文章编号:10071385(2008)03000605航空发动机的现状和发展张宝诚(沈阳航空工业学院动力与能源工程学院,辽宁沈阳 110136)摘 要:概述了现代航空发动机的特点,论述了第四代战斗机发动机F119的技术指标及其衍生的F135发动机的设计进展。
给出了2020年前航空发动机I HPTET计划的部件设计水平、总技术指标和结构特点,预测了未来航空发动机的发展趋势。
关键词:战斗机发动机;技术指标;结构特点;发展趋势中图分类号:V23511文献标识码:A 航空发动机从上世纪30年代的活塞发动机起,经历了涡轮喷气发动机-涡轮风扇发动机-桨扇发动机-变循环发动机-垂直起落多用途战斗机发动机的发展历程,使战斗机飞行速度达到3倍以上音速(M>3),飞行高度可达30k m以上。
推重比达到10。
21世纪初,第四代歼击机已实现了超音速巡航、隐身,耐久性提高了两倍,寿命期费用降低25%以上,其涡轮前温度已达1700℃以上。
航空发达国家正在实施推重比为25的综合化高性能涡轮发动机技术计划(I HPTET),可降低耗油率40%,成本降低60%。
应用这种发动机的歼击机,M>3,短距起落,有效载荷提高100%,巡航速度M=1.5,不采用空中加油,作战半径9260km,可实现全球性攻击。
本文将简明论述航空发动机的现状及发展,就其特点进行分析,论述我国航空发动机的发展前景。
1 现代航空发动机1.1 推重比8一代发动机的技术特点推重比RW是衡量发动机技术先进性的综合指标。
美国F100和俄罗斯AL31φ发动机是典型代表。
图1示出某些发动机RW的变化。
其主要性能列于表1。
可以看出:以F100和31φ及其改进型为代表的现役航空发动机的特点可概括为:(1)高增压比,军用型为25左右,改进型如F100-229增加到33;民用型大部分在25-35之间;收稿日期:20080316作者简介:张宝诚(1940),男,辽宁沈阳人,教授,主要研究方向:航空发动机。
(2)高涡轮进口温度,军用型为1400℃左右,民用型>1300℃;(3)耗油率逐渐降低,如F100耗油率为0.7 kg/da N.h,而F100-229为0.66kg/da N.h。
加力状态耗油率从2.55kg/da N.h降到2.0kg/da N.h。
它的降低直接增加飞机航程或减少燃料储备,从而使飞机的直接使用费用明显降低;(4)贯彻结构完整性设计,改善了可靠性和耐久性。
如改进后的F100-P W-220发动机寿命达到4300个循环,空中停车率减少到0.2次/ 1000飞行小时,返厂率减少到0.3次/1000飞行小时;(5)部件采用了许多先进技术,如高压涡轮叶片、导向叶片采用复合冷却单晶材料,双层气膜冷却滚压成型燃烧室,F100-229采用了浮壁燃烧室;采用数字电子控制系统(F ADEC)。
图1 某些发动机推重比的变化1.2 推重比9-10发动机上世纪90年代研制的推重比9-10发动机主要有F119、EJ200、M88-2和P2000。
F119(图2008年6月第25卷第3期沈阳航空工业学院学报Journal of Shenyang I nstitute of Aer onautical EngineeringJun.2008Vol.25 No.32)是第四代战斗机发动机的典型代表。
其主要技术指标如下:(1)具有超音速巡航能力,飞机能在不开加力条件下以马赫数M 为1.5～1.6持续飞行;(2)为飞机提供短距起落和非常规机动的能力;(3)具有隐身能力,发动机的红外和雷达反射信号特征小;(4)加力推重比提高20%,不加力耗油率比现役战斗机发动机下降8%～10%;(5)零件数量减少40%-60%,可靠性提高一倍,耐久性提高两倍;(6)寿命期费用降低25%-30%。
优化的发动机热力循环参数为:涵道比为0.2～0.3,总增压比为23～27,涡轮前温度为1647℃～1757℃。
推重比为9-10发动机采用的新技术主要有:(1)压气机采用三维非定常粘性流计算设计,级压比提高到1.45～1.50。
采用3级风扇和5-6级高压压气机达到压比24-25。
小展弦比叶片设计提高了强度和抗外物损伤能力。
采用空心叶片和整体叶盘减轻重量,采用刷子封严,减少漏气,提高效率;表1 现代航空发动机特点 max -最大JL -加力类型发动机型号推力F F JL da N 推重比R w 耗油率Sfc kg .daN -1.h -1增压比πc涡轮前温度℃空气流量max kg/s 涵道比B 装用飞机涡扇双转子军用加力F10068007.650.70(max )2513991010.7F15F16AL31φ7620122588.170.7952.023.813921140.6Sh -27F4044800726080.751.6225.0131663.50.20.3舰用F20A F /A -18EJ20060009000100.741.7326.0147777.00.4欧洲EF2000M88-2500083008.80.891.8025.0157073.11.08阵风F119979015560>100.621.826.017000.2～0.3F22P2000801012000>91570M г2000涡扇双转子JT9D 22240 5.630.70624.01312701 5.10B747B767A310RB21122270 6.380.58133.01371728 4.30B747767CF M5616600 5.50.5770.6824.71373-1427511 5.1～6.0A320B737V250015540 5.840.58527.71427384 5.4A320MD P W400023130-373105.50-6.00.60230-4013018025.0～6.4B777A310MD -11图2 两种发动机的简图(F119、EJ200)第3期 张宝诚:航空发动机的现状和发展 7 图3 V2500的技术特点 (2)燃烧室改善了气膜冷却和隔热涂层,采用了浮壁燃烧室,减少火焰筒热应力,延长其低循环疲劳寿命;(3)涡轮采用三元跨声速气动设计提高了涡轮的加功量,采用单级高、低压涡轮,F119采用了对转涡轮,取消了高、低压涡轮转子动叶之间的导叶,采用带扰流柱的先进复合冷却技术,减少冷却空气量;(4)采用二维矢量喷管,实现了短距起落且非常规机动,减少红外和雷达信号特征;(5)采用数字电子控制系统(F ADEC),实现故障诊断和处理。
1.3 民用发动机的发展V2500是民用发动机的典型代表,它采用了多项先进技术,如风扇叶片宽弦无凸扇,钛板蜂窝夹芯。
燃烧室采用精铸瓦片式内壁板,抗高温,易拆修,涡轮三维气动设计,主动间隙控制,单晶气冷空心叶片和粉末冶金高压涡轮盘,第三代F A2 DEC采用双余度、容错技术。
图3示出V2500的技术特点。
CF M56-5型发动机涡轮进口温度已达1427℃,是高涵涡扇,长涵道,其耗油率比CF M56 -2型降低了13%。
P W4084也是长涵道,耗油率为0.516kg/da N.h。
桨扇发动机涵道比为30-80,超扇发动机为15-30。
桨扇发动机耗油率比超扇低9%-12%,巡航马赫数一般为0.7-0.8。
适用中、短航程(1000-1800km)、150座的中型客机。
超音速运输的发展将大大加快公务的周转率,提高时间利用率,是现代快节奏办事效率的体现。
目前航空发达国家计划用10年时间投入30亿美元研制高超音速运输机,使M=12,从美国飞8 沈阳航空工业学院学报 第25卷到亚洲只要1-2小时。
2 21世纪战斗机发动机2.1 F135发动机上世纪末美国开展了(I HPTET 计划)一种综合化高性能涡轮发动机计划。
经过I HPTET 计划验证的复合材料风扇静子、超冷涡轮叶片、先进密封和先进F ADEC 等成熟技术已先后应用到F119发动机,与此同时,也衍生出F135推进系统,应用于F -35战斗机,预计2012年投入使用。
图4示出F135航空发动机采用的主要先进技术。
F135发动机为涡扇型。
包括主推进系统和通用推进系统。
分别由美P W 公司和英RR 公司研制。
图4 F135发动机采用的先进技术主推进系统以F119发动机为基础。
主要重新设计了风扇和低压涡轮、改进了加力燃烧室和喷管。
风扇转子采用前掠叶片、摩擦焊整个叶盘和振动失谐技术。
6级压气机与F119相同。
燃烧室采用高油气比,使出口温度场更均匀和更合理的径向温度分布。
高、低压涡轮采用对转结构,叶片采用CF D 设计、超冷结构;低压涡轮增加到两级,以适应增大的风扇。
加力燃烧室改进了隐身性。
喷管由二元矢量喷管改为轴对称喷管。
采用双余度多功能数字式发动机控制系统(F A 2DEC )。
2.2 I HPTET 计划和第五代战斗机发动机(1)I HPTET 计划I HPTET 计划的主要技术目标列于表2。
图5示出这种发动机的构形。
其主要特点有:a .风扇由3级减为1级,叶片后掠,空心结构,叶尖速度为475m /s,级压比为2.2;b .压气机由9级减为3级,第一级叶片后掠,转子为鼓筒式无盘结构由钛合金材料制成,质量可减轻70%;c .燃烧室火焰筒为陶瓷基复合材料、变几何结构、主动燃烧控制、CF D 设计、减少出口温度分布系数;d .高低压涡轮均为单级、对转、整体叶盘结构。
涡轮进口温度可达2270-2470K 、采用陶瓷基复合材料或碳-碳材料;e .全方位矢量喷管,最大落压比可达90;f .作战半径9270k m ,M =2.2,高度18km ,巡航耗油率达0.10kg/da N.h;不采用空中加油,实现全球性攻击。
(2)第五代战斗机发动机I HPTET 计划验证的发动机设计技术即构成第五代发动机。
其总压比可达40,涵道比<0.3,涡轮进口温度为2000-2250K 。
其结构特点为:a .风扇1-2级,压气机3级,转子为整体叶环结构,质量减轻70%;b .燃烧室火焰筒为陶瓷其复合材料,CF D 设计,变几何结构,喷嘴主动控制;c .高、低压涡轮均为单级、对转,可能采用陶瓷基复合材料;d .可能不采用加力燃烧室,全方位矢量喷管,机械式或流体式。
表2 I HPTET 计划的目标和效益发动机目标效益战斗机攻击机用推重比提高100%耗油率降低40%低信号特征Ma >3持续飞行能力;装备超声速垂直短距离起落飞机;航程、续航时间、有效载荷提高100%;提高生存力直升机用耗油率降低40%功率重量比提高120%航程和有效载荷提高100%巡航导弹用耗油率降低40%单位推力提高100%零件数量减少空中发射的巡航导弹具有洲际航程;高速飞行;成本降低60%民航机运输机用耗油率降低30%零件数量减少增大航程和有效载荷;延长寿命;降低使用费用;改善维修性 英国、俄罗斯、法国和德国也在改进第三代发动机的同时,实现I HPTET 计划和AC ME (先进军用核心机)计划。