核心机之路_第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展(上)

航空昔案AvIatIonArchIves第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展(上)自上世纪40年代涡轮喷气发动机诞生以来，大大促进了飞机飞行速度、高度和航程的增加，获得了巨大的军事和经济效益。世界上的航空发达国家执行了一系列航空发动机技术基础研究，推出一代又一代先进军民用发动机，跨上了一个又一个技术新台阶。在短短不到60年的时间内，代表涡轮发动机综合性能水平指标的推重比已由当初的2提高到10一级，军、民用航空发动机性能水平得到了持续不断的提高。航空发动机行业已成为世界航空强国的军事工业和国民经济的支柱产业。航空发动机不仅仅是性能与结构的堆砌，更反应出一个国家航空动力产业的科研基础和工业实力，其中涉及到研制思想的转变、工艺材料的进步、方法和设计平台的改进以及航空发动机型谱体系构建方法等没有在单个型号上直接体现出来的潜在因素，这些才是决定一个国家航空发动机产业扬帆驶向何方的灯塔。笔者在关注航空发动机，尤其是大推力军用涡轮风扇发动机的过程中，收集到了大量的专业书籍和科研，慢慢了解到了航空发动机研制背后的故事。本文就是对大量涉78及到第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展专业资料的重新整理、归纳和总结，并加入了笔者一点点浅薄的观点，为了不使个人的观点影响到论述军用大推发展的客观性，笔者尽量只是对科研资料进行重新归纳和整理，保持科研资料在客观事实和观点上的完整性。特此代表业余关注、热爱祖国航空动力事业的朋友们，向这些科研资料的作者、整理者、收集者表示衷心的敬意和感谢。在现代战斗机设计中，首先要确定的就是发动机的推力级别、推力曲线特性和推重比，因为发动机的性能决定了战斗机的设计概念和性能用途，没有合适的发动机型号通常都会对战斗机设计和装备产生致命性的影响，从而导致整个空军战术体系不完整或效能低下，而一款性能先进、可靠性优秀的航空发动机也可以让战斗机性能“化腐朽为神奇”。大推力军用涡轮风扇发动机是所有军用航空发动机中推力级别最高，研制技术难度最大和在型谱发展中最核心的发动机类型，直接影响到双发重型战斗机，单发中型战斗机的研制、装备和性能，从而关系到航空兵争夺制空权、中距拦截和远程精确打击等等关键战术实力的形成；其改进出的大涵道比涡轮风扇发动机又通常是战略轰炸机、战略运输机和大型客机的首选动力，因此其还对国家战略威慑力、打击力和民用航空发展乃至国民经济产生深远的影响。大推力涡轮军用风扇发动机通常是轴流式、小涵道比、混合排气、加力推力超过l0吨的涡轮风扇发动机，其概念和结构发展经历了较长的历史发展后，已经基本成熟并日趋完善，第三、四代涡扇大推将是未来各国空中力量的主要动力。群雄并起从二战结束到2l世纪初的半个多世纪以来，喷气战斗机大致经历了4次更新换代，其中第l代已全部退役；第2代在英、美全部退役，其它国家还在部分使用；第3代为世界各国现役主战机种；第4代战斗机已开始小批量装备部队。与战斗机对应的燃气涡轮发动机也被划分为4代，目前大量服役中的战斗机发动机的推重比已从2提高到7～8，不加力耗油率已从1．0～1．2kg／(daN·h)下降到0．6～0．7kg／空【l】力量(daN·h)；推重比达9～l0的发动机已小批投入使用。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1．1kg／(daN·h)下降到0．55kg／(daN·h)；正在研制中的齿轮传动的涡扇发动机涵道比达l1，油耗再下降9％。功率为1000kW左右的涡轴发动机的单位功率从l50kW／(kg／s)提高到近300kW／(kg／s)。在性能提高的同时，发动机可靠性和耐久性也有很大改善。军用发动机空中停车率一般为0．2～0．4／1000发动机飞行小时，民用发动机为0．002～0．02／1000发动机飞行小时。军用发动机热端零件寿命为2000h，民用发动机的热端寿命为20000～30000h。特别在涡轮风扇发动机方面，从20世纪50年代开始各国相继研制了100余种各种类型的航空涡扇发动机，每一种发动机又派生出不同型号的发动机，推力从67daN到56893daN(GE90-l15B，l27900磅)，涵道比从0．2到ll，从而满足了各种不同用途飞机的需要。当前西方航空发达国家特别是美国，在航空武器装备和技术水平在世界上处于领先地位，并带领着航空发动机技术发展和新装备(型号)研制的方向。从装备的发展方面，美、英俄等国现役的主力机种都是第三代军用飞机及其发动机，飞机如F15、F一16、F～18、幻影2000、MIG一29、SU-27等，发动机如F100、F-404、F-110、M-53、PⅡ-33、AL-31等，而且这些飞机和发动机都在不断改进改型，以提高其性能水平。法、日、印、韩等国是二、三代并存，以第三代为主。这些国家都正在积极发展和推进全新研制的第四代飞机和发动机，飞机如F／A一22、F-35、“台风”、阵风、米格1．44或者是苏一47等；发动机如Fl19、F135、EJ200、M88-m、AJI41中等，这些飞机和发动机已开始陆续装备部队。美国在航空发动机研制方面比英国和德国晚了5～8年，但由于航空技术基础好，国家的技术和经济实力强，而且二次大战后成为两大对抗阵营之一，不惜在军备和航空装备上投人大量人力、物力和资金，在经过引进和仿制过程后，很快转入了自行研制的道路，并在世界航空发动机技术方面处于领先地位。目前已形成庞大的航空发动机研究、发展和生产体系，能独立研制和生产品种齐全、推力(功率)级配套的军民用发动机。英国是世界上最早研制成功航空发动机的国家之一，后来虽因国力有限，失去了在航空发动机技术领域的全面优势，但在民用涡扇发动机和垂直起落动力装置等技术方面仍处于世界一流地位。经过几次合并，从1966年开始英国的航空发动机工业已经完全集中到罗-罗公司。在军用发动机领域，针对欧洲合作研制战斗机的要求，重点发展8000～10000daN推力级的加力涡扇发动机，如RB199和EJ200；这两种发动机分别是西欧三国和四国联合研制和生产的，罗·罗公司均作了全面的技术准备，例如罗·罗公司为EJ200发动机研制了XG40技术验证机并在合作中负责高压核心部分。在民机方面，除独立改型研制RB21l系列发动机使之能与美国两大公司的大涵道比涡扇发动机抗衡外，还参与五国联合研制的V2500工作，负责十分关键的高压压气机部分。在技术途径上，从70年代开始，借鉴美国的核心机技术发展途径，实施了高温涡轮验证装置HTDU(HighTemperatureDemonstratorUnit)和XG系列验证计划，注意通过早期技术验证减少型号研制风险，因而罗·罗公司仍不失为世界三大发动机公司之一。法国是早期航空发达国家，由于在二次大战时被占领，战后航空工业瓦解殆尽，其航空发动机工业是从战后从头开始搞起来的，因而大大落后于美、英。经过引进和改进改型，从60年代后期开始，在继承和创新相结合的方针下走上了自行研制涡扇发动机的道路。目前法国航空发动机工业由斯奈克玛、透博梅卡和微型涡轮发动机三家公司构成，另有一个发动机研究与试验中心萨克累发动机试验中心。1945年法国着手恢复航空工业，为保持独立军事力量和外交政策，把技术力量和财79厢空替案AvIatIonArchlves力集中于喷气战斗机发动机，在为飞机选择发动机方面，法国政府坚持“宁愿自己的水平低，也不买外国发动机”的政策，从而促进了法国自身航空发动机技术的发展。法国在引进德国BMW003的基础上改进研制出“阿塔”系列涡喷发动机，不加力推力从原型的2200daN提高到5000daN，加力推力达到7200daN，成为幻影系列飞机的动力装置，除满足本国需要外还大量出口。在60年代，在引进美国普惠公司JTFl0A和TF30加力涡扇发动机的基础上，试制过TF106和TF306涡扇发动机，但均未投入实用。从1967年开始，利用上述技术，结合“阿塔”系列结构特点，研制M53加力式单转子涡扇发动机获得成功，1976年定型，用于新型的幻影2000和4000系列飞机，其中M53一P2加力推力达到9600daN。法国从此实现了战斗机动力向涡扇化过渡。紧接着又开始了90年代战斗机发动机M88涡扇发动机的论证、部件预研、核心机研制和型号研制，经过近20年的发展，具有推重比1O一级发动机特征的M88-3已开始装备部队使用。在大型民用发动机方面，法国没有基础。但在60年代末，斯奈克玛预测10000daN推力涡扇发动机是下一代窄体机身上取代JT8D的理想发动机，通过与美国GE公司合作，利用F101军用发动机的核心机联合研制CFM56民用涡扇发动机，既进入了民用发动机市场，又获得了急需的军用核心技术，给法国带来了巨大的经济利益。俄罗斯基本延续了前苏联的航空发动机技术方面的成就，在航空发动机研制方面比英国和德国晚了5～8年，但由于航空技术基础好，国家的技术和经济实力强，不80惜在军备和航空装备上投入大量人力、物力和资金，在经过引进和仿制过程后，很快转入了自行研制的道路，并在世界航空发动机技术方面处于世界前列。目前俄罗斯已形成庞大的航空发动机研究、发展和生产体系，能独立研制和生产品种齐全、推力(功率)级配套的军民用发动机。前苏联解体后，俄罗斯发动机研究经费受到极大影响，发展速度减缓，但仍取得了一定的成就。俄罗斯目前正在研制用于俄罗斯第5代(相当于通常的第四代)战斗机的具有矢量推力控制(TVc)的AL一41F发动机。AL一41F虽然在1985年就开始研制，但苏联解体后经费不能得到保障，从而使计划进度受到很大影响。该发动机为全单元体设计，充分采用可用的大部分材料和先进的气动技术，特别是它采用尽可能大的转动叶片设计、尽量少的零件数。AL一41F发动机与俄罗斯第4代(相当于第三代)的AL31发动机相比，风扇压比和总压比都高25％，单位重量减轻20％，发动机更加注重气动稳定性，在整个飞行包线内发动机都是无喘振工作。该发动机更加注重工程技术的成本，寿命期成本比AL31低25％。日本和德国在二次大战结束前都拥有先进的航空技术，而且德国还是最早研制成涡轮喷气发动机的国家。战后德国航空工业停顿了10年左右，此后由翻修从美国和英国买进装备的飞机发动机开始，逐步过渡到专利生产，~tlJ79、F100、T56、T58、T64、奥菲斯和阿杜尔等，同时也开始自行研制一些小型航空发动机。日本自行研制了J3涡喷发动机、JR100和220升力发动机、FJR710涡扇发动机和F3涡扇发动机，但性能上都不能与美、英、法等国相比。日俄罗斯研制的117s发动机。本自行研制发动机的目的主要在于取得技术，所以除J3生产247台外，其余均没有投入批生产。两国经过专利生产和自行研制的锻炼，开始在一些重要项目上参与国际合作，如德国参加西欧RB199和EJ200战斗机发动机、MTR390武装直升机发动机和V2500民用涡扇发动机研制；日本则参加了RJ500和V2500民用涡扇发动机的研制。乌克兰在前苏联解体后，接手了在乌克兰境内的前苏联伊伏琴柯设计局(现为扎波罗日“进步”机械制造设计局)，从而成为具有独立研制航空发动机的国家。波兰、巴西、印度、加拿大、捷克等国家航空工业的发展形成了自己的特色。由于受技术、经济力量的限制，他们不搞大而全或小而全，而是瞄准航空大国无暇顾及的空白领域，通过引进仿制、国际合作、自行研制全力发展。一般多选择小型飞机发动机作为突破口，制定了符合国情的有限目标，暂时不把难度大、周期长、耗资多的发动机作为发展的重点，有的甚至干脆购买外国的发动机使用(巴西)。印度是一个大国，奉行多元化引进仿制政策，并抓紧自己的研究和发展工作，避免依赖或受制于某个大国；其在军用航空发动机方面有一定基础，自行研制的中等推力双转子加力涡扇发动机已装备在自行研制的轻型战斗机上。建国50多年来，我国航空发动机行业以军用发动机为主，在维护修理、测绘仿制、改进改型等方面取得了很大成绩，共生产了几十个型号近6万台各型发动机，对国防建设作出了积极贡献。在预先研究和新机研制方面也取得较好进展：第一个按型号规范自主研制的涡喷发动机已经设计空巾力量定型，第三代涡扇发动机也已定型，推重比8和推重比10一级涡扇发动机预先研究取得重大突破，航空推进技术验证计划初见成效；在加工制造和试验设备建设方面也都取得了明显进步。通过几十年的科研生产实践，锻炼了队伍，积累了经验，具备了一定的技术基础和研制能力。由于多种原因，我国航空发动机长期在测绘仿制中徘徊，至今还没有一个型号走完一个研究发展的全过程并装备部队。在设计技术方面，我国基本上还处于参照国外机种半仿半研、通过实物试验反复迭代的传统设计阶段，这导致型号研制风险大、周期长、所需投入多。在试验技术方面，我国还不具备国外在20世纪50～60年代就建成的大流量自由射流式发动机模拟高空试验设备，缺少一些关键的部件或系统试验设备，如核心机试验台、双轴双涵风扇／压气机试验设备、加力燃烧室试验设备和X射线间隙测量仪等。在制造技术和设备方面，我国目前已具备了制造推重比8一级发动机的条件，但是就发动机总体技术指标而言，我国生产中的发动机(含测绘仿制和按许可证生产)，相当于国外航空先进国家的20世纪60～70年代的水平；刚定型或在研的发动机，相当于国外70年代水平；预研水平，目前所处的状态相当于国外70年代末、80年代初的水平；而民用航空发动机基本上依靠国外采购。综合评估，我国在航空发动机的总体水平与世界先进水平相比大约落后一代半，即25～30年，研制和生产的型号少，而涡扇发动机更少，目前仅有3个型号。航空发动机的落后，已严重制约了航空工业的发展，成为空军武器装备发展的“瓶颈”。参照国外发动机成熟的部件而自行研制的涡喷l4“昆仑”发动机到2002年设计定型用了18年，仍然没有跳出仿制测绘的圈子。“昆仑”是我国第一种完全自行设计、研制的国产涡喷发动机，具有完全的“自主知识产权”，其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。但是昆仑发动机其实是选用了WP13发动机的二级低压压气机和缩小的斯贝的前7级高压气机的叶片造型，另外根据涡扇6以及涡喷l5发动机的设计经验设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件。从设计角度说，昆仑发动机依然属于继承性大于创新性，通过参照设计和改进手段研制出来的发动机型号。仿制国外核心机而自行研制的FWSIO“太行”发动机~12005年设计定型也用了18年，才使中国在2l世纪初拥有了一款属于自己的三代大推力涡轮风扇航空发动机。虽然太行于2005年通过了定型审查，在性能指标上达到设计要求，但是由于各方面原因，太行的可靠性、维护性、升限、推力曲线和启动特性还未达到完全符合军方使用要求的状态，并未通过生产定型大规模装备部队使用。而在国外，与此相当的发动机达到相当的定型状态只用5～6年，而且在上世纪80年代就已经处于完全成熟并大规模使用的状态。国外在已有技术储备基础上进行的民用发动机研制，周期从4～6年缩短到2～3年，即使是跨代的新技术发动机，从工程研制开始到相当于设计定型也只要7～8年。现在我国不仅干线客机的动力市场已全都被国外占领，在国家急需发展多种任务、不同用途的飞机时，出现了无动力可选的局面；即使立即启动配套发动机研制，也因发动机研制周期长而赶不上飞机的要求。在国外航空发动机技术呈现出加速发展的情况下，我国的航空发动机技术差距却有进一步拉大的趋势。目前除了装备太行发动机的少量某型战斗机使用国产动力系统外，所有的新研军机都是买装或仿制国外的发动机。歼一l0战斗机、苏-27系列战斗机全部使用的是从俄罗斯进口的动力系统，飞豹战斗轰炸机使用的是仿制英国斯贝发动机的涡扇9“秦岭”。可以说，我国航空兵主力作战型号基本都采用的是国外动力系统。核心机之路欧美等航空强国极其注重基础研究和预研，笔者将其强大的法宝总结成了三个关键词：预研工程、核心机计划、’发动机系列化。事实上，这三个关键的概念和理念是不可分割的一个整体，构成了发达国家在航空动力发展上的整个思路体系的主干。航空发动机的研究和发展分为：基础研究、探索发展(应用研究)、预先发展和工程发展。中国和前苏联往往是有了具体工程发展型号的时候，才去搞基础研究、探索发展(应用研究)、预先发展，打算通过一个型号带动整个航空动力产业的进步，而大家都知道这条道路是不适合航空动力型号研制的客观规律的。航空发动机尤其是军用大推涡扇机是一个国家工业和科研体系最高的技术成就，事实上，目前能够美国3—57发动机。81葡空苗案Av-atIonAI．chlve。研制先进军用涡扇机的国家恰恰只有联合国安理会的五个常任理事国，而这五个国家都是世界公认的拥有核武器的大国和强国。发展科学不能有太强的功利色彩，等到需要的时候再去从头研制总是远水解不了近渴。核心机从物理概念讲，是在燃气涡轮发动机中由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮组成的核心部分，它不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称为燃气发生器。从技术途径讲，是利用在探索发展(应用研究)得到验证的先进部件组成核心机，其主要特点是叶片比较短小，工作环境温度高、压力高、转速高、承受的应力大，在使用中这部分的故障率多。因而采用的工艺复杂、材料昂贵，其研制成本和研制周期在发动机研制中所占比重大，成为航空发动机研制中主要难点和关键技术最集中的部分，也是航空发动机先进性和复杂性的集中体现。发动机系列化的最主要途径是保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下，通过改变风扇或低压压气机直径和级数，以及涡轮的冷却技术或材料来改变发动机的主要循环参数，如压比、涵道比、空气流量、涡轮进口温度等，从而获得不同性能和用途的发动机。在同一核心机上配上不同的风扇、低压涡轮、加力燃烧室等低压部件及相关系统，就可以以较低的风险研制出覆盖一定推力(功率)范围的一系列发动机，满足不同用途飞机对动力的需要，从而实现核心机的多用途目标。利用多用途核心机发展系列发动机的道路一直受到航空发达国家的高度重视，并成为发动机系列发展的主要技术途径。美国正是把上述三个科研和研发理念贯彻到了发动机发展的始终，才锻造出世界上最先进的军用和民用动力型号。五十年代末，美国空军航空推进试验室开始搞核心机计划(即燃气发生器计划)，并分别和GE公司和PW公司签订了合同，然后以82此核心机为基础根据需要发展成战斗机、轰炸机、运输机或教练机的动力。Pw公司在卜57发动机核心机上加上新的低压系统就构成了TF一33和JT-3D发动机。J一57发动机及其派生的发动机已成为十多种不同飞机的动力装置，其中包括B-52和B-66轰炸机、F-IO1、F-102和F～4D、F-8D战斗机、KC-135加油机、U-2高空侦察机和波音-707、DC-8民航机。GE公司1961年根据海军提出的对F—l4空战战斗机的要求和对其它9种可能发展军用飞机综合考虑后，确定了GE-1核心机的性能和尺寸。GE-1的空气流量为35kg／s，压比11，有14级压气机，涡轮前温度1366K，最大直径6l0ram，推力2225daN，推重比7．14，转速13000r／min。第一个改进方案叫GE一1A，1968年又改进了一个方案叫GE一1B，1970年设计了第四个方案GE-1／10，在同样的压比下，级数减少了一半，燃烧长度缩短了40％，涡轮前燃气温度提高了400K。在这些核心机的基础上发展了J-97、YJ-101、F-404、TF-39、F—lOl等超过36种发动机，推力从2225daN到13333daN，同时在F-101核心机上发展了民航机动力CFM-56和战斗机发动机F一101DEF。在燃气涡轮发动机领域，美国主要有2个核心机验证计划。一个是先进涡轮发动机燃气发生器(ATEGG)计划，主要针对18kg／s(401b／s)一级或更大流量的核心机及相关部件的设计、发展和验证，开发的技术可用于将来的大涡扇和涡喷发动机。另一个是联合涡轮先进燃气发生器JTAGG(JointTurbineAdvancedGasGenerator)计划，主要针对2．27-13．6kg／s(5～301b／s)流量的核心机及相关部件的设计、发展和验证，开发的技术可用于将来的涡桨、涡轴、小涡扇和涡喷发动机。JTAGG计划又分小涡轮先进燃气发生器STAGG(SmalTurbineAdvancedGasGenerator))计划【针对2．27kg／s(51b／s)以下的发动机】、中涡轮先进燃气发生器MTAGG(MiddleTurbineAdvancedGasGenerator)计划【针对4．53kg／s(101b／s)流量范围的涡轴发动机】和大涡轮先进燃气发生器LTAGG(LargeTurbineAdvancedGasGenerator)计划【针对6．8～13．6Kg／s(15～301b／s)流量范围的轴流和离心叶片发动机】。ATEGG计划开始于上世纪六十年代初，最初目的是在当时涡轮发动机研究经费不足的情况下重点开发验证核心机，花最少的钱，取得最大的发动机技术进步。GE和P&W分别研制了一种核心机(含压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，但没有进气道)，成功验证了高推重比发动机技术；把这些核心机尺寸放大一倍或缩小一半，再配上相应的低压部件，可形成满足多种飞机要求的系列发动机。ATEGG是一个持续进行的计划，至今美国已形成了第7代验证核心机和验证发动机。目前，ATEGG计划的任务是针对目前和未来的飞机推进系统开发涡轮发动机燃气发生器技术，目标是把不断发展的技术装在先进燃气发生器中，在真实的发动机环境中评估其性能、成本、耐久性、修理性和维护陛。通过这种试验型核心机的试验，可以增强发动机关键技术。在早期以低风险向工程发展转化，由此应用到派生的或新的发动机上。这些技术可用于广泛的军民用系统，包括飞机、导弹、陆地作战装置、船舶相应的航天发射。部件技术是在核心机(不完整发动机)试验中验证，ATEGG计划的核心机性能则在联合技术验证发动机(JTDE)计划的验证发动机中验证。ATEGG计划具体工作内容包括设计、加工、装配、试验和分析先进部件，以便掌握新部件和改进部件的气动力学、热力学、机械性能、生产成本和维护成本的特性；初始结构评估研究(初始结构评估重点是对结构寿命模型的验证，不包括下一步的耐久性和燃气发生器空巾力一部件技术的其它结构特征的评估)、寿命评估、保障性、稳态和瞬态性能以及对先进部件是否成熟到可以进行技术转化的检验；最主要的是通过燃气发生器试验，评估涡轮发动机部件技术，验证性能、结构和成本模型和设计系统。ATEGG计划由空军研究实验室推进部管理，年度经费平均为3千万美元。JTAGG是利用核心机来验证能大大降低耗油率、提高推重比和功重比以及改善发动机燃气发生器的可靠性和维护性的技术，由陆军航空应用技术部(AATD)管理，年度经费平均为6百多万美元。1971年开始的STAGG计划只包括燃气发生器(压气机、燃烧室、涡轮、轴和轴承)，不带动力涡轮和附件，主要针对部件和燃气发生器性能，同时考虑发动机的耐久性或寿命问，后来计划还包括了可靠性、维护性和生产性(这就包括了燃气发生器的成本)方面的研究工作。需要补充的是联合技术验证发动机(JTDE)计划，该计划是把来自ATEGG计划的核心机与其它先进低压部件组合成技术验证发动机，在真实的发动机环境中评估核心机和低压部件技术，重点评估结构耐久性。英国罗-罗公司自20世纪70年代以来研制的几种新发动机也都是以一定的核心机为基础发展起来的，如RB211—524及R211-535发动机都是在-22B的核心机前后匹配不同的中、低压系统以得到推力(下图)EJ一200发动机三级风扇转子。(右图)PW一6000发动机结构图F一120发动机结构图。较一22B大或小的发动机，Tay(泰)发动机也是利用斯贝的核心机匹配经过验证的先进风扇技术发展而成的，因而研制周期短(1983～1986年)，研制经费少。英国航空发动机技术验证计划叫作“Rapide”(在验证耐久性的发动机中验证可靠性和性能)，计划一般由4个阶段组成：部件验证、转子验证、全台发动机验证和耐久性验证，在单个验证计划中有时可以完成1个以上的阶段。高压转子和发动机验证计划可以在真实的发动机环境中评估部件和系统设计，在这一阶段，可以评估部件匹配、热影响和机械影响以及稳态和瞬态状态下振动、温度和应力的测量。与验证核心机有关的验证计划如下：XG40是针对上世纪九十年代使用的先进战斗机发动机的技术验证发动机计划，分为部件技术验证计划、发动机验证计划和寿命评估验证计划3个分计划。部件技术验证计划主要针对概念研究、气动热力试验器计划、系统和结构试验器计划，其中包括1个高压单转子(核心机)发动机计划。发动机验证计划验证性能、系统性能、结构和发动机控制。寿命评估验证计划以高压转子为基础，主要验证热端部件寿命。先进军用发动机技术(AMET)计划的目标是把部件验证计划中验证的部件组合成高压验证核心机进行试验，随后再组合成验证发动机进行试验，目标针对推重比15～l8的发动机技术。此外英国还有针对小型发动机技术的先进小型涡轮发动机核心机ASTEC(AdvancedSmalTurbineEn—gineCore)计划。核心机作为技术途径是在20世纪60年代开始采用的，至20世纪末国外已发展了七代核心机。在这些核心机的基础上已经成功地研制出许多军、民用发动机。核心机计划作为预先发展的重要内容，较好地解决了发动机与飞机机体研制进度协调的问题，因此这种途径得到愈来愈广泛的采用。第四代军用大推力涡扇发动机性能要求和各国发展情自20世纪40年代初以来，战斗机发动机已研制发展了四代。现役主力发动机F—l10等推重比8N的第三代发动机已经趋于完善和成熟，F-119等推重比10级的第四代战斗机发动机已经或即将投入使用，具有高性能(高推重比等)、高可靠性、长寿命、低油耗、低信号特征、低全寿命期费用等特点，可满足战斗机的超声速巡航能力、良好生存性／隐身性、高机动性与敏捷性和低全寿命期费用等要求；在美国和欧洲的一些国家实施的综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划和先进军用核心机(ACME)计划等开发和验证的技术保障下，已经开始对“第五代”战斗机发动机进行预研。自从投入使用以来，第三代战斗机发动机在不断地进行改进和改型，通过改进和改型，发动机3级风扇的增压比达到4．0左右，总增压比已达到30～40，涡轮进口温度提高到1850K左右，推重比已达到8．7～10．0，有些参数已经接近或达到了第四代战斗机发动机的水平。那么既然三代大推涡扇机能够通过改进达到了四代动力的水平，我们自然会去思考一个问题：能否在三代动力上继续改进，从而不用研制新型号机?由于航空发动机的研制和试验是一项极其复杂和高投入的系统工程，而且充满风险，所以除非必须，否则没有哪个83葡空茸寨AvlatlonArchlves国家愿意上新型号机。很遗憾的是，答案是否定的，这要从第四代军用涡扇机的研制需求和技术特征谈起⋯⋯第四代战斗机是90年代中、后期投人使用的新一代战斗机，据文献报导，美国90年代典型战斗机的作战飞机任务剖面中，各飞行航段的主要性能要求为：起飞降落滑跑距离小于457m；作战时要求高度在9144m，M数从0．8到1．6的加速时间小于50s；高度在9144m，M为0．9-1．6时的正常盘旋过载大于5g；突防和脱离战斗时能在9144m高度以M=I．5作不加力超音速巡航；在高度12190m飞机最大平飞速度达M=2．0。这些胜能数据说明，90年代战斗机比现役战斗机有更优越的性能，如在同样飞行条件下正常盘旋过载从4．I-4．3g增加到5g以上；要求不加力状态达到M=I．5超音速巡航等。下一代战斗机将具有以下主要特征：1、超音速巡航下一代战斗机的主要作战高度和速度仍以中低空中速为主，从美国先进战术战机(ATT)飞行包线可以看出，该战斗机不追求比现役机种更高的M数(最大M数为2，0左右)，但扩大了低空大速度和高空小表速工作范围，特别是扩大了不加力工作包线范围，并且要求在发动机不加力状态下，能以M1．4-1．5作超音速巡航和超音速突防，而现役战斗机中个别的只能在某些条件下以不加力推力作略大于1．0的短暂飞行。这个飞行特性是提高飞机生存力的重要条件，它使具有持续的超音速巡航能力的战斗机扩大了防空范围，同时提高了防御能力。可以说，四代战斗机对四代军用涡扇机最大的需求就是超音速巡航，各位朋友对于祖国四代战斗机能否实现超音速巡航也是异常的关注。超音速巡航最简单的理解方式就是在发动机处于非加力状态下，战斗机能够达到或者超过音速，并且可以持续较长的时间以符合一定的作战要求。这就要求四代大推涡扇机能够在非加力状态下能够接近或者达到以前三代机在加力状态下的推力。2，高机动性能。常规机动依靠控制飞机的过载来实现，目前现役战斗机已达9g，再增大已不可能，因为飞行员们无法承受更大的过载值。目前出现新的非常规机动，即过失速机动或超音速机动，这种机动并不要求更高的过载，而是使飞机机头更快地指向目标；它是靠拉大迎角到80度左右，然后绕速度矢量滚转而取得的。过失速机动必须具备快速机身瞄准能力，这是第四代战斗机近距空战应具备的特征之一。84想必大家或多或少都看过美国飞行员在天空中秀猛禽这一现代航空工业最杰出成就的机动能力，各种超乎大家想象的动作似乎猛禽都可以轻松完成。在中低速条件下，复杂动作会对发动机进气气流的平稳程度和能量特性造成严重的影响，同时发动机也必须装备矢量喷管以适应这种复杂机动对于主动控制的需求，这就要求四代动力不仅有着强悍而狂暴的推力，还要能够在极端恶劣的进气条件下正常的工作，真是“又想让马干重活，又不想让马吃草”。同时，四代军用大推涡扇机还有有着聪明而灵敏的头脑，否则将无法有效控制自己灵活的矢量喷管。3、隐身性。与主题关系不是很大，暂且不提。4、短距起降。能在遭到破坏的跑道上或颠簸场地和软场地上起降，是提高飞机生存力和出勤率不可缺少的性能，要求用中间状态推力起降距离在500m以下。如果说超音速巡航是对四代军用大推涡扇机最大军用推力提出的要求，短距起降则是对于发动机中间状态推力提出的。不过从工程实现角度讲，如果飞机能够在不开加力的情况下超音速，那短距起降能力必然不会很差，因为超音速巡航是四代战斗机对于发动机提出的最严苛的要求。5、可靠性和维护性好。战斗机除杀伤目标的能力外，以一种允许其完成任务的方式离开地面的能力也是整个战斗机效能中的一个主要因素，飞机的复杂程度日益提高，因而可靠性和维护性就显得越来越重要。不仅要求飞机的可靠性高，战斗出勤率高，而且要求能迅速加油和重新挂装弹药连续出击，每飞行小时所需的维护人员时间比现役战斗机降低一半，作战再次起飞时间比现役的战斗机缩短一半。如果投入巨资所研发的超级先进战斗机只能在服役期内的大半时间趴在鸡窝里享受假期待遇，或者只能在第一次起飞执行战斗任务时大放光彩，那这样的机机显然就是传说中的机库皇后。为了适应上述种种的苛刻条件和需求，美国空军、海军从1979年就开始执行一项“先进战术战斗机发动机(ATFE)”计划，并进行招标，GE公司、PW公司于1983年取得了研制验证机的合同。PW公司提出了常规涡扇PW-5000验证机，GE公司提出了GE-37变循环验证机，于1986年空军正式确定为F119-PW一100和F120-GE-^-一—J一_l}_圈：五：墨■要-曩cj——●J蕊‘一_■●■■，■I""IlL二．1舅墨0一一lF·一-h⋯--▲‘-一-_I]——’-鬻-盈Ii一雹【J■——一隧懋盈霸‘J一■一!露1同嗣■冒‘‘譬铷固■啊也一。一一⋯s-z⋯⋯。空巾力量100发动机，1990年分别在ATF飞机YF一22和YF-23上试飞，1991年4月美国空军选中PW公司的F一1l9发动机装F-22型ATF飞机。西欧在考虑这一代战斗机发动机时，还未提出性能更高的全新第四代军用大推力发动机发展计划。法国SNE—CMA公司研制的M一88先进战斗机发动机采用了验证机的发展道路，1983年T4达到了1700K，然后又逐步改进，在l986年T4达到了l850K，推重比达到l0。经过系列型号发展，M88-2原型机于1989年3月开始台架试验，1991年一季度装于阵风飞机进人发展计划的飞行试验阶段。欧洲喷气涡轮公司(由英、德、意、西班牙四国发动机公司组成)于l985年开始为欧洲战斗机((EFA)研制的EJ200发动机，主要应用了英国R·R公司的XG-40验证机计划的核心机技术，该机于1988年11月进行了台架试车，1989年达到性能要求，1992年底进行试飞。当然，昔日的超级大国俄罗斯也不会坐视美国和欧洲在关系到国家的前途与命运的先进军用航空动力技术上领先过多。土星公司将会利用发展AL4lF技术改进AL31F，从而发展出一款性能接近国际上四代动力的型号机，就是大家如雷贯耳的l17S。除了用于俄罗斯五代战斗机的研制试飞，这款俄罗斯最新动力成果计划于2009年，也就是今年的5月出厂首台原型机装备在出口的新苏-35上。苏联时代曾经研制过一种五代发动机原型机AL一41F，SPF—DB空心结构导流叶片。计划装置在米格1．44上。五代发动机不可能在目前型号基础上通过改进来完成，必须通过建立依靠新一代技术工艺所组成的系统进行五代动力的研发，俄罗斯的五代动力很可能会被赋予一个新编号。事实上，土星设计局在发展117S发动机的过程中已经应用了为五代动力所研制的零件，比如风扇、涡轮和冷却系统。新的五代动力将采用新的核心机，并且在预研阶段就确定要发展到推比15-20的概念。美国、欧洲、俄罗斯各显神通，都开始了各自在新一轮航空发动机研制历程，并且都取得了引世人瞩目的成就。身为联合国安理会唯一一个发展中国家，一个在过去一百年里饱尝落后所带来的代价，又重新站起来的古老东方国度，中国也在刚刚完成第三代大推力军用涡轮风扇发动机的情况下，开始书写中华民族在复兴道路上又一辉煌而感天动地的篇章!基础决定一切现代飞机不断提高的战术技术指标对航空发动机提出了非常高的要求，高温、高压、高转速而又要求高可靠性、长寿命和轻重量是其基本特点。在这些高而又相互矛盾的要求推动促进下，作为发动机技术支柱的气动热力学、材料学、结构力学和结构设计技术以及工艺技术已发展到了很高的水平，发动机就是建立在这些学科基础上的综合高技术产品。超塑成形／扩散连接制成的宽弦空心叶片：宽弦空心叶片是三个部分的组合体，即由两片钛板材和一个钛蜂窝夹心结构组成。蜂窝夹心部分为薄壁、小室的钛蜂窝骨架，叶盆及叶背蒙皮为钛板材。蒙皮与蜂窝间用激光扩散钎焊而成为一个整体的复合叶片，其实就是具有空心夹层的叶片结构。以往的发动机风扇叶片都是实心结构，虽然强度特性较好，但是重量较大；随着工艺和高强度钛合金的进步，现在的空心风扇叶片也可以完全满足抗大离心力，抗气动冲击等等强度要求。这种叶片的重量轻、刚性与强度高，抗疲劳和冲击能力强，具有较好的吸振能力与阻尼特性。目前我国的三代推力涡扇发动机太行也采用了带有凸肩的宽弦空心风扇叶片设计。最近，罗·罗公司又在发展第三代宽弦、无凸肩风扇叶片一“超塑成形／扩散连接”风扇叶片。它的芯部用波状结构取代原来的蜂窝结构，两面板及芯部在高压氦气下超塑扩散连接，叶片重量比蜂窝夹层空心叶片减重15％，超塑成形／扩散连接制成的钛合金叶片比复合材料叶片重量轻。复合材料疲劳强度高，减振性能好，国外已用它制造风扇叶片及压气机零件；但是复合材料尚存抗冲击能力差和制造质量不稳定等缺点，需做很多研制工作。聚合物基复合材料：由美国NASALewis研究所开发的PMR型聚酞亚胺作为基体的制件，使用温度可以高达300度，使耐高温聚合物基复合材料的潜力得以发挥。虽然目前复合材料应用于发动机的热端部件的时机尚未成熟，但已经开始应用于发动机风扇、外涵机匣等等部件。PMR-15复合材料的热稳定性远优于环氧复合材料，同时还具有良好的耐环境能力。GE公司研制的F404发动机的外涵道已采用PMR一15／碳纤维做制件，代替了钛合金，使涵道减轻重量15％，降低总成本35％，并且没有强度和寿命的损失，还具有优良的阻燃能力。目前，国外在PMR-15的发展方面已做了大量的工作，发展了第二代产品一PMR聚酞亚胺改性，最典型的是LARC一160和PMR-B-50，并早已面市。在今后相当长的时间里，PMR聚酞亚胺的研究工作主要集中在以下几个方(1)进一步提高热稳定性；(2)改善工艺性，主要是降低成形温度和压力；(3)提高复合材料的韧性；(4)改善耐吸湿性能。由于高分子复合材料研究需要较高的资金投入和长时间的研制周期，我国在复合材料基础科研和应用整体实力方面目前与国外差距较大。不过随着我国碳纤维原丝等高分子材料的攻关成功，我国开始在战斗机蒙皮、进气道、垂直尾翼和水平尾翼上使用复合材料，并且开始尝试用复合85蕊空苗案AvlatlonA-chIvB5材料一体化成型大型飞机部件。航空动力方面，我国已经成功的在太行发动机上应用了具有第四代发动机设计特点的复合材料外涵机匣，这可以说是我国在复合材料应用于航空动力系统的一次具有重大意义的成功。陶瓷基复合材料：因为复合材料比传统的金属材料重量轻不少，采取复合材料制造热端部件一直是航空发动机领域的热f-IN-研方向，这些高温部件的材料性能决定了发动机的效率。目前世界各国针对下一代先进燃烧室的要求，正集中研究碳纤维或碳化硅陶瓷材料，并取得了较大进展。9O年代末可望研制出具有优异高温强度和韧性的陶瓷材料，并将部分取代高温合金，用在航空发动机燃烧室上。如果具有优异高温强度和韧性的可锻陶瓷材料能付诸实现，火焰筒就只需极少量的空气冷却支架，浮壁块也不需要冷却，燃烧室的空气流量分配将改变，燃烧室的性能将有较大提高。浮壁式火焰筒在制造中不需焊接，在使用中有助于减少裂纹产生的可能性。据美国报道，采用陶瓷材料的浮壁式火焰筒重量可减轻40％左右，这将有利于高推重比的实现。在国际上，航空发动机CMC—Sic密封片和调节片己在多种发动机上应用，在推重比8级发动机(如M88—2)上己应用l0多年，在推重比l0级发动机上也己应用。中国缺少验证计划，往往急于上型号，实际上是在型号上验证，这样不仅拖长型号研制周期，而目成本较高；更重要的是，对上型号的材料和构件首先要考虑风险问题，不能因此影响到正在装备使用或者研制的型号机型。而国外的验证机由于不是正在装备的型号机，则不用过多顾虑风险。如果我国继续在推重比8级发动机上加大试验考核力度，无疑会形成CMC—SiC在航空发动机上应用验证的技术平台，必将大大缩短中国航空发动机与国际先进水平的钛基复合材料棒材与航空发动机叶片。差距，也为推重比10级航空发动机CMC—SiC的应用奠定坚实基础。中国在“九五”计划下开始启动新一代高性能航空发动机研制，“CVI结合RMI法制备碳化硅陶瓷基复合材料”课题被列入总装“九五”预研计划，要求该课题在“九五”期间完成制备工艺研究，并对CMC—SiC的模拟件在发动机试验台上考核。仅用5年时间实现由制造工艺研究到构件考核的跨越，在国际上也少见。我国的航空航天高温陶瓷及其复合材料研究，首创了低成本、高性能、耐高温、长寿命、抗氧化陶瓷基复合材料的制造技术，总体技术跻身国际先进行列，材料性能达到国际领先水平，为发展中国连续纤维增韧陶瓷基复合材料及其制备技术做出重大贡献。碳／碳复合材料：碳／碳复合材料是一种新型高温材料，具有重量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击、耐腐蚀、吸振性好等一系列优异性能。该材料的比重不到2克／立方厘米，仅为镍基高温合金的1／4，陶瓷材料的1／2；尤其是随着温度升高(可达2200度)，其强度不会降低，这是其它高温结构材料无法比拟86的(除抗氧化性能差以外)。将碳／表复合材料作为高温长时间使用的结构材料用于航空发动机热端部件，是目前世界上先进国家研究和发展的方向，新一代高推重比发动机无一不是把它作为高温关键材料来考虑的。例如在非转动件方面，美国已将高性能复合材料用在F一100发动机喷嘴及燃烧室的喷管上。法国幻影2000等型飞机发动机的加力燃烧室喷油杆、隔热屏、鱼鳞片等零件已采用碳／碳复合材料制造。对于受力件，许多都已进行了地面试验或做出样件。目前碳／碳复合材料的主要问题是抗氧化性能差，制造时间长(数十天至半年)，成本高；其中高温、长期使用下的抗氧化保护措施是关键问题之一。高温钛合金：钛合金是一种密度小、热导率低、高耐蚀和具有优良的综合性能的材料，尤其是高的比强度及较高的抗蠕变性能更是航空发动机材料不可缺少的特性，此外钛合金还具有优良的加工性能。国外工业性钛合金的最高使用温度为540～550度，工业试验洼钛合金最高使用温度可达590～600度，目前钛合金是压气机部分的主要材料。英国IMI公司开发的一种具有空巾力■更高耐温性能材料IMI834钛合金和美国的Ti—l100，在600度以下能长期抗蠕变。高温钛合金在新一代发动机上的应用，使得高压压气机转子变成全钛型成为可能，因此发展新型高温钛合金已成为高性能涡轮发动机((IHPTET)高压压气机部件的候选材料之一。金属间化合物：金属间化合物具有高的使用温度、比强度及导热率，同时还具有好的抗氧化、抗腐蚀性能，高的蠕变强度。由于金属问化合物是处于高温合金和陶瓷材料之间的一种新型材料，它填补了高温合金和陶瓷材料的空白，因而成为航空发动机高温部件的理想材料之一。当前开发和应用研究的重点是钛铝和镍铝金属间化合物，这些化合物对于压气机、涡轮和加力燃烧室等很有吸引力，因此近年来发展十分迅速。80年代末试车成功的高压涡轮支承环和高压压气机机匣是用Ti3Al合金制成的，GE公司已制出一些用于高性能发动机的钛铝金属间化合物静子零件，近几年镍铝金属间化合物的研究也取得了重大进展。据介绍，美国已用NiAI合金作成涡轮导向叶片，并正在发动机上试车。作为实用化高温结构材料，金属间化合物所面临的主要问题是室温脖陛及在高温环境中的腐蚀。多孔层板：多孔层板一般是用两层或更多层金属板材焊接而成，这种冷却结构的主要原理是利用对流冷却。多孔层板冷却结构能有效地降低火焰筒的壁温，减少冷却空气量，同时降低了排气污染，延长火焰筒寿命，因而提高了发动机的可靠性和使用寿命。目前多孔层板冷却结构有两种类型，一种是由美国艾利森公司研制的Lamilloy，另一种是英国罗·罗公司研制的Transply，两种方案都取得比较满意的成果，并在燃烧室火焰筒上得到应用。艾利森公司选用了三层钴基合金H8188板材作成多孔层板冷却结构，并已经在发动机上进行了试验和应用，它不但可以有效地降低冷却空气量(约节省70％)，而且还能改善排气发散水平、减轻重量、降低成本，为新一代燃烧室冷却方案开拓了新路。单晶合金叶片：为了提高发动机性能，许多先进发动机上已经使用了定向凝固单晶叶片。镍基高温单晶合金有较好的抗蠕变性能，有较高的抗热疲劳能力和工作温度，从而增加了叶片寿命。80年代初期，GE公司研制了第二代单晶叶片合金Re—neN5。目前ReneN5是工业使用中抗氧化性能最好的涡轮叶片合金，正大规模地应用在先进军用发动机上；由于采用先进的铸造技术使得合金中能够加入钇元素，从而提高了抗氧化和耐热腐蚀性能。现在，ReneN5比早期用在CF6发动机上的定向凝固合金Rene80H的抗氧化温度高130～165度，该合金对GE90发动机的耐久性起了重要作用。由于它具有显著的抗腐蚀能力，使合金的应力断裂和抗疲劳能力增加22度，从而使发动机涡轮进口温度提高了58度。ReneN6比ReneN5耐温能力高l0度，是ReneN5的发展型，铼是其关键的强化元素；单晶叶片ReneN6正在进行发动机试车，结果令人振奋。粉末冶金盘：粉末高温合金能消除和减少偏析，具有晶粒细小、组织均匀和提高热加工性能的特点；同时可净化毛坯、简化工序，从而提高了材料利用率，降低了成本。粉末冶金盘有重量轻、高强度的明显优势。60年代，PW公司制成Inl00合金的粉末涡轮盘，并装在F-100发动机上。8O年代中期，GE公司制成Rene95粉末盘，并应用在F一110、CFM-56、CF-6发动机上，目前GE公司10000多台装有粉末冶金制成的转子件的航空发动机正在服役中。80年代初期，GE公司根据损伤容限设计了第二代粉末合金Rerle88DT(DamageTolerance)，该合金的研制是基于美国军用和民用发动机l5年粉末冶金转子件的生产和使用经验而制定的，它比常规的转子合金DA718抗蠕变能力高110度，同时与第一代粉末合金Rene95相比还改善了损伤容限。Rene88DF具有出色的抗蠕变、损伤容限、拉伸强度和抗裂纹扩展的综合性能，进一步提高了GE90发动机的可靠性，另外F～110-129型发动机上也选用了Rene88DT合金，从而改善了发动机的性能。自1988年投入生产以来，Rene88DT是当今发动机最好的高温转子材料。我国航空发动机研制的困难和性能差距主要就体现在材料和工艺两个方面，在上世界70～80年代，国外在材料和工艺方面进展突飞猛进，我国却因为历史原因错过了黄金时期。现代航空发动机对涡轮前温提出很高要求，它是发动机输出功率的保证，工作在燃烧室之后的涡轮叶片和涡轮盘长期承受着高温、高速和高压环境。在国外第三代航空发动机早已采用并成熟实践的材料中，单晶涡轮叶片和粉末冶金涡轮盘我国至今尚未在第三代航空发动机“太行”上应用，而这两者的特性是航空发动机性能和先进性最关键的保证。研制先进材料需要较长的时间并具有较大的风险，我国以往在航空发动机研制上采取以型号带动工业的方针，试图通过上型号的方式来提升整个航空工业水平。于是，与型号相关的材料和工艺研究在型号立项之时才开始搞；较短时间无法完成先进材料和工艺的科研任务时，就必须修改发动机设计指标，导致航空发动机研制周期大大延长，甚至致使型号研制失败。而如同在上文所述，国外广泛开展各项预研工程积累科研和工业实力，在需要进行型号研制时，立刻就能拿出现成的材料和加工工艺。近年来，我国也开始反思教训，学习国外先进经验开始进行预研工程，预计在十一五和十二五期间这些基础研究项目将大量的开花结果。从我国研制航空发动机的经验教训来看，航空工业发展，基础决定一切(待续)。87