航空發(fā)動機為我們的載人航天航空事業(yè)提供動力，航空發(fā)動機也是人類史上非常重要的發(fā)明之一，那么世界上最著名的航空發(fā)動機有哪些?以下是學習啦小編整理的航空發(fā)動機相關內容，歡迎閱讀!~

　　世界上最著名的航空發(fā)動機

　　第一名：F135渦扇發(fā)動機 國家：美國

　　F135渦輪扇發(fā)動機由美國普拉特·惠特尼公司研制的新型發(fā)動機，最大推力超過18噸(4萬F135渦輪扇發(fā)動機磅)。 F-135發(fā)動機是在F-119(F-22戰(zhàn)斗機使用)的基礎上發(fā)展研制而成。由于海軍陸戰(zhàn)隊與英國皇家海軍預計采用的F-35B必須能夠垂直起降，因此F-135也可以加上向下彎折的矢量推力噴嘴。

　　F135渦扇發(fā)動機

　　但是這個噴嘴只有在垂直起降的場合使用，可以大大地縮短起飛/降落距離。其他F-35則不使用這項設計。

　　F135使用了F119的核心機，配合高效的6級高壓壓氣機，1級高壓渦輪和高效的風扇(由一個2級的低壓渦輪驅動)。F135采用了BAE系統(tǒng)公司的全權數(shù)字式發(fā)動機控制系統(tǒng)(FADEC)，為了提高發(fā)動機的可靠性和可保障性，F(xiàn)135大量采用外場可替換部件(LRC)，其零部件數(shù)量比F119減少了大約40%。

　　該發(fā)動機主要裝備的是F35戰(zhàn)斗機

　　按照計劃.F135一PW一100將作為F-35A空軍型的動力系統(tǒng);F135一PW一400將作為F-35C海軍型的動力;而F135一PW一600將作為F-35B海軍陸戰(zhàn)隊型的動力。

　　F135發(fā)動機推比10.5、加力推力19噸級別、軍推13噸級別、質量1700千克，其19噸的加力推力目前沒有任何實際裝備戰(zhàn)斗機的加力式渦扇發(fā)動機能夠企及。

　　不過值得一提的是，F(xiàn)135相對于F119雖然推力大幅度提高，但是實際上是在同樣核心機基礎上用流量、高速性能換推力。F135雖然推力超群，但是其高速性能卻是下降的。

　　第二名：F119渦扇發(fā)動機 國家：美國

　　F119是普·惠公司為美國第四代戰(zhàn)斗機研制的先進雙轉子加力式渦輪風扇發(fā)動機，其設計目標是：不加力超音速巡航能力、非常規(guī)機動和短距起落能力、隱身能力(即低的紅外和雷達信號特征)、壽命期費用降低至少25%、零件數(shù)量減少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高兩倍、零件壽命延長50%。在80年代初確定的循環(huán)參數(shù)范圍是：涵道比0.2～0.3;總增壓比23～27;渦輪進口溫度1577～1677℃(1850K～1950K);節(jié)流比1.10～1.15。

　　在F119上采用的新技術主要有：三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構、高紊流度強旋流主燃燒室頭部、浮壁燃燒室結構、高低壓渦輪轉向相反、整體式加力燃燒室設計、二元矢量噴管和第三代雙余度FADEC。此外，還采用了耐溫1070～1100℃的第三代單晶渦輪葉片材料、雙性能熱處理渦輪盤、阻燃鈦合金Alloy C、高溫樹脂基材料外涵機匣以及用陶瓷基復合材料或碳-碳材料的一些靜止結構。

　　美制F119渦扇發(fā)動機

　　在研制中，注意了性能與可靠性、耐久性和維修性之間的恰當平衡。與F100-PW-220相比，F(xiàn)119的外場可更換件拆卸率、返修率、提前換發(fā)率、維修工時、平均維修間隔時間和空中停車率分別改進50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四階段研制程序和綜合產品研制方法保證發(fā)動機研制結束時即具有良好的可靠性、耐久性和維修性并能順利轉入批量生產。

　　F119發(fā)動機主要裝備F22

　　在研制中，為滿足提高推力的要求而增大風扇直徑，還遇到了風扇效率低、耗油率高和低壓渦輪應力大的問題。預計，1994年中開始初步飛行試驗，此時F119將再積累3000地面試驗小時。1997年交付第1臺生產型發(fā)動機，裝F119的F-22戰(zhàn)斗機將于2002年具備初步作戰(zhàn)能力

　　它是裝備在F-22A戰(zhàn)斗機上的F119-PW一100發(fā)動機的改進型號。其最大推力達191.3千牛。超過了F119-PW一100的最大推力(156千牛，約15.8噸)多達20%;F135的最大軍用推力達到128千牛，而F119-PW一100的最大軍用推力僅為104千牛。因此，F(xiàn)135是有史以來最為強勁的戰(zhàn)斗機發(fā)動機。

　　第三名：WS-15渦扇發(fā)動機 國家：中國

　　WS-15全稱渦扇15'峨眉' 渦扇發(fā)動機，是為我國第四代重型/中型戰(zhàn)斗機而研制的小涵道比推力矢量渦扇發(fā)動機。WS-15主要用于雙發(fā)重型隱身戰(zhàn)斗機殲-20。WS-15由606所、624所、614所、410廠、430廠和113廠等單位專家組織研制。'峨眉'航空發(fā)動機的技術驗證機在2006年5月首次臺架運轉試車成功。這標志著我國在自主研制航空發(fā)動機的道路上又實現(xiàn)了歷史性跨越，在研制我國第四代中型戰(zhàn)斗機的征程上邁出了堅實的一步。2011年中航黎明完成了ws-15驗證機的交付。保節(jié)點是2020年完成研制。

　　WS-15渦扇發(fā)動機模型

　　WS-15全稱渦扇15“峨眉” 渦扇發(fā)動機，是為我國第四代重型/中型戰(zhàn)斗機而研制的小涵道比推力矢量渦扇發(fā)動機。由606所、624所、614所、410廠、430廠和113廠等單位專家組織研制。“峨眉”航空發(fā)動機的技術驗證機在2006年5月首次臺架運轉試車成功。

　　殲20戰(zhàn)機未來將配備渦扇15發(fā)動機

　　這標志著我國在自主研制航空發(fā)動機的道路上又實現(xiàn)了歷史性跨越，在研制我國第四代中型戰(zhàn)斗機的征程上邁出了堅實的重大一步。2007年3月原形機首次臺架運轉試車成功，預計2013年3月發(fā)動機完成設計定型試驗，2014年7月生產型發(fā)動機定型。

　　按照飛機任務要求，“峨眉”航空發(fā)動機在循環(huán)參數(shù)選擇上采用較高的渦輪進口溫度、中等總增壓比和比較低的涵道比。采用的新技術主要有損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴、樹脂基復合材料外涵機匣、整體式加力燃燒室設計、陶瓷基復合材料噴管調節(jié)片、三元矢量噴管和具有故障診斷和狀態(tài)監(jiān)控能力的雙余度式全權數(shù)字式電子控制系統(tǒng)。發(fā)動機由10個單元體組成。

　　第四名：AL-41渦扇發(fā)動機 國家：俄羅斯

　　L-41F發(fā)動機是留里卡-土星公司的產品，將成為俄第五代戰(zhàn)斗機通用的發(fā)動機。該發(fā)動機的發(fā)展基礎是留里卡設計局開發(fā)的AL-31系列， 1985 年開始研制， 總設計師是車金博士。為適應第五代戰(zhàn)斗機的要求，AL-4lF 的推力有大幅度增加，其最大狀態(tài)推力約12000 千克(117.6千牛)，加力推力的一般說法是不低于17857千克(175千牛)，具體數(shù)字有18500 千克(181.3千牛)和20000千克(196千牛)等說法。

　　不管哪一種數(shù)據(jù)，AL-41F的加力推力都高于F119-PW-100 ( F-22A的發(fā)動機)的16000千克( 156 AL-41F-1S(117S)發(fā)動機千牛)級，按照俄羅斯標準計算其推重比超過11(按照美國標準則約為10)。但是與F119發(fā)動機是不能比較的。因為F119發(fā)動機是以壽命設計為主，確保12000小時的壽命。而AL-41F發(fā)動機是以犧牲壽命設計，提高推力。對于AL-41F的壽命指標我們現(xiàn)在沒有數(shù)據(jù)。

　　AL-4lF 發(fā)動機進行展示

　　該發(fā)動機渦輪前溫度為1828K ，低干Fll9-PW-100 、M88-1 . M88-2 (后兩者是“陣風”的發(fā)動機)的1977K 、1843K 和1850K ，但比AL-3lF、F100-PW-100和F110-GE-100的約1665K， 1672K和1644K 有很大提高，也高于EJ200 ( “臺風“使用的發(fā)動機)1803K 。這些性能數(shù)據(jù)說明它的確是一種典型的第五代發(fā)動機。

　　AL-41F也是俄羅斯第一種實現(xiàn)“全權限數(shù)字電子控制”(FADEC)的發(fā)動機，俄羅斯業(yè)已在AL-31FU上對FADEC 系統(tǒng)進行過驗證，而AL-3lF系列則一直采用液壓電子控制。

　　AL-4lF發(fā)動機(117S)已裝備到俄軍蘇35戰(zhàn)機

　　AL-4lF的FADEC系統(tǒng)與機上KSU-1-42 數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)交聯(lián)，能夠根據(jù)飛行狀態(tài)自動調節(jié)發(fā)動機的工作，從而提高飛行效率和發(fā)動機工作的可靠性.由此可見米格-39 已經具有了“綜合飛行/推力控制系統(tǒng)”(IFPCS) ，下一步應該是將其與火力控制系統(tǒng)(FCS)交聯(lián)在一起，實現(xiàn)綜合火力/飛行/推力控制系統(tǒng)(IFFPCS) 。

　　這一點俄羅斯專家在其1999年以前公開的第五代戰(zhàn)斗機討論中并未提及(其討論側重于各分項目應當具有的指標與特性)，但它確實是真正的第五代戰(zhàn)斗機應當具有的特征，依賴干IFFPCS ，作戰(zhàn)飛機將能夠以最佳飛行時間、最佳任務航跡、最佳燃由消耗等為優(yōu)化目標自動對飛機進行能量管理，實現(xiàn)作戰(zhàn)過程全自動化，大幅提高其生存能力和作戰(zhàn)效能。

　　第五名：渦扇-10B太行發(fā)動機 國家：中國

　　行WS-10/10A相當于當初F100-PW-100階段，而太行改WS-10B則已經相當于當初F100-PW-220階段。太行改WS-10B發(fā)動機整體性能接近和部分超過F110-GE-129IPE　(F110的性能改進型)WS-10B發(fā)動機在“太行”發(fā)動機的基礎上研制的，渦扇10B與渦扇10/10A之間的通用零部件達70%。使用通用部件不僅減小了研制的冒險性，還將顯著地減少后勤保障費用。

　　太行改WS-10B的核心機以“太行”核心機為基礎重新研制的，在設計過程中三大核心部件既高壓壓氣機、環(huán)形燃燒室、高壓渦輪等大量的參照并借鑒了AL-31F核心機的設計方法，結構細節(jié)設計和制造工藝. 大膽倡導采用了航空動力許多前沿設計技術成果和大量應用新材料、新工藝，從而突破了120余項關鍵技術。

　　中國展示的渦扇10發(fā)動機

　　重點圍繞WS-10B核心機的三大高壓部件既高壓壓氣機、環(huán)形燃燒室、高壓渦輪等的工程設計，試制與試驗以及其相關的強度、控制等系統(tǒng)進行綜合應用研究，研制過程遵循“部件試驗在前，整機試車在后.的原則，完成了大量的三大核心部件和子系統(tǒng)的試驗。

　　對核心機進行了大量的地面和高空性能試驗，對可靠性與耐久性方面的進行大量試驗，大幅度的提高熱端部件壽命。對其它部件、系統(tǒng)、成件等作了適應性改進，對附件位置、管線和防冰系統(tǒng)作了必要的修改。為減輕重量進一步擴大了鈦合金的應用范圍。對加力燃燒室和尾噴管進行優(yōu)化設計，采用新的耐高溫合金材料，改進冷卻設計，減輕重量 。

　　殲10B戰(zhàn)機未來將配置渦扇10B發(fā)動機

　　優(yōu)化設計了高壓渦輪葉片的結構細節(jié)設計，為不帶冠設計，強化氣膜加對流復合冷卻技術。利用增大空氣流量、提高部件效率、減少漏氣和損失等技術措施，來一定幅度的提高推力。風扇是采用后2級整體葉盤結構。由于運用三維計算流體力學進行設計，風扇效率顯著提高，壓比為3.6;采用整體葉盤，消除了燕尾槽和阻尼凸臺等處的應力集中，簡化了結構，減少了零件數(shù)，減輕了重量，減少了泄漏結構和系統(tǒng)。

　　加力燃燒室和尾噴管以及大部分發(fā)動機附件從“太行”發(fā)動機的設計方案衍生而來，并改進了冷卻技術和重新設計了部分結構設計，使結構更簡單，減輕了重量，提高使用壽命壽命、同時維修性也得到改善，降低了使用和維護成本，為適應J11B的機體，對附件位置、管線和防冰系統(tǒng)作了必要的修改。

　　第六名：AL-31FN渦扇發(fā)動機 國家：俄羅斯

　　AL-31F是由俄羅斯留里卡'土星'科研生產聯(lián)合體研制的帶加力燃燒室的渦扇發(fā)動機。該聯(lián)合體前身是留里卡設計局，組建于1946年，是前蘇聯(lián)的主要戰(zhàn)斗機發(fā)動機設計局。在上世紀60年代，留里卡研制了AL-21F系列渦輪噴氣發(fā)動機，其最大加力推力達11000daN。1970~1974年投入生產，廣泛用于蘇-17、蘇-20、蘇-22、蘇-24和米格-23戰(zhàn)斗機上。在AL-21基礎上，1976年(另一說法是1973年)留里卡開始研制AL-31F發(fā)動機。1985年該發(fā)動機研制達標后，用于蘇-27、蘇-30和蘇-35戰(zhàn)斗機。

　　AL-31F的結構形式是雙轉子加力式渦扇發(fā)動機。推力范圍:加力12250daN，中間7620daN。每臺價格300萬美元。AL-31F有一些改進型，其中包括帶矢量推力噴管的改進型AL-31FP發(fā)動機。

　　AL-31FN渦扇發(fā)動機進行展示

　　從總體上講，作為蘇-27戰(zhàn)機的專用動力裝置AL-31F發(fā)動機，其性能是優(yōu)良的，具有明顯優(yōu)勢。

　　(1)尺寸小，推力大。其渦輪具有有效的冷卻系統(tǒng)和良好的熱力學特性;壓氣機增壓快速，發(fā)動機結構緊湊，保證飛機有較高的推力和良好的機動性。

　　(2)穩(wěn)定性高?？墒褂迷谔K-27飛機的各種飛行高度和速度下，即使飛機在以M2的速度進入平螺旋、直螺旋、翻轉螺旋和進氣道喘振的情況下，發(fā)動機工作仍然極其穩(wěn)定。喘振消除系統(tǒng)、空中自動點火系統(tǒng)、主燃燒室和加力燃燒室的再次啟動系統(tǒng)等可保證在使用機載武器時動力裝置的工作可靠性。

　　AL-31F發(fā)動機專門為蘇27戰(zhàn)機而研制的

　　(3)維修簡便。該發(fā)動機采用單元體結構，由14個單元體組成，因此，如果出現(xiàn)某些損壞，不需要全部更換，只替換下有故障的單元體即可。這樣，在使用條件下進行發(fā)動機維修時，可更換其中的6個單元體。

　　(4)使用壽命長。AL-31F可根據(jù)其技術狀況而使用，只要發(fā)動機還正常，就可以一直使用下去，而現(xiàn)代化水平的診斷設備可保證飛行安全。但其使用壽命也有一個限度，一般認為該發(fā)動機第一次維修前的使用壽命可達1000h，總使用壽命應該不少于10年。

　　第七名：EJ-2000渦扇發(fā)動機 國家：英國

　　EJ200是歐洲四國聯(lián)合研制的先進雙轉子加力式渦輪風扇發(fā)動機，用于歐洲聯(lián)合研制的90年代戰(zhàn)斗機EFA(現(xiàn)編號EF2000)。參加研制工作的有英國羅·羅公司、德國發(fā)動機渦輪聯(lián)合公司、意大利菲亞特公司和西班牙渦輪發(fā)動機工業(yè)公司，各占份額33%、33%、21%和13%。

　　1985年8月，先由英、德和意大利三國集團發(fā)起EFA計劃，同年9月西班牙加入該集團。1986年12月，負責EJ200發(fā)動機研制的歐洲噴氣渦輪公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注冊。1988年11月簽訂發(fā)動機研制合同，同時首臺EJ200設計驗證機在德國慕尼黑運轉。1989年12月，三臺設計驗證機共積累運轉650h，達到設計驗證機要求。1991年10月EJ200原型機首次運轉。計劃將制造20多臺原型機用于地面和飛行試驗。預計1996年可能交付生產型EJ200。

　　EJ-2000渦扇發(fā)動機

　　在發(fā)動機設計要求中，除要達到高推重比(10)和低耗油率外，特別強調高的可靠性，耐久性和維修性以及低的壽命期費用。例如：平均故障間隔時間大于100EFH*，空中停車率小于0.1/1000EFH，維修工時不大于0.5MMH**/EFH。

　　該型發(fā)動機主要裝備在臺風戰(zhàn)斗機

　　采用的新技術主要有：損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維有粘的葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴和具有故障診斷和狀態(tài)監(jiān)控能力的FADEC。在開始執(zhí)行EJ200研制計劃之前英國羅·羅公司專門研制了XG-40驗證機，以便在實際發(fā)動機環(huán)境下驗證新的設計技術。為EJ200打下技術基礎。

　　除歐洲戰(zhàn)斗機EF2000外，EJ200發(fā)動機其他可能的用途有：垂直/短距起落歐洲戰(zhàn)斗機2000、“狂風”戰(zhàn)斗機改裝、F/A-18、意大利馬基航空公司與巴西航空工業(yè)公司合作研制的AMX、“陣風”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰(zhàn)斗機

　　第八名：M88渦扇發(fā)動機 國家：法國

　　M88-2發(fā)動機的結構為風扇3級，第一級帶凸肩。高壓壓氣機6級，采用三維設計技術，前3排整流葉片可調，在第4和第5級之間設引氣口，高級負荷。相比基于類似核心設計的F404發(fā)動機，M88-2少一級高壓壓氣機，其總壓比為24.5，F(xiàn)404則為26，同樣改進自F404的RM12也達到了27.5。由此可以看出，因為M88-2少一級高壓壓氣機給總壓比帶來了不利影響，不過級數(shù)減少也能部分減輕結構重量和幾何長度，適當縮小載機的發(fā)動機艙輪廓。

　　M88-2風扇壓大約在4以內，高于F404的3.641;而高壓壓氣機壓比則為6.125，低于F404的7.14。級壓比方面，M88-2為1.35，只略高于F404的1.324，更加低于RMl2?？紤]到M88與F404的高壓段有很大的繼承性，兩者性能參數(shù)上的差異表明法國在壓氣機設計上仍然有所不足。

　　M88渦扇發(fā)動機進行展示

　　相比之下，F(xiàn)414發(fā)動機采用3級風扇、7級高壓，達到30以上的總壓比。EJ200發(fā)動機的總壓比為26，雖然不算太高，但只用了3級風扇、5級高壓結構，比同樣總壓比的F404減少了2級。

　　燃燒室采用了低污染的雙環(huán)腔帶多孔氣膜冷卻結構，與通用動力公司同系列產品的結構與特點類似。目前，蘇霍伊SSJl00支線客機已確定以M88核心機為基礎，發(fā)展SAM-146大涵道中等推力發(fā)動機。M88-2燃燒室上構造的特點，顯示了它身上有著無可否認的F101發(fā)動機血統(tǒng)。

　　M88發(fā)動機已裝備陣風戰(zhàn)斗機

　　渦輪部分高低壓渦輪均為單級結構，都使用氣膜冷卻，高壓渦輪葉片具備主動間隙控制，葉片材料使用AMl單晶合金。由于采用了高溫高負荷設計，其渦輪進口溫度高達1850K。

　　渦輪盤采用粉末冶金制造工藝，輪盤材料試驗型為Astroloy粉末冶金，生產型為N18合金。加力燃燒室為整體式，由中心單圈環(huán)形穩(wěn)定器和9根徑向火焰穩(wěn)定器組成。尾噴管為引射式，喉部面積和引射噴口面積均可調，噴口調節(jié)片用碳化硅基陶瓷材料制造。發(fā)動機采用雙余度全權限數(shù)字化發(fā)動機控制系統(tǒng)(FADEC)，可在3秒內從怠速加速到全加力狀態(tài)，在飛行包線范圍內無顧慮操作。外涵機匣則采用樹脂基復合材料PMR-15制造。

　　全機分為21個模塊設計，每個模塊都能由簡單工具拆裝更換，達到減少備件數(shù)量、快速更換、簡化維修程序和時間的目的，整機拆卸及維修總共只需4小時。

　　第九名：WS-13渦扇發(fā)動機 國家：中國

　　俄方負責培訓技術人員和部分工人，培訓完一批工人連設備一起運回，安裝調試進行生產，合理安排各部件生產進度，交叉并行進行。 由中俄雙方在 RD-33 的設計基礎上，對局部結構設計進行改良，命名為天山 -21，后請空軍司令員馬曉天中將命名為“泰山” 。引進了改良后的 RD-33 的大部分生產工藝設備對一條 WP-13 生產線進行技術改造

　　WS13 是在 RD33 的基礎上結合推比八的中推的技術而研制的小涵道比加力型渦扇。

　　三級軸流式寬弦實心鈦合金的風扇葉片，經兩極電化學處理的整體葉盤結構，風扇前有計算機控制的可變彎度導流葉片，擴大風扇穩(wěn)定工作范圍。8 級軸流式高壓壓氣機 ( 前三級為可調導流葉片 ) 單級低壓渦輪采用空心氣冷轉子葉片，單級高壓渦輪為單晶渦輪葉片和導向器葉片，環(huán)形燃燒室，有葉尖間隙控制的 空氣熱交換器，綜合數(shù)字式全權限控制系統(tǒng)。

　　WS-13渦扇發(fā)動機

　　齒輪箱和附件位于發(fā)動機的下方，具有性能先進的微型渦輪輔助動力裝置，大部分零部件可以利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的外廓尺寸相近。引進了改良后的 RD-33 的大部分生產工藝設備對一條 WP-13 生產線進行技術改造。

　　WS13A ：大涵道比非加力型渦扇，涵道比 2.0 ，推力 10KN ，油耗 0.62 ，總壓比 23 ，渦輪溫度 1800K ，推重比14 ，大修間隔 800H ，壽命 2400H ，預計 2006 年開始批量生產，列裝機型： 中客 ARJ21 、中運。

　　WS-13渦扇發(fā)動機已裝備到梟龍戰(zhàn)機

　　WS13 泰山：用于 FC - 1 “ 梟龍 “ 、 FBC - 1 “飛豹” 后期動力。 WS13 是在 RD33 的基礎上結合推比八的中推的技術而研制的， 長 4.14 米，最大外直徑 1.02 米交付使用質量 1135 千克，發(fā)動機 加力推力 86.37 千克。

　　改型發(fā)動機加力耗油率為 2.02 ，不加力推力為 56.75KN ，不加力耗油率為 0.73 ，巡航推力 51.2KN ，巡航耗油率 0.65 ，進氣量 80kg/s ，涵道比 0.57 總壓比 23 ，大修間隔 810H ，渦輪進氣口溫度 1650K ，壽命 2100H ，推重比 7.8 。預計2012年開始批量生產。

　　第十名：RD-93渦扇發(fā)動機 國家：俄羅斯

　　RD-93型發(fā)動機是用于米格-29戰(zhàn)機的RD-33渦扇發(fā)動機的改進型，由俄羅斯圣彼得堡克里莫夫公司研發(fā)，莫斯科切爾內舍夫機械制造廠正在量產。 RD-93發(fā)動機的推力較大，最大推力49.4千牛，加力81.4千牛，可使飛機在16500米的高度維持每小時2000公里的速度。

　　RD93發(fā)動機

　　RD-33是第一種量產型發(fā)動機，使用于MiG-29和MiG-29UB雙座教練型上。第一具于1976年開始出廠遞交飛機公司。第一代RD-33的翻修間隔(Time Between Overhall，TBO)為300小時，第二代之后提高至1600小時，第三代將可以達到2000小時。

　　殲31目前裝備的發(fā)動機就是RD93發(fā)動機

　　RD-33改良型，提升渦輪前的燃燒溫度，同時也提高推力輸出。使用在MiG-29K與MiG-29M上。

　　RD-93(俄文為PД-93)加力式渦輪風扇發(fā)動機是在RD-33(俄文為PД-33)的基礎上，為適應飛機設計的需要，將上置的附件機匣改為置于發(fā)動機下部的改進型，發(fā)動機中各部件的結構(除適應附件機匣位置改動而帶來的中傳動裝置中從動錐齒位置有變動外)兩型完全一樣。