航空发动机的现状和发展

5 . 10 4 . 30 5 . 1~ 6 . 0 5 . 4 5 . 0~ 6 . 4
涡扇 双转 子 V 2500 PW 4000 CFM 56
图 2 两种发 动机的简图 ( F 119、 EJ200)
8
沈阳航空工业学院学报
第 25 卷
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 ( FADEC ), 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
m ax- 最大 JL- 加力 涡轮前温度 1399 1392 空气流量 m ax kg / s 101 114 涵道 比 B 0 . 7 0 . 6 0 . 2 0 . 3 0 . 4 装用 飞机 F15 F16 Sh - 27 舰用 F20A F /A - 18 欧洲 EF2000 阵风 F22 M 2000 B747 B767 A 310 B747 767 A 320 B737 A 320 MD B777 A 310 M D - 11
( 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 / daN. h , 而 F100- 229 为 0 . 66kg /daN. h。加力 状态耗油率从 2 . 55kg / daN. h 降到 2. 0kg / daN. 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 , F 100- 229 采用了浮壁燃 烧室; 采用数字电子控制系统 ( FADEC) 。
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 H PTET ), 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。
表 1 现代航空发动机特点
类型 发动机型号 F100 AL31 推力 F F JL daN 6800 7620 12258 4800 7260 6000 9000 5000 8300 9790 15560 8010 12000 22240 22270 16600 15540 23130 37310 推重 比 Rw 7 . 65 8 . 17 耗油率 S fc kg. daN - 1 . h- 1 0. 70( m ax) 0. 795 2. 0 0. 75 1. 62 0. 74 1. 73 0. 89 1. 80 0. 62 1. 8 增压比
1570 1700 1570
73 . 1
1 . 08 0 . 2~ 0 . 3
0. 706 0. 581 0. 577 0. 68 0. 585 0. 602
24 .0 33 .0 24 .7 27 .7 30- 40
1312 1371 1373 1427 1427 1301
701 728 511 384 802
表 2
发动机 战斗机攻击 机用 直升机用
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 H PTET 计划 ) 一种综 合化高性能涡轮发动机计划。经过 I H PTET 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 FADEC 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。
第 3期
张宝诚 : 航空发动机的现状和发展
7
2) 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wenku.baidu.com ( 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 ;
2008年 6月 第 25卷 第 3期
沈阳航空工业学院学报 Journa l o f Shenyang Institute of A e ronautica l Eng ineer ing
Jun. 2008 V o.l 25 N o. 3
文章编号 : 1007 1385( 2008) 03 0006 05
25 23 .8
涡扇 双转 子 军用 加力
F404
8
25 .0
1316
63 . 5
E J200
10
26 .0
1477
77 . 0
M 88- 2 F119 P2000 J T9D R B211
8 . 8 > 10 > 9 5 . 63 6 . 38 5 . 5 5 . 84 5 . 506 . 0
25 .0 26 .0
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 H PTET 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 : V 235 1 文献标识码 : A
第 3期
张宝诚 : 航空发动机的现状和发展
9
到亚洲只要 1- 2 小时。
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、 CFD 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 9270km, M = 2 . 2 , 高度 18k m, 巡 航耗油率达 0. 10kg /daN. 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 H PTET 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, CFD 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。
图 1 某些发动机推重比的变化
收稿日期 : 2008 向 : 航空发动机。 03 16 作者简介 : 张宝 诚 ( 1940 ) , 男 , 辽 宁沈 阳人 , 教 授 , 主 要研 究方
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 、 E J200 、 M 88- 2 和 P2000 。 F 119( 图
图 4 F135 发动机采用的先进技术
I H PTET 计划的目标和效益
目标 效益 M a> 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 航程和有效载荷提高 100 % 空中 发 射的 巡 航导 弹 具有 洲际航 程 ; 高 速 飞行 ; 成 本 降低 60 % 增大航程和有 效载荷 ; 延长 寿命 ; 降 低 使 用 费用 ; 改 善 维修性
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 AL31 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 31 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;
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 FA DEC 采用双余度、 容错技术。图 3 示出 V2500 的 技术特点。 CFM 56- 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 CFM 56 - 2 型降低了 13 %。P W 4084 也是长 涵道, 耗油 率为 0 . 516kg /daN. 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
c
( 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;