進 氣 口　環形直接進氣，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，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　回流環形。耐熱鋼外套，鎳基合金聯焰管。-4型裝有12個雙油路離心式燃油噴

嘴，總壓恢復系數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。尾錐與內涵機匣通過6個支板焊在一起。內、外涵分開排氣，不

進行摻混。

控制系統　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。

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

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

型，CPW202。

起動系統　空氣渦輪起動機或起動發電機。

點火系統　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　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。

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

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，建立了室內的試驗裝置，并且進行了發動機運行的小鳥吸入試驗。試驗結果發現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(M數)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，并在葉片上部區域再輔以小高度的軸向加強筋。在整臺發動機上用近2kg的大鳥作吸入試驗時，發現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。滑油系統允許飛機倒飛。

軍用型具有專用的潤滑系統，提供反向飛行能力。最近取證的JT15D-5D發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。

用　途　軍用/民用渦扇發動機

廠　商　普拉特·惠特尼加拿大公司

生產現狀　生產

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。

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

三種發動機的比較

渦槳發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動機的效率。發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。

一般渦噴發動機的排氣速度大多超過音速，而飛機大多數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）。

渦扇發動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發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量的風扇，消耗掉一部分渦噴發動機（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動機一樣，送進壓氣機（術語稱“內涵道”），另一部分則直接從渦噴發動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產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，可以通過適當的渦輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經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動機的迎風面積，所以涵道比大于0.3的渦扇發動機不適合超音速巡航飛行。雖然渦扇發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，渦扇發動機是渦噴發動機和渦槳發動機的折中。

渦扇發動機的優缺點

渦扇發動機優點：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，發動機結構復雜，設計難度大。