EJ200涡轮风扇发动机是欧洲四国联合研制的先进双转子加力涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗尔斯·罗伊斯公司(Rolls-Royce)、德国发动机涡轮联合公司(MTU Aero)、意大利菲亚特公司(Avio Aero)和西班牙涡轮发动机工业公司(ITP Aero)无锡股票配资，各占份额33%、33%、21%和13%。
Avio Aero测试中心
研发历史
1985年：8月，英、德、意三国集团发起EFA计划，9月西班牙加入。
1986年：12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。
1988年：11月23日，NETMA和EUROJET正式签署了EJ200的研制合同，标志着EJ200研发正式进入了快车道。同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。
展开剩余96%1989年：12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。
1991年：1月，欧洲喷气涡轮公司获得为148架台风用的363台EJ200发动机的订货。10月，第一台EJ200全尺寸发动机装配完毕，并进行了首次运转试车。
1992年：7月，德国宣布退出EFA项目，EFA项目面临了自启动以来最大的一次危机。12月德国又重新加入其中。随即EFA项目改称为EF2000战斗机。
1994年：在EJ200原型机首飞之前，已累计完成2500h的台架试车，验证机也进行了500h的试验。
1995年：年初，EJ200发动机通过所有飞行前规定试验，取得欧洲适航部门批准。6月4日，两台EJ200-01A 发动机安装在 “台风” 原型机DA3上，在意大利都灵附近的Casell进行了首飞。
1996年：年初，“台风” 原型机DA3的发动机从EJ200-01A升级到EJ200-01C（主要是修改了高压压气机及燃烧室部分）。8月31日，“台风” 原型机DA6升空，是第二架安装EJ200发动机的战斗机，首飞取得了良好的试验结果。
EJ200发动机总装线
1997年：2月，“台风” 原型机DA5从德国的门兴起飞，所装的发动机型号是EJ200-01C。3月，“台风” 原型机DA4在英国的沃顿试验基地升空。4月，预生产型EJ200-03A发动机通过飞行前的合格试验，并安装在 “台风” DA5原型机上，6月完成首飞。12月22日，英、德、意、西4国国防部长在德国波恩正式签署了EF2000“台风”战斗机诸多的合同备忘录。主要包括：EF2000“台风”战斗机的生产授权，批生产及后勤保障等内容。
台风战机
1998年：将前两架“台风”原型机（DA1、DA2）的RB199发动机更换为EJ200-03A。
1999年：6月，时任EUROJET总经理肯·格林诺尔对外界称，在EJ200研制过程中，共动用了26架原型机，累计进行10000多小时的持久试车。12 月，安装有03Z发动机的“台风”战机正式首飞成功。这一里程碑式的首飞，标志着EF2000“台风”战机即将投入大规模的生产。
2001年：3月8日，EJ200通过了生产型发动机的技术鉴定。7月12日，首批两台标准生产型发动机交付 BAE系统公司的沃顿工厂，配装于首架英国“台风”战机标准生产型飞机IPA1（机上装备有各种测试设备）。
台风战机
2002年：4月5日，意大利阿莱尼亚公司生产的IPA2飞机首飞。4月8日，德国EADS制造的IPA3飞机首飞。4月15日，IPA1正式首飞。11月21日，EF2000原型机DA6在西班牙中部托莱多进行试验飞行中，遭遇双发空中停车，飞机坠毁在托莱多的山区，所幸两名飞行员安全逃生。
2003年：2月13日，首架批量生产型EF2000“台风”战机GT001/9831首飞，7月8日，“台风”战机完成了定型论证书的签署，标志“台风”战机及其EJ200发动机正式投入使用。
2005年：8月，EJ200累计飞行达到10000EFH。
台风战机及其心脏——EJ200发动机
主要型号
EJ200发动机技术参数
EJ200MK101，基本型号，1999年11月定型，随后进行了小批量生产，随即生产了28台。在随后的一年里，这28台发动机累计运行超过1.5万h，飞行时间达到了3000h；2000年底首台生产型正式交付；2001年2月3日，罗罗公司宣布完成首台生产型发动机装配和试验。这一年共生产了19台。
EJ200-01A， 中间推力约为6000daN，最大推力9000daN，是最初的调试用发动机。
EJ200发动机
EJ200-1C，配装在研制飞机上，用于早期飞行试验。
EJ200-03A，配装在“台风”DA5验证机上，1997年开始试飞。
EJ200-03B，在 EJ200-03A基础上改进了压气机，并采用了新的气动雾化喷嘴。
EJ200-03ZA，供最后的研制阶段使用，批准EJ200从1999年12月起开始生产。
EJ230，预计改进型，基于1998年的Tranche1改进，风扇增加了10%的流量，增压比增加到4.6，中间推力增加20%，达到7200daN，加力推力增加15%，达到10300daN。随着诸多新技术新材料的投入使用，其技术指标也相应提升。该验证目标的中间推力和加力推力要比原始的EJ200提高30%。不过，四国因诸多原因放弃该计划，于2007年终止了该计划。
EJ200MK200，未来作为单发飞机的动力系统，安装ITP公司的矢量喷嘴。不过，至今仍未有EJ200的第二使用对象，MK200也处于技术研发中。
结构系统及选材
EJ200发动机采用了3级风扇，5级高压压气机，短环形主燃烧室，高低压涡轮各一级，平行进气式、带镜像火焰稳定器的加力燃烧室以及收敛-扩张尾喷管。
EJ200涡轮风扇发动机结构
压气机系统——风扇、高压压气机（德国MTU Aero公司、英国Rolls-Royce公司）
风扇，3级轴流式。风扇采取整体叶盘（Blish）结构，应用三维计算流体力学（CFD）气动设计，跨声速宽弦风扇叶片（3级转子叶片数分别为20、30和40片），可以在增加效率、提高强度的同时减轻重量。整台风扇转子为悬臂支撑，进口直径为740mm，单元体长度700mm。为了简化发动机结构，风扇取消了支承点（即进气匣处不用设置 1 号轴承）。EJ200之所以能有如此设计，是因为其风扇叶身上没有设置窄弦叶片常见的阻尼凸肩，进气机匣也没有设置导向叶片，而增压比与平均级压比分别达到了4.211和1.6147。同时，风扇在设计转速下，还保有了20%以上的喘振余度。因此，即使取消了进口可变弯度导叶（VIGV），发动机仍具有良好的稳定工作能力。所以便取消了1号支承点。
EJ200整体叶盘风扇
风扇机匣采用钛合金制造，沿轴向分成4段圆环，机匣上焊接有静子叶片（整流叶片）。在进气机匣的外壁铣出网格状加强筋以提高机匣强度，第二级处设有引气口，用于向飞机燃油箱增压。
EJ200整体叶盘风扇
高压压气机，5级轴流式。该压气机分为3个部分：前转子（由第一、二级组成，全部由钛合金制造，第一级转盘带短轴，短轴前部加工出圆弧端齿）、后转子（由第四、五级组成，并带后锥轴，轮盘材料是Inconel高温合金制造），以及单独的第三级钛合金叶盘。
EJ200发动机5级轴流式高压压气机
前转子的两个轮盘经电子束焊（EBW）形成一个整体，后转子采用惯性摩擦焊（IFW）焊接，再用短螺栓将两段部件与第三级叶盘装配成一个完整的5级轴流式高压压气机转子。高压压气机第三级设置引气出口，引出的空气（390℃）用于冷却低压涡轮静子（导向器）；第五级空气则提供给燃烧室（气膜冷却）、低压涡轮转子等。高压压气机的总压比6.2，级压比1.44，压气机出口总温773.15K，总压2.7MPa，采用等外径的气流通道。EJ200在设计之初，为了降低技术难度，缩短研发时间，采用了两级可调静子。不过，在随后的大量试验中发现，仅用一排调节机构就能满足压气机在各种转速下具有较好的稳定工作能力，于是，全台压气机一共采用了一级可调静子（0级，压气机进口可调静叶）。整个压气机的叶片均按照三元流设计的小展弦比叶型。压气机的前三级都是采用整体叶盘结构，减轻了部件重量。
EJ200发动机压气机进口可调静叶
根据公开资料显示，在EJ200的发动机中前部的压气机转子均由IMI834材料制造，后两级转盘仍采用IN718合金。根据EUROJTET公司的计划可知，在EJ200的后续改进计划中，IMI834或者耐温性能更高的轻质材料（比如高温钛基复合材料TMC）会逐渐应用至整台压气机转子，甚至所有的工作叶片。
中介机匣与1、2号轴承座（英国Rolls-Royce公司）
作为EJ200发动机的主要承力部件，中介机匣位于风扇与核心机之间，由钛合金精密铸造而成，担负着轴向与径向负荷。中介机匣分为内环、外环、8块支板部件以及轴承机匣（3号轴承）等。支板上设置有分流环，将风扇出口的压缩空气分成两股，即内涵气流（进入核心机）与外涵气流（进入外涵道）。
作为罗罗公司的看家本领，EJ200的1、2号轴承座——风扇转子两个轴承安排独居罗罗公司特色。为了便于风扇轴承的安装拆卸，将1号滚棒轴承与2号滚珠轴承安装在一根轴上（称作为中间轴），并固定在轴承座中，风扇转子通过套齿联轴器与前端相连，中间轴后端则与低压涡轮长轴连接。
EJ200发动机中介机匣
燃烧室（英国Rolls-Royce公司）
EJ200的主燃烧室采取短环形先进气膜冷却设计，结构紧凑，效率高。燃烧室的内外机匣做成先缓后突扩的前置式二级扩压器，安装了114片整流叶片(即高压压气机出口叶片、扩压器前置入压气机的出口段，以缩短燃烧室的长度)。
燃烧室的短环形火焰筒是由镍基高温合金锻坯机加工而成，头部安装有20个气动雾化燃油喷嘴，其中两个是主喷嘴负责起动喷嘴。火焰筒内还设有两个点火装置（主燃烧室的启动点火）与1个热射流喷嘴(用于接通加力)。发动机一旦起动，主燃烧室区的温度可达到 2000℃以上。为了降低温度，火焰筒壁上采用“Z”形冷却环，并开设了大量的小孔引入冷却空气以形成保护气膜。除此以外，还在火焰筒内壁(和高温燃气接触面)涂有隔热层(TBC)，提高部件的抗热腐蚀能力，延长使用寿命。
扩压器为整体精密铸造，其流道型面及整体式导向叶片经过磨粒流抛光处理，压气机出口高速气流进入扩压器内减速扩压，并分成两大部分：一部分进入火焰筒头部，同燃油混合成油雾组织燃烧；另外相当部分的空气流入燃烧室机匣与火焰筒间的环腔，并不断地通过气孔(如补燃孔、掺混孔等)进入火焰筒燃烧。同时，这股气流因包裹整个燃烧室，起到冷却作用，也是冷却气膜空气的主要来源。
燃烧室出口处安装有44片高压涡轮导向叶片，出口温度经过诸多先进技术处理，分布均匀，排放低，无可见烟雾，具有出色的过渡态性能以及良好的自点火能力。
EJ200发动机燃烧室
涡轮单元（英国Rolls-Royce公司、意大利Avio公司、德国MTU公司）
EJ200的涡轮由高、低压涡轮各一级。高、低压涡轮采用了所谓的“对转涡轮”形式，即涡轮转向相反的设计形式。两者的转速分别为12800r/min(低压)、18000r/min(高压)。
高压涡轮，单级轴流式，采用逆时针方向运行。高压涡轮长期工作在极其恶劣的环境中(高温、高压、高转速)，其燃气温度大大高于合金的熔点温度。因此，选用先进的制造材料和冷却技术是涡轮设计成败的一大关键。涡轮叶片采用三元流设计沿径向呈曲线(即倾斜叶片)，可减少端壁附面层的不利影响，提高了部件效率。涡轮叶片也是CFD气动设计的成果，使用第二代镍基单晶高温合金CMSX-4，先进的无余量熔模精铸。由于气动效率高，因此叶片数量减少(64片)。
EJ200发动机高压涡轮
为了提高冷却效果，叶片采用复合冷却形式(对流、冲击、气膜冷却等综合方法)。内部有复杂的多孔冷却通道，构造十分复杂。叶片表面采用激光打孔等方法加工出大量的冷却孔，并经等离子喷涂含铬-镍的陶瓷热障涂层。第二代粉末高温合金Udimet720(U720)制造的涡轮盘，轮缘处设有螺栓孔，轮盘前部焊接涡轮前轴，轴的前端加工出圆弧端齿，以便同高压压气机转子后轴连接。
EJ200发动机高压涡轮叶片，采用复合冷却技术，材料为二代镍基单晶高温合金CMSX-4
气膜冷却基本原理
从高温环境的壁面上的孔向主流引入二次气流（冷却工质或射流），这股冷气流在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲，附着在壁面一定区域上，形成温度较低的冷气膜将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气对零件壁面的辐射热，从而对壁面起到良好的冷却保护作用。然而气膜冷却需要从压气机抽取低温空气（相对而言）作为冷却工质，大量使用冷却空气必然会导致发动机整体性能的衰退。因此，强化气膜冷却的关键在于：满足热端零部件热防护的前提下，尽可能减少冷空气的使用量。
航空发动机叶片冷却技术发展
低压涡轮，单级轴流式，采用顺时针运转方向，共90片带冠叶片，单晶高温合金制造。粉末合金的涡轮盘。低压涡轮叶片的叶片较长，一般采用带冠设计，可较好解决叶片的振动问题，并能减少漏气损失，提高部件效率。EJ200的涡轮叶冠做成锯齿形状，装配时叶冠相互靠近扭压紧，最终在叶片顶部形成一个环。锯齿形叶冠的减振效果较好，但不能单片装拆，只能预先压紧成环状。然后，整体装配到涡轮盘上。为了减少漏气损失，在叶冠部专门装有封严用的篦齿。由于叶片与涡轮机匣的间隙非常小，为了抗磨损，叶冠处喷镀上硬质耐磨合金，以提高其可靠性和耐久性。不过，增添了叶冠，使叶片的重量大，运行时叶片的离心力加大。低压涡轮的轴穿过涡轮盘，与涡轮后部短轴相连，转子连接使用的是圆弧端齿联轴器。
EJ200发动机低压涡轮转子(后)及涡轮导向器(前)
涡轮导向器，导向器叶片采用气冷方式，降低了高温冲击，单晶材料制造。表面涂有陶瓷隔热层。涡轮导向器工作时调整燃气方向，使气流以设计的角度冲击涡轮叶片。EJ200的高压涡轮导向器设置在燃烧室的出口，叶片被高温气体所包围。它是发动机中工作温度最高的几个零部件之一。因此，它的冷却设计是其重要的关键指标。
涡轮级间承力机匣，该部件沿袭罗罗公司的传统技术，将低压涡轮导向器做成传递负荷的部件。该承力部件位于高低压涡轮之间。因此被称之为涡轮级间承力框架。通常是将传力用的承力支板与导向器叶片分开制造，装配时将承力件套装在导向器内。
EJ200发动机中的高压涡轮后轴的支承点（4号滚棒轴轴承）和低压涡轮支点（5号轴承）都安装在级间框架内，传递轴承负荷的径向支板插入空心的导向叶片，用螺钉固定于机匣上。导向器为镍基合金铸造，共有20片宽弦气冷导叶。
涡轮出口机匣，该部件主要包含内椎体、涡轮出口导向叶片，共30片导叶依三元流气动设计，起着导直涡轮出口气流，减少畸变气流的作用。由西班牙ITP Aero公司制造。内椎体主要作用是在扩压段内形成一个逐渐扩张的通道，对涡轮排除的高速气流进行减速扩压。
加力燃烧室与尾喷管（意大利Avio、西班牙ITP Aero公司）
EJ200的加力燃烧室采用平行进气式热射流点火方式，分区供油（3级加力-点火/最小加力、部分/内涵加力与全加力）带15根径向火焰稳定器，布置在扩压段出口处。稳定器截面呈“V”形，并倾斜一定角度，其端靠后固定在环壁上，有部分处于外涵气流中，稳定器下端接近于内椎体。15根径向喷油杆则插入扩压段的通道内。这样的结构设计堵塞比小，可降低流阻损失，提高效率；构造简单，重量轻，工作可靠，没发生振荡燃烧的现象（即产生低频嗡鸣与高频啸声）。
EJ200发动机加力燃烧室
作为同时代的发动机，外涵流量普遍不大，EJ200也不例外，其涵道比只有0.4。作为混合排气的发动机，用于内外涵气流掺混的混合器均采用环形结构(内外涵气流从各自环形通道平行的流向扩压段，掺混过程主要是靠两者的表面湍流混合，也称为平行进气式)。环形混合器具有构造简单，重量轻，损失较小等优势，对于控制发动机的重量比较有利。
发动机的整个加力段全场1340mm，直径720mm，重量仅有65kg。加力筒体外壳采用钛合金材料制造，内设有全场的防震隔热称筒，衬筒上有8圈通入外涵空气的“Z”字形环，以形成冷却气膜，并喷涂上热障涂层。
EJ200发动机加力燃烧室
收敛-扩张、全程可调尾喷管主要由收敛(也称为亚声速喷管)和扩散(超声速喷管)两部分组成。各有12片调节片与封严片，喷管外部还装有一圈外调节片(即鱼鳞片)。喷管的收敛扩张调节是由发动机上的DECU系统控制4片液压作动筒与调节环来完成。
EJ200发动机矢量喷管
数控系统（DECU）、齿轮箱等附件（德国MTU公司、意大利Avio公司）
数控系统，作为发动机的大脑，先进的全权限发动机电子控制器(FADEC)已成为新一代发动机的标配之一。自20世纪80年代，美国P＆W公司将全权限单通道DEEC(数字式发动机电子控制系统，液压机械控制作为备份)安装在其旗下的F100-PW-220发动机以来，全权限数控 FADEC逐渐推广到各种军民用航空发动机上。
EJ200的生产型(Tranche 1)安装了先进的全权限发动机电子控制系统DECU，并配以监测单元EMV，实现了控制系统的数字化和智能化。
2004年12月，Tranche 2阶段生产合同正式签订，EUROJET公司正式开始生产新批次发动机。在这个批次中，EJ200重点改进FADEC系统，换装了MTU公司生产的新型监控单元——DECMU。DECMU系统是一种数字式、双通道，可与发动机的飞控系统交联的新型控制装置。
EJ200发动机数控系统及齿轮箱
齿轮箱，又称为附件机匣，属于发动机的附件传动系统，位于中介机匣的下部。机匣外壳使用钛合金制造，内部安装有一系列的齿轮，其作用是将中央锥传动轴传输的发动机功率（从高压转子提取），以一定转速传递给发动机的各种附件。
EJ200发动机结构
发展趋势
虽然EJ200集欧洲之大成，但不可否认，其整体水平较世界顶尖水平如美国的F119、F135发动机仍存在一定的差距。因此，针对2020年后的军事需求，通过对EJ200分步实施气动、结构、材料等各方面的改造。以EJ200为基础，研发出类似于美国F119、F135发动机的第五代高推比发动机。
压气机系统改进
为了追求更高推比，压气机基本都向着更高级压比、级负荷水平以及更效率方面发展。当然前提必须满足失速余度。其中风扇采用掠形技术是其中的关键技术，也是解决叶尖切线速度过高(大于马赫数1.2)而导致损失系数增加的技术难点之一。这也是当今先进航空发动机压气机(比如两级风扇压比4.5，单级压比2.5，叶尖进口马赫数接近1.8)主要发展趋势。
与传统风扇相比，前掠叶片方案可以有效降低激波强度和相应的损失。部件的效率和喘振余度都得到明显改善。未来EJ200有可能使用两级前掠风扇，其增压比完全有可能达到4.5～5.0(如果使用3级风扇，压比可能在5.2～5.7之间)。当然，前掠风扇叶片的稳定余度比常规风扇相对较低，需要采取一些扩压措施。
采用切实可行的措施减轻压气机的重量，也是实现高推重比的关键之一。目前，压气机在发动机重量体积等方面仍占据相当大的比重，而整体叶环Bling以其突出的减重效果，有可能成为新一代压气机的标准结构。罗罗公司和MTU公司针对此项技术已开展了相关的技术研究工作，并试制出了全尺寸试验样机，估计再有10年时间，其实用装备定能大规模应用。
同时，采用诸多新材料也是提高EJ200整体水平的重要节点。钛基复合材料TMC逐步实用化、加工工艺成熟为整体叶环推广应用创造了条件。还有诸多新型高温金属基复合材料等轻质材料的采用可以提升压气机出口温度极限，允许采用更高压比的设计方案。据公开资料，MTU公司已将EJ200总压比提升到39的水平。
燃烧室的改进
作为整个发动机上温度最高的部件，燃烧室的耐高温部件研发一直都是航空工业的重中之重。目前，采用第四代航空发动机的主燃烧室的温度均可达到1000～1100℃的水准。而第五代发动机的温度更高，出口温度也进一步提高。因此给燃烧室设计带来了诸多困难。而解决这一矛盾的方式只能是提升零部件的耐高温性以及更先进的冷却技术。作为航空发动机的冷却技术，目前只能采用外部冷却气流冲击高温部件这一方法。然而，一款发动机不管如何设计，其空气的流量是一定的。若想提升发动机的推比，只能提升涡轮温度。这又要求参与燃烧的空气量增加，相应的用于冷却筒壁及掺混空气量的冷却空气随之减少。这就造成新一代发动机的燃烧室的可用冷却空气大幅减少。与此同时，冷却空气的温度和燃气温度增加，使得燃烧室的温度大幅提升。这样就会导致以目前的气膜冷却下的壁温将超过1000℃的警戒线。如此温度以目前的制造材料和冷却技术已无法承受如此之高的温度。因此，需要采用新的制造材料和采用新的冷却手段来解决问题。
针对上述问题，世界各国都投入大量资源进行技术攻关。目前，比较有代表性的是美国双雄P＆W、GE研发的浮动壁燃烧室和罗罗研发的多孔复合层板结构。这两种技术，三巨头都有所涉足，均取得了较为理想的技术成果，并均投入了各自的军民用产品中。作为罗罗公司主导的后一种技术手段，一般是利用两层或多层金属板焊接而成。这种冷却手段的主要原理是利用对流冷却。这种技术不仅能有效降低火焰筒壁温，减少冷却空气量，同时减少排气污染，延长部件使用寿命。因此，可大幅度提升发动机的可靠性和耐久性。
在新材料方面，罗罗公司也不落后，研发了新型的陶瓷基复合材料(CMC)、碳-碳复合材料，制造出相关的零部件。其耐温能力更高，可以满足新一代推力(推重比12～15)发动机的设计需要。
涡轮革新
作为新一代发动机，其进口温度均达到了2000～2200K(甚至更高)，以现在的高水平冷却技术以及制造材料均不能应对，只能采取新的制造材料和新的冷却手段。
在新材料方面，除了上文提高的陶瓷基复合材料、碳-碳复合材料等，还有一种Ni-Al金属间复合材料则开辟了新的航空发动机天地。这类材料介于高温金属和陶瓷基复合材料之间的新型材料，填补了两者之间的空白，其具有很高的使用温度，而且具备很好的抗腐蚀性和高蠕变能力。这种材料是公认的制造航空发动机热端部件(如导向器叶片、机匣部件等)的理想材料。
在冷却技术方面，采用超冷多孔层板冷却、瓦片式涡轮叶片、先进热障涂层等技术，能够在冷却空气量减少的情况下具有相当高的冷却效果。最近罗罗公司采用新研发的第四代单晶合金(RR3010)制造的涡轮叶片，再结合新研发的冷却技术，仍能保持叶片在极高温度下正常工作。
最新进展
2019年8月5日，罗罗公司宣布已与英国国防部(MoD)签署了一份合同，将继续为英国皇家空军(RAF)“台风”战斗机的EJ200发动机提供保障服务，包括发动机及单元体的维护、修理和大修，零备件供应，以及飞机地面设备管理等。截至目前，EJ200发动机已服役20余年，在役数量超过1200台，为500余架飞机提供动力。通过采用下一代的技术，EJ200发动机较高的推重比使其成为战斗机的首选。此外，罗罗公司还通过减少部件数量、降低油耗，以及提高可靠性来降低该型发动机的运营成本。
2020年11月，欧洲喷气涡轮有限公司(EUROJET)与北约欧洲战斗机和NATO Eurofighter & Tornado Management Agency (NETMA)签署了一项合同，为德国空军提供56台新的EJ200发动机。MTU将与Rolls-Royce、ITP Aero和Avio Aero一起生产发动机模块。
2024年底，西班牙ITP Aero宣布 EUROJET Turbo GmbH (EUROJET) 与北约欧洲战斗机和龙卷风管理局 (NETMA) 签署了一项重要合同，重申了其在支持西班牙防空能力方面的关键作用。根据该协议，将向西班牙空军交付59台新型EJ200发动机，以增强欧洲战斗机台风机队的作战准备和性能。该协议反映了EUROJET财团四家合作伙伴（Rolls-Royce、MTU Aero Engines、ITP Aero 和 Avio Aero）之间的持续合作。将在其位于马德里的阿贾维尔工厂负责最终的发动机组装，首批交付计划于2029年开始。新合同保证ITP Aero的EJ200发动机装配线将持续运营至2034年，从而确保该公司在西班牙的EJ200业务的长期稳定和增长。ITP Aero负责EJ200发动机的设计、制造、组装、测试以及持续的维护、维修和大修 (MRO) 服务。作为西班牙空军和太空部队的主要MRO服务供应商，ITP Aero确保为西班牙军方提供灵活、可靠且高价值的支持解决方案，以满足EJ200和其他发动机的运营需求。
ITP Aero新工厂，位于西班牙巴斯克自治区的比斯开省比斯开科技园(Parque Tecnológico de Bizkaia)
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