㈠ WS-15发动机现在研究成功了吗现在是什么情况
网上传的很奇啊！到底什么情况谁知到呢！
不过据说WS15是供四代机用的大推力涡扇，推力在加力状态下可达150以上，而相比之下，WS10只有120，俄罗斯的AL31和117S也只能到120和130，F22的涡扇据说很牛叉，不过不是最先进的！现在F35的涡扇推力要超过F22的！不过F35超重，导致这款涡扇被埋没了！其实美国最先进的是YF23上用的那型，是可变循环的涡扇，技术上非常先进，但是好像不可靠。
至于说研制状态，很可能WS15进展不顺利，因为中国还没有能力同时发展WS10和WS15，WS10至今状态好像还是不是很佳，当然正在调整中。毕竟作为中国第一种争气机，WS10无论如何也要成功的，这关乎到士气
㈡ 揭示国产发动机现状：涡扇15与F119差距多远
差距很大，从钛合金的应用程度来看，中国的涡扇15发动机要赶上f119发动机，还有相当长的路要走。在F119的研制过程中，新一代超巡发动机特别偏重于高温高速喷流的特性给发动机研制带来了巨大的困难。
燃烧室、喷管等部位的工作温度变得越来越高，整个发动机的重量又必须比以前更轻以提高推重比，使得F119不能再使用真正意义上的镍基高温材料来做很多部件，它们耐热的性能与涡扇15相比仍然不够。
国产发动机CJ-2000现状：
据传其原型机CJ-2000于2005年4月一次过点火成功，而该引擎也已于2009年4月一次过点火成功。该引擎根据俄国消息来源称，其目标推力为“18吨”。
压缩机：轴流式、最大加力推力：191.47kN-211.37kN、中间推力：110.22kN不完全估计值、加力耗油率：1.98kg/N/h-2.02kg/N/h、中间耗油率：0.665kg/N/h-0.67kg/N/h、推重比：9.5-10.5保守估计大于9.5。
㈢ WS15发动机有多牛 西方都承认水准一流
应该还可以，不过还没到顶尖水平
㈣ WS15发动机的推重比是多少“15”是什么意思F-22的推重比是多少
WS-15发动机在试飞时的推重比是9，而后期发展计划是10，水平大体在中上游。单按推重比和推力来算，排名如下
美F-119（F22发动机）为11.7(推力15568)
俄AL-41为11.1(推力20000)
美F-135为10＋(推力17800)
欧EJ-200为10.2(推力9000)
中WS-15为9-10(推力18500)
至于发动机的寿命、可靠性等指标不好比较。
WS-15服役后可能达到EJ-200的水平
WS15的15是列装序号
此前的涡扇发动机有：
WS-5中国的首次尝试，曾实验性装在轰5上面，但因故障率问题没有正式列装
WS-6中国自研，原先装备装备强-6、歼-9，后来随着这些项目下马而下马
WS-7情况不明？
WS-8仿美国的TF，原先装备用在运10上面的
WS-9秦岭，仿英国的斯贝，用在JH7上面
WS-10太行，用于J10J11
WS-11,山寨AI-222-25，是K8的发动机
WS-12以前研发的中推，仿美国的F404，后来停止发展，下马了
WS-13新的中推，仿毛子的RD33，但运用了部分WS12的技术，未来可能装备JF17
WS-14是当初发展出WP14昆仑发动机后准备在此基础上研发的涡扇发动机，但后来下马了
WS15就是我们的第四代发动机，给J20配套的.
㈤ ws15发动机推力堪比美国f119发动机 甚至按公布数据还略高出一点 为何j20还要用鸭翼
鸭翼布局气动布局更好，失速迎角更大
㈥ WS15发动机是真的吗
是
WS-15发动机技术数据
最大加力推力：16186.5-18137.3daN
中间推力：10522daN
加力耗油率：1.98kg/daN/h
中间耗油率：0.67kg/daN/h
推重比：9.7-10.87
空气流量：138kg/s
涵道比：0.25
总增压比：30.5
涡轮进口温度：1850K
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1633.7kg
ws15发动机已经装备了歼20
歼20新机再次试飞向世界证明，中国军工世界一流，并有望与美英法争夺新一代航空发动机桂冠。笔者请教解放军专家证实;中国四代机所配套的两台18吨推力的WS-10“太行”发动机
㈦ 最近有没有航空发动机的消息WS15发动机的进展如何
WS15发动机暂时没有改进的消息发布，可以继续期待，希望我的回答能够帮到你
㈧ 涡扇15发动机怎样
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。
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，R-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R-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R-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了制造R-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R-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到。
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R-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R-79M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。
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R-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R-79发动机的核心机的测绘仿制工作；R-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。
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R-79-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料后， 研制了YWH一30—27核心机，YWH一30—27核心机就是以R-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的，WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。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。
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, 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4.01。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7.16。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 4～ 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，采用国内第三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三代单晶材料，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 ，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1.5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（FADEC），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。
8
最大加力推力：16186.5daN
中间推力：10522daN
加力耗油率：2.02kg/daN/h
中间耗油率：0.665kg/daN/h
推重比：大于或等于9(初期约为大于8.5)
空气流量：138kg/s
涵道比：0.382
总增压比：28.71
涡轮进口温度：1750K
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1862.3kg
㈨ WS-15发动机
WS-15全称涡扇15“峨眉” 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 WS15原型机进入了高空台试验织研制。“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。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。
WS-15发动机在试飞时的推重比是9，而后期发展计划是10，水平大体在中上游。单按推重比和推力(dan)来算，排名如下
美F-119为11.7(推力15568)
俄AL-41为11.1(推力20000)
美F-135为10＋(推力17800)
欧EJ-200为10.2(推力9000)
中WS-15为9-10(推力18500)
至于发动机的寿命、可靠性等指标不好比较。
WS-15服役后可能达到EJ-200的水平
㈩ WS（涡扇）-10,15发动机是完全自主研发的吗
是的，WS-15发动机在试飞时的推重比是9，而后期发展计划是10，水平大体在中上游。
1、WS（涡扇）-10,15发动机比太行先进一代推比10一级为第四代研制的大推力涡扇发动机。
2、WS（涡扇）-10,15发动机已经完成核心机的研发，要真正生产定型还需要5-8年时间，最大推力达到18000KG左右。
3、加力推力：161865-181373N。
(10)ws15发动机公司股票扩展阅读
1、涡轮风扇发动机由风扇、低压压气机(髙涵比涡扇特有)、高压压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。
2、其中高压压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机，由核心机排出的燃气中的可用能量，一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。
3、风扇转子实际上是1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，分成两路：一路是内涵气流，另一路是外涵气流，风扇后空气经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一起在喷管排出。
4、涡轮风扇发动机组合了涡轮喷气和涡轮螺桨发动机的优点。涡扇发动机转换大部分的燃气能量成驱动风扇和压气机的扭矩，其余的转换成推力。