EJ200发动机高压压气机结构设计改进
防 务快讯 NEWS BRIEF.
声速导弹的研究
试车中的XF7-10发动机。
日本 “心神” 隐身技术验证机2010年开始组装
由于2007年7月， 美国政府拒绝 向日本出售F-22A “猛禽” 战斗机， 日本政府决定独立开展下一代隐身 战斗机技术的研制工作。 日本防卫 省技术研究本部正在进行隐身技术 验证机 ATD-X的研制工作。 日方表 示， 该机主要用于探索研究发展下一 代先进战机的相关技术， 而并不会 直接发展成为战斗机。 日方披露的 “心神” 飞机模型显 示， ATD-X的整体布局与F-22A “猛 禽” 大致相同： 同样采用宽大的机 体， 设置两个 S型进气道， 以避免发 动机涡轮叶片反射雷达波， 同样采 用倾斜设置的双垂尾设计。 该机机 头宽大扁平， 机头上下曲面交界处形 成隆起， 从机头尖端沿座舱两侧延 伸至进气道处。 而该机与F-22战机 的不同之处主要体现在， 前者整体 布局略显保守， 其机翼前缘展弦比 略高； 在飞机尾部设计上， 前者垂直 尾翼与水平尾翼之间距离较近。 目 前， 该机披露有2个模型， 分别为展 示模型和工程模型， 两者还略有区 200 年在法国进行了试验测 定， 结果证实其雷达隐身能力 达到了预想水平。 “心神” 飞机将使用日本 别， 主要体现在， 前者机头更为扁平， 机头两侧的隆起要尖锐一些； 后者机 头部相对圆润， 隆起相对圆滑。 根据日方披露的相关数据， ATDX 机身长约1米， 翼展约 米， 其尺寸 类似于瑞典 “鹰狮” 战斗机。 该机重量 约 吨， 但不清楚这一数据是该机的 空重还是起飞重量， 相比较而言， 这一 数字与 “鹰狮” 战斗机 不加挂副油箱 的满载起飞重量大致相同( “鹰狮” 战 斗机空重约. 吨， 外挂副油箱重量为 2.2吨)。 该机的技术特征主要包括隐身能 力、 超声速巡航、 先进航电系统、 光传 操纵系统、 高性能复合材料以及一体 化的飞行、 推力综合控制系统等。 在隐身性能方面，据日方官员证 实， ATD-X的雷达反射测定模型已于
EJ200(欧洲喷气涡轮公司)
EJ200EJ200加力涡轮风扇发动机外形牌号EJ200用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家国际合作厂商欧洲喷气涡轮公司生产现状研制中装机对象欧洲战斗机EF2000研制情况EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。
参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。
1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。
1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。
1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。
1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。
1991年10月EJ200原型机首次运转。
计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。
预计1996年可能交付生产型EJ200。
在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。
例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大0.5MMH**/EFH。
采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。
在开始执行EJ200研制计划之前英国罗·罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。
为EJ200打下技术基础。
除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA 战斗机。
航空发动机为什么要采用整体叶盘？
1整体叶盘的优势在整体叶盘出现之前，发动机的转子叶片需要通过榫头、榫槽及锁紧装置等连接到轮盘上，但这种结构逐渐无法满足高性能航空发动机的需求。
发动机转子叶片和轮盘一体的整体叶盘随之被设计出来，目前已成为高推重比发动机的必选结构，在军用、民用航空发动机上都得到了广泛应用，主要有以下优点。
1. 减重由于轮盘的轮缘处不需要加工出安装叶片的榫槽，轮缘的径向尺寸可大大减少，从而显著减轻转子质量。
2. 减少零件数目除了因为轮盘和叶片成为一体，锁紧装置的减少也是重要原因。
航空发动机对可靠性的要求极为严苛，简化的转子结构对提高可靠性有很大作用。
3. 减少气流损失消除了传统连接方式中的间隙会造成的逸流损失，提高了发动机工作效率，增加了推力。
既减轻了重量又提高了推力，如此有利于提高推重比的整体叶盘自然也不是容易摘得的“明珠”。
一方面，整体叶盘多使用钛合金、高温合金等难加工材料；另一方面，其叶片薄且叶型复杂，这都对制造技术提出了极高的要求。
另外转子叶片出现损伤时无法单独更换，可能导致整体叶盘报废，修复技术又是另一个难题。
2整体叶盘的制造目前，整体叶盘的制造主要有三大技术。
1. 五轴联动数控铣削加工五轴联动数控铣削加工由于其具有快速反应性、可靠性高、加工柔性好及生产准备周期短等优点，在整体叶盘制造领域得到广泛的应用，主要有侧铣、插铣和摆线铣等铣削方式。
而确保整体叶盘加工成功的关键因素包括：1）具有良好动态特性的五轴联动机床2）优化的专业CAM软件3）专用于钛合金/高温合金加工的刀具和应用知识2. 电化学加工电化学加工法是一种优秀的航空发动机整体叶盘通道加工方法，在电化学加工中主要有电解套料、仿形电解加工以及数控电解加工等几种加工技术。
由于电化学加工主要利用的是金属在电解液中阳极溶解的特性，在应用电化学加工技术时，阴极部分并不会产生损耗，且加工中工件不会受到切削力、加工热等的影响，降低了航空发动机整体叶盘通道加工后的残余应力。
航空发动机整体叶环结构的研究进展
合材料（ TiMMC）[5~7] 制造的，具有强 子的质量大大减轻，如第 3 级整体叶 化硅纤维（SCS-6）增强的钛基（SP-
度高、使用温度高及疲劳和蠕变性能 环转子的质量只有 4.5kg 左右，而常 700）复合材料风扇整体叶环转子。
好的优点，TiMMC 整体叶环如图 1 规镍基合金制造的同样转子的实际
我国与印度开展的国际合作研
所示。TiMMC 整体叶环代替压气机 质量为 25kg。20 世纪 90 年代中期， 究项目中，有一带环箍的单级风扇试
盘，不仅可以扩大压气机的设计范 在 IHPTET 研究计划下，GEAE 公司 验研究，该风扇的设计参数为：增压
围，而且可大幅度ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ轻重量，与常规 开发和验证了 TiMMC 压气机整体 比 3.0，叶尖切向速度 470m/s，有 17
加工制造缺陷对 TiMMC 性能有
表1 一些商用连续纤维的室温性能
纤维名称
SM1040 SCS-6 Trimarc
制造厂商
DEAR-Sigma Textron ARC
密度 /（kg·m-3）
3400 3000 —
在 给 定 纤 维 含 量 的 情 况 下，粗 纤 维 可 以 增 加 其 间 的 距 离，从 而 有 利于降低纤维在高温复合固结过程 中产生径向裂纹倾向和充分发挥钛 基体的韧性作用。目前化学气相沉 积方法（CVD）制备的粗纤维都存在 一 定 的 残 余 应 力，而 且 考 虑 到 经 济 性，增 强 钛 合 金 的 连 续 纤 维 直 径 以 0.12~0.15mm 为宜。
50 航空制造技术·2013 年第 9 期
大飞机发动机关键制造技术 Key Manufacturing Technology of Aeroengine for Large Aircraft
先进航空发动机设计与制造技术综述.
先进航空发动机设计与制造技术综述进入21世纪,世界航空发动机技术取得了巨大进步,并呈现加速发展的趋势。
美国推重比10一级涡扇发动机F119作为第四代战斗机F22的动力装备部队,是当今航空动力技术最具标志性的成就。
在此基础上,美国持续实施了多个技术研究计划,正在推动世界航空发动机技术继续向前发展。
本文从未来高性能航空发动机采用的高级负荷压缩系统、高温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推力矢量等方面,对其先进设计和制造技术的发展方向和趋势进行初步的分析研究。
高级负荷压缩系统高压压气机技术发展的目标是单级压比高、级数少、推重比高、飞行性能好。
对高级负荷的压缩系统,低展弦比设计、气动前掠设计、整体叶盘、整体叶环、压气机稳定性主动控制等技术是其中具有代表性的新技术。
1低展弦比叶片设计及制造低展弦比叶片即宽弦叶片,它与窄弦叶片相比,增宽了弦长,使压气机的长度缩短,抗外物损伤能力、抗疲劳特性和失速裕度有所提高。
还可使压气机零件数减少,降低生产和制造费用成本(图表1。
90年代以来,英国罗·罗(R·R公司、美国普惠公司和GE 公司、法国SNECMA公司不断研制和改进高压压气机钛合金宽弦叶片的气动和结构性能,广泛应用于大涵道比涡扇发动机和高推重比小涵道涡扇发动机上。
GE 公司TECH56技术计划的验证机和F119发动机、EJ200发动机都采用了这种宽弦叶片。
叶片的低展弦比设计,结合整体叶盘技术使得高压压气机在减少级数和提高叶片强度的同时,具有更好的气动稳定性。
低展弦比叶片需要解决的关键技术问题是因重量增加而导致的轮盘与叶根结合处和轮盘本身的离心力增大问题。
IHPTET计划在大型涡扇和涡喷发动机验证机上验证了该技术,该技术还将在F135和F136发动机上采用。
目前,低展弦比叶片已成为先进航空发动机压缩系统的关键技术,与3D气动掠形、空心结构、整体叶盘结构和更轻的钛金属基复合材料技术相结合,是未来的发展重点。
航空发动机中叶盘整体加工技术
整体叶盘加工中应用到的特种加工技术1.1绪论现代航空发动机的结构设计和制造技术是发动机研制、发展、使用中的一个重要环节，为满足以FII9、FI20、EJ200为标志的第4 代战斗机用发动机以及未来高推重比新概念发动机的性能要求除采用先进技术、减少飞机机体结构、机载设备的重量外，关键是要求发动机的推重比达到I0 这一级重点突破发动机部件的气动、结构设计、材料、工艺等方面的关键技术。
其中在发动机风扇、压气机、涡轮上采用整体叶盘(Biisk)结构(包括整体叶轮、整体叶环)是重要措施。
1.2整体叶盘结构的特点整体叶盘是航空发动机的一种新型结构部件，它与常规叶盘连接相比有以下特点：（1）不需叶片榫头和榫槽连接的自重和支撑这些重量的结构，减轻了发动机风扇、压气机、涡轮转子的重量。
（2）原轮缘的榫头变为鼓筒；盘变薄，其内孔直径变大;消除了盘与榫头的接触应力，同时也消除了由于榫头安装角引起的力矩产生的挤压应力; 减轻了盘的重量提高了叶片的振动频率。
（3）整体叶盘可消除常规叶盘中气流在榫根与榫槽间缝隙中逸流造成的损失，使发动机工作效率增加，从而使整台发动机推重比显著提高。
（4）由于省去了安装边和螺栓、螺母、锁片等连接件，零件数量大大减少，避免了榫头、榫槽间的微动摩损、微观裂纹、锁片损坏等意外事故，使发动机工作寿命和安全可靠性大大提高。
（5）如整体叶盘叶片损坏，为避免拆换整个转子将整体叶盘与其他级用螺栓相连形成可分解的连接结构。
（6）由于高压压气机叶片短而薄叶片离心力较小，轮缘径向厚度小采用整体叶盘结构减重不显著。
1.3航空发动机整体叶盘结构在研究发展中存在的问题虽然，整体叶盘具有如此多的我优点，但是在整体叶盘的加工和使用过程中，我们也遇到了很多的问题，比如：（1）整体叶盘加工困难，只有制造技术发展到一定水平后，整体叶盘的应用才成为可能。
（2）发动机在使用过程中转子叶片常遇到外物打伤或因振动叶片出现裂纹，整体叶盘要更换叶片非常困难，也有可能因为一个叶片损坏而报废整个整体叶盘，因此风扇的第I\2级一般不用整体叶盘结构。
航空发动机制造技术——整体叶盘
F414-GE-400发动机，用于“超 发动机，用于“ 发动机 级大黄蜂” 级大黄蜂”F/A-18E/F
F119-PW-100 用于 用于F-22
WS-500 用于 用于C602巡航导弹 巡航导弹
怎么制造？
• 1、电子束焊接法-即采用此法制造,即先 将单个叶片用电子束 焊接成叶片环，后用 电子束焊接技术将轮 盘腹板与叶片环焊接 成整体叶盘结构。这 种整体叶盘结构比传 统的榫头连接的叶盘 转子结构重量减轻30%， 并可根除榫槽断裂危 险。(应用型号—— EJ200)
• 此外，顺铣方式能明显减少加工振颤。双 面加工、减少刀具长度能有效减少刀具振 颤。进、排气边缘很薄，安排在叶片有一 定刚性的精加工前进行加工，能减少变形 与振颤。选择合理的切削参数，调整转速 和进给速度，可有效控制振动。
总结
• 本次讨论认识了整体叶盘的概念、特点及 应用，介绍了整体叶盘的三种制造方法， 并分析了其中焊接式整体叶盘的结构特点 和工艺难点。 • 希望与同学和老师进行更广泛的交流。
• 精加工另一面时，叶 片的刚性已经较差， 切削力作用在叶展的 端头，极易产生弹性 变形并同时伴随着振 颤，所以此面的加工 重点是控制变形与振 颤。叶片变形可直接 导致厚度尺寸超差； 而加工振颤可导致叶 片表面产生振纹（见 右图），并且容易使 刀具崩刃，严重影响 叶片表面质量。
• 采取在叶片通道间灌注 建筑用胶的方法，改变 了零件的阻尼特性，确 实有效降低了振颤，并 且使刀具转速达到了 1000r/min，进给达到 100mm/min。在此基础上 又改用其他稍硬的物质 填充在叶盘通道里（见 右图），既能明显减少 振颤，又能在叶片背面 形成有力的支撑，抵消 切削力造成的叶片弹性 变形，确保了叶片的厚 度。
另一方面也要考虑盘 体的锥度形成。采用 直径20-30mm左右的短 刀具最为适宜。 由于叶片的扭曲 造成叶片两面分为凹 面和凸面，考虑到机 床的摆角范围，所以 要安排双面加工。
典型航空涡扇发动机结构分析
2013-7-31
30
一、军用发动机--- АЛ-31Ф
2013-7-31
31
一、军用发动机--- АЛ-31Ф
2013-7-31
32
一、军用发动机--- АЛ-31Ф
2013-7-31
33
一、军用发动机--- РД-33
支承方案
LP 1-1-1， HP 1-0-1（中介支点）
结构
4+9---1+1
典型航空涡扇发动机结构分析
总体结构设计 F100、F404、АЛ-31Ф、PД-33
2013-7-31
1
发动机总体结构设计
内容包括：
支承方案 承力框架
（进气机匣，进口导叶，中介机匣，燃烧 室，涡轮级间机匣，涡轮后轴承机匣）
中介支点
2013-7-31
2
第三、四代发动机性能参数
性能参数 加力推力（daN） 加力耗油率 （kg/daN·h） 不加力推力（daN） 不加力耗油率 （kg/daN·h） 推重比 总增压比 涡轮前温度（K） 涵道比 用途 2013-7-31 F119 15570 2.40 9790 0.62 EJ200 9060 1.73 6000 0.79 M88-2 7500 1.80 5000 0.89 8．8 25 1850 0.3～0.5 阵风 F100-PW100 111240 2.59 6670 0.69 8 1672 0.7 F15、F16 3
2013-7-31
20
一、军用发动机---- F119
F119-PW-100
① 空心宽弦风扇叶片 ② 整体叶盘
风扇、压气机
③ 高压比压气机 ④ 弯曲静叶
高压压气机
战机发动机
国外推重比10一级军用发动机综述发布时间：2009-9-15 17:24:42发动机是飞机的“心脏”，其重要性不言而喻。
飞行器的发展很大程度上依赖新概念推进系统的实现和改进。
20 世纪60 ～70 年代涡扇发动机的问世，使战斗机的飞行速度、航程和机动性出现了历史性飞跃。
过去几十年，发动机推重比从1～ 2 提高到8 ～10，使飞机的作战推重比从0.4 提高到1.3 左右，耗油率下降约50%。
以F -35 战机为例，其发动机F135、F136 是迄今为止为战斗机研制的推重比10 一级的推力最大的发动机，其最大使用推力可达187kN，其瞬时推力可达222kN。
其采用的航空涡扇发动机，从常规的涡扇发动机F135，到可以应用在各种飞行状态下、最佳热力循环性能和推力更大的F136 变循环发动机，更好地实现了轻型第四代飞机作战的需求。
预计21 世纪前20 年战斗机发动机的推重比有可能达到15 ～20，部件数量减少40%，重量减轻50%，耗油率及研制成本又将下降约30%，为未来的国际第五代作战飞机提供不可或缺的、前所未有的强大动力。
推重比10 一级的军用航空发动机纵观国际上战斗机的发展趋势，21 世纪前30 年，将是第四代战机纵横天下的时代。
作为一种更先进的武器飞行平台，其主要的性能特点有：持续超音速飞行的能力、非常规机动能力、短距起落能力和隐身能力；能进行超视距多目标全向攻击和精确打击。
多任务新型战术飞机F-22 在很大程度上可以代表世界战斗机发展的未来。
尽管在性能指标上尚有某些不确定性，但1997 年9 月7 日首飞成功的F -22，被公认为是具有上述全部特点的典型的第四代的战斗机。
由于F -22 飞机过于昂贵，其生产型出厂单价在1.8 亿美元左右（2001 年币值），连美国也无力大量装备。
2009 年初，奥巴马入主白宫后，否决了F-22 的继续生产，本在预料之中。
尽管这样，按原有的订单，F -22 的交付在2010 年左右仍然将会达到高峰。
压气机 叶尖间隙控制
3、间隙控制技术现代航空发动机先进的气动设计与试验方法已使压气机效率高达88%以上。
再要进一步提高发动机性能，就要尽量减小气流泄漏，减少流道中的端壁损失。
叶尖间隙损失是通道端壁损失的重要组成部分，这种损失是由动叶和机匣间的间隙造成的。
中等推力、中等增压比的发动机，叶片高度较大，由叶尖间隙造成的损失还不很严重。
随着增压比的增加，叶片高度显著缩短，高压压气机后几级的叶高有的已缩短到20-30mm，这样叶尖间隙造成的损失变得非常显著。
根据实测，叶尖间隙相对值（即间隙/叶片高度）增加1%，效率约降低1%；而效率降低1%，耗油率约增加2%。
因此，为了保持发动机在主要工作状态下间隙最小，在其它状态不发生干扰摩擦，提出了间隙控制问题。
叶尖间隙控制的方法可以分为被动控制和主动控制两种。
被动间隙控制被动间隙控制，即不随发动机工作状况调节的间隙控制技术。
主要对转子和静子在不同工作状态下的受力状况进行认真分析，尤其是对机匣在各种工况下的热变化进行精心设计，以求转、静子之间的热配合恰当，使间隙保持在允许的范围内。
一般过去研制的发动机都采用这种方法。
主要是通过减小装配间隙、采用双层机匣或低线膨胀系数的合金做机匣等途径来减小发动机工作时的径向间隙。
美国GE公司的CF6在前安装节处增加一个切向连杆，使压气机机匣最大局部变形由1.8mm减小到1mm，从而减小压气机间隙。
美国普?惠公司的JT9D在外封气环上喷覆陶瓷涂层，在叶尖上敷以碳化硅涂层，以改善环与叶片之间的可磨合性。
在JT8D高压压气机外环上喷涂镍铬聚酯易磨材料，使转子叶片旋转时，利用叶片在外环上磨出环槽，以减小间隙。
英国罗?罗公司的RB211采用双层结构机匣，保持气流通道的内层机匣仅承受气动载荷，外层机匣则承受并传递结构载荷，刚性较好的外层机匣变形小，可以使RB211在飞行时保持均匀的叶尖间隙。
在设计机匣时，应使机匣在不同的发动机工作状态下直径的变化与转子叶尖的径向膨胀尽可能一致，从而保证巡航状态间隙较小。
英国的喷气发动机发展史
英国的喷气发动机发展史英国的喷气发动机发展史，最初也是公司甚至是个人的行为。
英国政府最初对这种新锐技术所表现出来的态度，着实不敢令人恭维。
唯一值得佩服的是，一旦认识到了航空喷气动力产业的重要意义，英国政府就再也没有掉以轻心。
从淡漠到执着在喷气推进领域，英国和美国、法国以及苏联一样，都或多或少从战败国德国那里获得过相关技术，但在后续发展上，几个国家的道路却有较大差异。
英国喷气发动机的发展，某种程度上就是罗罗公司喷气推进技术的发展史，但其中却处处渗透着英国政府的努力和关注，绝不是纯粹的“公司力量”。
英国“台风”战斗机使用的EJ200喷气发动机性能不俗，但一般人也许想不到，惠特尔当年研究航空喷气发动机时，却四处寻求资助无门，最困难时就连5英镑的专利延期费用都交不起，原因很简单，当时英国空军认为喷气推进是一项很多人已经研究了很久的技术，惠特尔几乎不可能在可以预见的未来取得成功。
英国的喷气推进技术研究最初也是始于个别富于创意的工程技术人员——政府和工业企业几乎没有给予太多的资金和关注。
涡轮机早在19世纪起就开始在工业领域应用，但现实存在的工程技术困难限制了它在飞机上的应用，直到上世纪30年代中期，人们才开始认真考虑开发航空喷气发动机的问题。
实用型工业蒸汽轮机早在19世纪末便已出现，很快便应用在海军和远洋商船上。
20世纪初，工程师们开始试验燃气涡轮，但这些早期试验型涡轮机耗油率奇高无比，大概是同等的活塞发动机的4倍。
把燃气轮机应用到飞机上面临着难以解决的技术问题，其中最为关键的是必须设法找到轻质耐热材料以及实现合适的压缩效率，此外还需要开发足够实用、坚固且燃油经济性较高的燃烧系统，用它来驱动涡轮和压缩机。
1926年，供职于英国范保罗的皇家飞机制造厂的科学家阿兰·格里菲斯在轴流式压缩机和涡轮组合的基础上提出了一种概念型燃气轮机，这一概念中涡轮带动的是螺旋桨叶，而不是直接依靠喷气流产生推力。
格里菲斯后来又做了一些基础研究以确定这一概念是否可行，但研究进展非常缓慢。
涡扇发动机
涡扇发动机综述The Summary Of Turbofan Aeroengine摘要：本文系统的介绍了涡扇发动机的相关知识，分别涉及到其应用、发展概况、先进技术、和我国涡扇发动机的发展情况及应对建议。
关键字：涡扇发动机 应用 先进技术一、 涡扇发动机在民用客机上的应用一览表二、 涡扇发动机的发展概况发动机公司发动机型号 推出年份应用飞机型号GECF6 1971 A300 A310 A330 B767 B747 MD11CF34 1983 小型民航飞机GE90 1995 B777Genx B787 B747Advanced A350 R ．RRB211 1960 L-1011RB211-524 1977 B747 B767-300 L-1011RB211-535 1984 B757 TU-204Trent700 1995 A330 Trent800 1995 B777 Trent500 2002 A340-500/600Trent900 2006 A380 Trent1000 2008 B787BR700 1990 湾流G500 G550 庞巴迪“环球快车” B717 普 惠JT-8D 1963 （停产） PW2000 1984 B757PW4000-94 1987 B747-400 B767-200/300 MD-11 A300-600A310-300 PW4000-100 A330 PW4000-112 B777 PW4500 A340-500 PW6000 2005 A318 PW8000 1998CFMCFM56-3 1984 B737-300/400/500 CFM56-5 1988 A320 A340-200/300 CFM56-7 1997 B737-300/400/500 IAEV25001989A319 A320 A321 MD-9020 世纪30 年代末Frank Whit tle 和Hansvon Ohain 相继发明了划时代的喷气发动机,从此推动人类进入了一个崭新的时代22喷气时代。
先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势
先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势一、轻量化、整体化新型冷却结构件制造技术1 整体叶盘制造技术整体叶盘是新一代航空发动机实现结构创新与技术跨越的关键部件，通过将传统结构的叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接方式采用的榫头、榫槽和锁紧装置，结构重量减轻、零件数减少，避免了榫头的气流损失，使发动机整体结构大为简化，推重比和可靠性明显提高。
在第四代战斗机的动力装置推重比10发动机F119和EJ200上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，使发动机重量减轻20%~30%，效率提高5%~10%，零件数量减少50% 以上。
目前，整体叶盘的制造方法主要有：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法；热等静压法等。
在未来推重比15~20 的高性能发动机上，如欧洲未来推重比15~20的发动机和美国的IHPTET 计划中的推重比20的发动机，将采用效果更好的SiC陶瓷基复合材料或抗氧化的C/C复合材料制造整体涡轮叶盘。
2 整体叶环（无盘转子）制造技术如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉，就成为整体叶环，零件的重量将进一步降低。
在推重比15~20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用密度较小的复合材料制造，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻70%。
目前正在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。
推重比15~20 高性能发动机，如美国XTX16/1A变循环发动机的核心机第3、4级压气机为整体叶环转子结构。
该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC金属基复合材料制造。
英、法、德研制了TiMMC叶环，用于改进EJ200的3级风扇、高压压气机和涡轮。
3大小叶片转子制造技术大小叶片转子技术是整体叶盘的特例，即在整体叶盘全弦长叶片通道后部中间增加一组分流小叶片，此分流小叶片具有大大提高轴流压气机叶片级增压比和减少气流引起的振动等特点，是使轴流压气机级增压比达到3 或3 以上的有发展潜力的技术。
200MW超高压抽凝式汽轮机组高背压改造的可行性研究
200MW超高压抽凝式汽轮机组高背压改造的可行性研究周博【摘要】当今电力市场200 MW以下机组生存空间越来越小,在东北、内蒙等地区冬季供暖需求量大,通过高背压改造,提高了机组的排汽温度,实现了冬季供暖期间机组排汽余热的利用是拯救老200MW机组最有前景的方案之一.文中对C145/N200-12.7/535/535型汽轮机高背压改造的可行性进行了分析.【期刊名称】《机械工程师》【年(卷),期】2018(000)004【总页数】4页(P133-135,138)【关键词】汽轮机;低真空;光轴;供热;改造;安全【作者】周博【作者单位】哈尔滨汽轮机厂有限责任公司,哈尔滨150046【正文语种】中文【中图分类】TK2670 引言国家政策对现有机组能耗指标及排放标准越趋严格，导致当今电力市场200 MW 以下机组生存空间越来越小[1]。
但随着我国北方地区供热需求进一步增加、供热型式向大面积集中供热发展，整体所需供热量大幅增大。
在此形势下，将原200 MW凝汽式机组进行高背压供热改造就是拯救老200 MW机组最有前景的方案之一。
如今将机组进行高背压供热改造具体有两种方法：一种为低真空供热改造；另一种为高背压光轴改造。
具体改造方案下面分别会进行详细分析论述。
1 高背压改造具体方案分析1.1 循环水低真空供热技术低真空供热是指通过特定的手段降低凝汽器真空度，进而提高机组排汽背压、提高机组排汽温度，利用汽轮机排汽来加热热网循环水，并利用循环水对外进行供热的运行方式[2-7]。
图1 参考热平衡图以某厂200 MW超高压汽轮机为例，机组为三缸两排汽单轴结构型式，具有一次中间再热，进汽参数为12.75 MPa/535℃/535℃。
在原机组冷凝系统基础上，将凝汽器冷却水系统与热网循环水回路通过管道连接，使机组低真空运行时温度较高的凝汽器冷却水可以在热网换热站中释放热量，达到机组排汽为热用户供热的目的。
同时，机组乏汽大量余热得以利用，可以大幅提高机组循环热效率。
圆弧端齿结构设计方法研究
圆弧端齿结构设计方法研究2.空装驻哈尔滨地区第二军事代表室黑龙江哈尔滨150000摘要：圆弧端齿以其特殊的齿形而具有承载能力强、定位精度高、自动定心、装配简便等诸多优点，广泛的应用于航空发动机和大型工业燃气轮机，主要用作各级压气机、涡轮转子的联接和固定。
目前国内对圆弧端齿的设计技术水平低，技术积累薄弱。
因此，开展圆弧端齿结构设计方法的研究是有必要也是有意义的。
关键字：圆弧端齿，参数化设计方法，应力分析，优化设计1.绪论圆弧端齿（Curvic Coupling）是端齿盘的一种特殊结构形式，从外形特征上来看，在垂直于圆弧端齿轴线的平面上，轮齿在端面沿圆周方向分布并具有弧形特征，因此其齿形结构的齿向轮廓是一弧线。
最早开展有关圆弧端齿的设计研发工作的是美国格里森公司，其研究的初衷主要是为了满足美国航空工业中对部件联接的诸多苛刻要求，后来广泛用于航空发动机中压气机、涡轮各级转子的固定和联接。
这一特殊的齿形结构主要是通过格里森专用磨齿机床来加工，圆弧端齿的齿形结构及参数均通过设计好的“成形砂轮”磨削齿坯来实现，凸齿是使用成形砂轮内径磨削面加工而成的，使用成形砂轮外径磨削面加工而成的则是凹齿。
通过这种专用机床加工出的圆弧端齿具有特殊齿形，相比其他端齿盘齿形而言，具有以下诸多优点：（1）传递载荷能力强，结构强度高。
由于圆弧端齿啮合时没有侧隙，齿与齿之间通过不同预紧方式紧密的接触在一起，相互啮合的圆弧端齿相当于一个整体空心轴一样，因此能承受较大的载荷。
（2）能正确而自动的对准中心，分度精度高且重复定位精度高。
自动对心这一特点使得在装配圆弧端齿部件时不需要额外找装配中心，只需使凹齿和相应的凸齿啮合就能实现精确定心，因此装配方便，且在冷热状态下均能保证可靠定心。
圆弧端齿的加工特点使得加工出来的所有齿形齿面几乎是均匀一致的，无论哪一对齿相啮合，均能保证所有齿数的齿面能均匀的接触，因此其分度精度和重复定位精度都是很高的。
风之心（下）
风之心（下）在世界航空工业领域，美国向来领跑，苏/俄紧随其后。
而同处一极的欧洲诸雄因诸多原因则长期不能与上述两强抗衡。
这点在战斗机研制领域也是如此。
不过，凭借联合之势，倒也精品频出，例如“狂风”“台风”战斗机。
向来特立独行的法国长期对自由独立的坚持，也建立起了世界级的完善的航空工业体系。
早期凭借“幻影”系列战斗机奠定了“高卢雄机”的世界地位，而后的“幻影”2000战机也能在世界刮起三角翼传奇，世纪之交的“阵风”战机更是在航空工业界占据了一定的地位。
作为欧洲最为顶级的航空工业流派，法国一向特立独行，颇具法兰西风采；其他西欧诸雄基本都是联合作战。
这在航空发动机领域也不例外。
法国始终坚持自己单干，研发了阿塔系列、M53、M88系列发动机；而另外诸雄在联合研制“狂风”“台风”战机之时，发动机也采取了联合研制方法，研制了RB199、EJ200发动机。
花开两朵，各表一枝，现在我们来看看欧洲联合研制的“风之心”——RB199与EJ200发动机。
总体性能作为集西欧四国大成，EJ200是新一代中推发动机的杰出代表，可谓是航空工业的尖端技术的巅峰之作。
在研发EJ200时，四国抛开先前他们合作的RB199发动机的技术框架，采用双转子结构，利用航空材料、气动技术的进步，重点突出超声速作战能力，提高发动机的单位推力，简化整体结构，减少零部件数量，取得了令人满意的效果。
链接EJ200发动机的操作性、适用性1.可靠性·平均無故障间隔（MTBF）：大于100EFH（发动机飞行小时）·空中停车率：小于0.1/1000EFH·发动机非计划换发率：小于1.0/1000EFH寿命（FOC标准）·热端部件寿命2000EFH·发动机设计总寿命高达6000EFH，大约相当于30年的使用寿命（已每年200EFH计算）2.维护性·单元体结构：发动机快速修复能力·先进的视情维护·方便使用的外场可更换件（LRI）·广泛使用孔探仪·发动机拆换时间小于45分钟3.后勤保障·使用普通维护工具·容易培训·较少的直接维护工时/发动机飞行小时·发动机可互换4.发动机状态监控·全权限数控装置·发动机健康状况持续监测与事件报告功能。