涡扇-10A涡扇发动机比AL-31FN涡扇发动机先进吗？

个别性能比AL-31要好，但总体性能不如AL-31，特别是可靠性和使用寿命,空中再启动方面远不如AL-31，所以目前只在双发的歼11型战机上部分装备，而单发动机的歼10目前还要使用进口的AL-31。

WS-10A涡扇发动机是军用涡扇发动机。总设计师是江和甫程荣辉。WS-10就是“太行”发动机,是给J11用的。WS-10A发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE。1998年末,因为经重大改进的J10战斗机顺利首飞，以及WS-10“太行”发动机研制的不顺利。WS-10A的研制分为三个阶段实，风扇是采用中推核心机和高推预研中的风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。发动机由10个单元体组成。
　进 气 口　环形。带16个可调进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰.
　　风扇 3级轴流式。第1级风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为焊接成整体的叶盘结构。增压比约为3.2。3级静子和转子均为三维流设计.
　　高压压气机 七级轴流式。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣,转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,带进口导流叶片，零～二级静叶可调。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静叶为可调叶片，增压比7.86。前2级盘用高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体，。第3～5级盘由镍基高温合金制成，同样用电子束焊焊为一体。第6～7级盘则为单盘,由粉末冶金制成，用长螺栓前与5级盘连在一起。所有7级的榫头均为环形燕尾槽式榫头. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
　　燃 烧 室　短环形, 燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。两个点火装置[虚幻。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却.
　　高压涡轮　单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为第一代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。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。
　　低压涡轮　单级轴流式，带冠。空心气冷转子叶片，转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。
　　加力燃烧室　系 “太行”发动机的设计方案衍生而来，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与24根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处开有大量的防振孔。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。
　　尾 喷 管　收敛－扩张型。由“太行”发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。
　　控制系统 双通道全权数字电子控制系统（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
　　技术数据
　　最大加力推力(daN)　13539
　　中间推力(daN)　8637?" dj?
　　加力耗油率(kg/daN/h)　2.03
　　中间状态耗油率(kg/daN/h)　0.695 ?
　　推重比　8.1 (按国际上一般规定计算)
　　空气流量(kg/s)　120
　　涵道比　0.57
　　总增压比　25.15
　　涡轮进口温度(℃)　1423
　　最大直径(mm)　1160
　　长度(mm)(喷口全开时)　4950
　　质量(kg)　1705.6

个别性能比AL-31要好，但总体性能不如AL-31，特别是可靠性和使用寿命,空中再启动方面远不如AL-31，所以目前只在双发的歼11型战机上部分装备，而单发动机的歼10目前还要使用进口的AL-31。

1.开门见山直接回答知识点
2.对相关知识点进行延伸
3.规范排版，内容充实更容易通过认证哦
4.补充参考资料（没有可以忽略哦~）

　　WS-10A涡扇发动机，是WS-10的发展型号，主要装备于J11B战斗机。WS-10A发动机与WS-10“太行”发动机最大的区别是核心机技术不同，WS-10A的核心机是CFM56核心机技术与AL-31F的核心机技术相结合的产物。WS-10A发动机的整体性能接近F110-GE-129IPE (F110的性能改进型)。
　　加力燃烧室系 “太行”发动机的设计方案衍生而来，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与24根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处开有大量的防振孔。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。
　　尾喷管收敛－扩张型。由“太行”发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。
　　控制系统 双通道全权数字电子控制系统（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。

　　主要数据
　　最大加力推力(daN)　 13539
　　中间推力(daN)　 8637?" dj?
　　加力耗油率(kg/daN/h)　 2.03
　　中间状态耗油率(kg/daN/h)　 0.695 ?
　　推重比　 8.1 (按国际上一般规定计算)
　　空气流量(kg/s)　 120
　　涵道比　 0.57
　　总增压比　 25.15
　　涡轮进口温度(℃)　 1423
　　最大直径(mm)　 1160
　　长度(mm)(喷口全开时)　4950
　　质量(kg)　 1705.6
　　安全使用时间（两次全面检修之间的使用时间） 800~900小时

　　AL-31FN是由俄罗斯留里卡"土星"科研生产联合体研制的带加力燃烧室的涡扇发动机。
　　AL-31FN的结构形式是双转子加力式涡扇发动机。推力范围：加力12250daN，中间7620daN。每台价格300万美元。AL-31F有一些改进型，其中包括带矢量推力喷管的改进型AL-31FP发动机。
　　从总体上讲，作为苏-27战机的专用动力装置AL-31F发动机，其性能是优良的，具有明显优势。
　　（1）尺寸小，推力大。其涡轮具有有效的冷却系统和良好的热力学特性；压气机增压快速，发动机结构紧凑，保证飞机有较高的推力和良好的机动性。
　　（2）稳定性高。可使用在苏-27飞机的各种飞行高度和速度下，即使飞机在以M2的速度进入平螺旋、直螺旋、翻转螺旋和进气道喘振的情况下，发动机工作仍然极其稳定。喘振消除系统、空中自动点火系统、主燃烧室和加力燃烧室的再次启动系统等可保证在使用机载武器时动力装置的工作可靠性。
　　（3）维修简便。该发动机采用单元体结构，由14个单元体组成，因此，如果出现某些损坏，不需要全部更换，只替换下有故障的单元体即可。这样，在使用条件下进行发动机维修时，可更换其中的6个单元体。
　　（4）使用寿命长。AL-31F可根据其技术状况而使用，只要发动机还正常，就可以一直使用下去，而现代化水平的诊断设备可保证飞行安全。但其使用寿命也有一个限度，一般认为该发动机第一次维修前的使用寿命可达1000h，总使用寿命应该不少于10年。

　　技术数据
　　最大加力推力　12258
　　中间推力(daN)　7620
　　加力耗油率[kg/(daN·h)]　2.00
　　中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　0.795
　　推重比　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)
　　7.14(按国际上一般规定计算)
　　空气流量(kg/s)　 112.0
　　涵道比　 0.60
　　总增压比　 23.8
　　最大直径(mm)　 1300
　　1750 (按国际上一般规定)
　　综上所述，WS-10A推力明显大于AL-31FN,但是推重比相当，可见国产WS-10A只是在后者的技术基础之上再创新的产品，使用寿命也比不上俄制发动机，相关配套技术不够成熟！但是WS-10A数字控制系统比后者先进，核心机技术达到西方技术标准！

不是说我们的gjb是和美国军标一个级别么？那么寿命应该远远高过毛货才对啊？