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军用发动机之欧阳美创编
罗尔斯·罗伊斯公司『RR』TF41系列
时间:
2021.01.01
创作:
欧阳美
TF41
牌 号 TF41
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司/艾利逊发动机公司
生产现状 停产
装机对象 单发攻击机A-7D(空军型)、A-7E(海军型)、A-7H及其教练型TA-7H
研制情况
TF41是美国艾利逊公司和英国罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的涡轮风扇发动机。
该发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司斯贝RB168-25的一种改型,用来装A-7攻击机。
1966年美空军与这两家公司签订合同,艾利逊公司负责研制和生产TF41发动机特有的零部件,罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零部件。
TF41-A-1发动机于1967年10月首次试车,1968年6月通过试飞前规定试验。
1969年6月正式完成定型试验。
在研制过程中,发动机积累了3600h以上的试验。
经过多年的修改设计,使发动机翻修寿命达到1500h。
主要改型有TF41-A-1、TF41-A-2和TF41-A-100/-A-400。
结构和系统
(TF41-A-1)
进气口 整体钢机匣。
无进口导流叶片。
风扇及外涵 3级轴流式。
水平对开机匣。
全外涵。
低压压气机 2级轴流式,与风扇同轴。
高压压气机 11级轴流式。
燃烧室 环管形。
有10个火焰筒和10个双油路喷嘴。
高压涡轮 2级轴流式。
2级导向器叶片和第1级转子叶片气冷。
低压涡轮 2级轴流式。
尾喷管 内、外涵气流经简单混合在喷管排气段内混合后排出。
控制系统 机械液压式。
转速和加速自动控制,应急时人工超控。
技术数据
(TF41-A-2)
起飞推力(daN) 6679
最大起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.66
推重比 4.97
空气流量(kg/s) 119.3
涵道比 0.74
总增压比 21.4
涡轮进口温度(℃) 1155
直径(mm) 1004
长度(mm) 2900
质量(kg) 1370
RTM322
RTM322系发动机结构
牌 号 RTM322
用 途 军用涡轴发动机
类 型 涡轮轴发动机
国 家 法国
厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司/透博梅卡
生产现状 研制完毕,准备投入批生产
装机对象 RTM322-01 EH-101、AS322/AS.532、NH90、AH-64A、S-70C、UH-60A/B、SH-60B、WS-30、A129、卡-62R。
研制情况
RTM322是英国罗尔斯·罗伊斯公司与法国透博梅卡公司共同研制的新一代涡轴发动机。
1980年英、法、意三国的发动机制造商组成联合公司,制定了共同研制新一代涡轴发动机的计划。
后来意大利退出,计划就由英国的罗尔斯·罗伊斯和法国的透博梅卡公司执行。
研制工作包括1300h地面台架试验、400h飞行试验及一项合格鉴定试验。
研制工作从1984年开始。
同年12月燃气发生器开始台架运转。
1985年1月发动机首次运转。
1987年RTM322装在SH-60H上完成首次飞行试验。
1990年装UK-101的RTM322取得合格证。
1993年7月装备RTM322的EH-101首次飞行。
预计1994年晚些时候该发动机将交付英国皇家海军使用。
预计1995年中期装卡-62R的RTM322将取得合格证,同年晚些时候装RTM322的NH90将首次飞行。
RTM322发动机的研制目的是与美国通用电气公司的T700和普拉特·惠特尼加拿大公司的PW100竞争,以占领本世纪末一万多台发动机的销售市场。
RTM322的研制分工是:
透博梅卡公司负责研制组合式压气机、功率输出轴、体内减速器及附件齿轮箱。
罗尔斯·罗伊斯公司负责研制进气装置、进口粒子分离器、回流环形燃烧室、燃气发生器涡轮和自由涡轮。
RTM322具有很高的安全循环寿命,各部件基本循环次数是:
轴流压气机转子为15000次。
离心压气机转子为10000次,燃气发生器涡轮为10000次,自由涡轮为15000次。
RTM322采用单转子燃气发生器、单元体结构、大容积燃烧系统和全权数字式电子控制系统。
可以任意选择前传或后传传动轴。
RTM322还采用了进口粒子分离器和红外抑制器,军用型的RTM322在战斗中经得住各种战斗机动动作的考验,用作海洋油气平台/舰船载机的动力装置时,还具有良好的抗腐蚀能力。
发动机维护方便。
附件都装在发动机上部,装拆方便,可达性好,孔探仪可伸入主要部件进行检查,并采用视情维修和状态监控,安全可靠。
发动机与飞机的界面少,外部管路少,发动机可以左右安装。
RTM322的核心机适于1342~2237kW级的发动机,压比可由15提高到23。
为满足未来军、民用直升机和中、小型固定翼飞机市场日益扩大的需要,透博梅卡公司和罗尔斯·罗伊斯公司将在RTM322-01的基础上将功率提高到1939~2088kW作为未来的直升机动力装置;将功率提高到1790~2237kW作为未来的涡轮螺桨飞机的发动机;还可将自由涡轮改成带风扇的燃气涡轮,派生出涡轮风扇发动机。
所以RTM322发动机系列将有涡轴型、涡桨型和风扇型。
主要型别如下:
RTM321 RTM322的原型机。
RTM322-01 RTM322的第一个型别。
1984年底首次运转,1986年6月装在S-70C上作首次飞行试验。
RTM322-03 RTM322-01的功率增大型。
通过增加空气流量和涡轮进口温度来提高其功率。
RTM322-05 RTM322的功率缩小型。
采用非冷却涡轮、空气流量比RTM322-01减少7%。
将作为民用直升机的动力装置。
RTM322-11 由RTM322-01派生的涡轮螺桨型发动机。
RTM322-20 由RTM322-01派生的涡轮风扇发动机。
结构和系统
进气装置 由内、外锥体和轴对称进口粒子分离器组成。
内、外锥之间有径向支板。
进口粒子分离器无涡流叶片和移动部件。
外机匣上装有附件和前安装节。
压气机 3级轴流加1级离心组合式。
压比15,将来再增加1级轴流压气机时,压比可达到17.7,空气流量将增加30%。
前两级进口导流叶片可调。
叶片与盘皆为钛合金整体铸造,经机械加工而成。
机匣带有缝、孔和槽,可改变附面层,抑制叶片失速,扩大喘振边界。
燃烧室 回流环形。
可燃烧劣质燃油,排放物少,易起动。
采用蒸发式喷嘴。
高能点火电嘴。
燃气发生器涡轮 2级轴流式。
第1级转子叶片和第1、2级导向器叶片采用气冷。
非气冷转子叶片用单晶材料制成。
自由涡轮 2级轴流式。
叶片带冠,功率输出轴速为20400r/min。
排气装置 固定面积喷口。
控制系统 全权数字式电子控制系统。
手动油门杆作为备份系统。
起动系统 起动-发电机。
支承系统 燃气发生器由两个轴承支承。
轴流压气机前为滚珠轴承。
燃气发生器涡轮后为滚棒轴承。
自由涡轮由2个滚棒轴承支承,都位于自由涡轮前端。
功率输出轴向前穿过燃气发生器转子,前端用一滚珠轴承支承。
技术数据
起飞功率(kW)
RTM322-01 1566
-03 1715~1789
-05 1342
-11 1790
最大应急功率(kW)
RTM322-01 1724
最大连续功率(kW)
RTM322-01 1411
巡航功率(kW)
RTM322-01 940
-05 805
-11 1514
最大连续耗油率[kg/(kW·h)]
RTM322-01 0.270
巡航耗油率[kg/(kW·h)]
RTM322-01 0.293
-05 0.308
-11 0.255
功重比(kW/daN)
RTM322-01 6.65
总增压比
RTM322-01 15
涡轮进口温度(℃)
RTM322-01 1327
最大直径(mm) 604
长度(mm) 1171
宽度(mm) 647
高度(mm) 609
质量(kg)
RTM322-01 240(含燃油系统、滑油系统、扭矩计、进口粒子分离器、导管和导线)
斯贝RB168
(Spey-RB-168)
加力型斯贝RB168-25R涡扇发动机结构
牌 号 斯贝RB168
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 英国
厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状 罗尔斯·罗伊斯公司已不再生产,但某些型号仍在由它的合作厂商生产。
装机对象 Mk101 “掠夺者”NA.39攻击机。
Mk202/203 F-4M/K战斗机。
Mk250/251 “猎迷”HS.801反潜机。
Mk807 AMX教练机/攻击机。
研制情况
军用斯贝RB168是民用斯贝改型发展出来的。
1963年装在英国皇家空军的“掠夺者”攻击机上进行首次飞行的军用斯贝是Mk101。
它是一种非加力型军用斯贝,由民用斯贝Mk505改型而得。
1964年为满足作战时要求更大的推力,又以民用斯贝Mk511和Mk512为基础发展出加力型军用斯贝Mk202。
70年代卖给中国的军用斯贝就是这种加力型Mk202。
罗尔斯·罗伊斯公司发展的军用斯贝有以下几个型别。
RB168-1AMk101 最早发展的军用斯贝。
RB168-20Mk250/251 它是以民用斯贝Mk512为基础发展的,是一种海军用航空发动机,因此采用了一些抗腐蚀零件。
这种型别现已不再生产。
RB168-25RMk202/203 1964年初开始设计,1965年4月首次运转,1968年正式投产使用。
该型别为加力型,加力燃烧室有4条燃油总管和3圈V形火焰稳定器。
主喷管全程可调,副喷管不可调。
压气机设有供飞机附面层控制系统用的补气系统。
这种型别现已不再生产。
RB168Mk807 以Mk101和Mk555为基础改型发展而得。
1983年意大利获得生产专利。
现在由意大利和巴西共同生产。
RB168Mk821 Mk807的推力增大型。
1989年4月开始研制,1989年11月首次运转。
TF41 美国艾利逊公司与罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的一种军用斯贝。
它是RB168-25的改型。
1966年,美国空军与艾利逊公司和罗尔斯·罗伊斯公司签订一项价值2.27亿美元的合同。
由这两家公司联合进行研制和生产。
艾利逊公司负责研制和生产TF41的特有的零件,罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零件。
首台TF41-A-1于1967年10月首次运转,1968年7月交付生产,但发动机定型工作拖得较晚,一直到1969年3月才正式定型。
与RB168-25相比,TF41采用全新的风扇和低压压气机,将原来的5级风扇改为3级风扇和2级低压压气机,风扇直径由826mm增加到950mm,使空气流量和压比都有所增大,取消进口导流叶片,高压压气机由12级改为11级,涡轮导向器叶片和转子叶片的安装角作了修改,由于这些修改,使发动机推力提高17%。
艾利逊公司还曾提出过设计一种推力为10230daN的加力型TF41912-B52用于A-7的改型计划。
这项计划后来被取消。
自1968年开始生产到1988年结束,共生产1419台TF41,其中仍有850~950台列在装备序列。
结构和系统
(Mk202)
进气口 整体钢板焊接机匣,19个固定进口导流叶片(TF41无进口导流叶片)。
热空气防冰。
风 扇 镁合金对开机匣。
5级轴流式(TF41为3级风扇加2级低压压气机),压比2.86(TF41-A-1为2.45;-A-2为2.49),转速8760r/min(TF41-A-1为8950r/min;-A-2为9150r/min)。
高压压气机 12级轴流式(TF41为11级)。
进口导流叶片可调,设有放气活门。
水平对开不锈钢机匣。
转速12514r/min(TF41-A-1为12770r/min;-A-2为13000r/min),压比6.9。
燃烧室 环管形。
10个火焰筒,10个双油路燃油喷嘴。
钢制对开机匣。
高压涡轮 2级轴流式。
第1级转子叶片和第1、第2级导向器叶片采用空气冷却。
整体钢制机匣。
低压涡轮 2级轴流式。
叶片均不冷却。
加力燃烧室 内外涵气流混合后在加力燃烧室补燃。
采用V形火焰稳定器和催化点火器。
加力比调节范围为1.10~1.65(TF41无加力燃烧室)。
尾喷管 主喷口面积可调,副喷口为不可调的引射喷口。
全程可调的主喷口由6个液压作动筒操纵。
控制系统 机械液压式控制系统(TF41从1980年起采用史密斯工业公司的电子控制系统)。
燃油系统 普莱赛公司BP240/Mk9低压燃油泵,卢卡斯公司P1001高压燃油泵和CASC310燃油流量调节器,道蒂公司Eng810Mk14加力燃油调节器,卢卡斯公司NPC302加力喷口控制泵。
燃油规格为DERD2486、2498、2453和2454。
(TF41采用卢卡斯公司的GTD-400燃油泵,出口压力为6865kPa。
燃油规格为MIL-T-5624,JP4或JP5)。
滑油系统 回路系统。
压力245kPa(TF41为343kPa)。
滑油规格为DERD2487、2493(TF41-A-1为MIL-L-7808,-A-2为MIL-L-23699,滑油消耗量为0.45kg/h)。
起动系统 普莱赛公司的SolentMk200燃气涡轮起动机(TF41-A-1为航空研究公司的JFS100-13A燃气涡轮起动机,-A-2为本迪克斯公司36G-118空气涡轮起动机)。
点火系统 卢卡斯公司的C105TS/101高能点火系统,2个YA-30-45AR114/1高能电嘴(TF41采用本迪克斯公司的双电容放电点火系统)。
支承系统 5支点支承(TF41为7支点支承)。
技术数据
起飞推力(daN)
Mk101 4900
Mk250/251 5330
Mk202/203 5440(中间)
9120(加力)
Mk807 4900
TF41-A-1 6453
TF41-A-2 6679
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
Mk202 2.218(加力)
0.693(中间)
TF41-A-1 0.676
TF41-A-2 0.659
涡轮进口温度(℃)
Mk202 1167
TF41-A-1 1155
TF41-A-2 1155
推重比
Mk202 5.05
Mk807 4.72
TF41-A-1 4.86
TF41-A-2 4.97
空气流量(kg/s)
Mk202 92.5
TF41-A-1 117
TF41-A-2 119.3
涵道比
Mk202 0.62
TF41-A-1 0.76
TF41-A-2 0.74
总增压比
Mk202 20
TF41-A-1 20.1
TF41-A-2 21.4
最大直径(mm)
Mk202 1093
TF41-A-1 1004
TF41-A-2 1004
长度(mm)
Mk202 5205
TF41-A-1 2900
TF41-A-2 2900
质量(kg)
Mk202 1842(不含起动机)
TF41-A-1 1353
TF41-A-2 1370
“飞马”
(Pegasus,F402)
“飞马”涡轮风扇发动机剖视图
牌 号 “飞马”
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 英国
厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状 生产
装机对象 “飞马”11-21(Mk103) “鹞”GR.Mk3(英皇家空军)。
“飞马”11-21(Mk104) “海鹞”(英皇家海军)。
“飞马”11-21(Mk150) AV-8S(西班牙海军)。
“飞马”11-21(Mk105) “鹞”GR.Mk5(英皇家空军)。
F402-RR-4061-406A AV-8B。
“飞马”11-61(F402-RR-408) AV-8B等。
研制情况
“飞马”是英国罗尔斯·罗伊斯公司为“鹞”式垂直/短距起落战斗/攻击机研制的转喷口涡扇发动机。
发动机原始方案于1954年提出,1957年6月英国前布里斯托尔·西德利公司(现罗·罗公司军用航空发动机公司)开始设计,1959年9月第1台试验型发动机首次运转,并定名为“飞马”1。
1960年2月,试飞用的“飞马”2首次运转,1960年10月开始“飞马”发动机的首次试飞。
此后进行了一系列的改进,1964年底,为实用型改进的“飞马”6首次运转,经过改进于1967年10月完成150小时定型试验,1968年1月开始交付,此为“飞马”系列发动机的第一个生产型。
后来几经改型,至1990年初,最新的“飞马”11-61定型。
针对垂直/短距起落的特殊要求,发动机的主要设计特点是采用了排气喷管可旋转的推力换向方案,可用一台发动机既提供升力又提供推力,结构简单、紧凑、短距起落性能好。
由于在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时,飞机无气动力,其操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制,所以在燃烧室外套和火焰筒之间设有放气环腔。
“飞马”是首先采用两个转子反向旋转的双转子发动机,它消除了陀螺力矩,改善了悬停和过渡飞行时的稳定性。
目前,“飞马”仍在进行新的改进,“飞马”/F402系列得到了美国和英国政府的大力支持,罗尔斯·罗伊斯公司和普拉特·惠特尼公司已经完成了推力为10580daN的“飞马”11-61发动机的研制。
未来推力将达到13770daN,以满足新的垂直/短距起落战斗机的要求。
“飞马”发动机的主要改型情况如下:
“飞马”6Mk101,“飞马”10Mk102 早期生产型发动机,推力分别为8451daN和9118daN,装备早期的“鹞”战斗机。
“飞马”11-21(Mk103)(美军方编号F402-RR-402) 供英空军、美海军陆战队和出口用。
“飞马”11-21(Mk104) Mk103的海军型,防腐设计。
1979年9月投入使用。
性能和结构与Mk103相同,但风扇机匣和中介机匣材料由钛合金改为锻造铝合金。
“飞马”11-21(Mk105) 用作“鹞”GR.Mk5的动力。
“飞马”11-03PCB 采用了外涵加力(PCB),全加力推力可达12009daN。
1983年6月开始试验。
用于超音速垂直起落飞机。
PCB最终可提供17792daN的推力,按英国先进核心军用发动机计划(ACME),罗·罗公司和国家燃气轮机研究院正为此而努力。
“飞马”11-21D/E/F D和E型(美军方编号为F402-RR-404)采用了内封严环,使高压涡轮的冷却空气温度降低60℃。
F型(美军方编号为F402-RR-406)高压压气机装有改进的“鹅颈”形中介机匣改善了核心空气流量。
通过F型将验证可靠性、耐久性和发动机寿命的改善。
寿命目标是冷端达到1000h,热端达到500h(目前的寿命为800/400h)。
“飞马”11F-35 主要改进有:
重新设计低压压气机的叶片和轴、新的排气喷管和无切口喷管等。
其不加力推力可达12454daN。
“飞马”11-61(F402-RR-408) 矢量推力动力装置。
由ACME计划资助,也称为XG-15。
它采用了新的较高压比的风扇(2.7)、先进燃烧室和单晶高压涡轮叶片等。
1985年10月此验证机首次运转。
1988年5月发动机首次试车,1990年初定型,同年7月投入使用。
“飞马”19 罗尔斯·罗伊斯公司自筹资金的发展项目,目标是将推力提高到12010~12450daN。
主要途径是提高涡轮进口温度和风扇压比,可能要增加第4级低压压气机。
“飞马”涡轮风扇发动机结构
结构和系统
风 扇 3级轴流式,第1级26个叶片有中间凸台。
风扇气流分开,主要部分换向至前喷管。
直径为1220mm,压比为2.3,风扇叶片材料为铝合金。
压气机 8级轴流式。
压气机转子与风扇转子反转。
叶片材料为钛合金。
燃烧室 环形。
18个低压燃油蒸发管,2个高能点火器。
高压涡轮 2级轴流式。
第1和第2级转子叶片材料分别为IN100和Rene95,第1和第2级导向器叶片材料分别为X-40钴基合金和PD21镍基合金。
1991年初以后使用了单晶叶片。
低压涡轮 2级轴流式。
转子叶片材料为IN100,第1和第2级盘材料分别为IN100和Rene95,第2级导向器叶片材料C-1023镍基合金。
尾喷管 4个可换向喷管,由余度空气马达和轴/链式驱动机构驱动。
控制系统 全权数字式电子控制系统。
燃油系统 液压机械燃油系统,具有离心式增压泵和齿轮压力泵。
滑油系统 独立系统。
以压力和重力两种方式供油。
起动系统 燃气涡轮起动机。
技术数据
最大起飞推力(daN)
“飞马”11-21(Mk103/104/150/151-32/106) 9560
“飞马”11-21(Mk105/152-42) 9780
F402-RR-406/-406A 9780
“飞马”11-61(F402-RR-408) 10580
“飞马”11F-35 11120
“飞马”19 12010~12450
额定耗油率[kg/(daN·h)]
“飞马”11-21(Mk103/104) 0.612
推重比
“飞马”11-21(Mk103) 7.01
“飞马”11-21(Mk104) 6.83
空气流量(kg/s)
“飞马”11-21(Mk103/104) 196
涵道比 1.4
总增压比
“飞马”11-21(Mk103/104) 14.8
涡轮进口温度(℃)
“飞马”11-21(Mk103/104) 1210
最大直径(mm)
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