世界先进航空发动机点评

1、机在研制过程中,更加突出可靠性和维护性要求,通用电气公司将作战适用性放在首位,并不追求过高的性能指标,而 且采用经过验证的最新技术,保持发动机结构简单、使用可靠,这对于F404发动机的成功研制起到了关键作用。F404加力推力为71.2千牛,推重比 7.24,高压压气机的稳定工作裕度达到25%。除了F/A-18战斗机外,为满足不同战斗机的需求,通用电气公司还研制出F404发动机的多种改型,分别 用于A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基础上改进而来的RMl2和LCA等战斗机上,还曾经计划用于A-12隐形攻击机的改进型。根据美国海军发展F/A -18E/F战斗机的需要,通用电气公司以F

2、404发动机为基础,充分利用多项成熟技术,成功地研制出F414发动机。为提高推重比,F414发动机主要通 过增大空气流量、提高增压比、增加涡轮前温度、减轻结构重量等措施,使加力推力达到98千牛、最大推力达到60千牛,分别比F404发动机提高 了38%和28%,从而使推重比达到9.1,通过渐改使发动机达到一个新的水平。俄罗斯毫不逊色俄罗斯战机上配备的典型发动机主要是RD-33和AL-31 。为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要,俄罗斯的克里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机,特别突出了高度、速度特性。由于米格 -29战斗机是一种轻型前线歼击机,因此RD-33发动机的最大直径受到限制,

3、空气流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有81.4千牛,与 美国的主要发动机相比略低一些,但在总体性能上却毫不逊色。首先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大 量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。为提高涡轮前温度,RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金盘,单级 低压涡轮采用了对流冷却叶片,从而在起飞状态达到154OK,在高速飞行状态可达到169OK,这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作瘟度。其次是 稳定工作性能好。为保证工作稳定性,RD-33发动机在第1级风扇采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态,在第

4、4级静子叶片采用双排串列式叶 栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片,能够根据不同工作状态改变叶片工作 角度,第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计,RD-33发动机的工作非常稳定,可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力,从而满 足米格29战斗机的机动性要求。作为苏-27系列战斗机的动力装置,AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到之处。 AL31F发动机在设计上突出了推重比指标,为此留里卡设计局在结构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求 较高推重比的研制过程中,该发动 机分别从空气流量和结构重量等方面

5、着手,最终在性能水平上超出了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径为938毫 米,设计中选择了较大的涵道比0.6,以得到较大的外涵空气流量,使发动机最大状态推力达到76千牛,全加力状态推力达到125千牛。同时,在总增 压比不太高的情况下,较大的涵道比可以降低发动机耗油率,有利于增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。二是减轻结构重量。AL-31F发动机 在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛合金材料,风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构,使发动机重量得以减轻,整 机重量只有1530千克,推重比达到8.17,略高于目前已投入使用的西方同类发动机。因此,

6、当苏-27战斗机的"眼镜蛇"机动进入垂直状态时,完全借 助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。与此同时,留里卡设计局针对苏-27战斗机高机动性的特点,还充分考虑到AL-31F发动机的稳定工作特性。 由于进口条件的急剧变化,AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作裕度,并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数,始终保持发动 机持续可靠地工作。因此,为满足这一设计目的,AL-3lF发动机在设计参数的选取上,只采用了中等增压比23.8,以降低各增压级的负荷,并在结构 设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多种调节措施。英法独辟蹊径20世纪60年代,为了

7、满足研制"狂风"多用途战斗机的 需要,英国的罗罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据"狂风"战斗机的作 战任务要求,新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的较大剩 余推力。为此,RB199发动机在热力循环参数的选择上,采用了中等流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度,相应在结构设计上独具特色 。RB199涡扇发动机采用了三转子结构,风扇、中压压气机和高压压气机分别为3级、3级和6级。作为罗罗公司的独家技术,三转子设计的目

8、的是 追求高增压比与较大稳定工作裕度,这样不仅有利于发动机推力的快速响应,以满足战斗机机动飞行的要求,而且有利于降低发动机的耗油率,增 加战斗机的航程。更为独特的是,该发动机的高压转子与中压、低压转子的旋转方向相反,其优点是大大减小陀螺力矩。RB199发动机的加力燃烧 室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看,内涵道后面设有两圈V型火焰稳定器,外涵道设有倒置"漏斗"式稳定器和径向传焰肋 。 这一设计,可以明显缩短加力燃烧室长度,使发动机结构更加紧凑。工作时,内、外涵分别喷油和组织燃烧,然后再进行混合,加力温度达190OK 。以最初安装在"狂风"

9、;战斗机上的RB199MK103型发动机为例,其加力推力达到71.1千牛,推重比达到7.93。作为世界上第四大航空发动机公司,法 国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机,以满足80年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以"阿塔"系列涡喷发动机为基 础,设计过程中沿用了单转子结构,这在加力式涡扇发动机中是独一无二的。这样设计主要考虑到技术的沿承性,以便总体结构简单,降低技术风 险,缩短研制周期,但也在很大程度上限制了发动机的性能。由于单轴结构上的限制,M53发动机的涵道比只有0.3。这样才能兼顾风扇和高压压气 机叶尖速度的要求,却无法充分发挥高压压气机的作

10、用。M53发动机具有高速飞行时单位推力大、低空巡航时耗油率低的优点,油门使用上没有限 制,可以在低速到M2.2的范围内任意操纵。为了提高"幻影"2000-5战斗机的性能,斯奈克玛公司在提高M53-P2发动机性能方面的主要措施包括:采 用先进的风扇设计,增大了涵道比,使空气流量增加近10；增加一级涡轮,重新设计热端部件,采用气膜加对流冷却方式,涡轮前温度提高了40度 。这些技术的应用有利于增大发动机推力,使加力推力达到97千牛,从而提高了飞机的推重比,改善飞机的速度特性和机动性能。值得指出的是, 由于未采用进口导流叶片,M53发动机也存在着潜在的设计缺陷。M53-P2发动机的

11、三级风扇叶片直接与进气道相连,迎面而来的飞鸟极有可能被进 气道进口处强大的气流吸入,以极大的相对速度产生巨大撞击力,直接打坏高速旋转的风扇叶片,并进一步破坏发动机内部结构,导致M53-P2发动 机不能正常工作,失去应有的推力。特别是对于采用单台发动机的"幻影"2000战斗机来说,极易发生机毁人亡的事故。第三代半和第四代战机发 动机点评为了满足第四代战斗机的需求,美、英、法、俄等国家从80年代初开始研究推重比为10的发动机方案,经过部件设计、核心机试验和验 证机的研制,新一代加力式涡扇发动机己经陆续投入装备使用。其中,美国倚仗技术优势为F-22战斗机研制出推力155.7千牛的

12、F119涡扇发动机, 英国、德国、意大利和西班牙通过国际合作为"台风"战斗机研制出推力90千牛的EJ200涡扇发动机,法国依然立足本国为"阵风"战斗机研制出推 力75千牛的M88系列涡扇发动机,瑞典为其JAS-39配备的RM12C推力达89千牛,俄罗斯正在为新一代战斗机全力研制AL-41F涡扇发动机,推力有可能 达到180千牛。从战术技术要求来看,美国的F-22战斗机对F199-PW-1 00发动机的技术和性能要求最具有代表性。首当其冲的是超音速巡航能力要 求发动机推重比高。为此,新一代发动机在循环参数上都采用了偏小的涵道比,如F119为0.2,M88-

13、2为0.5，EJ200为0.4,可以使不加力状态下推力 增大,加力状态下耗油率降低。从结构技术角度来看,较小的涵道比要求风扇增压比较大,因此风扇设汁上分别采用了非定常三维有粘计算方法、 低展弦比、高稠度和大安装角叶型等技术,并通过减小第一级轮毅比和增大进口气流马赫数实现发动机的高流通能力,考虑到结构重量的限制,发 动机还采用整体叶盘结构,这样可减轻部件重量达30%。增大涡轮前温度也是提高推重比的一条主要途径。通过采用单晶材料、定向结晶材料、 隔热涂层和复合冷却技术,新一代发动机的涡轮前温度已经达到很高水平,如F119的197OK,EJ200的180OK,而M88-2发动机尽管推重比未达到10,但 其涡轮前温度却高达185OK,比最先进的第三代战斗机发动机高出近200度。而Fl19发动机的对转涡轮设计还有可能取消高、低压涡轮之间的导向 器,缩短发动机长度和减轻结构重量。紧随其后的是良好的机动能力要求发动机具有响应能力和推力矢量能力。这些发动机无一例外采用了全权 限数字式电子控制系统,控制参数从上一代发动机的610个增加到1120个,这有利于发动机时刻工作在最佳参数状态。增压部件的快速调节、加 力燃烧室可靠工作都增大了喘振裕度,