JT15D是普拉特·惠特尼加拿大公司研制的中等涵道比、小推力渦輪風扇發(fā)動機，可供小型商業(yè)或行政機使用。

JT15D-1于1966年6月開始設計，1967年9月23日進行了首次臺架試車，1968年8月在CF-100飛機上開始試飛。那時的發(fā)動機為雙級高壓渦輪與單級低壓渦輪，推力為889daN。為滿足美國賽斯納飛機公司的要求，又將發(fā)動機推力提高到978daN，同時將雙級高丈夫渦輪改為單級，單級低壓渦輪改為雙級。這種改型的發(fā)動機于1969年初開始臺架試車，同年9月15日裝于賽斯納公司的“獎狀”飛機上進行第一次飛行試驗。1970年7月16日又裝在法國的“帆艦”飛機上進行飛行試驗，最后于1971年2月28日完成定型試驗。

在JT15D的研制中，利用了美國普拉特·惠特尼公司研制JT9D的經(jīng)驗和本公司對高壓比離心壓氣機長期研究的成果。這樣不僅使發(fā)動機具有先進的水平，而且也使研制周期縮短。從開始設計到第一次臺架試車僅用了一年零三個月；從第一次試車到完成定型僅用了三年半的時間。為進一步滿足飛機制造商提出的提高發(fā)動機推力10%左右的要求，在JT15D-1定型之前，該公司即于1970年底開始JT15D-4發(fā)動機的改型設計工作。在改型中既增大了推力，又使原有零部件減少，使D-1與D-4兩型發(fā)動機有較多的通用零部件，充分利用了D-1型在試驗中所積累的經(jīng)驗。D-4型只在在D-1型風扇后面的低壓軸上加了1級軸流壓氣機，以增大流過核心機的流量。發(fā)動機長度相應地增大了101.6mm。

JT15D為解決在低速和類似的飛行條件下鳥和其他外來物的吸入問題，建立了室內(nèi)的試驗裝置，并且進行了發(fā)動機運行的小鳥吸入試驗。試驗結果發(fā)現(xiàn)風扇葉片的損壞是驚人的，尤其是在葉中凸臺以上的部位。因高馬赫數(shù)(M數(shù))的設計要求使葉片的進氣邊很薄，在這一部分葉型的彎度也很小。為了解決這一問題，將風扇葉片進行了加固，葉中凸臺一直延伸到葉片前緣，并在葉片上部區(qū)域再輔以小高度的軸向加強筋。在整臺發(fā)動機上用近2kg的大鳥作吸入試驗時，發(fā)現(xiàn)進入離心壓氣機的一部分鳥體被吸進了管式擴壓器。吸入物的能量很大，以致使管式擴壓器魚尾式的出氣邊破碎，并損壞了壓氣機的殼體。因此后來將壓氣機殼體壁面加厚了。

JT15D高壓壓氣機設計得比較先進。單獨使用時單位級離心式增壓比可達6，出口切向速度達587m/s。在葉輪出口采用高效率的管式擴壓器，因此效率可保持在0.777。

該發(fā)動機有兩級風扇渦輪，第1級采用整體鑄造。由于風扇渦輪的強度問題不如壓氣機渦輪嚴重，工作溫度也較低，開始企圖對兩級風扇渦輪都采用整體鑄造加工，然而第2級風扇渦輪的葉片長，輪轂小，給整體鑄造帶來很大麻煩。為此，進行了大量的試驗，包括金相檢驗、拉伸、蠕變以及疲勞等強度試驗和葉輪的破壞試驗，結果表明整體鑄造能獲得很好的材料性能。整體鑄造的第1級風扇渦輪與一般加工方法得到的第2級風扇渦輪相比，加工費節(jié)省45%。

D-1/D-1A和D-4型的翻修壽命分別為3500h和3000h。JT15D的主要型別有：

JT15D-1/1A/1B　首批生產(chǎn)系列，1971年獲得適航證。1973年推力提高到978daN。

JT15D-4B　D-4的改型，高空性能較好。

JT15D-4C　D-4的改型，主要差別在于D-4C有維持飛機倒飛的滑油摻混裝置和燃油活門電子調節(jié)裝置。1982年獲得合格證。

JT15D-5　D-4的改型，增大了風扇的增壓比和流量，并改進了低壓壓氣機和高壓壓氣機。使巡航推力增加25%，耗油率降低3%。風扇葉片采用了無中間凸臺、小展弦比的寬弦設計，而-4型的風扇葉片有二道凸臺，高壓渦輪葉片和電子燃油調節(jié)器也得到了改進。該型別于1977年開始研制，1978年4月第一次飛行，1983年初取得適航證。

JT15D-5A　風扇和熱端部件性能比-5有所改進。

JT15D-5C　JT15D系列的最新型別。滑油系統(tǒng)允許飛機倒飛。

軍用型具有專用的潤滑系統(tǒng)，提供反向飛行能力。最近取證的JT15D-5D發(fā)動機在技術上又進行了改進。換裝了耐磨的鋁基凱復龍風扇機匣、整體風扇轉子和單晶高壓渦輪葉片。

起飛推力(daN)

JT15D-1/1A/1B　979

-4/4B/4C/4D　 1112

-5/5A/5B　1290

-5C　 1419

-5D　 1290

最大連續(xù)推力(daN)

JT15D-1/1A/1B　930

-4/4B/4C/4D　 1056

-5/5A/5B　1290

-5C　 1419

-5D　 1290

起飛耗油率[kg/(daN·h)]

JT15D-1/1A/1B　0.551

-4/4B/4C/4D　 0.573

-5/5A/5B　0.562

-5C　 0.584

推重比　 4.26～4.69

空氣流量(kg/s)

JT15D-1　31.5

-1A/-1B　 33.3

-4/-4B/-4C/-4D　35.27

-5/-5A　37.8

涵道比

JT15D-1　3.3

-1A/-1B　 3.3

-4/-4B/-4C/-4D　2.6

-5/-5A　2.0

總增壓比

JT15D-1　7.4

-1　7.4

-1A/-1B　 7.9

-4/-4B/-4C/-4D　10.5

-5/-5A　12.6

渦輪進口溫度(℃)

JT15D-4　1013

直徑(mm)

JT15D-1　691

-4　686

長度(mm)

JT15D-1　1506

-4　1600

質量(kg)

JT15D-1　232.5

-1A/1B　235

-4　253

-4B　 258

-4C　 261

-4D　 255

-5/5A　 291.5

-5B　 291.7

-5C　 302

用　途　軍用/民用渦扇發(fā)動機

廠　商　普拉特·惠特尼加拿大公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀　生產(chǎn)

裝機對象　JT15D-1/1A/1B　賽斯納“獎狀”I。

JT15D-4/4B/4C/4D　 賽斯納“獎狀”II、賽斯納獎狀”S/II、“金剛石”I/IA、S.211、TG-10。

JT15D-5　T-47A、“比奇噴氣”400/400A。

JT15D-5A　 賽斯納“獎狀”V。

JT15D-5B　 “比奇噴氣”400T/T-1A。

JT15D-5C　 S.211A。

JT15D-5D　 賽斯納“獎狀”V超級型。

進 氣 口　環(huán)形直接進氣，用不銹鋼整體鑄造。無進口導流葉片。薄合金鋼板焊接成的雙

層進氣錐隨風扇一起轉動。利用壓氣機放出的熱空氣防冰。

風　扇　JT15D-1/4為單級軸流式，有28個鈦合金風扇葉片。葉高中間有阻尼凸臺與抗

外物凸肩，前者相互抵緊形成一環(huán)，后者相互間有間隙，JT15D-5采用無凸臺的

寬弦風扇葉片，JT15D-5A采用改進的風扇。風扇機匣均為不銹鋼制成。-1型轉

速為15480r/min，-4/4D型為16860r/min，其余為16540r/min。壓比為1.5。

壓 氣 機　低壓壓氣機為1級軸流式，與風扇同軸。它也可看作1級輔助增壓級，不算低壓

壓氣機。高壓壓氣機為1級離心式，葉輪有16個全長葉片和16個半長葉片。-

1/1A/1B型轉速為31120r/min，-4型和-5/5A/5B/5C/5F型為31450r/min，-4B/4C/4D

型為31800r/min。

燃 燒 室　回流環(huán)形。耐熱鋼外套，鎳基合金聯(lián)焰管。-4型裝有12個雙油路離心式燃油噴

嘴，總壓恢復系數(shù)0.981，燃燒效率0.995。

渦　輪　軸流式。高壓1級，低壓2級。高壓渦輪有71個非冷卻的定向凝固轉子葉片。

低壓第1級采用整體鑄造，有61個轉子葉片；第2級有55個轉子葉片。

尾 噴 管　固定面積噴管。尾錐與內(nèi)涵機匣通過6個支板焊在一起。內(nèi)、外涵分開排氣，不

進行摻混。

控制系統(tǒng)　JT15D-1/4/4B/4D/5A為機液式控制。JT15D-4C/5/5C改用JFC118或JFC119電子

控制系統(tǒng)。

燃油系統(tǒng)　燃油泵出口壓力4480kPa。使用JP-1、JP-4和JP-5燃油。

滑油系統(tǒng)　綜合滑油系統(tǒng)。齒輪泵出口壓力552kPa。油箱容積為9.0L。滑油規(guī)格為PWA521 II

型，CPW202。

起動系統(tǒng)　空氣渦輪起動機或起動發(fā)電機。

點火系統(tǒng)　火花塞點火器。位置在5點和7點時鐘位置(從后向前看)。

支承系統(tǒng)　高壓轉子由2個軸承支承，離心葉輪前為滾珠軸承，離心葉輪與高壓渦輪間為滾

棒軸承，低壓轉子由3個軸承支承，風扇盤后為滾珠軸承，低壓渦輪前、后各有

1滾棒軸承，其中渦輪前滾棒軸承為一中介軸承。

三種發(fā)動機的比較

渦槳發(fā)動機的排氣速度太低，推力有限，同時影響飛機提高飛行速度，因此必需提高噴氣發(fā)動機的效率。發(fā)動機的效率包括熱效率和推進效率（引擎排氣速度與飛行速度之比）兩個部分。提高燃氣在渦輪前的溫度和高壓壓氣機的增壓比（轉速），就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的前提下，提高渦輪前溫度，意味著提高渦輪葉片以及在同一根軸上的壓氣機的轉速，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。

一般渦噴發(fā)動機的排氣速度大多超過音速，而飛機大多數(shù)時候是在亞音速飛行。因此，片面地加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導致推進效率的下降。要全面提高發(fā)動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。渦輪風扇發(fā)動機的妙處，就在于既提高了渦輪前溫度，又不增加排氣速度（通過增加低速的排氣流量，降低平均排氣速度）。

渦扇發(fā)動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的后方再增加了1-2級低壓（低速）渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風扇，消耗掉一部分渦噴發(fā)動機（核心機）的燃氣排氣動能，從而進一步降低燃氣排出速度。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進壓氣機（術語稱“內(nèi)涵道”），另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發(fā)動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產(chǎn)生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當?shù)臏u輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)低壓渦輪驅動風扇傳遞到外涵道氣流，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進效率取得了平衡，發(fā)動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。但是大風扇直徑增加了發(fā)動機的迎風面積，所以涵道比大于0.3的渦扇發(fā)動機不適合超音速巡航飛行。雖然渦扇發(fā)動機降低了排氣速度，但并未降低推力，因為降低排氣速度的同時增加了（外涵）排氣流量。從涵道比的角度看，渦扇發(fā)動機是渦噴發(fā)動機和渦槳發(fā)動機的折中。

渦扇發(fā)動機的優(yōu)缺點

渦扇發(fā)動機優(yōu)點：推力大、推進效率高、噪音低、燃油消耗率低，飛機航程遠。

缺點：風扇直徑大，迎風面積大，因而阻力大，發(fā)動機結構復雜，設計難度大。