弹用涡喷_涡扇_发动机技术

推进技术 本文 2001208217 收到 , 作者均系中国航天科工集团三院 31 所研究员 弹用涡喷 (涡扇)发动机技术 郑　严　　　重义 　　摘 　要 　概述了弹用涡喷 (涡 扇)发动机技术发展的曲折历程 ;综合 论述了巡航导弹对涡喷 (涡扇) 发动机 的要求 ;提出了弹用涡喷 (涡扇) 发动 机的原则 ;介绍了弹用涡喷 (涡 扇)发动机典型的制造工艺 ;对当今世 界上先进的弹用涡喷 (涡扇) 发动机型 号进行了综合。这些研究工作将 有助于我国巡航导弹推进技术的研究 与发展。 　　主题词 　涡轮喷气发动机 　　 涡轮风扇发动机 　　设计要求 引 言 本世纪 70 年代以来 , 巡航 导弹技术获得了长足进展 , 对现 代战争产生了深刻的影响。随着 信息技术的发展 , 人类的战争模 式已从机械化向信息化转变 , 巡 航导弹在信息化战争中的作用日 益重要。 90 年代以来 , 在海湾战争、 沙漠之狐和科索沃战争中 , 美国 用巡航导弹对敌方的重要军事和 民用目标实施高密度的精确打 击 , 完全占据了战争的主动权 , 在军事上决定了战争的结局。以 巡航导弹为主的精确制导武器在 这三次现代战争中的比例逐步提 高 , 在海湾战争中使用的精确制 导武器约占 9 % , 沙漠之狐行动 中约占 70 % , 而科索沃战争约占 98 %。战争实践表明 :巡航导弹 是现代和未来战争中主要的进攻 武器[ 2 ] 。 远程巡航导弹的关键技术包 括 :1) 小型的、一次性使用涡轮 喷气 (风扇)发动机 ;2) 微型计算 机 ;3) 惯导和地形匹配 ;4) 卫星 与微型传感器技术。美国军方声 称 :小型高精度的制导系统和小 型高效的涡轮喷气发动机是巡航 导弹技术的两个基础[ 4 ] 。所以 弹用涡喷 (涡扇)发动机在巡航导 弹的研制与发展中占有十分重要 的地位。 美国是世界上最先开展弹用 涡喷 (涡扇)发动机技术研究的国 家 , 也是型号品种最多、技术最 先进的国家[ 5 ] 。因此研究与借 鉴包括美国在内的西方发达国家 的弹用涡喷 (涡扇) 发动机的历 史、技术现状和发展趋势是一件 很有意义的工作。 1 　早期的弹用涡轮喷气发动机 二次大战结束前夕 , 美、苏 两大国在德国 V21 火箭的基础上 开展了巡航导弹研究。50 年代 前后 (1947 —1954 年) , 美国就采 用了涡轮喷气发动机为巡航导弹 巡航动力装置。如美国战略导弹 天狮星 Ⅰ、斗牛士、鲨蛇等均以 涡轮喷气发动机为巡航动力装 置。这些导弹的飞行速度 Ma = 0. 9 , 射程约为 1 000km , 巡航高 度 3km～10km , 五六十年代的防 空武器不易将它们摧毁 , 它们均 装备了部队。 天狮星 Ⅰ导弹装两台助推器 和一台 J332A218A 涡喷发动机 , 由于导弹性能不理想 , 1960 年天 狮星 Ⅰ停产 ;后继型号天狮星 Ⅱ 采用通用电气公司的 J792GE23A 涡轮喷气发动机为主动力装置。 鲨蛇导弹采用一台 J572P217 涡喷 发动机 , J572P217 初步设计始于 1947 年 , 1949 年 完 成 最 终 设计 , 1 9 5 2年通过定型 , 1 9 5 3 ·34·飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 表 1 　美国早期弹用涡喷发动机技术参数[ 5 ] 导弹型号 天狮星 Ⅰ 鲨蛇 天狮星 Ⅱ 发动机型号 J332A218A J572P217 J792GE23A 推力/ kN 20. 47 47. 1 42. 7 耗油率/ kg·(daNh) - 1 1. 16 0. 785 0. 857 空气流量/ kg·s - 1 39 68 77 总增压比 4. 4 12. 5 12. 5 转速/ r·min - 1 11 750 Π Π 干质量/ kg 812. 6 2 268 1 450 总长/ mm 2 720 6 604 5 180 最大直径/ mm 1 280 1 041 973 推重比 2. 47 2. 035 2. 88 年开始批产 , 1965 年停产。鲨蛇 导弹于 60 年代中期退役[ 3 ] 。 J79 发动机及其发展型曾用 于美国空军、海军的多种飞机 , J792GE23A 使用初期故障很多 , 震动大 , 可靠性差 , 难以维护 ; 美国 F2104A 单发截击机以它为 发动机 , J792GE23A 因空中停车 导致 F2104A 多次失事。因此天 狮星 Ⅱ导弹研制计划于 1958 年 撤销 , 该导弹改为靶弹。 J57 最初用于美国 B252 轰炸 机的原型机。1952 年 4 月 15 日 , B252 原型机在 8 台 J57 发动机的 推动下升空 , 完成首飞 ;1953 年 3 月 , 美国空军 F2100 超佩刀采 用 J57 发动机成为第一种具有超 声速水平的飞机 ; 随后有美国 Convair F2102 三角剑、美国海军 的 F4D Skyray 和 A3D Skywarrior、 美国空军 F2101 魔术师等飞机都 采用 J57 发动机。J57 是美国普 惠公司 50 年代的优秀航空发动 机系列型号。 J79 和 J57 都是专门为飞机 设计的发动机 , 当时由于没有合 适的发动机可用 , 便将这些航空 发动机略加改型用在各种巡航导 弹上 , 由此迈出了弹用涡喷 (涡 扇)发动机技术曲折发展的第一 步 , 同时诞生了世界上第一批远 程巡航导弹。 由于航空涡喷发动机结构复 杂、制造成本高、体积大、质量 大、使用维护不方便等缺点 , 不 能很好的满足导弹武器系统的使 用要求与发展趋势 ; 同时火箭发 动机技术在 50 年代有很大发展 , 新研制的导弹型号均不再采用涡 轮喷气发动机 , 已经采用涡喷发 动机的服役导弹型号陆续退出装 备 , 在研型号也纷纷下马。涡轮 喷气发动机在 60 年代中期被挤 出了巡航导弹的应用领域 [ 5 ] , 研究与发展工作一度走入低谷。 2 　弹用涡喷( 涡扇) 发动机设计 技术 从弹用涡喷发动机研制实践 中存在的问题出发 , 立足于未来 的技术发展与提高[ 24 , 30 ] 的一场 技术讨论 , 建立了对弹用涡喷发 动机的正确认识 , 对于后来的研 制工作产生了十分重要的影响 , 促进了亚声速远程巡航导弹的发 展。 2. 1 　航空发动机用于导弹的主 要问题 航空发动机是专门为飞机设 计的动力装置。由于飞机是一种 综合性的空中作战平台 , 对动力 装置的要求是多方面的 , 其中推 力大 , 可靠性高是最主要要求。 因此 , 大推力是航空涡喷发动机 的主要设计原则。涡喷发动机的 推力主要取决于压气机空气流量 Qa 和涡轮前温度 T 33 。提高空气 流量 , 会使涡喷发动机几何尺寸 大 , 质量大 ;提高 T 33 会造成发动 机结构复杂 , 工艺难度也很大。 50～60 年代时的主要技术是在 当时的耐热合金基础上采用气膜 冷却 , 陶瓷等耐高温用于涡 喷发动机还不成熟。 早期巡航导弹的外形尺寸很 大 , 一般从陆基发射 , 如美国的 天狮星 I和前苏联的 C25 战略巡 航导弹[ 5 ] , 它们的体积和飞行 方式与一架战斗机相似。因此航 空涡喷发动机可以作为其巡航动 力装置 , 但是这些发动机需要在 地面先起动暖机 , 然后在助推器 的推动下进入导弹巡航状态。因 此这一时期的巡航导弹常采用一 个并联助推器 , 避免发动机高温 尾气与助推器的相互影响 , 所以 导弹的外形很大 , 使用维护复 杂 , 作战效能低。 飞机的任务剖面十分复杂 , 包括起飞、加速、巡航、加力、 俯冲、盘旋、着陆、空中点火等 各种飞行科目 , 航空涡喷发动机 的设计必须全面考虑各方面的设 计要求 , 因而使发动机在功能和 结构上都很复杂。为保证飞机动 力系统的可靠性 , 发动机要有各 种防止意外情况的设计措施 , 如 放气防喘机构和空中二次点火装 置 ;有时不惜采用冗余技术 ,如 ·44· 飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 图 1 　直升机发射的飞鱼 AM·39 导弹 发动机控制系统采用表决器设计 , 润滑系统采用主、副油路 供油等冗余技术。这些措施满足 了航空涡喷发动机可靠性要求 , 同时也增加了它的复杂性 , 使其 成本相对较高。这些设计对于飞 机当然是必要的 , 但是应用在导 弹上就不适宜了。 从巡航导弹的角度来看 , 航 空涡喷发动机在功能、性能、结 构、成本等诸多方面与巡航导弹 的要求有差距。随着巡航导弹技 术的更新与发展 , 航空涡喷发动 机由于不能满足巡航导弹的发展 需要 , 退出巡航导弹推进领域。 这是必然趋势 , 是事物发展的内 部原因。 50 年代 , 液体火箭发动机也 用于巡航导弹。液体火箭发动机 所用的推进剂包括液态燃料和氧 化剂 , 分别存放在各自的储箱 中 , 工作时由高转速的涡轮泵为 主的输送系统供入燃烧室。由于 超低温的液态推进剂和氧化剂的 贮存和使用十分繁琐 , 导弹战备 时间长 , 其应用受到了多方面限 制 , 不尽如人意。60 年代液体火 箭发动机技术有了较大的发展 , 采用了液体推进剂预包装技术 , 液体推进剂能够在导弹内长期贮 存 , 战备时间缩短 , 在巡航导弹 上获得了一定范围内应用 [14 ] 。 代表性的型号有 :美国的长矛地 地战术导弹 (1962 —1970 年) , 采 用 P8E29 液体火箭发动机。 70 年代 , 固体火箭发动机也 涉足巡航导弹动力装置领域。固 体火箭发动机使用固体推进剂 , 燃烧剂和氧化剂预先混合均匀 , 做成一定形状的装药 , 直接放在 燃烧室中 , 不需要专门的输送系 统。巡航导弹的固体火箭发动机 可以分为 :巡航级、助推级和联 合动力装置。巡航级发动机要求 小推力 , 长时间工作 , 采用端面 燃烧形式 ;助推级发动机要求推 力大 , 工作时间短 , 安全可靠 , 助推器燃速要求较高 , 通常采用 五角或六角型星孔药型 ;潜射导 弹要求助推器与巡航发动机在结 构上成为一体 , 助推器工作完成 后不脱落 , 这对发动机在性能和 环境适应性上要求更为严格。固 体火箭发动机结构简单 , 使用方 便 , 研制周期短 , 可靠性高 , 能 长期保持战备状态。固体火箭发 动机用于射程在 50km 以内的亚 声速巡航导弹具有其它动力装置 无法替代的优点 , 是首选的动力 装置[ 15 ] 。代表性的型号有 : 法 国的飞鱼 AM·39 战术巡航导弹 采用秃鹰固体火箭发动机。 液体和固体火箭发动机技术 的提高与广泛应用使巡航导弹技 术有很大改进和发展 , 使巡航导 弹使用简单、快捷 ;体积小 , 可 以适宜多种发射平台 , 如 :舰艇、 飞机、地面等 ;导弹和发动机可 靠性有很大提高 , 维护要求降 低。 2. 2 　导弹对涡喷 (涡扇) 发动机 的设计要求 尽管液体火箭和固体火箭发 动机在一段时间内成为巡航导弹 的主要动力装置 , 但是这并不意 谓涡喷 (涡扇)发动机在导弹动力 推进领域内无用武之地。随着巡 航导弹技术的不断发展 , 导弹射 程越来越大 , 液体火箭和固体火 箭发动机比冲小的问题日益明 显 , 它们的最佳航程仅为 50km 左右[ 15 ] ;而涡喷、涡扇发动机能 够在亚声速条件下使导弹的航程 达到 100km～2 000km。弹用涡 扇发动机与涡喷发动机相比 , 耗 油率低、红外辐射弱 , 更适合作 为大射程巡航导弹的动力装置 (射程 1 000km～2 000km) ;但是 , 弹用涡扇发动机结构复杂 , 推重 比较低 (见表 2) , 成本相对较高。 弹用涡喷发动机结构简单 , 制造 ·54·飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 成本低 , 使用方便 , 适合作为中 近程巡航导弹的动力装置 (射程 100km～800km) , 但是 , 弹用涡 喷发动机耗油率大 , 导弹射程比 涡扇发动机短。 弹用涡喷 (涡扇)发动机的设 计必须紧密结合巡航导弹特点和 发展趋势 , 才能在导弹推进技术 领域确立正确位置 , 走出研究与 发展的低谷 , 从而推动自身和导 弹技术的提高。 美国空军 70 年代初开展 AGM286A SCAD 研究计划时 , 根 据导弹的情况对弹用涡扇发动机 提出了十分明确的设计要求[ 8 ] , 值得我国弹用涡喷 (涡扇)行业认 真借鉴。这些设计要求与航空涡 轮喷气发动机有明显的差别 , 主 要包括 : 1) 发动机的体积和质量限 制。 随着技术的发展 , 巡航导弹 从陆基走向各种作战平台 , 如 : 飞机、舰艇、潜艇和战车 , 导弹 的外形和体积日益小型化 , 并要 考虑各平台之间的通用性。因此 弹用涡喷 (涡扇)发动机的体积和 质量必须满足导弹的要求 , 通常 弹用涡喷 (涡扇) 发动机长度为 1 000mm左右 , 最大直径 300mm ～400mm , 质量 50kg～70kg。发 动机体积和质量的减小可以为导 弹让出更多的空间与负荷 , 增加 导弹的战斗效能和射程 , 适应多 种作战平台。如潜艇鱼雷发射筒 的直径 513mm , 潜射巡航导弹的 发动机必须满足这个要求。 2) 成本设计要求 导弹是消耗性武器 , 制造成 本是影响导弹应用的重要因素。 弹用涡喷发动机的成本通常是导 弹成本的 1Π3 , 发动机的成本对 导弹影响至关重要。发动机成本 控制是一项综合性技术 , 它涉及 到飞行器的任务剖面分析 [ 11 ] 、 发动机设计技术要求、制造工艺 技术和试验技术[ 28 ] , 本文后面 要展开论述。 3) 推力与低耗油率的要求 与航空发动机相比 , 弹用涡 喷 (涡扇)发动机要求小推力 , 一 般发动机在海平面大气条件 下的推力为 350daN～500daN , 油 耗率 0. 6kgΠdaNh～1. 3kgΠdaNh ;导 弹 Ma = 0. 8 飞行时 , 发动机推 力 270daN～350daN , 油耗率 0. 8kgΠdaNh～1. 6kgΠdaNh。现代巡 航导弹体积小 , 飞行阻力小 , 因 此所需发动机推力不大。在保证 推力的前提下 , 耗油率尽可能 小 , 但是由于发动机尺寸小 , 气 流通道中的附面层效应严重 , 各 部件的效率明显低于大发动 机[ 7 ,31 ] , 所以小发动机的耗油率 一般高于大发动机。显然 , 耗油 率与导弹的射程密切相关。 4) 弹用涡喷 (涡扇) 发动机 的起动包线和工作包线 起动包线是发动机能够可靠 点火起动的空域范围 , 弹用涡喷 (涡扇)发动机设计中要考虑地面 (海面)和空中发射 , 发动机点火 起动范围 :高度 0m～8 000m , 速 度 Ma = 0. 5～0. 9。为了满足起 动包线的要求 , 发动机要考虑不 同的点火方式 , 如 :电点火和烟 火点火 ;以及不同的起动方式 , 如 :风车起动和火药起动。长距 离飞行的空射巡航导弹 , 还要考 虑空中补氧和二次点火的设计要 求。工作包线是发动机巡航飞行 的空域范围 , 它们是 :高度 0m～ 12 000m , Ma = 0. 5～0. 9。发动 机巡航高度的变化 , 对发动机的 控制与调节提出复杂的要求。发 动机调节器要能够感受到飞行高 度的变化 , 调整供油量。对于反 舰导弹 , 导弹巡航飞行高度很低 (15m) , 调节方式可以比较简单。 5) 发动机引气要求 由于导弹燃油系统的需要 , 要从压气机出口引出压力空气 , 通常引气量不大于发动机空气流 量 0. 5 %。发动机要能够满足导 弹引气量的要求。 6) 功率输出 大射程的巡航导弹要求发动 机能够提供电源输出。由于航程 大 , 弹上的各用电设备依靠电池 很不经济 , 甚至不可能。一般情 况下发动机都带有一个 3kW～ 4kW 发电机。美国 F1072WR2100 发动机输出 14. 7kW 功率[8 ] 。 7) 贮存时间 弹用涡喷 (涡扇)发动机要能 够贮存 10～15 年 , 保证使用的 完好性。 8) 工作寿命 弹用涡喷 (涡扇)发动机的工 作寿命随导弹的任务剖面变化而 变化 , 导 弹 射 程 在 100km ～ 500km 之间 , 发动机工作寿命提 到 5h～ 10h 为宜 ; 导弹射程在 1 000km～2 000km 之间 , 发动机 寿命提到 10h～50h 为宜。 2. 3 　弹用涡喷 (涡扇) 发动机的 主要设计原则 弹用涡喷 (涡扇)发动机技术 的三个主要来源 :导弹的工程需 求、航空发动机的技术基础以及 弹用涡喷 (涡扇)发动机自身的特 殊性。正确地认识与全面地掌握 这三个方面是十分重要的 , 在弹 ·64· 飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 用涡喷 (涡扇)发动机的研制中要 针对设计与使用中的个性和共性 问题 , 采取不同的技术对策 , 这 是弹用涡喷 (涡扇)发动机生存与 发展的基础。 巡航导弹对动力装置的工程 需求是弹用涡喷发动机技术所以 存在、发展和提高的原始牵引力 和推动力。虽然导弹对涡喷 (涡 扇) 发动机的要求是具体的、多 方位的 , 并且不同的导弹型号之 间还存在一些差异 , 但是抽象来 看 , 它们却有共性 , 这是弹用涡 喷 (涡扇)发动机设计的出发点。 从技术的继承性来看 , 弹用 涡喷 (涡扇)发动机技术从航空发 动机的基础上发展和演变而来。 没有航空发动机的基础 , 弹用涡 喷 (涡扇)发动机技术不可能有较 高的水平。弹用涡喷 (涡扇)发动 机在发展过程中 , 不可避免地遇 到了许多特有的问题 , 如小推 力、短寿命、离心压气机、整体 式零件结构等[ 6 ] , 这是弹用涡 喷 (涡扇)发动机的特殊性 , 这方 面的技术是弹用涡喷 (涡扇)发动 机的核心。 弹用涡喷 (涡扇)发动机的主 要设计原则可以归纳如下 : 1) 立足于成熟技术 涡喷、涡扇发动机的研制是 一项十分复杂的工作 , 需要投入 大量经费和时间。发动机的研制 周期远远长于导弹武器系统的研 制周期 , 因此导弹的动力装置必 须立足于成熟技术。否则 , 导弹 武器系统的研究工作必然会受到 严重影响。武器的研制有着严格 的时间要求和明确的假想敌人 , 不能在指定的时间内针对假想敌 人完成研制工作 , 武器系统就没 有意义 , 会造成“长剑铸成之日 , 乃束之高阁之时”的痛心局面。 2) 一次使用、长期贮存 弹用涡喷发动机为短工作寿 命型。发动机工作寿命的设计包 括 :导弹动力航程的飞行时间、 发动机出厂的调试与验收试验时 间、贮存阶段的维护和使用前的 检测运转时间。 由于工作寿命短 , 发动机在 结构设计、材料选用、应力负 荷、密封形式、燃滑油系统等方 面采用简化设计方案和选用相对 低的安全系数。压气机、进气机 匣和中介机匣多采用铝合金 , 降 低强度安全系数 , 符合短寿设计 要求。燃烧室采用普通不锈钢 板 , 如 1Cr18Ni9Ti。涡轮部件采 用常规高温合金 K18 或同类材 料 , 考虑发动机工作寿命短与结 构简单的要求 , 涡轮部件能够承 受短时间的较高热负荷 , 涡轮和 导向器叶片均无气膜冷却结构。 轴承的润滑系统很简单 , 发动机 甚至可以不配备专用滑油箱 , 前 后轴承均采用单路滑油润滑冷 却 , 没有冗余滑油路 , 前后轴承 室采用简单的涨圈密封。压气机 部件与涡轮部件采用轴向螺纹连 接。所有这些设计都是在短寿命 的要求衍生出来的[ 48 ] 。 在发动机工作寿命以外 , 设 计还要考虑发动机贮存寿命的要 求。弹用涡喷 (涡扇)发动机要能 长期贮存 , 保证随时能够发射起 动。贮存环境条件对于发动机有 影响 , 贮存中要考虑盐雾、湿 热、霉菌和老化等因素的作用 , 其中非金属材料的老化和金属材 料的锈蚀等是重点对象。 3) 快速起动能力和多种起 动方式 导弹武器必须能够快速反 应 , 弹用涡喷发动机应该满足这 一要求。因此在导弹发射前 , 弹 用涡喷 (涡扇)发动机不需要任何 维护 ;在导弹的发射过程中 , 发 动机要能够承受较大的过载 , 如 :15 g 、不需开启油封 , 不经 过慢车暖机阶段就能够加速到大 推力状态 , 整个加速过程一般在 6s～10s。起动加速过程是弹用 涡喷 发 动 机 设 计 的 一 个 关 键[ 32 ] 。 弹用涡喷 (涡扇)发动机一般 具有地面压缩空气起动、风车起 动和火药起动等方式。风车起动 用于导弹地面和海面发射以及空 中投放时发动机的起动 , 这是一 种十分方便的起动方式 , 它一般 用于单转子的涡喷发动机 , 起动 功率比较小 , 导弹发射时迎面气 流可以把发动机转子带动起来。 火药起动常用于双转子或三转子 的涡扇和涡桨发动机 , 这类发动 机的起动功率比较大 , 各转子之 间还有转差的相互干扰 , 因此采 用火药式起动可靠 , 可以快速把 发动机转速带起来。对于空中投 放和潜艇发射条件下 , 进气道的 工作方式对涡喷 (涡扇)发动机的 起动加速有着重要影响 , 进气道 抛盖或进气道张开的时序有着严 格的要求。 4) 较高的抗进气畸变与过 载能力 现代巡航导弹的涡喷推进系 统常采用短“S”型进气道作为发 动机的进气系统 , 进气道出口即 发动机进口。进气道出口压力场 有畸变和总压损失 , 压气机进口 的流场不均匀。这种畸变与损失 ·74·飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 在导弹的大攻角、大侧滑角和振 动工况下会变得相当严重 , 以致 影响发动机的正常工作。从设计 的角度来看 , 一方面对进气道设 计提出畸变与总压恢复系数限 制 , 另一方面畸变与总压损失又 是不可避免的。因此 , 弹用涡喷 (涡扇)发动机必须具备较高的抗 畸变能力。抗畸变能力越强 , 发 动机工作的可靠性越高 , 适用范 围越广。有的导弹总体设计为了 外形尺寸小 , 采用埋入式进气道 结构 , 如 :潜射导弹等 , 进气道 出口流场品质可能更差 , 因而对 发动机的抗畸变能力要求更高。 5) 尺寸小、质量轻、结构简 单 弹用涡喷 (涡扇)发动机要求 尺寸小、质量轻是显然的 , 所有 的动力装置都是如此。发动机 (包括动力系统)的体积小了就可 以腾出更多的空间和载荷质量 , 导弹可以多装燃油从而增加射 程。尺寸小则相应的结构就必然 简化 , 复杂的结构在小的零件空 间中无法施展。发动机总体结构 分为以下主要部分 :进气系统、 发动机前机匣、压气机部件、燃 烧室部件、涡轮部件、排气系 统、发动机控制与调节系统以及 发动机供油系统等。每一部分均 采用组合装配技术使它们形成一 个相对完整的模块 , 把这些模块 装起来就是一台完整的弹用涡喷 (涡扇) 发动机[42 ,48 ] ,发动机的总 装工作十分简便 , 这也是降低发 动机总装成本的措施之一。因 此 , 整体式零件结构与组合装配 技术是弹用涡喷发动机结构的显 著特点。美国 Teledyne CAE 公司 的 J4022CA2400 发动机最大直径 318mm , 最大长度747. 7mm , 发动 机干质量 45. 36kg。同时期法国 MT公司的 TRI 6022 发动机最大 直径 为 330mm , 最 大 长 度 1 250mm , 发动机干质量为 57kg。 其它的弹用涡喷 (涡扇)系列发动 机的尺寸与质量也基本在这个量 级上 (见表 2) 。 6) 不维护或少维护 降低维护性需求 , 是弹用涡 喷发动机设计要考虑的问题之 一。固体火箭发动机和冲压发动 机在这方面很好 , 弹用涡喷发动 机相比之下情况略有不同。涡喷 发动机要进行简单的定期吹转检 查和少量的零件更换 (如非金属 密封件) , 不必把发动机从弹上 分解下来。超过贮存期 , 可将发 动机从导弹上拆下来 , 进行试验 维护 , 发动机无需返厂大修。从 技术发展的角度来看 , 随着材 料、防护技术进步 , 发动机的维 修量会进一步减少 , 甚至在整个 寿命期内不需要任何维护。目前 俄罗斯的弹用发动机就提出零维 护的设计水平 , 给其它弹用发动 机制造商带来很大压力 , 也成为 弹用涡喷发动机技术竞争的一个 热点。 7) 成本低、可靠性高 低成本是导弹对弹用涡喷发 动机设计的一个重要要求。降低 成本的主要方法是 :系统设计要 求应遵循低成本设计目标 ;选择 低成本的技术途径 ;不盲目追求 高指标 , 按低成本原则进行设 计 , 拟定各种规范和标准 ;简化 结构、减少零件数目和组装次 数 ;尽量采用整体式结构的叶轮、 机匣 ;采用板金件 , 减少机械加 工的量 , 提高材料的利用率 ;简 化发动机滑油系统设计。在低成 本设计的同时 , 不能牺牲发动机 的可靠性。但是 , 发动机可靠性 设计要有针对性 , 按照飞行器的 任务需求设计可靠性 , 设计合理 的密封结构、使用寿命、强度储 备以及平均无故障时间等。如 : 美国的 J69 发动机涡轮转子零件 总数为 149 件 , 而 J402 发动机采 用整体式涡轮转子 , 零件数仅为 16 件 , 减少了 89 %。J402 发动 机为了进一步降低成本取消了 J69 的附件传动机匣 , 省略一大 套齿轮传动系统 , 重新设计了新 的、简单的起动系统、燃油系 统、滑油系统 , 大大降低了发动 机的成本。弹用涡喷发动机的成 本一般为同类长寿命发动机的 20 %。80 年代美国大陆 CAE 公 司计划发展每公斤推力价格为 11 美元的弹用涡喷发动机 , 随着 技术的发展单位推力的价格还能 够进一步下降 , 降低弹用涡喷 (涡扇)发动机的价推比是一个重 要的发展方向。 8) 环境的适应性 环境适应性有着广泛内容 , 低温环境对弹用涡喷发动机的影 响很大。对于空射型导弹 , 低温 环境通常为 - 55 ℃;陆地和海面 发射的导弹低温环境通常为 - 25 ℃。此时发动机中一些零件 间的过盈量和间隙有可能发生变 化 , 不满足设计状态的要求。发 动机上的电子产品 , 如电子燃油 调节器中的元器件、发电机中的 整流二级管、调压器均要考虑可 能的加热措施。发动机的许用燃 ·84· 飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 表 2 　现代弹用涡喷(涡扇)发动机典型的性能与结构参数 TRI6022 TRI60230 J4022CA2 400 J4022CA2 702 F1072WR2 100 P1232300 MS2300 国家 法国 法国 美国 美国 美国 俄罗斯 俄罗斯 推力ΠkN 3. 7 5. 32 2. 94 427 2. 76 4. 0 4. 0 耗油率/ kg ·(daNh) - 1 1. 28 1. 09 1. 224 1. 051 0. 61 0. 5 空气流量 / kg·s - 1 6. 18 8. 13 4. 35 6. 12 6. 2 涡轮前温 度/ ℃ 1 050 1 041 1 018 1 008 总增压比 3. 74 5. 91 5. 6 8. 44 13. 7 转速/ r·min - 1 29 500 29 500 41 200 41 500 H :64 000 L :35 500 干质量 / kg 57 66 45. 36 67. 6 58. 7 85 总长/ mm 749 1 071 747. 7 914 800 1 200 1 100 最大直径 / mm 330 343 318 317. 5 307 500 320 寿命/ min 1 200 1 200 1 500 1 500 3 000 300 推重比 6. 1 8. 9 6. 35 6. 98 4. 61 4. 61 油可能会结冰、滑油粘度急剧增 长 , 从而导致发动机的起动加速 过程的失败。因此 , 燃滑油的保 温措施和防冻添加剂需要慎重考 虑。 弹用涡喷 (涡扇)发动机的吞 雨能力也是环境适应性的要求之 一。巡航导弹有可能穿过雨区对 目标进行攻击 , 因此在大雨的气 候条件下 , 弹用涡喷 (涡扇) 发动 机要能够正常工作 , 发动机不能 熄火 , 雨水对发动机的性能影响 要控制在有限的范围内。 空射型导弹的巡航空域值得 关注。弹用涡喷 (涡扇)发动机在 高空起动加速与地面有很大区 别。此时发动机起动加速控制规 律要考虑飞行高度的影响 , 发动 机的供油量与地面相比要相对减 小。如果要求全空域进行起动加 速 , 则发动机上要装上感受飞行 高度的传感器 , 按照不同的高度 给出合理的供油量。 远程巡航导弹的地形匹配对 于弹用涡喷 (涡扇)发动机有重要 影响。在发动机结构完整性设计 中要考虑巡航导弹的飞行质量变 化、飞行气候条件变化、地形粗 糙程度等因素 , 并在发动机耐久 试验中要加倍验证考核[ 11 ] 。 2. 4 　弹用涡喷 (涡扇) 发动机的 主要指标 70 年代末以来 , 世界上出现 了一批充分体现弹用涡喷 (涡扇) 发动机设计原则的发动机型号产 品 , 它们在巡航导弹上获得广泛 的应用 , 促进了巡航导弹技术的 发展 , 这一时期著名的发动机型 号有 :美国的 F1072WR2100 系列 弹用涡扇发动机和 J4022CA2400 系列弹用涡喷发动机 , 相应的导 弹型号是战斧巡航导弹和捕鲸叉 战术导弹 ;法国 MT 公司的 TRI 60 系列弹用涡喷发动机[ 47 ] , 相 应的导弹型号有 :法国的阿帕奇 防区外发射导弹、英国的海鹰导 弹和瑞典的 RBS215 系列导弹。 俄罗斯也积极开展弹用涡喷 (涡 扇) 发动机的研究 , 发动机型号 有 MS2400 弹用涡扇发动机 , 相 应的导弹型号是反舰导弹 X235 (俄罗斯的公开资料比较少) 。 表 2 给出了现代弹用涡喷 (涡扇)发动机典型的性能与结构 参数。与表 1 的参数相比 , 可以 看出 :经过近 20 年的不断改进 , 世界上发达国家的弹用涡喷 (涡 扇)技术获得了突飞猛进的发展 , 走出了 60～70 年代的低迷时期 , 摆脱了航空发动机的负面影响。 弹用涡喷 (涡扇)发动机在技术观 念、研制实践和装弹应用等方面 都趋于成熟。 2. 5 　弹用涡喷 (涡扇) 发动机的 关键设计技术与发展趋势 80 年代美国海军与陆军联 合开展弹用涡喷 (涡扇)发动机先 进部件技术研究计划 ( SECT 计 划) , 针对弹用涡喷 (涡扇) 发动 机研制中的主要技术困难 , 提高 弹用涡喷 (涡扇) 发动机的水平 , 为 2000 年巡航导弹研制提供先 进技术储备。 美国的设计师主要从三个方 面考虑如何开展弹用涡喷 (涡扇) 发动机关键技术研究。1) 发动 机系统研究与部件技术集成 ; 2) 明确发动机研究方向与技术途 径 ; 3) 展开具体的发动机部件 技术研究。他们选取 80 年代的 一组典型的弹用涡喷 (涡扇)发动 机为基本型 , 应用小发动机先进 的部件技术 ( SECT) 对基本型发 ·94·飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 动机实施性能改进 , 按照任务剖 面的完成情况和全周期寿命的使 用成本 (LLC) 水平 , 来评估发动 机关键技术取得的效果。 弹用涡喷 (涡扇)发动机关键 设计技术研究 (SECT计划)包括 : 1) 发动机循环参数优化分 析 优化设计弹用涡喷发动机总 体循环参数 , 确定发动机推力和 油耗与增压比和涡轮前温度的最 佳配合关系。这是弹用涡喷 (涡 扇)发动机方案设计阶段的一项 重要工作。美国在 SECT 研究中 选取了四种典型发动机 , 即 :双 轴涡扇、三轴涡扇 , 双轴桨扇和 三轴桨扇进行发动机总体参数的 优化匹配。研究情况表明 :考虑 发动机推力与油耗的情况下 , 最 佳压气机增压比为 25 ～ 30 ; T 33 温度对发动机耗油率有重要影 响 , 当 T 33 从 1 648. 9 ℃降到 1 371 ℃时耗油率增加 35 %[ 30 ] 。从 现在弹用涡喷 (涡扇)发动机实际 达到的技术水平看 , 美国 SECT 计划提出的某些指标过于乐观 , 2000 年正在服役的弹用涡喷 (涡 扇)发动机型号均没有如此高的 压比和涡轮前温度 , 这说明 :满 足这项技术指标的许多困难尚未 克服。尽管如此 , 这些要求代表 了弹用涡喷 (涡扇)发动机总体循 环参数的发展方向 , SECT 计划 提出的参数为弹用涡喷 (涡扇)发 动机技术确立了积极的目标。 2) 部件气动设计与匹配技 术 弹用涡喷 (涡扇)发动机最主 要的部件就是压气机和涡轮。压 气机与涡轮的气动设计是发动机 部件气动设计的主要内容 , 压气 机与涡轮匹配工作是发动机总体 设计的主要内容。这两个主要问 题解决好了 , 弹用涡喷 (涡扇) 发 动机的型号研制就有了良好的基 础。部件技术研究还包括其它方 面的内容 , 如燃烧室设计技术、 发动机控制调节、滑油密封以及 轴承润滑等。 压气机部件设计技术的目标 是 :在合理的效率前提下提高增 压比和空气流量。在 SECT 研究 计划中 , 对各种轴流压气机、斜 流式压气机和离心式压气机进行 组合匹配 , 通过试验找出最佳的 压气机部件组合 , 共计做了 60 多个部件组合[ 30 ] 。研究认为 : 斜流式压气机和离心式的效率比 较低。主要原因是气流通道的折 转引起总压的损失 , 美国普惠公 司 70 年代设计一个小发动机的 离心压气机 , 增压比 10∶1 , 效率 是 76. 8 %[ 7 ] 。但是 , 离心 (斜 流) 式压气机流通能力大 , 增压 比高 , 抗畸变能力强。在增压比 很大的条件下 , 末级压气机一般 采用离心 (斜流) 式压气机 ;如果 采用轴流式压气机 , 则气流通道 很小 , 叶片短 , 叶片的加工十分 困难 , 同时气体附面层效应严 重 , 压气机的通流能力和效率会 有很大的损失[ 33 ] 。90 年代以 来 , 随着三维粘性设计技术的发 展 , 离心式压气机的设计水平有 了很大提高 , 效率可以达到 82 % ～84 % , 为离心式压气机的广泛 应用创造了条件。 提高增压比、加大空气流量 的另一项措施是在现有的压气机 上增加零级压气机。通常采用等 内径设计方案增加一级轴流压气 机 , 所以采用等内径方案 , 是为 保持原发动机的前轴承的设计结 构 , 使改型发动机有较好的继承 性。这时发动机进口的迎风面积 会略有增大 , 但是 , 如果不大于 离心压气机出口的面积就不会影 响发动机在导弹上的应用。增加 零级压气机后 , 增压比与空气流 量有大幅度提高 , 发动机的推力 和耗油率将会有明显的改善 , 能 够提高导弹的战技术指标。但 是 , 压气机的稳定工作范围会受 到一些负面影响 , 只要原压气机 有足够的稳定工作范围 , 这些负 面影响还是可以接受的。美国的 J4022CA2702 发动机采用加零级 压气机措施[ 29 ] , 法国 TRI 60220 和 TRI 60230 发 动 机 也 是 如 此[ 47 ] 。从发动机结构与性能两 方面看 , 整体离心 (斜流) 压气机 是弹用涡喷 (涡扇)发动机重要的 部件 , 一般情况下 :进口级压气 机采用轴流式 , 末级压气机采用 离心式 , 这是比较典型的弹用涡 喷 (涡扇) 发动机压气机结构配 置[ 7 ] 。 涡轮部件的研究工作主要是 提高涡轮前温度。美国的 SECT 计划中研究了轴流式涡轮、混流 式涡轮和径向式涡轮等三种不同 的涡轮。径向式涡轮的效果不理 想 , 弹用涡喷 (涡扇) 发动机上主 要采用轴流式涡轮和混流式涡 轮[ 24 ] 。提高涡轮前温度的主要 措施是冷却叶片和复合材料的应 用。由于弹用涡喷 (涡扇)发动机 的涡轮尺寸小 , 冷却叶片实际上 比较困难。如果采用气膜冷却结 构则叶片内部要设置气流通道 , 导致涡轮叶片比较短而肥大 , 前 后缘半径比较粗大 , 叶片的气动 型面不理想 , 端壁流动和叶尖漏 ·05· 飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 气损失相对加大 , 使涡轮的效率 与大发动机的冷却叶片相比下降 2 %～8 %[ 31 ] 。复合材料技术从 材料学的角度来提高涡轮前温 度 , 包括陶瓷材料和碳2碳材 料[ 24 ] , 复 合 陶 瓷 能 够 承 受 1 760 ℃, 碳2碳 材 料 可 达 2 204. 4 ℃。采用复合材料可以 避免冷却叶片复杂结构和气膜冷 却的负面影响 , 可以有效地提高 发动机的推重比 , 降低成本。 压气机部件与涡轮部件的工 作匹配主要通过试验手段实现。 部件匹配中要考虑多方面因素。 发动机巡航工况下压气机要有足 够稳定工作裕度 , 要回避压气机 的喘振与叶片颤振 [ 8 ]。通过涡轮 导向器喉道面积和尾喷管出口面 积的协调 , 在压气机特性图上合 理地定位发动机的共同工作点 , 使发动机有较高的推进效率。涡 轮部件要考虑临界工况和导向器 喉道截面的流量限制 , 以及发动 机瞬时超调时涡轮部件的热强度 储备。发动机起动加速过程中 , 要设定安全的共同工作线走向 , 防止动态加速过程中发动机共同 工作线进入压气机的喘振区域 , 如果瞬时进入一定要及时退出。 在结构上要考虑压气机与涡轮联 合转子的临界转速与发动机的巡 航转速的相互关系 , 要避开 GOODMAN 曲线图上共振转速 区 , 还要设定联合转子足够精度 的残余不平衡量。压气机与涡轮 匹配研究涉及各个专业、多种学 科以及工程经验 , 它们之间相互 关联、相互影响、盘根错节 , 关 系十分复杂。这是弹用涡喷 (涡 扇)发动机研制中最主要和最困 难的研究工作 , 对于双 (三) 转子 的发动机 , 转子之间的匹配和支 持方案设置更为复杂。这就是弹 用涡喷 (涡扇)发动机的研制为什 么要先于导弹武器开展的主要原 因。 弹用涡喷 (涡扇)发动机的典 型转子组合是 :进口压气机 (风 扇) 用轴流式 , 末级压气机用离 心式 ;涡轮用非冷却的轴流式涡 轮。这种结构组合与标准发动机 相比可以使发动机获得油耗降低 10 %～20 %的增益[ 6 ] 。J402 系 列发动机和 F1072WR2100 系列发 动机都采用这种结构 [ 5 ]。 3) 整体式叶轮 CADΠCAM 一 体化技术 CADΠCAM 一体化技术一经 出现 , 就引起了发动机设计师和 制造商的高度重视 , 应用这项技术 可以完成各种复杂的整体式叶轮 的机械加工 , 这是叶轮机械设计与 制造的一个飞跃。美国、法国、俄 罗斯等国都积极在弹用涡喷 (涡 扇)发动机上采用这项技术。 一个完整的 CADΠCAM 一体 化软件系统应该包括 :系统框架、 曲面造型、实体造型、运动机 构、特征造型、数据库管理、有 限元分析、数控仿真、虚拟加工 等基本功能[ 36 ] 。CADΠCAM 一体 化软件要采用统一的数据格式 , 统一数据库管理模式以及统一的 软件界面 ;在软件的基础上加上 多轴数控加工中心、刀具技术 , 整体式叶轮产品等就构成了整体 式叶轮 CADΠCAM 一体化技术。 CADΠCAM 一体化技术改变 了过去设计与制造分家的现象 , 使之紧密结合。它跨越了图纸、 语言编码造成的信息传递鸿沟 , 克服了语言表达能力的局限性和 不直观性 , 是设计信息直接在计 算机内部传达到制造单元 , 减少 了传递的环节和时间 , 从而减少 了设计信息出现差错的可能 性[ 37 ] 。 英国的 R. R 公司花巨资建 立 AIMS 系统 (Advanced Integrated Manufacturing System) , 以提高产 品的竞争力。80 年代末期 , 该系 统用于 RB211 系列发动机的设 计与生产 , 将中间工作量减少 2Π 3 ;将部件生产周期从 6 个月压缩 到 6 个星期 ; 增加劳动生产率 40 %。只需要一年满负荷运行 , 生产所带来的成本节约即可偿付 系统的全部投资 [ 38 ] 。可见 : 整 体式叶轮 CADΠCAM 一体化技术 也是降低弹用涡喷发动机成本的 技术手段。 CADΠCAM 一体化技术的不 断发展必将走向计算机集成制造 技术 ( CIMS) 。设计与制造业将 以此为切入点 , 与当今高速发展 的信息技术相结合 , 获得巨大的 飞跃。弹用涡喷 (涡扇)研制理所 当然地融入这个先进技术发展趋 势 , 成为技术前缘的弄潮儿。事 实上 , 最能体现 CADΠCAM 一体 化技术的先进性和复杂性的产品 就是整体式叶轮 , 如舰船的螺旋 桨 , 涡喷发动机的压气机和涡轮 转子等 , 世界各国概莫能外。 4) 复合材料技术 在弹用涡喷 (涡扇)发动机上 提高涡轮前温度并不困难 , 困难 是不容易找到合适的高温高强度 材料。目前的耐热高温合金最高 工作温度不超过 1 150 ℃(不加冷 却) , 合金中的 W、Mn、Nb、Ti 等难熔金属不抗氧化。许多研究 表明 :SiC 、Si3N4 系列材料有可 ·15·飞航导弹 　2001 年第 12 期 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 能成为发动机热端部件材料 , 它 们已经用在发动机尾喷管上 , 可 以耐 1 650 ℃的高温 , 密度只有 高温合金 30 %～40 % , 膨胀系数 很小 , 叶片的漏气间隙可以控制 在很小的范围内。碳2碳复合材 料经过防氧化处理后 , 可以在 2 200 ℃的高温下工作。美国 80 年代的航空发 动 机 GE37 和 PW5000 上采用了碳2碳复合材 料。1986 年 , 美国的 F1072WR2 103Π104 弹用涡扇发动机使用了 大量的陶瓷涂层 , 并且涡轮转子 还采用了陶瓷材料和金属Π陶瓷 复合材料 , 可以在不增大耗油率 的前提下使发动机推力增大 22 %[ 5 ] , 1991 年这种发动机首 次用于沙漠风暴。 当前复合陶瓷在涡轮部件上 的应用不够成熟 , 主要是复合陶瓷 的冲击韧性不够理想。复合陶瓷 最有可能在涡轮导向器上获得成 功应用。涡轮导向器不承受离心 载荷 , 叶片振动也比转子叶片好得 多。碳2碳材料也有类似的问题。 陶瓷轴承技术近年发展迅 速 , 引人注目。陶瓷轴承已经在 地面设备和航空发动机上应用。 陶瓷轴承的滚珠采用陶瓷球 , 与 钢珠相比球面度高、强度高、耐 磨损 , 对润滑剂的要求低 , 可以 采用脂润滑技术。陶瓷轴承应用 在短寿命的弹用涡喷 (涡扇) 发动 机上 , 可以简化发动机的润滑系 统的设计 , 甚至可以取消发动机 的滑油泵 , 发动机结构更为紧凑。 5) 发动机与导弹一体化设 计技术 把飞行器和发动机作为一个 整体来考虑 , 可以使设计方案更 好、结构更紧凑。美国在采用任 务剖面分析技术 , 考虑发动机燃 油消耗对导弹的航程规划的影 响 , 把导弹的飞行任务剖面与弹 用涡喷 (涡扇)发动机最经济的工 作状态结合起来 , 优化配置导弹 的巡航高度、飞行速度、发动机 工作状态 , 可以使导弹与优化配 置前相比发射质量减小 47 % , 导 弹外径减小 26 %[ 24 ] 。 机弹一体化设计技术为导弹 动力装置的改进与提高提供了广 阔的用武之地。如 :发动机的调 节供油装置可以放在导弹的燃油 箱内 , 使发动机体积进一步减 小 , 为导弹让出更多的空间 , 增 加航程。发动机的控制系统可以 与弹上有关系统形成控制闭环 , 从弹上接收导弹飞行速度、姿态 和高度等信息 , 在不增加系统的 复杂性的前提下 , 实现发动机多 参数复杂的控制规律。发动机可 以为导弹提供巡航电源 , 为弹上 燃油箱提供压力引气。 目前的巡航导弹一般采用独 立 S 型 进 气 道 , 长 度 约 为 1 000mm左右 , 进气道周围的几 何空间不好充分利用。把进气道 与导弹燃油箱合为一个整体 , 可 以把这些不好用的空间充满燃 油 , 增加导弹的射程。进气道的 结构可以考虑做一些变化 , 采用 环形的潜入式进气道 , 进气道的 长度估计只需要 300mm400mm , 可以缩短导弹的长度。 6) 全寿命周期成本 (LLC) 分 析 全寿命成本分析技术是优化 弹用涡喷 (涡扇) 发动机研制、使 用和维护的成本花费。全寿命周 期成本是导弹武器系统的一个重 要应用指标。美国采用了 RCA PRICE H 模型评估发动机的成 本。评估模型主要内容包括 :1) 发动机对于不同导弹型号的适应 性 ; 2) 发动机部件与整机的成 本 ; 3) 发动机复杂程度 , 外形大 小和技术水平。 弹用涡喷 (涡扇)发动机先进 的部件技术研究展示了十分令人 鼓舞的发展前景 , 采用 SECT 技 术 , 美国 2000 年的弹用涡喷 (涡 扇)发动机将在 80 年代的基础上 获得如下提高[ 24 ] : 1) 提高压气 机增压比 , 提高涡轮前温度 , 发 动机油耗可降低 30 %～50 % ; 2) 导弹射程可以提高 100 % , 射程 的进一步提高则需要增加导弹的 体积 , 携带更多燃油 ; 3) 发动机 体积与质量的减小 , 从而使导弹 发射载荷增加 47 % , 或者导弹直 径可减小 26 % ; 4) 发动机全寿 命成本 LLC 可以降低 41 % ; 5) 应用气、结构和材料技术进一步 改善弹用涡喷 (涡扇) 的性能、可 靠性和成本。计算流体力学 (CFD) 、计算机辅助设计与制造 (CADΠCAM) 和材料技术将相互 渗透 , 相互促进 , 提高弹用涡喷 (涡扇) 发动机的水平。90 年代 以来 , 随着计算机技术与三维粘 性气体力学的进展 , 设计师对叶 栅流场中的三维流动、粘性效 应、边界层影响、叶片级间漏气 等问题的