机是在F-119（F-22战斗机使用）的基础上发展研制而成。由于海军陆战队与英国皇家海军预计采用的F-35B必须能够垂直起降，因此F-135也可以加上向下弯折的矢量推力喷嘴。
但是这个喷嘴只有在垂直起降的场合使用，可以大大地缩短起飞/降落距离。其他F-35则不使用这项设计。
F135使用了F119的核心机，配合高效的6级高压压气机，1级高压涡轮和高效的风扇（由一个2级的低压涡轮驱动）。F135采用了BAE系统公司的全权数字式发动机控制系统（FADEC），为了提高发动机的可靠性和可保障性，F135大量采用外场可替换部件（LRC），其零部件数量比F119减少了大约40%.
该发动机主要装备的是F35战斗机
按照计划。F135一PW一100将作为F-35A空军型的动力系统；F135一PW一400将作为F-35C海军型的动力；而F135一PW一600将作为F-35B海军陆战队型的动力。
F135发动机推比10.5、加力推力19吨级别、军推13吨级别、质量1700千克，其19吨的加力推力目前没有任何实际装备战斗机的加力式涡扇发动机能够企及。
不过值得一提的是，F135相对于F119虽然推力大幅度提高，但是实际上是在同样核心机基础上用流量、高速性能换推力。F135虽然推力超群，但是其高速性能却是下降的。
第二名：F119涡扇发动机 国家：美国
F119是普·惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力（即低的红外和雷达信号特征）、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40~60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%.在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2~0.3;总增压比23~27;涡轮进口温度1577~1677℃（1850K~1950K）；节流比1.10~1.15.
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC.此外，还采用了耐温1070~1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。
美制F119涡扇发动机
在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%.新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。
F119发动机主要装备F22
在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力
它是装备在F-22A战斗机上的F119-PW一100发动机的改进型号。其最大推力达191.3千牛。超过了F119-PW一100的最大推力（156千牛，约15.8吨）多达20%;F135的最大军用推力达到128千牛，而F119-PW一100的最大军用推力仅为104千牛。因此，F135是有史以来最为强劲的战斗机发动机。
第三名：WS-15涡扇发动机 国家：中国
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。WS-15主要用于双发重型隐身战斗机歼-20.WS-15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-15涡扇发动机模型
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。
歼20战机未来将配备涡扇15发动机
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。
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。
第四名：AL-41涡扇发动机 国家：俄罗斯
L-41F发动机是留里卡-土星公司的产品，将成为俄第五代战斗机通用的发动机。该发动机的发展基础是留里卡设计局开发的AL-31系列， 1985 年开始研制， 总设计师是车金博士。为适应第五代战斗机的要求，AL-4lF 的推力有大幅度增加，其最大状态推力约12000 千克（117.6千牛），加力推力的一般说法是不低于17857千克（175千牛），具体数字有18500 千克（181.3千牛）和20000千克（196千牛）等说法。
不管哪一种数据，AL-41F的加力推力都高于F119-PW-100 （ F-22A的发动机）的16000千克（ 156 AL-41F-1S（117S）发动机千牛）级，按照俄罗斯标准计算其推重比超过11（按照美国标准则约为10）。但是与F119发动机是不能比较的。因为F119发动机是以寿命设计为主，确保12000小时的寿命。而AL-41F发动机是以牺牲寿命设计，提高推力。对于AL-41F的寿命指标我们现在没有数据。
AL-4lF 发动机进行展示
该发动机涡轮前温度为1828K ,低干Fll9-PW-100 、M88-1 . M88-2 （后两者是"阵风"的发动机）的1977K 、1843K 和1850K ,但比AL-3lF、F100-PW-100和F110-GE-100的约1665K, 1672K和1644K 有很大提高，也高于EJ200 （ "台风"使用的发动机）1803K .这些性能数据说明它的确是一种典型的第五代发动机。
AL-41F也是俄罗斯第一种实现"全权限数字电子控制"（FADEC）的发动机，俄罗斯业已在AL-31FU上对FADEC 系统进行过验证，而AL-3lF系列则一直采用液压电子控制。
AL-4lF发动机（117S）已装备到俄军苏35战机
AL-4lF的FADEC系统与机上KSU-1-42 数字式电传操纵系统交联，能够根据飞行状态自动调节发动机的工作，从而提高飞行效率和发动机工作的可靠性。由此可见米格-39 已经具有了"综合飞行/推力控制系统"（IFPCS） ,下一步应该是将其与火力控制系统（FCS）交联在一起，实现综合火力/飞行/推力控制系统（IFFPCS） .
这一点俄罗斯专家在其1999年以前公开的第五代战斗机讨论中并未提及（其讨论侧重于各分项目应当具有的指标与特性），但它确实是真正的第五代战斗机应当具有的特征，依赖干IFFPCS ,作战飞机将能够以最佳飞行时间、最佳任务航迹、最佳燃由消耗等为优化目标自动对飞机进行能量管理，实现作战过程全自动化，大幅提高其生存能力和作战效能。
第五名：涡扇-10B太行发动机 国家：中国
行WS-10/10A相当于当初F100-PW-100阶段，而太行改WS-10B则已经相当于当初F100-PW-220阶段。太行改WS-10B发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE （F110的性能改进型）WS-10B发动机在"太行"发动机的基础上研制的，涡扇10B与涡扇10/10A之间的通用零部件达70%.使用通用部件不仅减小了研制的冒险性，还将显着地减少后勤保障费用。
太行改WS-10B的核心机以"太行"核心机为基础重新研制的，在设计过程中三大核心部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等大量的参照并借鉴了AL-31F核心机的设计方法，结构细节设计和制造工艺。 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。
中国展示的涡扇10发动机
重点围绕WS-10B核心机的三大高压部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等的工程设计，试制与试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，研制过程遵循"部件试验在前，整机试车在后。的原则，完成了大量的三大核心部件和子系统的试验。
对核心机进行了大量的地面和高空性能试验，对可靠性与耐久性方面的进行大量试验，大幅度的提高热端部件寿命。对其它部件、系统、成件等作了适应性改进，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。对加力燃烧室和尾喷管进行优化设计，采用新的耐高温合金材料，改进冷却设计，减轻重量 .
歼10B战机未来将配置涡扇10B发动机
优化设计了高压涡轮叶片的结构细节设计，为不带冠设计，强化气膜加对流复合冷却技术。利用增大空气流量、提高部件效率、减少漏气和损失等技术措施，来一定幅度的提高推力。风扇是采用后2级整体叶盘结构。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显着提高，压比为3.6;采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏结构和系统。
加力燃烧室和尾喷管以及大部分发动机附件从"太行"发动机的设计方案衍生而来，并改进了冷却技术和重新设计了部分结构设计，使结构更简单，减轻了重量，提高使用寿命寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本，为适应J11B的机体，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。
第六名：AL-31FN涡扇发动机 国家：俄罗斯
AL-31FN涡扇发动机进行展示
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。
AL-31F发动机专门为苏27战机而研制的
（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。
第七名：EJ-2000涡扇发动机 国家：英国
EJ-2000涡扇发动机
EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA（现编号EF2000）。参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%.
1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司（Eurojet Turbo GmbH）在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h,达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生产型EJ200.
在发动机设计要求中，除要达到高推重比（10）和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如：平均故障间隔时间大于100EFH*,空中停车率小于0.1/1000EFH,维修工时不大于0.5MMH**/EFH.
该型发动机主要装备在台风战斗机
采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、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、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC.在开始执行EJ200研制计划之前英国罗·罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。为EJ200打下技术基础。
除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、"狂风"战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、"阵风"、巴基斯坦的F-7和印度的LCA战斗机
第八名：M88涡扇发动机 国家：法国
M88涡扇发动机进行展示
M88-2发动机的结构为风扇3级，第一级带凸肩。高压压气机6级，采用三维设计技术，前3排整流叶片可调，在第4和第5级之间设引气口，高级负荷。相比基于类似核心设计的F404发动机，M88-2少一级高压压气机，其总压比为24.5,F404则为26,同样改进自F404的RM12也达到了27.5.由此可以看出，因为M88-2少一级高压压气机给总压比带来了不利影响，不过级数减少也能部分减轻结构重量和几何长度，适当缩小载机的发动机舱轮廓。
M88-2风扇压大约在4以内，高于F404的3.641;而高压压气机压比则为6.125,低于F404的7.14.级压比方面，M88-2为1.35,只略高于F404的1.324,更加低于RMl2.考虑到M88与F404的高压段有很大的继承性，两者性能参数上的差异表明法国在压气机设计上仍然有所不足。
相比之下，F414发动机采用3级风扇、7级高压，达到30以上的总压比。EJ200发动机的总压比为26,虽然不算太高，但只用了3级风扇、5级高压结构，比同样总压比的F404减少了2级。
燃烧室采用了低污染的双环腔带多孔气膜冷却结构，与通用动力公司同系列产品的结构与特点类似。目前，苏霍伊SSJl00支线客机已确定以M88核心机为基础，发展SAM-146大涵道中等推力发动机。M88-2燃烧室上构造的特点，显示了它身上有着无可否认的F101发动机血统。
M88发动机已装备阵风战斗机
涡轮部分高低压涡轮均为单级结构，都使用气膜冷却，高压涡轮叶片具备主动间隙控制，叶片材料使用AMl单晶合金。由于采用了高温高负荷设计，其涡轮进口温度高达1850K.
涡轮盘采用粉末冶金制造工艺，轮盘材料试验型为Astroloy粉末冶金，生产型为N18合金。加力燃烧室为整体式，由中心单圈环形稳定器和9根径向火焰稳定器组成。尾喷管为引射式，喉部面积和引射喷口面积均可调，喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制造。发动机采用双余度全权限数字化发动机控制系统（FADEC），可在3秒内从怠速加速到全加力状态，在飞行包线范围内无顾虑操作。外涵机匣则采用树脂基复合材料PMR-15制造。
全机分为21个模块设计，每个模块都能由简单工具拆装更换，达到减少备件数量、快速更换、简化维修程序和时间的目的，整机拆卸及维修总共只需4小时。
第九名：WS-13涡扇发动机 国家：中国
WS-13涡扇发动机
俄方负责培训技术人员和部分工人，培训完一批工人连设备一起运回，安装调试进行生产，合理安排各部件生产进度，交叉并行进行。 由中俄双方在 RD-33 的设计基础上，对局部结构设计进行改良，命名为天山 -21,后请空军司令员马晓天中将命名为"泰山" .引进了改良后的 RD-33 的大部分生产工艺设备对一条 WP-13 生产线进行技术改造
WS13 是在 RD33 的基础上结合推比八的中推的技术而研制的小涵道比加力型涡扇。
三级轴流式宽弦实心钛合金的风扇叶片，经两极电化学处理的整体叶盘结构，风扇前有计算机控制的可变弯度导流叶片，扩大风扇稳定工作范围。8 级轴流式高压压气机 （ 前三级为可调导流叶片 ） 单级低压涡轮采用空心气冷转子叶片，单级高压涡轮为单晶涡轮叶片和导向器叶片，环形燃烧室，有叶尖间隙控制的 空气热交换器，综合数字式全权限控制系统。
齿轮箱和附件位于发动机的下方，具有性能先进的微型涡轮辅助动力装置，大部分零部件可以利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的外廓尺寸相近。引进了改良后的 RD-33 的大部分生产工艺设备对一条 WP-13 生产线进行技术改造。
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。
WS-13涡扇发动机已装备到枭龙战机
WS13 泰山：用于 FC - 1 " 枭龙 " 、 FBC - 1 "飞豹" 后期动力。 WS13 是在 RD33 的基础上结合推比八的中推的技术而研制的， 长 4.14 米，最大外直径 1.02 米交付使用质量 1135 千克，发动机 加力推力 86.37 千克。
改型发动机加力耗油率为 2.02 ,不加力推力为 56.75KN ,不加力耗油率为 0.73 ,巡航推力 51.2KN ,巡航耗油率 0.65 ,进气量 80kg/s ,涵道比 0.57 总压比 23 ,大修间隔 810H ,涡轮进气口温度 1650K ,寿命 2100H ,推重比 7.8 .预计2012年开始批量生产。
第十名：RD-93涡扇发动机 国家：俄罗斯
RD93发动机
RD-93型发动机是用于米格-29战机的RD-33涡扇发动机的改进型，由俄罗斯圣彼得堡克里莫夫公司研发，莫斯科切尔内舍夫机械制造厂正在量产。 RD-93发动机的推力较大，最大推力49.4千牛，加力81.4千牛，可使飞机在16500米的高度维持每小时2000公里的速度。
RD-33是第一种量产型发动机，使用于MiG-29和MiG-29UB双座教练型上。第一具于1976年开始出厂递交飞机公司。第一代RD-33的翻修间隔（Time Between Overhall,TBO）为300小时，第二代之后提高至1600小时，第三代将可以达到2000小时。
歼31目前装备的发动机就是RD93发动机
RD-33改良型，提升涡轮前的燃烧温度，同时也提高推力输出。使用在MiG-29K与MiG-29M上。
RD-93（俄文为PД-93）加力式涡轮风扇发动机是在RD-33（俄文为PД-33）的基础上，为适应飞机设计的需要，将上置的附件机匣改为置于发动机下部的改进型，发动机中各部件的结构（除适应附件机匣位置改动而带来的中传动装置中从动锥齿位置有变动外）两型完全一样。
关于《飞机发动机关键技术》的介绍到此就结束了。
