跑道。

沐阳和家人在火箭基地玩了两天，回h城后赴到君用加力涡扇发动机研制工作上。

民航发动机经过地面试验后，还会进行上天试飞试验。

不过，目前不宜曝光，地面试验还没完成，特别是寿命测试，测试要达到三千个小时，这烧油烧掉的钱，都要花一千多万元。

等到地面所有测试完成，并优化完，估计时间也要到七八月份了。

民航发动机项目的大部分科研人员工作重点转到君用发动机，君用发动机主要多了加力燃烧室，称为“加力涡扇发动机”，还有其它装置，要求更高温、更高压、更高转速和高负荷，各种要求更加苛刻。

沐阳设计的加力涡扇发动机，比一般君用发动机有些区别，比如加工燃烧室是基于金属3d增材工艺上采用整体式设计，这个整体设计的弊端就是维护不方便，坏了就得换整体，比较麻烦。

比如设计二元失量喷管、第五代双余度fadec、高低压涡轮转向高频相反、高紊乱度强旋流主燃烧室头部等等。

为了满足一些机型垂直起降设计和空中悬停要求，如f35b战斗机一样，沐阳另外设计了升力风扇+发动机喷管可下偏+调姿喷管的垂直起降动力方案，算是xhan0501j的升级版本，称为xhan0502j，发动机结构更加复杂，这要等xhan0501j研制出来后再说了。

在研制加力涡扇发动机中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。

一台君用发动机可以服役十几二十年，期间肯定要经过许多次维护，所以要保证它的互换性，即通用性，一个零部件坏了能用标准件更换，而不是重新设计，耽误时间，成本又高。

在机械行业，有个最简单的道理，就是越复杂越精密的设备，就越容易出现问题。

xhan0501j的主要设计性能参数为：要求最大加力推力19吨以上，中间推力13.5吨以上，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温度1520摄氏度1720摄氏度，最大直径1.13米，长度4.652米，重量1400公斤。

风扇3级轴流式、压气机6级轴流式，都是整体叶盘结构，整体结构与跟顶尖加力涡扇发动机区别也挺大。

xhan0501的推重比，试验样机达到8.6推重比，经优化后的量产型，重量还会减轻一些，推重比还会提高一些。

在xhan0501发动机基础上设计的加力涡扇发动机，增加加工燃烧室后，保守推重比可能在13以上。

但具体推重力能达到多少，只有出样机后测试才知道。

只要推重比稳定在12以上，而且耗油要求更经济，噪音更小，更加稳定，能制造出来的话，可以说是世界第一性能君用发动机了。

国际上，目前排名第一的君用涡扇发动机，谱惠公和捅用为f22研制的f119100，1997年首飞，2002年服役。这台发动机最大加力推力达到156千牛，即15.9吨，推重比1011. 5，单台发动机订单价格约四千万美刀。

f119100是人类历史上第一型推重比超过10的航空动力系统。

排名第二的君用涡扇发动机，还是谱惠公为f35战斗机研制的发动机f135，实际是f119发动机的衍生型，到2006年首次安装并试飞成功。最大加力推力达到19吨，不加力时推力为13吨，量产型的推重比为11.7。

像f35战斗机，空重13.3吨，满载可以达到31吨，搭载的可不是两台发动机，而是仅需一台足已。

当然，f35系列仅搭载一个发动机，研制f35的根源还是低成本，除去研发成本外的制造成本约为仅