1、典型发动机结构分析第一节 F100系列涡扇发动机 3一、F100系列发动机的发展 3二、结构分析 5第二节 F110-GE-129 EFE的发展与设计特点 5一、F110系列发动机的发展 5二、结构设计分析 62.1风扇设计 62.2带径向火焰稳定器的加力燃烧室 92.3 尾喷管 10第三节 F404系列涡轮风扇发动机 11一、F404系列发动机 111.1发展综述 111.2 结构设计特点 11二、F414发动机设计与研制特点 122.1 研制背景 122.2 主要设计特点 12第四节 M-88发动机系列 15一、研制概况 15二、结构设计分析 17三、部件试验和整机试验 203.1风扇（低
2、压压气机） 203.2高压压气机 203.3燃烧室 203.4高压涡轮 203.5核心机 213.6加力燃烧室 213.7控制系统 213.8发动机整机试验 21四、M88系列的发展 21第五节 前苏联第三代军用涡扇发动机 22一、-31涡扇发动机 221.1 研制概况 221.2 结构和系统 23二、-33涡扇发动机 262.1 研制背景 262.2 结构分析 26第六节 推重比10级军用涡扇发动机 28一、F119-PW-100涡轮风扇发动机 281.1研制背景 281.2结构设计分析 30二、联合攻击机（JSF）计划 332.1研制背景 332.2 JSF的二种方案与其动力装置 33第七
3、节 PW4000大涵道比涡扇发动机 34一、发展概述 34二、结构分析 36第八节 RB211-535E4大涵道比涡扇发动机 38一、发展概述 38二、结构分析 39第九节 GE90大涵道比涡扇发动机 42一、研制背景 42二、总体性能 43三、发动机设计特点 44四、GE90的可靠性与维修性 47第一节 F100系列涡扇发动机一、F100系列发动机的发展1968年美国空、海军空中优势战斗机计划要求大幅度提高发动机推重比和改善进气道与发动机的匹配性，同时，美国国防部作出了采用同一个核心机发展两种发动机的决定。美国空、海军在1968年4月联合提出了一项为期18个月的初始工程发展计划，要求普惠公司
4、和通用电气公司各制造和试验一台验证机，发动机的核心机要能同时满足空、海军的要求。普惠公司以JTF22核心发动机为基础，为发展空、海军用的两种发动机进行投标，并在1970年3月和通用电气公司的GE1/10发动机竞争中获胜。空军于1970年4月与普惠公司签订2.75亿美元的“成本加奖励”合同。该合同规定若成本超过或低于合同，则超过或低于部分由空军和公司按90：10比例分摊。但后来由于实际费用超过计划费用很多，在1971年7月增加合同金额1.22亿美元。F100发动机用于研制的费用为4.75亿美元，用于部件改进的计划费用约6.6亿美元。F100发动机是世界上最早投入使用的推重比达8一级军用发动机。在
5、发动机参数选择中注重提高发动机性能，采用“两高一低”策略，即增压比高、涡轮前温度高和涵道比低。在材料上采用了高强度重量比、耐高温的合金。F100也是首次使用单元体结构的战斗机发动机，它由5个单元体组成，各单元体都可更换。F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和维修性方面的问题，曾一度使美国前线战斗机处于停飞的危险中。为此，普惠公司投入大量改进改型资金，采取一系列措施，发展出了F100-PW-220发动机，基本解决了F100-PW-100存在的问题且可靠性、耐久性和维修性得到很大改善。此发动机通过了两次4000TAC循环加速任务试车（相当于18年的使用时间），已于1986年
6、6月装备部队投入使用。美国空军为进一步提高F15、F16飞机性能，要求提高发动机性能，为此提出了IPE（Improved Performance Engine）计划。普惠公司遂在F100-PW-220发动机的基础上，维持它高的可靠性，在结构上作了较大改动，发展了推重比为8、起飞推力13166公斤的F100-PW-229发动机，此发动机于1989年5月在F-16飞机上进行了第一次试飞， 1991年已有5架F-15E、4架F-16C装-229发动机进行飞行使用鉴定试验。与F100-PW-220相比，-229的流量比由0.6降为0.4总压比由25提高到32。F100系列发动机技术数据见表2-1。 表
7、2-1 F100系列发动机技术数据 机型F100-PW-100F100-PW-220F100-PW-229最大推力(daN)105901057012890中间推力(daN)652065267918加力耗油率(kg/daN.h)2.312.202.00耗油率(kg/daN.h)0.720.700.66推重比7.87.47.9空气流量(kg/s)101.11.03.4112.4涵道比0.60.60.4总压比252532涡轮前温度()139913991399最大直径(mm)118111811181质量(kg)138614521656 二、结构分析进气口 皮托管式钛合金进气口。有21个可变弯度的进口导
8、流叶片，导流叶片前缘固定，通热空气防冰，后缘可调。风 扇 3级轴流式。钛合金制成。前2级转子叶片有叶中阻尼凸台，材料为Ti6-6-2，盘材料为Ti8-1-1。轴用Ti-6-4电子束焊接而成。F100-PW-220采用了较高流量的风扇。F100-PW-229的风扇采用损伤容限设计。高压压气机 10级轴流式。前3级整流叶片可调。13级盘由锻造钛合金制成，第4级盘材料为PW1016，第5、7和9为耐高温镍基合金，第6、8和10为热等静压的IN100。14级转子叶片材料为钛合金，5-9级为耐热镍铬铁合金，第10级为耐高温镍基合金。压比8.0。F100-PW-220增设一增压级并将压气机的总寿命提高到4
9、000h。F100-PW-229的压气机采用损伤容限设计。燃烧室 短环形，无烟。燃烧室喷嘴安装在燃烧室前部，电容器放电点火。F100-PW-220采用双通路喷嘴。材料为Haynesl88钴基合金。F100-PW-229采用浮壁式火焰筒。高压涡轮 2级轴流式。第级采用冲击冷却，第2级对流冷却。第1级转子叶片和导向器叶片材料为定向凝固镍基合金MAR-M200加PWA73涂层。 F100-PW-220和F100-PW-229的导向器叶片由PW1480合金改进成PW1484单晶合金，涡轮转子叶片 外封严材料为PW485。低压涡轮 2级轴流式。第1级非冷却转子叶片材料PW1484单晶合金，盘为IN100
10、。涂层为PWA73。F100-PW-229的转子叶片为定向凝固材料。加力燃烧室 可变面积的燃油喷嘴以最小的压力实现软点火。外涵道采用带钛合金辐条的加强壳结构，衬筒为有陶瓷涂层的Haynesl88钴基材料。喷管 平衡梁式收敛一扩张型。控制系统 F100-PW-100为机械液压式，控制燃油和喷管面积，并具有电子监控能 力。F100-PW-220采用汉密尔顿标准公司的数字式电子控制系统。燃油泵由 TRW、森德斯特兰德和汉密尔顿标准公司提供。F100-PW-229为全权数字式电 子控制系统，具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。第二节 F110-GE-129 EFE的发展与设计特点一、F110系列发
11、动机的发展F110是美国GE公司为F-16在F101(用于B-1轰炸机)的基础上研制的发动机，其第一个型号F110-GE-100推力为124.7 kN, 于1984年装在F-16C/D战斗机上进入空军服役；为海军改型的F110-GE-400于1984装于舰载战斗机F-14B/D上进入海军服役, -400型的零部件有82%与-100型通用。根据美国空军的要求，GE公司于1991年完成了F110的提高性能的衍生改进型F110-GE-129IPE (推力为129.1 kN级)的研制工作，并于同年装在F-16交付空军使用，同时-129还用于F-15。截至1999年底，F110-GE-100已积累了20
12、0万飞行小时，由发动机本身引起的非计划返修率为每1000飞行小时3.45次。由于F110-GE-100具有较好的性能、高的可靠性、在飞行包线内油门杆的运动无任何约束，且可提高飞机的爬升率，因比它不仅被美国空军选作F-16的与普惠公司研制的F100发动机相竟争的发动机(F-16于1978年投入空军服役时用的发动机为F100-PW-200，由于当时F100的可靠性差，影响F-16的正常使用，美国空军才让GE公司发展F110的)，而且订购量超过F100，例如, 1985年空军为F-15、F-16(二型飞机的发动机均为F100与F110)采购的发动机中，F110占75%，F100仅占25%，又如，截至
13、1994年，美国空军对F110订货为1065台, F100为1021台。美国空军在欧洲、太平洋地区使用的F-16C/D中也多采用F110。1986年前后, 巴林，埃及、以色列、希腊、土耳其等国政府均选用F110作为它们将要采购的前沿战斗机的动力，后来它们均选用了以F110为动力的F-16。由F110-GE-100发展衍生为F110-GE-129IPE，GE公司采用了低风险的衍生技术，继承了-100的高可靠性，采用了-100中的81%零、组件，使-129IPE也具有在飞行包线内油门杆的运动无任何约束且不会发生失速，因此使驾驶员可将精力集中于作战任务。-129IPE还具有高的循环寿命，因此使用它的
14、战斗机具有单发战斗机中最好的安全记录与高的出勤率。发动机的维修工作设计成能在基地级完成，不仅节约了费用，而且提高了作战部队的自给能力。自1992年投入空军使用以来(装于F-16、F-15A/C)，-129IPE已累积工作了25万飞行小时以上，由发动机本身引起的非计划返修率低于每1000飞行小时1.0次。1999年，F110-GE-129IPE成功地作为双座战斗-轰炸机F-15E的动力完成了飞行试验，并已取得用于F-15E或F-15E的换发的批准。二十世纪九十年代末，GE公司在F110-GE-129IPE的基础上，沿用了低风险衍生的途径，发展了F110-GE-129 EFE （提高性能的战斗机发
15、动机）, 以满足战斗机未来的要求与扩大市场机遇。在-129EFE设计中采用了以下几项技术：3级整体叶盘的风扇，第1级风扇为宽弦叶片；先进的带径向稳定器的加力燃烧室；重量轻的复合材料丝缠绕的风扇机匣；通过对现有发动机的部件改进计划CIP提高了涡轮(改善材料与冷却)与尾喷管扩散段调整片、封严片的寿命；加强了电子控制器的功能等，使发动机的推力在维持-129IPE的寿命下提高到151.4 kN，提高了17.2%。如果选用新设计的引射喷管, 还可提高尾喷管部件的寿命且可降低排气系统的重量。F110-GE-129EFE可提供两种推力级/检查周期供选用(均以海平面标准大气下，实际平均的全加力的最大推力计)：
16、131.8 kN/6000TAC翻修检查周期与146.9 kN/4300TAC翻修检查周期，如检查周期为6000TAC时，中间推力为84.62 kN。在衍生改进时，用提高循环参数来获得性能的提高要与结构强度承受能力(特别是涡轮部件)进行权衡, 否则会影响发动机特别是热端部件的寿命。1999年10月美国空军正式通知GE公司，将142.0 kN推力/4300TAC检查周期的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132，将131.6 kN推力/6000TAC检查周期的命名为-132A，而将推力为151.4 kN的命名为F110-GE-134。下文中将沿用-129EFE。二、结构设计分析2
17、.1风扇设计-129EFE发动机最主要的特点或基础是它的空气流量比-129IPE型大、三级整体叶盘的风扇，第1级为宽弦叶片，这是采用了用于B-2轰炸机的F118-GE-100发动机的技术而研制的。整体叶盘的设计不仅利用了F118及IHPTET几种风扇的技术，而且吸收了F110外场使用经验，从而获得高的风扇效率，并使发动机的耐久性、性能与推力均得到提高。在发动机的试验中，-129EFE的整体叶盘风扇的效率高于目前外场使用的-129IPE型的风扇1个百分点以上，且超过了IHPTET第、阶段的目标值，同时在维修性、可靠性与安全性均有显著的改善。 表2-2列出了-129IPE、-129EFE两型发动机
18、风扇气动设计点的参数比较。从表中可以看出.-129EFE风扇的流量、压力比均有较大的提高，再加上它的风扇的效率明显高于-129IPE的，在保持-129IPE的推力条件下，涡轮前燃气温度显然要低许多，因而可提高热端部件的寿命。如果维持热端部件寿命，推力则可以增加。表2-2 F110-GE-129IPE、-129EFE发动机风扇气动设计点参数参 数F110-GE-129IPEF110-GE-129EFE进口折合流量（kg/sec）122.13133.48进口折合叶尖切线速度（m/sec）426.72452.0压力比3.44.2图2-2所示为F110-GE-129EFE风扇部件(上半部)的一些设计特
19、点，为了比较，图中下半部为-129IPE的风扇。由图可以看出，在-129EFE的改型设计中，维持了原型机的外廓尺寸，以便能装入F-16、F-15飞机。-129EFE风扇三级全部采用了整体叶盘设计，这是基于GE公司在直升机用T700，舰船及工业用LM2500、ATF/JSF用F120、F/A-18-E/F用F414等发动机积累的设计、发展、修理及外场使用经验的基础上设计的。众所周知，整体叶盘结构不仅可减少部件零件数(-129EFE减少65%)，降低部件重量，消除了榫槽的应力集中处提高了组件的强度，而且消除了榫槽缝隙中的漏气，可提高效率；另外，可靠性也得到提高。图2-2 F110-GE-129EF
20、E风扇设计特点-129EFE风扇机匣采用了对半开的，这种设计不如F119的整体机匣好；所有三级整体叶盘均单独作成，级与级间用短螺栓连接而未焊接成体(F119中，1、2级焊为一体)，但前轴与1级整体叶盘作为一体，其形状较为特殊(见图2-2)，有点像鼓环加厚的无盘转子，实际上它仍是盘心直径大、盘厚度大的整体叶盘, 类似的结构在以往的大发动机中实属罕见。第1级风扇采用了宽弦叶片，叶片的厚度加大(见图2-3),增大了叶片的强度，提高了叶片抗外物打击的能力(能承受1.135kg鸟的打击)，取消了叶身凸肩，并且可加大在外场对叶片前缘修磨的深度。最新发展的激光冲击强化(LSP)技术已用于对该叶片进行强化处理
21、，以防止裂纹的扩展，并进步提高抗外物打击的能力。在发动机试车中，经LSP处理过的并人为地造成伤痕的叶片，通过了完整的AMT持久试车的考验。图2-3 叶片叶型厚度的比较激光冲击强化 LSP（Laser Shock Peening）处理是一种对材料或零件表面进行强化的技术，利用激光冲击在材料或零件表面上产生压缩残余应力，其压缩残余应力层厚约1mm，比常规喷丸处理（层厚0.25 mm）的大4倍，因而其压缩残余应力比常规的大4倍。采用这种强化处理后，零件的使用寿命可加长，并可防止表面裂纹。在IHPTET计划中，曾用它对风扇叶片进行处理，GE公司已获得将这种技术用于对F110-GE-129IPE风扇叶片
22、进行强化的批准, 因此在-129EFE中也用于对1级风扇叶片进行强化处理。风扇叶片采用了最新发展的三维黏性流的设计体系以增加效率，并消除由于叶片厚度加大对风扇性能产生的不利影响。第1级风扇静子叶片采用了在F118发动机上采用过的复合倾斜的设计，以减少轮毂进口M 数，且可使气流沿静叶扩散流动时不产生冲击，从而提高效率。图2-4 风扇出口导叶(由后往前看)在改型设计中，为了保持-129IPE的外廓尺寸，-129EFE的风扇部件长度不能变，但第1级风扇叶片采用宽弦叶片，因此必须减少其它零、组件的轴向尺寸。由图2-2可见，-129IPE设计中风扇出口导叶与中介机匣的支板间留有较大间距，约1.5倍出口导
23、叶的弦长，而在-129EFE中，出口导叶与中介机匣支板间间距缩短了35.6mm。这种出口导叶与中介机匣支板靠得很紧的设计虽然缩短了轴向尺寸，但它不仅使风扇出口压力不理想，有可能对性能与气动稳定性带来坏影响，而且也会对风扇造成不利的畸变传到高压压气机中。为此, 将出口导叶按三元流设计成掠形的复合倾斜的形状(见图2-4)，即沿轴向导叶作成向后弯曲的形状(参见图2-2的风扇纵剖面图)，沿周向也作成弯曲的形状(参见图2-4)。由于出口导叶沿轴向作成弯曲的，紧邻的中介机匣支板前缘也作成弯曲的。宽弦整体叶盘的风扇已累积了700小时以上的试验，其中包括在高空条件的试验500余小时。试验的范围非常广泛，由飞行
24、条件看，从海平面一直到高度=12200m，M=2.0，从推力范围看，从标准大气及热天下的慢车状态一直到151kN。试验是在GE公司的试验台及NASA的阿洛德工程发展中心AEDC的高空试验台上进行的。气动-机械试验的数据表明-129EFE风扇所有的工作叶片与静子叶片共振响应均低于GE公司的设计实践值，且低于美国空军高循环疲劳HFC准则的规定值。另外，由于对气动-机械设计进行了优化，使-129EFE风扇的效率高于设计目标值1.5%，同时能满足全部风扇适应性的要求。2.2带径向火焰稳定器的加力燃烧室在-129EPE型发动机中，另个改动较大的部件是加力燃烧室，它采用了径向火焰稳定器取代了-129IPE
25、的三圈环形火焰稳定器，图2-5示出了二者的比较。图2-5 -129EFE与-129加力燃烧室的比较-129EFE加力燃烧室中，沿园周均布8个长的与8个短的、截面呈V形的径向火焰稳定器，长的外端紧靠加力筒体，内端紧邻中心内锥体，二个长的径向火焰稳定器间夹一个短的火焰稳定器，短的外端仍紧靠加力筒体，内端则距中心内锥体较远，这样，既可满足稳定火焰的要求，又不会在中心处严重堵塞。在涡轮风扇发动机加力燃烧室中，采用径向火焰稳定器有其特殊意义：开加力时可将中心部分已燃的高温燃气向外引出，加热稳定器的V形槽道，有利于由外涵引入的冷空气与燃油混合气的汽化、蒸发，同时利用引出的燃气使其燃烧；不开加力时，它可作为
26、掺混器，将外涵道空气引向加力燃烧室中部，加强外、内涵气流的掺混。采用径向火焰稳定器后，使-129EFE加力燃烧室结构较-129IPE简单，零件号减少了50%,零件数减少了15%，重量减轻3%，而且外场可换组件LRU的拆换与返修率也降低了。由于中心内锥体作成截锥，便于锥体前的隔热罩(为LRU)拆换，使维修工时降低90%。带径向火焰稳定器的加力燃烧室也像风扇样，采用了复杂的三维流体计算力学的分析技术进行设计，使该加力燃烧室具有较好的性能，在发动机上进行的450小时试车中，已证实它有好的效率与点火特性(快而稳定的点火)。在450小时试车中，99小时为海平面条件下的试车，351小时在高空条件下的试车，
27、其中又有85小时的试车是在最大加力状态及部分加力状态下进行的。-129EFE加力燃烧室的零、组件在覆盖整个飞行包线下的苛刻试验中已证实具有极好的可靠性。径向火焰稳定器能在较高的加力温度下工作而不会烧坏稳定器，啸声也较小。另外，在，-129EFE中，掺混器由-129IPE的20个瓣的菊花瓣型改为16个槽的漏斗型；风扇/核心机的喷油杆由-129IPE的40根改为32根；扩散段与中心内锥体也作了一些改动还取消了-120IPE的点火器。在-129IPE的基础上改进衍生的-129EFE加力燃烧室不仅提高了可靠性，而且成本与维修费用均有所降低。2.3 尾喷管目前生产的-129IPE的尾喷管具有高的可靠性，
28、且使发动机推力在飞行包线内能平滑过渡，在-129EFE尾喷管设计中继承了-129IPE多年的使用经验，作得与-129IPE的相近，但在寿命与维修性上有显著改进。图2-6 F110发动机尾喷管图2-6示出了F110的尾喷管，它作成收敛-扩散形，喉道面积与喷管膨胀比均可调，以获得高的巡航性能与低的阻力，且使推力能平滑过渡。FADEC连续地调节喷管喉道面积以使发动机推力最大，同时使风扇维持足够的喘振裕度，以使发动机在整个飞行包线内均有特别好的适应性。加力筒体内的隔热防振衬筒除了消除或抑制啸声外，还将气膜冷却空气引至后端的调节片与封严片中。尾喷管的收敛段与扩散段均由调节片与封严片组成。在扩散段的调节片
29、与封严片上喷涂有隔热涂层，以降低热疲劳，提高寿命并减少维修工作。-129EFE的尾喷管与-129IPE基本一样，但在结构上稍作了些改进，使其具有装三维矢量喷管的能力，如图2-6中的下图所示。-129EFE还有另个可选用的尾喷管方案，那就是引射喷管，它是在收敛段调节片与封严片中作有冷却槽，将发动机短舱内的空气引射流入尾喷管中，此时， 在尾喷管外形成了个用以冷却的气膜，从而大幅度提高了尾喷管零、组件的寿命 (4倍)，并可大幅度降低LRU更换时间(50%-90%)。另外，引射喷管还可减少零、组件数，降低备件费用，减少检查时间以及减轻排气系统的重量。F110-GE-129EFE在试车中已验证了它的最大
30、加力大于151.4kN，并将以151.1kN的推力通过定型审定，预计在2002年能投入生产。第三节 F404系列涡轮风扇发动机一、F404系列发动机1.1发展综述F404为通用电气公司为美国海军的舰载飞机F/A-18研制的，它的第一个使用型号F404-GE-400于1978年11月装在F/A-18上进行首飞，1982年9月正式服役，目前已有2000余架F/A-l8飞机在海军中使用。发动机推力7120daN，推重比为8，总压比为25，流量比为0.34，涡轮前燃气温度为1589K，它是第一台贯彻结构完整性大纲设计的发动机，也是第一台从设计开始就贯彻可靠性设计的发动机。美国海军为进一步改善F404的
31、性能，提出了EPE（Enhanced performance Engine）计划。为此，通用电气公司在-400的基础上发展了F404-GE-402EPE发动机，起飞推力增至7900daN。改型的设计准则是：满足减少爬升时间的要求，保持2000小时美国海军任务热端部件寿命，维持与 -400型有较大的通用性（零、组件）。据称，F/A-18飞机换装-402发动机后，在飞行速度M=1与高度H=15100米时，飞机爬升到截击时的时间缩短31，在飞行速度M=l.6和高度H=10668米时，使最大加速性改进27，在飞行速度M=0.9与高度H=3048米时，在典型作战机动情况下，其单位剩余功率将增加18。为满足美国海军新型先进战术飞机Al2的需要，发展了F412-GE-400，1989年开始试验，其起飞推力约为8050daN。由于飞机发展中，飞机机体重量超重3632公斤，成为无法克服的困难。因此，美国国防部长切尼于1991年1月7日宣布，取消这项投资520亿美元的“隐身”攻击机的发展计划。由于Al2的下马，F412发动机只能加以改进，用于它用。1.2 结构设计特点进气口 带进气锥的环形进气口，有可调进口导流叶片。风 扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接
