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计划总的目标是到2003年使航空推进系统能力翻一番,即推重比或功率重量比增加100%-120%,耗油率下降30%-40%。
生产和维修成本降低35%-60%。
为了同美国竞争,以英国为主,意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段(ACME-Ⅱ),英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术(AMET)计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2000年后不久验证推重比20、耗油率低30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术,而AMET的目标是到2001年验证推重比15的技术,并在以后几年中提高到18。
1、现役军用涡喷/涡扇发动机
自1973年美国普·
惠公司研制成功首台推重比8一级的F100发动机以来,相继又有美国通用电气公司的F404和F110、西欧三国联合研制的RB.199、法国的M53和原苏联的РД33和АЛ31-Ф投入使用。
它们已成为现役一线战斗机的主要动力装置。
除法国的M53为单转子涡扇发动机且推重比只有6.2外,其余均为双转子或三转子涡扇发动机,推重比为7.0-8.0。
随着发动机技术计划的持续实施并不断获得新技术成果。
这些新技术既可用来改进使用中的发动机,又可构成全新研制中的推重比9-10发动机的基础,并不断向更高的目标--推重比20发展。
预计,推重比15-20一级的发动机将于2015-2020年期间研制成功,并将与第五代战斗机配套投入使用。
(1)现役发动机的改进改型
为了满足未来空军多用途战斗机(MRF)和海军攻击机以及原有F-15、F-16和F/A-18战斗机进一步改型的需要,对F100、F110和F404发动机正在实施提高推力和推重比的改型工作。
F100的改型为F100-PW-229A,已验证的推力高达16530daN,推重比9.5。
F110的改型为F110-GE-129EFE,已经验证的推力达16210daN,推重比为9.5。
F404推力增大Ⅲ型(后重新编号为F414-GE-400)。
F414的推力为9680-10700daN,推重比为9.0-9.5。
它的涡轮前温度将提高167K,空气流量增加10%,压气机和涡轮效率将提高2%。
采用的新技术有风扇和压气机整体叶盘结构、多斜孔冷却燃烧室、高功量高温涡轮、轴对称或二元矢量喷管和带光纤控制部件的先进全权数字电子控制(FADEC)等。
其中许多技术是从通用电气公司的YF120发动机和综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划中得来的。
F414的研制工作已经完成,将在2000年装在F-18E/F战斗机上投入使用。
(2)全新研制的推重比9-10涡喷/涡扇发动机
从80年代中期起,发达国家开始为第四代战斗机研制新一代的发动机。
但技术发展和验证以及系统要求的论证工作开始得更早。
目前,第四代发动机已处于工程和制造研制阶段的后期,生产型发动机已交付试飞,在本世纪末或下世纪初投入使用。
它们是美国普·
惠公司的F119、英国等西欧四国联合研制的EJ200和法国的M88。
俄罗斯也有研制水平相当的AЛ-41中发动机的计划,但由于缺乏资金,进度会往后拖。
(3)21世纪战斗机用涡喷/涡扇发动机
A、推重比15-20的战斗机发动机方案
根据正在实施中的以IHPTET计划为代表的预研工作进展情况,预计在2015-2020年将有可能实现推重比15-20的战斗机用涡扇发动机,这种常规的中等压比战斗机发动机的构形与目前使用中的F100发动机相比,具有以下特点:
·
风扇
由3级减为1级,叶片带弯掠,且为空心结构。
压气机
由9级减为3级。
转子为鼓筒式无盘结构,由钛基复合材料制成。
与传统结构相比,可减轻重量达70%。
燃烧室
火焰筒材料由耐热合金改为陶瓷基复合材料。
运用计算流体力学设计大大减小出口温度分布系数。
有可能实现变几何结构,实现出口温度场主动控制。
涡轮
高、低压涡轮均为单级,且为对转。
在仍采用金属材料的条件下,整体叶盘结构可减重30%。
最终涡轮前温度将高达2200K以上,此时将采用陶瓷基复合材料或碳-碳材料。
加力燃烧室
由于涡轮进口温度很高,即使以下限2200K计算,发动机单位推力也比F100高70%-80%,因而新发动机很可能不采用加力燃烧室。
尾喷管
将采用固定结构的射流控制全方位矢量喷管。
正在研究中的还有一种带中间冷却的偏置核心机方案,它适用于压比为50-70的不带加力作超音速巡航的战斗机发动机。
B、超音速垂直起落战斗机用涡喷/涡扇发动机
目前,世界上只有两种亚音速垂直起落战斗机在服役,一种是英国研制的"
鹞"
式战斗机,另一种是前苏联研制的雅克-38。
前者装一台有四个旋转喷管的"
飞马"
涡扇发动机,风扇出口气流由前面两喷管喷出,核心气流由后面两个喷管喷出。
后者装一台推力为8000daN的АЛ-21不加力涡喷发动机,燃气通过可转向的喷管喷出,另有两台单台推力为3500daN的РД-36-35升力发动机提供升力。
自60年代以来,对于超音速垂直/短距起落战斗机动力装置的研究工作一直在进行之中,但规模较小。
近来,随着美、英两国政府发布联合攻击战斗机(JSF)的概念验证招标书,先进短距起飞/垂直着陆飞机集中到洛克希德·
马丁公司方案和波音公司方案。
这两家公司都选用普·
惠公司的F119-PW-100的改型为主推进发动机。
洛克希德·
马丁公司的方案是主发动机通过轴系驱动置于座舱后的对转升力风扇,风扇升力为8000daN,其喷管可向后60°
,向前20°
,向左和向右各8°
偏转。
主发动机喷管为轴对称转向喷管,用以提供附加升力。
主发动机的风扇放气通向置于
[影响]
涡喷/涡扇发动机是军用飞机和民用客机的主要动力装置,涡喷/涡扇发动机技术水平的提高对于提高军用飞机的作战效能,改善民用客机的性能都发挥重要作用。
[技术难点]
1、高压比压气机设计技术(主要包括压气机三维设计技术、大小叶片设计技术、弯掠叶片设计技术、多级压气机级间匹配技术);
2、高温升高热容低污染燃烧室设计技术(主要包括无污染燃烧室设计技术、浮壁燃烧室结构设计技术、带化学反应的非定常三维燃烧室设计技术、高效低阻火焰稳定器及喷嘴设计技术);
3、发动机先进密封技术(主要包括刷式密封技术、光刻"
指尖"
封严技术、端面气膜封严技术);
4、高温高负荷涡轮设计技术(主要包括强化传热设计技术、超冷/铸冷技术、可控涡设计、复合倾斜叶片设计技术、三维粘性非定常涡轮设计技术);
5、先进发动机控制技术(主要包括全权数字电子控制技术、发动机智能控制技术、主动控制技术)。
涡轮喷气发动机
在第二次世界大战以前,所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力,这种发动机本身并不能产生向前的动力,而是需要驱动一副螺旋桨,使螺旋桨在空气中旋转,以此推动飞机前进。
这种活塞式发动机+螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式,很少有人提出过质疑。
到了三十年代末,尤其是在二战中,由于战争的需要,飞机的性能得到了迅猛的发展,飞行速度达到700-800公里每小时,高度达到了10000米以上,但人们突然发现,螺旋桨飞机似乎达到了极限,尽管工程师们将发动机的功率越提越高,从1000千瓦,到2000千瓦甚至3000千瓦,但飞机的速度仍没有明显的提高,发动机明显感到“有劲使不上”。
问题就出在螺旋桨上,当飞机的速度达到800公里每小时,由于螺旋桨始终在高速旋转,桨尖部分实际上已接近了音速,这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降,推力下降,同时,由于螺旋桨的迎风面积较大,带来的阻力也较大,而且,随着飞行高度的上升,大气变稀薄,活塞式发动机的功率也会急剧下降。
这几个因素合在一起,决定了活塞式发动机+螺旋桨的推进模式已经走到了尽头,要想进一步提高飞行性能,必须采用全新的推进模式,喷气发动机应运而生。
喷气推进的原理大家并不陌生,根据牛顿第三定律,作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。
喷气发动机在工作时,从前端吸入大量的空气,燃烧后高速喷出,在此过程中,发动机向气体施加力,使之向后加速,气体也给发动机一个反作用力,推动飞机前进。
事实上,这一原理很早就被应用于实践中,我们玩过的爆竹,就是依靠尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。
早在1913年,法国工程师雷恩.洛兰就获得了一项喷气发动机的专利,但这是一种冲压式喷气发动机,在当时的低速下根本无法工作,而且也缺乏所需的高温耐热材料。
1930年,弗兰克.惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利,但直到11年后,他的发动机在完成其首次飞行,惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。
现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成,战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。
涡轮喷气发动机仍属于热机的一种,就必须遵循热机的做功原则:
在高压下输入能量,低压下释放能量。
因此,从产生输出能量的原理上讲,喷气式发动机和活塞式发动机是相同的,都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段,不同的是,在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的,但在喷气发动机中则是连续进行的,气体依次流经喷气发动机的各个部分,就对应着活塞式发动机的四个工作位置。
空气首先进入的是发动机的进气道,当飞机飞行时,可以看作气流以飞行速度流向发动机,由于飞机飞行的速度是变化的,而压气机适应的来流速度是有一定的范围的,因而进气道的功能就是通过可调管道,将来流调整为合适的速度。
在超音速飞行时,在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速,此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍,大大超过压气机中的压力提高倍数,因而产生了单靠速度冲压,不需压气机的冲压喷气发动机。
进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的,空气流过压气机时,压气机工作叶片对气流做功,使气流的压力,温度升高。
在亚音速时,压气机是气流增压的主要部件。
从燃烧室流出的高温高压燃气,流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。
燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能,带动压气机旋转,在涡轮喷气发动机中,气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。
经过燃烧后,涡轮前的燃气能量大大增加,因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比,涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多,发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。
从涡轮中流出的高温高压燃气,在尾喷管中继续膨胀,以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。
这一速度比气流进入发动机的速度大得多,使发动机获得了反作用的推力。
一般来讲,当气流从燃烧室出来时的温度越高,输入的能量就越大,发动机的推力也就越大。
但是,由于涡轮材料等的限制,目前只能达到1650K左右,现代战斗机有时需要短时间增加推力,就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油,让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧,由于加力燃烧室内无旋转部件,温度可达2000K,可使发动机的推力增加至1.5倍左右。
其缺点就是油耗急剧加大,同时过高的温度也影响发动机的寿命,因此发动机开加力一般是有时限的,低空不过十几秒,多用于起飞或战斗时,在高空则可开较长的时间。
随着航空燃气涡轮技术的进步,人们在涡轮喷气发动机的基础上,又发展了多种喷气发动机,如根据增压技术的不同,有冲压发动机和脉动发动机;
根据能量输出的不同,有涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和螺桨风扇发动机等。
喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机,但其优异的高速性能使其迅速取代了后者,成为航空发动机的主流。
总的来说
涡扇气流通道有两个:
内涵和外涵。
内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口;
外涵直接通过风扇后排出。
如果是带加力的发动机(如F-22等军用飞机的的发动机:
F-119等)那外涵气流还要经过加里燃烧室。
现在民航几乎没有使用涡喷的(亚音速是经济性不好),CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等,都是典型的不带加力的涡扇发动机。
涡喷气流通道只有一个。
高速的时候效率较高。
但是,十分废油。
现在连战斗机都很少用纯涡喷的。
早期的喷气发动机涡喷居多。
如707用的JT3D就是涡喷发动机。
与涡喷发动机相比,涡扇发动机热效率高,油耗低,因而能够获得较大的推重比。
这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。
其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的,所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮,这些涡轮带动一排或几排风扇,风扇后的气流一部分进入压气机(内涵道),燃烧后从喷口喷出,另一部分则不经过燃烧,而通过外涵道直接排到空气中。
所以,涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和.
一、历史
在五十年代未、六十年代初,作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟。
当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右,而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平。
在这样的条件下,涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。
而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切,人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。
当时人们通过计算发现,以当时的涡喷发动的技术水平,在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后,其技术性能将有很大的提高。
当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时(函道比1:
1),发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右,而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五,发动机的效率得到了极大的提高。
这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。
各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机,在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。
英国的罗尔斯·
罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。
在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。
又经过了六年的精雕细刻,一九五九年九月“康维MK-508”才最终定型。
这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。
“康维”采用了双转子前风扇的总体结构,函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤,高空巡航推力为2905公斤,最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克,压气机总增压比为14,风扇总增压比为1.90,而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。
当康维最终定型了之后,英国人迫不及待的把他装在了VC-10上!
美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍,但是其技术起点非常的高。
美国人并没有走英国人从头研制的老路,美国的普·
惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备,采用了以经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内函核心发动机。
J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机,1949年完成设计,1953年正式投产。
J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一,先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。
J-57在技术上也有所突破,他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机,由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。
不光是核心发动机,就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件,以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。
一九六零年七月,普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。
JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月,可是在性能上却是大大的提高。
JT3D也是采用了双轴前风扇的设计,地面台架最大推力8165公斤,高空巡航推力2038公斤,最大推力耗油0.535千克/小时/千克,推重比4.22,函道比1.37,压气机总增压比13.55,风扇总增压比1.74(以上数据为JT3D-3B型发动机的数据)。
JT3D的用处很广,波音707、DC-8用的都是JT3D。
不光在民用,在军用方面JT3D也大显身手,B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。
现今世界的三大航空动力巨子中的罗·
罗、普·
惠,都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。
而几乎是在同一时刻,三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。
在罗·
罗推出“康维”之后第八个月、普·
惠推出JT-3D的前一个月。
通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。
CL805-23的地面台架最大推力为7169公斤,推重比为4.15,函道比为1.5,压气机增压比为13,风扇增压比为1.6,最大推力耗油0.558千克/小时/千克。
与普·
惠一样,通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机,被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。
J-79与1952年开始设计,与1956年投产,共生产了16500多台,他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。
与J57的双转子结构不不同,J79是单转子结构。
在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管,J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。
通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品,让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。
他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。
在五六十年代,人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。
首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速,这个问题在当时很难解决,因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。
第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢。
第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。
而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。
CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片,叶片的下半部分是涡轮叶片,上半部分是风扇叶片。
这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。
叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系,这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速,而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。
但在回避困难的同时也引发了新的问题。
首先是叶片的受热不匀,CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度,而风扇部分的最低温度只有38度。
其次,由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端,而是工作在发动机的热端,这样一来风扇的可靠性也随之下降,而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。
而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。
当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候,人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。
人们发现,如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。
而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话,因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决,所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。
在这样的背景之下,为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。
美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下,从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”,这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机,并进行地面试车,以暴露解决各部分的问题。
在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小,再加装其它的部件,如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。
如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。
“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。
用今天的眼光来看,这个工程的指导方向无疑是正确的。
美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。
因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。
在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上,由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。
所以其承受的应力也就最大,工作条件也最为苛刻。
但燃气核心机的困难不只是压力和温度,高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击,如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。
在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。
但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。
在这个计划之下,普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。
普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。
时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用,现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话,它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。
涡扇发动机是喷气发动机的一个分支,从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟。
从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前(之后)加装了风扇而已。
然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。
涡扇发动机这个“小弟弟”仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝。
现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能,较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。
而且在战时,如果本方机场遭到了对方破坏,战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。
比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时,F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞。
在降落时可以用60度的迎
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