中推核心机的试制工作由430厂为主承制单位，参加研制的单位有420、460、170、100、606、621、625、西工大、德阳二重等全国21家厂所院校。105、115等厂提供了有关成附件，上钢五厂、抚顺钢厂等赶制了所需的高温合金和钛合金材料……可以说中推核心机是全国大协作的成果结晶。经过毛坯、工装准备，试制工作于1992年3月开始加工，加工中攻克了近70项关键技术，如复杂型芯定向结晶涡轮叶片精铸、短环形燃烧室机加工、带型面复杂叶片的扩压器精铸，压气机鼓筒电子束焊等7大项属于首次突破，不仅优质高效的完成核心机试制工作，也使得航空发动机制造技术向前跨越了10年！首台中推核心机的加工和装配仅用了9个月的时间，至1992年11月18日完成加工总装、19日出厂，并于21日运抵624所。

　　核心机到达后经过喷管、附件、管路等装配和检查，于11月24日安装到地面试车台架上，并通过了质量评审。11月28日进行了启封运转和冷运转，起动机将核心机带转到21.5%转速。12月3日23点20分，核心机首次点火、一次成功！（相对转速达到35%）之后又成功进行了多次点火起动试验，在突破了冷悬挂、一阶临界转速等难关后，经发动机总公司与624所分析决定将发动机推至最大换算转速。12月12日在核心机第11次点火试车中，转速推到地面最高转速（换算转速达101.3%），核心机运转良好，振动小，排气温度等参数均正常！　

　　由于核心机的工作环境是处于发动机的风扇（低压压气机）出口处，当发动机在地面台架运行时，核心机进口压力一般为0.35~0.45MPa，进口温度为430~470K。而在空中飞行时（如中低空、大速度），核心机进口压力可达约0.56MPa，进口温度约600K。中推核心机在设计时是以地面台状态，背景发动机在标准大气下工作时风扇出口气流条件为设计点。为节约试验经费和减少试验风险，第一台中推核心机的初步试验考核是在地面台架上进行，在取得有关性能数据及考核各部件匹配关系的情况下，再安排第二台核心机进行高空台模拟风扇出口温度、压力等工况下的进气加温加压试验。由于我国尚无专用的核心机试验设备，而新建一套试验设备不仅耗资巨大且建设周期也无法赶上核心机的研制进度，因此只有利用我国唯一的大型直接连接式高空试验设备—SB101高空台。　

　　第二台中推预研核心机用来进行高空台试验，主要目的就是前述提到的模拟风扇出口条件下考核核心机性能和结构强度。430等承制单位克服了进度紧、难度大、经费不足的不利因素，于1993年12月19日完成了加工组装，并于12月22日运抵624所。624所在93年度做了大量的试验准备工作，并进行了各项核心机强度试验，为核心机在高空台上全速运转奠定了可靠的基础。

　　核心机抵达后，26日完成了高空台上的安装，27日通过了质量评审。开始进行大气进气条件下启封、冷运转、假开车和地面台慢车状态下的试验。29日下午首次点火成功，核心机转速达65％。30日上午开始进行供气加温试验。在进口温度为40℃，进气压力为0.125MPa的状态下空中起动一次点火成功，接着顺利地通过了二阶临界转速，逐次升速到73%、75%、80%、86％，在31日晚，中推核心机达到了100%换算转速，状况正常。至此，核心机高空台第一阶段的试验提前胜利结束！此阶段共起动58次，累计运行282min，其中最长一次连续运转85min。　

　　1994年1月3日下午核心机按预定计划下台分解，检查，除发现压气机转子不平衡量
　　过大外，其余一切正常。经重新平衡、装配之后上台，1月14日开始进行第二阶段试验。
　　1月15日，向最高设计目标冲刺。经过一夜奋战，于16日晨7时24分顺利达到最大设计
　　状态，进气温度、进气压力和物理转速都达到设计值！

　　各项试验结果表明中推核心机高空台试验性能已达到设计指标，三大部件匹配良好，结构强度也得到了初步考核。可以说，设计是成功的，加工质量是好的，测试数据是可信的，比原计划提前了11个月性能达标！

　　1月26日至27日，中国航空工业总公司和空军派出专家组到624所进行检查和评审。专家组由张池任组长，王祖浒、陈大光任副组长，成员有吴大观、李志广、陈光、陈乃兴、枉云汉、严传俊、顾家柳、陶增元和常淑清。

　　专家组在听取了624所总工刘大响等的详细汇报，并查阅了设计，试验资料，参加了核心机的高空台试验，检查了试验结果，进行了认真的讨论和评审。

　　专家组认为，我国自行设计、制造的高性能中推核心机在高空台上模拟其进口条件进行性能试验，涡轮前温度和物理转速同时达到设计指标，取得了比较好的试验结果，这是我国航空发动机技术的重大突破，是在自行研制航空发动机的道路上跨出的具有战略意义的一步，对我国航空发动机行业的振兴发展将会产生巨大的推动作用和深远的影响。中推核心机在完成主要零部件和强度试验的基础上，经过地面台试验和模拟核心机进口条件下的高空台试验，主要技术性能基本得到验证。点火、起动顺利，运行过程中振动值较小，工作稳定，三大部件性能匹配良好，主要性能参数和转子动力学数据的设计计算值与试验值基本吻合。所有这些证明核心机的设计是成功的。中推核心机已为验证机的立项研制创造了良好的条件。专家们还建议上级领导尽快对中推验证机做出决策，立项研制。

　　然而令人遗憾的是由于种种原因中推后续计划实施的并不顺利，至今尚未发展出一台中推型号来。虽然当年林宗棠部长等有关领导大力支持，但验证机计划似乎没有列入到国家的预研规划中去。以致“未能继续推进到验证机阶段”（刘大响“我国航空发动机技术发展探讨”），不过江和甫等撰写的文章当中却是另一番说法（详见《系列核心机及派生发展的航空发动机发展思路》一文），或许是燃气院/中航自筹资金坚持了下来！？
　　无论结局如何都无损于中推核心机的历史功勋！从1989年~1994年短短几年时间里，就突破了三大部件-核心机的研制，证明了动力先行、预研先行的科学性，是十年高推预研成效的最好体现，这一成功为我国最终实现自行设计制造先进航空动力装置的目标奠定了良好的基础！

　　如今624所承担的高推比发动机预研项目—CJ2000发动机的核心机已点火成功，为我国航空动力事业的发展再立新功！

　　中推核心机的主要性能指标、制造技术、设计技术已与F404（YJ101）、CFM56（F101）、РД-33等涡扇机的核心机水平相当。

　　中推核心机的总体结构和系统

　　核心机由进气机匣、前机匣、七级高压压气机、带突扩式进口扩压器及气动雾化喷嘴的短环形燃烧室、单级高压涡轮、后机匣、排气装置、附件传动装置、滑油系统、空气系统、燃油调节系统、喷口控制系统和叶片调节等系统组成。其中三大核心部件的结构尽力满足背景型号要求进行设计，其余各系统则以保证核心机正常工作和满足调 试需要为主。核心机采用了两支点、两主承力机匣、两滑油腔的结构，高压转子支承方案为1-0-1，前支点为滚珠轴承后支点为滚棒轴承。

　　三大部件：

　　1、高压压气机 七级轴流式。带进口导流叶片，零～二级静叶可调。增压比（合同
　　值）7.02（试验值达7.38）， 平均级压比1.333，绝热效率0.84，
　　喘振裕度17~20%， 转速13643r/min。以单盘式三级盘为界，前两
　　级盘为钛合金制，材料牌号TC11，四至七级盘为高温合金制造，材
　　料为GH4169（相近牌号 美Inconel 718）镍基高温合金。均采
　　盘—鼓式结构，高能电子束焊工艺分别将前两级盘—鼓和后四级焊成
　　两个整体件，再与第三级盘连接构成一整体压气机转子。
　　2、燃　烧　室 短环形。燃烧室选用带前置扩压器的突扩式扩压器（有70片压气机出
　　口整流叶片），双油路气动雾化喷嘴和带有双涡流器的火焰筒。选
　　用材料有GH22、GH4169、GH903等高温合金
　　3、高 压 涡轮 单级轴流式。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。导向器有36
　　个叶片，涡轮工作叶片共有58片，均为对流-冲击-气膜复合式气冷叶
　　片。导向叶片材料为DZ4定向凝固柱晶高温合金，涡轮叶片材料为
　　DZ22（相近牌号 美PWA1422）定向凝固合金，无余量精铸。涡轮
　　盘材料为GH4169镍基高温合金

　　核心机的主要参数①
　　进口压力 3.589*10^5 Pa
　　进口总温 435.89K
　　进口空气流量 52.16kg/s
　　高压压气机压比 7.02
　　高压涡轮前温度 1600K

　　①进口流量、压力等似乎应是核心机在发动机工作环境中的参数，而不是换算到海平面标准大气条件下核心机单独工作的参数。

　　名词解释

　　核心机：又称燃气发生器，是产生高温高压燃气的核心部件。是航空发动机中工作条件最恶劣（高温、高压、高转速）、技术问题最复杂、对发动机性能、可靠性影响最大的关键部件。其核心是三大高压部件即高压压气机、主燃烧室、高压涡轮，另外为了核心机运行试验的需要，与之匹配进排气系统、起动系统、燃油与控制系统、传动与滑油系统、电气系统、测量系统等，相当于一台单转子涡轮喷气发动机。

　　依照核心机的用途分类，可分为技术核心机和型号核心机两类。前者是在三大部件做完部件试验后组合起来进行核心机试验，用以解决部件之间匹配问题，初步验证部件性能及相容性，根据需求考核相关材料、结构强度、工艺特性等。其特点是不针对某一具体的发动机型号，而是具有特定的技术要求，为型号核心机的研制提供技术储备。比如美军实施的ATEGG计划中（先进涡轮发动机燃气发生器计划），GE公司研制的GE-1、GE-14等等。

　　型号核心机顾名思义，这是为专型号研制服务的。型号核心机是在预研成果的基础上，选取符合型号设计性能、结构要求的三大部件，组装成一台核心机进行试验验证，再配以低压部分就可派生出一台完整的发动机或型号验证机。

　　当然各国的传统、技术条件、经费条件各不相同，不一定严格按照上述过程发展。传统上我国许多预研项目的型号背景比较强，两类核心机也并非泾渭分明，比如中推核心机就是一个具有较强型号背景的技术预研核心机。

　　接着聊聊著名的高推预研计划。

　　讲到中推核心机就必然要谈及高推预研，我根据刘大响院士等发表的文章作一简要介绍：
　　前文中已提及过高推预研是高性能推进系统工程预研的简称。由于我国航空发动机研制技术基础薄弱、储备严重不足，而对航空发动机研制的艰巨性复杂性认识不足，又急于求成，因而造成了众多自行研制的型号不是进度严重拖后就是半途而废。早在1975年4月，航空工业部门召开的航空发动机十年科研发展规划会议上，与会专家就呼吁要尽快开展高推重比发动机的预研工作，并建议列入航空工业发展规划。之后在六院的领导和组织下，由六二四所牵头进行了广泛的调研论证，在1978年7月天津会议上，高推比预研作为第一个关键预研项目被正式列入了航空工业部的规划当中。1979年6月在624所召开了“高推重比发动机预研选题论证会议”，审定了88个预研课题。同年8月，航空部发文正式下达了高性能推进系统工程预研任务，并明确了以624所为技术抓总单位。1980年，高推预研在经过了充分论证的基础上正式开题，部内外24个单位，近1000名中高级科技人员直接从事该项研究。高推预研作为我国航空动力行业有史以来首个大型工程预研项目，已载入了中国航空工业发展的史册！
　　依照规划，高推预研分两大阶段实施。1980～1982年以定向基础为主，开展单项课题研究，进行理论方法、计算方法、试验方法的探索研究。1983～1989年，以先进部件设计技术研究为主，重点围绕三大核心部件及相应的结构强度课题和数控系统的先进技术进行综合试验研究。

　　到1989年底，高推预研共开题120个，完成118个。涉及总体、压气机、主燃烧室、涡轮、加力、喷口、强度、控制等10个专业的部件和系统。提交各相关试验研究报告2000余份，计算机程序300个，试验件200多台套。更有大量的学术论文、报告发表，获国家和部级成果奖200余项，并已应用于军民用领域，发挥了显著的技术和经济效益，提高了试验能力，培养了技术队伍，积累了经验。而最能够体现高推预研成效的就是以三大高压部件为代表的中推预研核心机，其性能水平已达到了第三代涡扇发动机核心机的水平，成果来之不易。

　　不过高推预研也有令人遗憾的一面，由于我国长期存在重型号轻预研的思想，“总认为预研远水不解近渴，在该计划的执行过程中，研究内容和经费相继作了三次重大调整......经费从最初规划的上亿元最后降到数千万元，直到1990年才完成预研课题。”