黎明公司生产的涡喷7甲发动机是在涡喷7基础上改进而成的， 其压气机与涡喷7乙完全一样， 仅对热端部件做了改进。某型飞机当时尚在研制中， 因而某型飞机以及其配装的涡喷7甲发动机军方尚未正式介入。
一旦某型飞机定型， 军方介入势必提出空中停车问题。正好黎阳公司研制的某型发动机解决了空中停车故障， 很可能要涡喷7甲压气机向某型发动机靠拢， 即高压3级改为5级。由于某型飞机产量小， 所需发动机就少， 这样涡喷7甲发动机下一步怎么搞， 出路在何方？尚难预料。
自选研究课题
仍保持高压压气机3级， 将2级静子叶片改进设计成弯角叶片， 部件试验结果： 喘振裕度增加7． 3%， 效率增加3． 2%。
由于涡喷6、涡喷7都是仿国外的， 在当时国外可能因为防御需要， 时间紧迫， 可靠性方面试验研究做得较少， 不少设计缺陷尚未暴露就已投入生产， 造成可靠性差， 问题多， 事故频繁。在我国仿制生产和外场使用中， 频繁发生事故也就不感到意外。
在仿制国外发动机中所暴露出来的问题、故障， 我们也解决了不少。积累了一定的经验， 开阔了思路， 放开了思想。此次国外P13Ф-300发动机高压3级改为5级付出代价太大！ 不一定适合黎明公司， 我们能不能另想办法。
1982年10月上旬， 我经过几个月分析研究后提出： 不采取某型发动机将高压压气机由3级改成5级、用增加级数降低级负荷的办法来增加喘振裕度以解决空中停车故障， 我们要在保持压气机3级及高负荷基础上考虑端壁边界层的影响， 从改善端壁区流动入手。在以往传统的设计方法中对于端壁区复杂的三维流动都是将此区域的气动影响用一个简单的经验相关系数来处理， 此前尽管国内外不少人对此区域进行了不少研究， 但一般都局限在叶片二次流的研究， 并未认识到由于端壁边界层的影响而使得叶片进口攻角严重偏离设计状态， 而这一点正是影响压气机稳定工作范围使其喘振裕度大大变小的最主要原因， 我们要从这一思路来改进设计涡喷7甲高压压气机。因此， 我提出了将4级、5级静子叶片设计成弯角叶片的方案。
德高望重的程华明、徐秉铨在仔细听取我的汇报后， 支持我们进行研究。
我主持设计了4级、5级静子弯角叶片； 4级、5级静子叶片叶尖叶根区由叶盒向叶背打小斜孔； 4级、5级、6级转子叶片前弯； 5级、6级转子叶片后弯4种改善端壁区流动方案以及原型的转静子， 将这几种不同的型式组合成9种试验方案。我们还设计了将这些方案装到沈阳发动机所全台压气机试验器上所需的全部零组件。
在完成上述全部图样后于1983年3月17日发出生产弯角叶片等的试验卡片。
1983年11月末完成了全部试验件和相关件的生产。
1984年2月23日~6月1日在沈阳发动机所全台压气机试验器上共进行了9种高压压气机组合方案的18次开车试验， 由试验得到的每种方案试验数据结果表明： 喘振裕度和效率都有不同程度提高。经过筛选有3种方案可供下阶段整机匹配试车试验， 这3种方案中又以4级、5级静子弯角叶片与原型转子组合的方案为最佳， 可使喘振裕度增加7． 3%， 效率增加3． 2%。
整机匹配试车试验，性能均有提高
喷水逼喘试验： 最小稳定工作裕度达到了20%某型发动机技术指标。
涡喷7甲 （03） 首次翻修寿命为100h， 黎明公司在1979年7月提出了涡喷7甲 （05） 发动机延寿改进任务， 并于1980年开始了改进设计工作。针对涡喷7甲 （ 03 ） 各部件的薄弱环节， 参考了某型号发动机的成熟技术做了不同程度改进 （高压压气机除外， 它不存在寿命问题） ， 发动机性能仍保持不变， 使首次翻修寿命提高为200h， 发动机型号定为涡喷7甲 （05）。
在此次延寿中没有触及发动机喘振裕度小而造成空中停车这个敏感问题。这是因为当时苏联采用的办法付出的代价太大！ 由于某型飞机产量少所需发动机就少， 同时某型飞机尚未定型， 军方还没正式介入， 故压气机喘振裕度小造成的空中停车问题暂时回避。
经过几年的努力， 在即将完成涡喷7甲 （ 05 ） 延寿定型的时候， 高压压气机将4级、5级静子叶片改进设计成弯角叶片的试验研究取得了重大突破： 喘振裕度增加7． 3%， 效率增加3． 2%。因此， 在涡喷7甲 （ 05 ） 的基础上立即增加高压压气机4级、5级静子弯角叶片改进项目， 此时的发动机型号由涡喷7甲 （05） 改为涡喷7甲 （05C）
1984年8月19日~10月16日， 选出的3种高压压气机组合方案在涡喷7甲 （05C） 发动机进行性能匹配对比试验， 共开车8次， 其中以4级、5级静子弯角叶片和原型转子相匹配效果为最佳， 性能均有提高， 最后还进行了一次热试车。
最终，4级、5级静子弯角叶片被用在改进后的发动机上， 这也正是我们一直所希望的，因为静子叶片本身不存在强度问题、寿命问题， 它属结构设计范畴 （其强度安全系数非常大）， 不需要通过试车试飞来检查其强度安全、寿命问题， 只要通过匹配试车和外场试飞就可以投入生产。
喷水逼喘试验于1988年5月20日~8月20日完成， 除调试外正式逼喘共开车36次，逼喘30次获得21个有效喘点数据。
逼喘试验结果证明： 涡喷7甲 （05C） 发动机最大状态N1hS=100． 5%时稳定工作裕度为17． 96% （黎阳公司某型发动机喷水逼喘稳定工作裕度为17． 048%）； N1hS =95%和N1hS =90%时分别为20%和23%， 达到了某型发动机技术指标20%要求。
扩大弯角叶片成果应用
除现有某型飞机外， 增加配装歼7Ⅱ系列飞机及E型飞机。
我想这么好的科技成果， 除用在涡喷7甲 （05C） 发动机上 （因为某型飞机产量小， 所需发动机数量不多）， 能不能用到涡喷7乙上 （某型发动机研制成功后， 按照空军要求， 用某型发动机取代涡喷7乙配装歼7Ⅱ系列飞机。空军不再要空中停车率很高的涡喷7 乙）。涡喷7甲和涡喷7乙两型号压气机是相同的。
我首先向驻公司全体军代表做了详尽的汇报性讲课， 又与总军代表潘益林 （他来黎明公司任总军代表之前是西安空军工程学院发动机原理教研室主任） 多次沟通， 他对弯角叶片成果评价非常高， 我们对发动机技术很谈得来， 我提出把弯角叶片用到涡喷7乙上， 将黎阳公司已停产的空军不要的涡喷7乙拿来我们生产， 与某型发动机一起配装歼7Ⅱ系列飞机（我这一想法同时也向公司领导提出）。潘总很赞成我的想法， 认为把弯角叶片成果用好，对空军也非常有好处。
潘总在一次研究空军装备高层会议上， 向空军高层领导推荐： 黎明公司研究出一种弯角叶片， 装上这种叶片的发动机可以彻底解决空中停车问题， 这个发动机是现有发动机和未来研发的新一代发动机之间最好的发动机。空军首长同意了涡喷7甲 （05C） （涡喷7乙C、涡喷7C是后来鉴定定型后改名的） 参加某飞机厂歼7Ⅱ试飞。
1986年11月6日， 公司派我带领刘继承到某飞机厂进行试飞前技术交底和试飞准备工作。我先后到某飞机厂去过5次。试飞很顺利 （刘继承跟飞工作十分认真负责， 试飞进度很快）， 取得了非常满意的结果。为此空军高层领导还亲自到某飞机厂试飞大队向试飞员了解试飞情况， 听了他们的汇报。试飞大队特级飞行员刘庆礼向高层领导汇报说， 他曾试图“折腾”发动机， 让其空中停车， 但发动机就是不停车。最终空军同意由黎明公司生产的涡喷7乙C发动机配装歼7Ⅱ系列飞机。与歼7Ⅱ配装的还有黎阳公司的某型发动机 （两机安装有互换性）。
某飞机厂对用涡喷7乙C配装歼7Ⅱ系列飞机非常高兴， 也非常满意。时任该厂总工程师的杨宝树对我说了3点：
（1） 两家单位 （黎明公司涡喷7乙C、黎阳公司某型机） 供应， 若一家质量出了问题还有另一家， 飞机不愁没有发动机装。
（2） 两家单位竞争对保证和提高发动机质量有好处。
（3） 两家单位竞争对外场服务一定会有好处。
其实杨宝树还有一点没有说出来： 那就是飞机厂也得到了大实惠。当时某型发动机价格大大高于涡喷7乙C。1987年11月统计， 涡喷7乙C压气机成本每台比某型发动机低46． 5万元， 因为那时发动机出厂价格为发动机成本加5%利润算出来的。某型发动机成本高， 价格就高。涡喷7乙C成本低， 价格就低， 可是飞机卖出去 （特别是外贸机） 价格是一样的。
2000年底我与潘益林相遇， 潘总告诉我： 他沾了弯角叶片的光。由于他在任时曾向空军高层领导推荐了在涡喷7乙上装弯角叶片， 使得黎明公司生产涡喷7乙C发动机有功， 他退休时公司授予他黎明公司“荣誉职工”称号。
弯角叶片技术应用
1983~1985年， 国外在弯角叶片技术研究应用上有了公开报道， 我们经过检索看到的共有英美两家公司。
（ 1 ） 英国罗·罗公司在1983年7月30日《国际飞行杂志》（我国《国际航空》杂志1983年第11期转译了此文） 上报道了其在RB． 211-535 E4上采用带弯角的高压压气机叶片后， 效率提高1%， 耗油率下降0． 5%， 喘振裕度增加较大。他们又将弯角叶片称为“端弯”（ end-bend） ， 在这里我倒觉得“端弯”一词更贴切些。端： 可解释为叶尖、叶根； 弯： 就是弯角。端弯就是在叶尖叶根区域弯角。这同我们的弯角叶片弯角部位完全相同。后来我国大家都不约而同地用“端弯”一词。
（ 2 ） 美国普·惠公司于1985年9月在北京国际燃气轮机学术讨论会 （美国机械工程师协会和中国航空学会联合举办） 上发表了他们的叶片端弯技术 （他们叫第二代可控扩散叶型） ， 公布了他们在一台3级试验压气机取得的成果： 效率提高1． 5%， 喘振裕度提高8%。我们也在此会上发表了“用弯角叶片增加轴流式压气机喘振裕度”的论文。
应用端弯叶片技术有两种情况： 一是对老机种进行改进， 二是新机种设计。
应用于老机种改进， 首先要搞清原压气机特性， 各叶片排流动情况。若是正攻角， 无疑用上是有好处的， 属高气动负荷设计大攻角， 应用端弯叶片技术效果就更好。一般多在高压压气机上或者后面级短叶片上采用， 攻角减小幅度可以大一些。如果在前面级应用， 要考虑传输放大效果。一般攻角减小幅度比较小， 如果原设计气动负荷轻， 正攻角不大甚至是负攻角， 一般来说效果不明显， 甚至变坏。关键在于应用之前要对应用处叶片排有正确的了解。
对于新机种设计， 据了解从20世纪80年代中后期开始已把端弯叶片技术当做增加喘振裕度、大幅提高发动机性能的重要措施和手段， 对已完成设计或正在研制的发动机也及时进行修改设计用上端弯叶片技术， 进一步提高发动机性能。
端弯叶片技术还可作为压气机设计调试中简单易行而有效的办法和手段。
弯角叶片成果与效益
“用弯角叶片增加压气机喘振裕度的试验及应用”课题获航空工业部1987年度科技进步奖一等奖及获1988年度国家级科技进步奖二等奖。
弯角叶片成果取得了重大的军事效益、社会效益和经济效益。
在弯角叶片成果申报国家级科技进步奖时， 专家评语为“在解决空中停车问题， 增加涡喷7发动机高压压气机喘振裕度方面， 该项技术大大优于苏联采用的由3级改为5级的技术， 在国内居于领先地位。该项成果很好地满足了空军的需要， 有重大军事效益和社会效益， 同时也取得了重大的经济效益……”
2011年1月24日， 原主管涡喷7甲 （05C）、涡喷7乙C发动机生产技术的副总工程师告诉我： 装弯角叶片发动机已超过× × × ×台。其中配装某型飞机的涡喷7甲 （05C） 数量少， 配装歼7Ⅱ系列及其外贸机的涡喷7乙C居大多数。前几年E型飞机由于某型发动机出了质量问题， 没有发动机可装， 用黎明公司生产的涡喷7乙C替下有质量问题的发动机， 让E型飞起来而且飞得很好， 可靠性非常好， 两年后某型发动机质量问题解决了， 可以出厂配装E型飞机。空军仍然要涡喷7乙C配装部分E型飞机， 实际又形成了两种发动机 （某型发动机、涡喷7乙C） 供应配装E型飞机的格局。现在每年有× × ×台的订货任务。
弯角叶片技术产生的军事效益和社会效益已是不言而喻， 经济效益更加巨大。配装歼7Ⅱ系列飞机发动机原本不属于黎明公司生产供应， 由于有了弯角叶片技术， 所以将已停产的涡喷7乙拿来由黎明公司生产， 现在又增加了配装E型飞机， 每年增加数亿元产值， 累计已达数十亿元。由于某型发动机是8 级压气机， 其中6 级采用钛合金， 而涡喷7 甲 （05C）、涡喷7乙C仍是原6级全钢结构， 据1987年11月统计数据， 每台压气机节约成本46． 5万元， 累计已为国家节约10亿元左右资金， 节省了大量钛合金。