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第一千四百五十六章 HX—30—27型核心机（第1 / 1页）

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也难怪航空工业集团会有这样的想法，尽管上层没有给中国腾飞额外划拨一分钱的经费，更没有多余的资金支持，但这种全额、足数甚至是超额的美元转换人民币的返还却比经费划拨的效果还要管用。

更何况，中国腾飞每年的利润都在200到300亿美元之间，上缴的利润只占中国腾飞创汇利润的60%左右，自身还留存100亿美元左右的外汇利润，这些钱可是由中国腾飞自由支配的，年底只要向上级外汇管理部门提交资金流向即刻。

也就是说，中国腾飞可以不受限制的在欧美发达国家采购各类先进设备，与之相比航空工业集团就悲催得多，由于自身外汇利润有限，想要采购国外设备需要另行申请外汇兑换额度，若是再算上审批和决策的时间，整个流程繁琐的能让人直接裂开。

由此可以看出上层对中国腾飞还是很看重的，基于此，航空工业集团即便很想让中国腾飞这个直接竞争对手彻底扑街，但因为上层的维护也只能收敛锋芒，任由中国腾飞的航空发动机高空试验台顺利上马。

然而航空工业集团尽管对上层偏心中国腾飞各种柠檬精，也觉得中国腾飞在发展下去必然会成为他们整个航空工业集团的生死大敌，但让他们庆幸的是，在大推力重型航空发动机这一局上，航空工业集团取得了决定性的胜局。

基于此，可以直接奠定未来20到30年国内军用作战飞机领域的基本格局，中国腾飞依旧只能做配套，航空工业集团还是亦如现在这般做主导。

航空工业集团领导层之所以由于如此判断是基于中国腾飞一脚踩进了航空发动机高空试验台这个大坑，以及大推力航空发动机超长研制周期的基本判断。

要知道航空工业集团所属的航空发动机高空试验台可是在50年代末规划，60年代开始筹建，到90年代在完成的超大工程，光建设周期就耗费了30年，前后两代人辛苦付出才有了国内首座航空发动机高空试验台的落成。

尤其可见这东西的复杂性和难度。

中国腾飞即便是资金充裕，想要在短时间内完成几乎是不可能，哪怕是加班加点，整个建设周期也要8到10年才能见成效。

问题是到那是，航空工业集团的AL—31重型航空发动机仿制项目早已开花结果，哪怕中国腾飞爆肝拼了，5年时间拿下航空发动机高空试验台，可大推力航空发动机20年的研制周期摆在那儿呢，即便中国腾飞在WD—70上有了一定的基础，那也得花个5到8年的时间去完善。

如此前前后后，没个一代人的时间，中国腾飞根本就别想在大推力航空发动机上有什么建树。

正因为如此，航空工业集团上下对中国腾飞上马航空发动机高空试验台，并硬扛着“澜沧江”型号不下马很有些吃味儿，但也没怎么放在心上，因为航空发动机的基本规律就摆在那儿呢，除非是外星人附体，否则就算是美国人也摆脱不了这种强大规律的影响。

然而此时此刻，汤莉莉在屏幕上所展示的“澜沧江”大推力航空发动机，明眼人一看就知道绝不是什么概念设计，而是应该完成长时间试车的成熟产品，因为屏幕上展示的并不是概念设计图，而是一张用真实图片营造出的透视细节图。

要知道，从中国腾飞的航空发动机高空试验台落成到现在不过才两年的时间，中国腾飞就把“澜沧江”项目给搞出来了？

这怎么可能！

不过会场内的惊讶、愕然、不解、疑惑和难以置信并没有影响台上汤莉莉平稳沉着的语气，而是调整了下遥控器，屏幕上的航空发动机一个旋转，很快分解开来，最后留下一个由燃烧室、一级涡轮和二级涡轮组成的核心机，然后将激光笔点在其上：“或许有人会问，我们的‘澜沧江’项目怎么进展这么快，成熟度会不会不高，在这里我给大家打个保票，我们的WD—72E‘澜沧江’大推力航空发动机的成熟度非常高，因为其中所应用的技术，都是我们中国腾飞打磨多年的成熟技术……”

说着，汤莉莉在核心机上画了个圈圈朗声说道：“就比如说我们这款HX—30—27型核心机，属于典型的第三代核心机，相较于前几代单转子核心机，第三代核心机我们采用了双转子结构，增加了后部的二级涡轮，从而提高了核心机的整体功率。

与此同时在通过先进耐热材料和其他相关技术的应用，我们提高了第三代核心机的涡轮前温度，目前装备在WD—72E‘澜沧江’大推力航空发动机的HX—30—27-C型核心机的涡轮前温度1873.15开尔文，即1600摄氏度，从而令我们的第三代核心机拥有27兆瓦的循环功率……”

话音未落，汤莉莉再次按下手里的遥控器，屏幕上的核心机再次分解，随即汤莉莉用激光笔点着几个部件继续介绍道：“HX—30—27型核心机的优异性能并非我们用什么新技术堆砌出来的，恰恰相反，其中的很多材料和技术都是我们中国腾飞打磨十多年的成熟产品。

就比如说燃烧室使用的H-ZB—618高性能陶瓷基复合材料，其基础来源于十年前开发的ZBF—600试验性陶瓷材料，当时的实验材料就可以承受1450摄氏度的高温，并在我们的2.5代核心机上进行了测试，之后随着我们在陶瓷基制备和金属支撑体方面的技术进一步完善，该材料正式投产，并赋予中国腾飞的材料命名编号H-ZB—600系列，从而得到广泛应用。

FBC—7A和歼—8E所使用的WD—66系列航空发动机上尾喷口，燃烧室甚至是涡轮盘，都不同程度的应用H-ZB—600系列陶瓷基复合材料，在这个基础上我们总结以往H-ZB—600系列使用的经验和数据，开发出性能更为优异的H-ZB—618高性能陶瓷基复合材料，作为HX—30—27型核心机燃烧室的主材，从而令其燃烧室具备1800摄氏度的持续耐高温能力，极限高温耐受度可以达到2200摄氏度……”

“汤莉莉同志，HX—30—27型核心机燃烧室的持续耐高温能力是1800摄氏度，目前涡轮前温度只有1600摄氏度，也就是说HX—30—27型核心机还有提升的空间？”

没等汤莉莉把话说完，一位海军领导忍不住开口问道，汤莉莉微笑着点点头：“那是当然，否则下一代作战飞机岂不是又要得心脏病？”