昆仑加力式双转子涡喷发动机衍生发展

昆仑加力式双转子涡喷发动机衍生发展

1推进改进改型研制,探索形成新的航空发动机发达国家普遍采用新开发和交叉开发“两种方法”的政策，在发展气体工业时。全新研制能实现技术上的大跨度飞跃,但需要耗费巨额资金、大量的人力、物力和漫长的周期。为了最大限度回收其技术和经济效益,在原型发动机研制成功之后,紧跟着进行改进改型研制,衍生发展出多型军、民用航空发动机,及工业与船用燃气轮机等系列化产品,尽可能多地占领市场,以追求最大利润。这种途径属于渐进式发展,风险小,周期短,投资少,见效快,效费比高。“昆仑”发动机是中国第1个贯彻国军标(GJB241-1987《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》),具有自主知识产权的军用航空发动机。在设计中,采用了数十项先进的新技术、新材料和新工艺,贯彻了结构完整性要求;在研制中,进行了数万小时的部件试验和数千小时的整机试车及空中试飞,使其具有了优良性能和高可靠性。在经历了18年曲折漫长的研制,通过了几百项严格、苛刻的地面考核试验和空中考核试飞后,成为中国第1型走完从自行设计到设计定型全过程的航空发动机。这结束了中国长期以来只能仿制、改进改型,不能自行设计航空发动机的历史。2衍生发展—“昆仑”A/B/H系列发动机研制“昆仑”发动机(如图1所示)在“三不变”(即保持与现役涡喷发动机的最大外廓尺寸、空气流量、安装形式不变)的约束下,大幅度地提高了中、低空飞行时的推力,降低了耗油率,同时改善了空中起动性能、发动机可靠性、耐久性和维修性。用“昆仑”发动机替换现役涡喷发动机,将明显改善现役歼X和歼Y系列飞机的作战使用性能。但是,由于“昆仑”发动机的压气机较长,主燃烧室较短,其位于高压压气机出口整流器承力机匣上的主安装节比现役涡喷发动机的后移128.5mm,从而不能与现役涡喷发动机实现安装互换。“昆仑”原型发动机试飞时,在飞机上新增加1个小承力框,将主推力销后移128.5mm,解决了发动机安装问题。然而,与现役涡喷系列发动机“安装互换性问题”仍然存在,并成为“昆仑”发动机在其它型歼X和歼Y系列飞机上更广泛应用的最大障碍。为尽量减少飞机换发的改动量,从1999年起,就开始组织有关”昆仑”发动机与现役涡喷系列发动机安装互换性的技术攻关,并与飞机设计部门进行技术协调,力求通过修改发动机来适应歼X和歼Y系列多型飞机不同的安装使用要求,从而衍生发展了“昆仑”A/B/H系列发动机。衍生发展工作是在保持发动机性能、基本结构均与原型发动机相同的前提下进行的,主要对发动机外部进行适应性改进,重点解决与现役涡喷系列发动机的安装互换。与原型发动机相比,其主要变动如下:(1)新设计了桥式主安装节(如图2所示),装于高压压气机前、后安装边之间,将主安装节位置前移128.5mm(如图3所示);同时,将主固定面两侧拉杆安装点前移111mm,将辅助安装节位置前移5mm,径向尺寸缩小7.5mm,以保证所有安装点与现役涡喷发动机位置完全相同,满足安装互换的要求。(2)部分附件做适应性更改,采用了与现役涡喷发动机相同形式的燃滑油附件,取消了原型发动机的钢滑油箱、高压燃滑油散热器等6型附件。(3)因安装空间受限,压缩了限温/防喘控制器、主点火装置等附件的外廓尺寸。(4)为提高可靠性与维修性,优化了发动机外部管路和电缆布局的设计,将外部导管数量减少1/5;(5)为满足与不同长度的各型现役涡喷发动机安装互换的要求,将低压压气机进气处理机匣设计成长、短2组,可按需选用。(6)为避免发动机主点火器与飞机上的发动机安装滑轨干涉,将2个主点火器的周向位置夹角由168°改为120°。与此同时,还对涉及发动机可靠性的某些结构细节进行了完善设计,主要改进项目如下。(1)针对某型现役发动机低压压气机第1级盘与叶片多次出现的裂纹问题,对“昆仑”发动机相应部件采取了预防性改进措施:增大轮盘的前、后缘板与辐板转接圆弧半径(如图4所示),改善了轮盘缘板的刚性,使叶片榫头受力均匀,减小了叶片根部叶背中央的应力水平;同时,完善了转子叶片/榫头转接处及轮盘榫槽底部的结构细节设计,减少了该处的应力集中,使轮盘槽底最大应力降低21%,轮盘低循环疲劳寿命提高1.5倍。(2)为解决主燃烧室火焰筒局部裂纹问题,在火焰筒肩部酌增冷却气量;改进燃油总管的制造和装配工艺,减少变形和残余应力;改进出口内定位环抗振设计,防止了高周疲劳裂纹。(3)为解决第3号轴承涨圈磨损,滑油含铁量超标问题,适当调小涨圈前、后的压差,并改善表面润滑质量。(4)优化调整自动控制系统,解决了空中惯性降转起动热悬挂、高空M1.5飞行超温、高空发动机加速停车等故障,使发动机稳态和瞬态工作可靠性得到全面改善。虽然“昆仑”原型发动机已完成了大量试验,但还是对“昆仑”A/B/H系列发动机所有改动的部分重新进行了试验验证。其中,按“研制要求”和“型号规范”规定的改动件考核试验有27项,例如桥式主安装节的强度、刚度及LCF(低循环疲劳)试验;低压压气机第1级盘的超转、破裂及LCF试验。其中LCF试验是按设计总寿命的2倍循环数进行的。各项试验结果符合型号规范要求。在部件试验的基础上,又进行了整机试车和试飞的严格考核。上述试验和试飞为衍生的“昆仑”A/B/H系列发动机的可靠性、耐久性、稳定性奠定了良好基础。改装和试飞的实践证明,“昆仑”A/B/H系列发动机能满足各型歼X和歼Y系列飞机的作战使用要求,不但能明显改善其飞行性能,而且可与其各型现役涡喷系列发动机实现安装互换,大大减少了飞机换发改装工作量。3发动机的思想在“昆仑”系列发动机的基础上,发展了“昆仑Ⅱ”———低风险的推力增大型发动机。其指导思想是:尽量继承“昆仑”系列发动机的成熟设计;在不牺牲发动机工作适用性、可靠性和耐久性的前提下,通过采用先进技术,增大发动机空气流量,提高部件效率,减少气流损失,进而显著提高发动机推力,适当降低耗油率和减轻质量。3.1主要改进措施3.1.1转子叶片的装置优化设计“昆仑”发动机低压压气机的进口级转子叶尖切线速度较低(Ut≤398m/s);而第3~4级的流道下压(如图5所示),以便与高压压气机进口圆滑转接。在这样的约束条件下,既不许超转,也不增大外径,还要达到较大幅度的性能改善,确属1项非常困难的设计挑战。为此,在重新设计中采用了下列先进技术和措施:(1)4级低压压气机采用全三维有黏气动设计技术进行优化设计。(2)第1、2级转子叶片加宽弦长(弦长轴向投影分别加宽16mm和9mm),以维持较大的喘振裕度、增强抗畸变和抗外物损伤能力;相应地,压气机轴向尺寸向前加长16mm,第1级静子叶片弦长轴向投影减少9mm。(3)第3、4级静子采用先进的弓形静子叶片设计(如图6所示),以消除常规静子叶片的根部气流分离,提高失速裕度。(4)优化设计处理机匣,以改善抗畸变能力,增大中、低转速下的喘振裕度;与第1级转子叶片的差频排列技术相结合,有效防止叶片颤振。(5)对全部叶片,在典型飞行状态下,进行三维有限元强度计算、振动和颤振分析。对修改后的低压压气机进行了全尺寸性能试验、级间气动参数测量、进口流场畸变性能试验,全尺寸、全转速叶片动应力测量,转子叶尖振幅光导纤维非接触监测、各级压力脉动测量。试验结果证明该部件在98.5%转速就全面达到了性能设计指标:与原压气机在100.5%转速的性能相比,空气流量增加了2.5kg/s;效率提高了4~5个百分点;喘振裕度相同;在同样稳态畸变流场下的喘振裕度损失改善了2~3个百分点;在全转速范围,出口流场能更好地满足高压压气机的进气匹配要求;各排叶片均无大应力振动。3.1.2刷式密封试验刷式密封是1种先进的密封结构(如图7所示),与传统的篦齿封严结构相比,能显著减少漏气量(如图8所示)。从1992年开始,对刷式密封技术进行了大量预先研究工作,攻克了刷式密封结构设计、高性能刷丝和刷环制造、跑道涂层材料和喷涂、刷丝与背板焊接以及密封试验等关键技术。用10套不同结构参数的刷式密封试验件,进行了40余种试验状态的性能试验,优选出最佳设计方案。密封特性和耐久性试验证明其综合性能达到了与国外同类先进产品相当的水平。“昆仑”发动机高压压气机出口泵采用传统的篦齿封严结构,漏气量较大。据计算,经后卸荷腔直接漏到大气的空气流量约占高压压气机进口流量的0.8%。改用刷式封严后,漏气量至少能减少一半。整机试车证明,高压压气机出口篦齿封严改为刷式密封后,可获得如下收益:减少漏气量,能提高发动机推力大约0.8%;耗油率也有所改善;降低了后卸荷腔压力,可减少第3号止推轴承的轴向力约5kN,有益于提高轴承寿命;使轴承腔的温度降低约20K,改善了轴承腔密封工作条件,有益于提高密封件的寿命和可靠性。3.1.3减少增压涡轮漏气损失的方法将单片导向叶片改为3联叶片(如图9所示)后,由高压压气机出口引至低压涡轮导向叶片的冷却空气经相邻叶片缘板间隙往主流道的漏气量将减少60%左右。减小漏气损失,提高了低压涡轮效率。预计可增加发动机推力约0.5%,同时,耗油率有所降低,低压涡轮导向叶片的冷却也有所改善。3.1.4增加了燃油总压恢复系数,提高了加力燃烧效率将原来3圈环形裙边式V形火焰稳定器改为3圈沙丘驻涡式火焰稳定器(如图10所示);为适应沙丘驻涡稳定器组织燃烧的特点,重新调整了燃油浓度分布,修改了稳定器和燃油总管的固定系统。新稳定器的总堵塞比减小5.4个百分点,加之良好的流线形,可以降低流体阻力。理论计算表明:沙丘稳定器的总压恢复系数能提高1个百分点以上。沙丘稳定器中间的拱形效应和尖角的抽吸作用,可以改善火焰稳定性。其复杂的火焰前锋如果组织得好,也能提高加力燃烧效率。预计可增大发动机推力约0.5%~0.7%,耗油率也能有所改善。3.1.5结构材料的增加为减轻发动机质量,提高发动机推重比,将低压压气机第1级转子叶片、盘以及高压压气机第6、7级转子叶片、盘、鼓等零部件的结构材料,由原来的合金钢改为钛合金和高温钛合金。3.2发动机性能测试为验证推力增大型的总体气动设计方案的综合效果,将已工作350h的“昆仑”发动机改装成推力增大型发动机的验证机,对该验证机采取了上述前4项改进措施。于2003年和2005年进行了2次验证机试车,主要试车内容为起动试验、稳态性能调试、加速性试验。试车取得圆满成功,各项性能指标达到或超过设计值,试车数据有良好的重复性。发动机主要性能的改善幅度见表1。从表1可以看出:在推力大幅度提高的同时,耗油率显著降低,经济性得到明显改善。在相同载油量的情况下,可增大飞机航程和作战半径,缩短起飞滑跑距离和提高爬升率等。值得指出的是,在发动机转速比原型机还低2%,且涡轮排气温度未超过设计值的情况下,发动机的性能已达到或超过设计指标。这表明其可靠性和耐久性将可能优于原型机的。在1台性能已衰减的旧发动机基础上改装的验证机,首次装配试车性能就超过设计值,表明“昆仑Ⅱ”发动机的性能还有一定裕度。发动机外廓尺寸、安装节位置及形式均与“昆仑”系列发动机的相同,具有安装互换性。“昆仑Ⅱ”发动机保留了维护性好的优点:脱后机身不必拆承力环和机尾罩;对于双发飞机,其左、右发动机主机能互换,可以减少备份发动机的数量。4第1型:中国第1型QD-128燃气轮机(如图11所示)是按“军用技术向民用转移”的方针,由“昆仑”发动机派生发展的中国第1型具有完全自主知识产权的工业燃气轮机。4.1基本数据在国际标准大气条件下,该燃气轮机的基本数据见表2。4.2燃气发生器的改进在继承“昆仑”航空发动机成熟技术的基础上,为满足工业燃气轮机的使用要求,进行了改进设计。其主要改动为:取消加力燃烧室;按照延长寿命和用天然气作燃料等工业燃气轮机的使用要求,对燃气发生器进行改进设计;全新设计高效、长寿命2级动力涡轮;新设计低流阻进气系统和排气蜗壳。4.2.1燃气发生器的燃料和设备QD-128燃气轮机(如图12所示)燃气发生器的基本结构与“昆仑”发动机的相同,主要改动如下:(1)降低最高工作转速(降低了约1000r/min);(2)降低最高涡轮前温度(降低了约150K左右);(3)燃烧室改为可使用天然气和燃油2种燃料;(4)发动机的附件传动机匣、密封系统、空气系统、润滑系统、起动系统做适应性修改;(5)新设计全权限数字电子燃料调节系统和安全运行保护系统;(6)为降低成本,某些冷端机件改用较便宜的材料。与母型航机相比,燃气发生器的最高工作转速和涡轮前温度都有较大幅度的降低,从而使转子的最大离心负荷、热端件的最高热负荷,以及所有机件的最大气动负荷都相应较大幅度地减小,从而有利于大幅度地延长使用寿命。由于燃气发生器约有85%~90%的零、部件与母型航机的相同,因此,燃气发生器的部件性能和结构试验可以大大简化,或直接沿用母型航机的大量试验结果,有利于获得好的可靠性。较高的继承性和通用性,亦可降低研制和生产成本。4.2.2级动力齿轮动力涡轮气动力设计采用全三维有黏气动力计算程序、叶型后部加载、复合弯扭导向叶片、叶片尾迹管理等先进技术,使2级亚声速动力涡轮效率高达91%以上,比英国斯贝SK15HE的2级动力涡轮效率高4个百分点。结构设计则充分吸取国际知名工业燃机的经验,突出高可靠性和长寿命。动力涡轮为由后输出轴悬臂支承的2级轴流式自由涡轮(如图13所示),由进气扩压器、导向器、转子、轴承系统及排气蜗壳等部分组成。2级动力涡轮转子之间及盘轴之间皆用能自动对心的圆弧端齿传扭;2级工作叶片均带高减振性锯齿冠;选用承载能力强的工业滑动轴承;5片1组复合弯扭精铸导向叶片,漏气少,径向可自由膨胀。对动力涡轮,采用全三维有限元应力分析技术,进行强度、振动和寿命设计。排气蜗壳内设有低流阻排气扩压器。4.3qd-133燃气轮机航机已进行的大量零、部件和整机试验,为QD-128燃气发生器的可靠运行奠定了较好的基础。QD-128燃气轮机在出厂之前,对改动的有关部件和针对燃气轮机的使用要求进行了必要的试验,对整台机组的协调运行进行了调试。由于厂内没有天然气源,试验都是用航空煤油作燃料进行的。4.3.1试验系统的选择主要有燃烧室点火试验、全环形燃烧室温度场试验、压气机叶片清洗装置试验、动力涡轮叶栅吹风和转子叶片的振动疲劳试验、改进的润滑系统及轴承试验、石墨涨圈试验、液压马达起动系统试验、燃料系统试验、全权限数字电子调节系统及安全运行保护系统试验等。4.3.2燃气发生器的调试对不装动力涡轮、改装航机的可变面积喷管单独进行燃气发生器的调试,是燃机试车中不可缺少的重要步骤。进行了燃气发生器的起动、稳态运转、转速递增与递减,各种控制功能的检查和调试。对各截面压力、温度,整机振动,关键部位的腔温、腔压、壁温,排气温度场、各系统监控参数,及整机的燃气功率和耗油率等主要性能参数进行了测量。调整了燃气发生器的工作状态,使产生的燃气功率达到了设计值。4.3.3“运转项目”方案由于动力涡轮部件的“热吹风运转”试验设备尚未建成,只好用整个机组的“零负荷”运转试车代替,以便对动力涡轮的制造、平衡和装配质量进行检查,并对其机件进行初步磨合;对动力涡轮的有关腔温、腔压,及润滑系统的有关参数进行测量,检查其可靠性;在零负荷下缓慢递增转速,直至动力涡轮最高设计转速,检查其振动特性。4.3.4机组的试验验证用WP6发动机的压气机作为负载,通过专用增速齿轮箱与动力涡轮相联,进行整个机组的有负载试验。经过几次调试,便达到了设计转速和设计功率。QD-128燃气轮机机组从设计到厂内试验、达到设计转速和设计功率,仅用了3年时间,足以显示出“航机改燃机”的优越性。4.3.5负载式发电机在出厂前,根据燃油和天然气的热值、比重等参数存在的差别,设计、制造并更换上天然气总管和喷嘴