航空发动机的现状和发展

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R

W

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R

W

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 Engineering

Jun.2008

Vol.25　No.3

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;

(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

F100

68007.650.70(max )2513991010.7F15F16AL31

φ7620122588.17

0.7952.023.8

1392

114

0.6Sh -27

F4044800726080.751.6225.0131663.5

0.20.3舰用

F20A F /A -18

EJ20060009000100.741.7326.0147777.00.4欧洲

EF2000

M88-2500083008.80.891.8025.0157073.1

1.08阵风

F119979015560>100.621.8

26.0

17000.2～0.3

F22P2000801012000>91570

M г2000涡扇双转子

JT9D 22240 5.630.70624.01312701 5.10B747B767A310

RB211

22270 6.380.58133.01371728 4.30B747767CF M56

16600 5.50.5770.6824.71373-1427511 5.1～6.0A320B737V250015540 5.840.58527.71427384 5.4A320MD P W400023130-37310

5.50-

6.0

0.602

30-40

1301

802

5.0～

6.4

B777A310MD -11

图2　两种发动机的简图(F119、EJ200)

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