F119核心機研制技術途徑及發展趨勢

鄭天慧，郭 琦，曾海霞，王巍巍

(中國燃氣渦輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

核心機是發動機中環境溫度、壓力和工作轉速最高的部件，其性能體現了整個發動機的性能，也決定了發動機研制項目的進度和成本，并在很大程度上決定發動機的耐久性水平。從20世紀60年代起，美、英、法等國從發動機使用經驗和教訓中認識到，技術驗證核心機具有減少型號研制風險、降低研制費用、縮短研制周期等特點，開始重視核心機技術發展途徑。依托ATEGG(先進渦輪發動機燃氣發生器)、HTDU(高溫驗證裝置)和 DEXTRE(以帶氣冷葉片的高負荷渦輪為重點的探索性發展)等計劃，在真實核心機環境下對新部件技術進行性能和耐久性驗證，取得了極大成功[1～5]。其中，美國開展的ATEGG核心機驗證計劃，不僅為F100、F404、F110等發動機的改進改型及F119等發動機的順利問世奠定了基礎，更促進了核心機發展途徑從系列化逐漸跨越到多用途層面。

2 美國的核心機發展戰略

在燃氣渦輪發動機領域，美國與大型發動機相關的核心機驗證計劃是ATEGG計劃。該計劃主要針對18 kg/s一級或更大流量的核心機及相關部件的設計、研制和驗證，開發的技術可用于將來的大型渦扇/渦噴發動機。

20世紀60年代以前，美國的戰斗機發動機產品研制和技術研究退出主導地位，其水平和發展速度明顯落后于蘇聯。60年代開始，美國空軍研究實驗室認識到這一劣勢后，在無財政預算資金的條件下，開始研究渦輪發動機新技術，構思出燃氣發生器平臺，以打造未來發動機的技術基礎。開展的首項技術驗證機計劃是LWGG(輕重量燃氣發生器)計劃。1963年，LWGG計劃取得初步成功，美國國防部開始為其投資，并將其改名為ATEGG計劃[6]。ATEGG最初目的是在當時渦輪發動機研究經費不足的情況下，重點開發驗證核心機。GE公司和普惠公司分別研制了一種核心機，成功驗證了高推重比發動機技術。ATEGG是一個持續進行計劃，至今美國已形成了10代驗證核心機和驗證發動機[7]。

1976年，美國政府和工業界聯合開展的技術發展研究表明，需要研制具有超聲速巡航能力的戰斗機。為此，普惠公司在ATEGG計劃下開發和驗證了ATEGG685和XTC65核心機，并利用成功研制了F119發動機，在性能、質量、可靠性、耐久性、適用性、費用和可生產性方面取得了前所未有的平衡[8]。普惠公司先后開發和驗證了XTC66、XTC67等驗證核心機，以改進F119、F135、F100等發動機性能，并為下一代推重比15～20的發動機打基礎。由此可見，核心機派生發展道路受到航空發達國家的高度重視，并成為發動機系列化發展的主要技術途徑[9，10]。

2006年，美國開始全面實施通用經濟可承受先進渦輪發動機(VAATE)計劃，旨在積極開發多用途、4000 h壽命和便于維修的核心機。從以核心機為基礎派生發展的設計概念，跨越到多用途核心機的設計概念，可在更寬廣范圍內實現以核心機為基礎的派生發展，也反映美國對核心機更加重視。

3 F119核心機研制技術思路及途徑

3.1 預研核心機技術驗證

1975年，在F100發動機定型后，普惠公司啟動了新一代發動機先進部件技術研究計劃，隨后又進行了技術驗證核心機和技術驗證發動機研究。在針對第四代發動機應用開展的ATEGG計劃中提出的目標是：通過提高渦輪工作溫度，使推重比增加25%；采用對轉方式，使耗油率降低7%；同時采用先進的材料與結構，并實現更高的轉速來使壽命周期費用減少25%。在ATEGG耐久性驗證核心機上，開展了6級高壓壓氣機、浮動壁燃燒室和對轉渦輪技術驗證[3]。

3.2 型號核心機研制思路

F119核心機采用常規設計，通過在關鍵部件上引入先進成熟技術來達到預期設計指標，避開研制新概念核心機帶來的技術挑戰和風險。結構設計上，強調簡單、耐用，遵循采用成熟技術的基本原則，延續穩健發展的技術路徑。F119在性能上較前一代發動機F100有較大提高，在幾輪設計迭代中，也采用了一些以前發動機中未采用的新技術，但由于有充分的前期驗證，因此其可靠性比F100要高很多。

F119核心機的設計從PW5000(XF119)的初始方案到最終的設計定型，期間是一個不斷迭代、動態發展完善的過程。為滿足軍方飛行驗證要求，普惠公司在XF119核心機上做了如下改動：壓氣機前幾級上改用阻燃Alloy C鈦合金，以減輕重量，提高耐久性和安全性；高壓渦輪工作葉片葉尖增加耐磨涂層，以提高性能和耐久性。后期又對YF119壓氣機氣動設計作了改進，整個壓縮系統均采用整體葉盤。

在F119核心機的設計完善過程中，最大特點是依托美國同期開展的各項技術驗證計劃。隨著綜合高性能渦輪發動機技術(IHPTET)計劃的進行，經驗證的研究成果逐步應用到F119核心機上。

在F119工程制造與發展(EMD)階段，發現第四級整體葉盤設計的抗外物損傷的損傷容限裕度不足，重新設計既耗時又昂貴(約需1000萬美元)。為滿足F-22的性能要求，需將臨界應力強度因子提高三倍。2000年，高周疲勞科技計劃中，在XTE65/3上驗證了激光沖擊強化(LSP)技術修復整體葉盤的能力。此后，LSP技術又在F119第1級高壓壓氣機整體葉盤上驗證達標，并于2003年3月轉化到普惠公司F119生產型中(圖1)。該技術能降低整體葉盤50%的成本，延壽5倍[11]。

圖1 LSP技術在F119核心機整體葉盤上的應用Fig.1 Application of laser sheek peening on F119 core blisk

3.3 定型后核心機改進改型衍生發展思路

成功研制出性能卓越的四代機發動機后，將型號核心機作為先進技術驗證平臺，成為了發動機設計的重要途徑。作為IHPTET計劃的子計劃，惠普公司主承的部件和發動機結構評估研究(CAESAR)計劃始于1992年。該計劃以F119核心機為驗證平臺，實現三方面的目的：①驗證用新材料設計、制造和測試部件的設計準則；②評定新材料和設計系統的壽命；③驗證可轉化用于先進發動機的幾項關鍵技術。在CAESAR驗證核心機上，開展了顫振試驗、某些環境試驗及驗證IHPTET的第1階段關鍵目標。CAESAR發動機總共完成了1500個累積循環，在F119核心機上成功進行了如下技術轉化驗證：超冷渦輪葉片和導葉、沖擊氣膜冷卻浮動壁瓦片及高壓壓氣機刷式封嚴(圖2)。其中，僅超冷葉片一項，就可在冷卻氣流量不變的條件下使渦輪葉片壽命延長2～5倍，或在壽命不變的條件下提高渦輪進口溫度200℃，從而使推力增加20%[12]。

在實際應用中，水合熱法成為目前制備納米MoS2最常見的一種方法，且其制備出的MoS2納米微球尺寸較小，表現出了優異的耐磨性能。

圖2 CAESAR技術驗證Fig.2 CAESAR technology demonstration

美國以F119核心機為驗證平臺，持續研究用于下一代軍機的PW7000發動機技術。跟蹤研究表明，以F119核心機為基礎，可擴展應用到遠程轟炸機、超聲速巡航攻擊平臺、有人和無人駕駛超聲速巡航偵察機及渦輪沖壓組合發動機等領域。

4 核心機發展新趨勢

VAATE計劃將多用途核心機作為其三大重點研究領域之一，期望渦輪發動機能在性能和采辦費用本上取得突破性進步。這一理念代表了未來航空發動機核心機技術發展的趨勢，當前普惠公司核心機的技術發展戰略跨越至多用途核心機層面。而采用多用途核心機最終可使發動機上各主要部件的共用性達90%以上，實現減重和降低成本的目的。同時，此技術的發展思路，也使得F119的核心機通過改進更加成熟。

4.1 多用途核心機

多用途核心機，也稱為共用核心機。與簡單的核心機系列化不同，其針對的是不同的應用機型，強調通過開展獨立于飛機系統的核心機計劃，設計、研制并使一臺先進技術發動機核心機成熟，以應用在不同飛機上，實現以核心機為基礎的派生發展。

多用途核心機可大大降低武器系統壽命周期費用。普惠公司研究表明，與全新研制的發動機相比，從多用途核心機派生發展的發動機研制周期短、風險低，可盡早獲得成熟的技術并提高耐久性，且研制成本可降低60%[13]。

雖然多用途核心機方案可明顯降低成本，但其技術思路是否可行，還應考慮諸多因素。其中最關鍵的是物理構造區別要極小，不需要重新研制核心機來驗證熱端部件的耐久性。具體指導原則有[13]：①壓氣機增減一級，能基本保持相同的壓氣機出口換算流量；②渦輪流場的差異較小(可通過導向器或其它技術來調整)；③可調進口導葉或壓氣機靜子布局要不同。

此外，多用途核心機是否可行，還要探討如下兩個問題：①一定尺寸的核心機，在不引起系統重量增加和性能損失的前提下，能否滿足不同飛機應用需求；②某核心機在應用于戰斗機、轟炸機、攻擊機和教練機時，能否達到重量、性能、耐久性和可靠性的適度平衡。

4.2 普惠公司的多用途核心機技術研究

從經濟性而言，多用途核心機可能是更好的解決方案。在設計轟炸機和戰斗機用發動機時，綜合考慮二者最大的任務循環限制，再分別選擇合適的低壓方案與共用核心機匹配，以得到最優的涵道比(對于渦扇發動機)和總壓比。從研制觀點來看，此種方式可行，只需核心機的設計考慮到二者混合時最惡劣的任務循環。由此派生的兩種發動機還要在其各自的任務循環下做廣泛的試驗。必須強調的是，只有在折衷相對較小時(主要是重量方面)，可采用共用核心機途徑。

如圖3所示，惠普公司曾開展的多用途核心機研究中采用F119核心機作為基準核心機，推力覆蓋范圍為2940～12740 daN，可用于戰斗機、教練機、轟炸機、運輸機等六類飛機。

通過增加適當的低壓轉子，相同的核心機可派生出具有卓越巡航耗油率的亞聲速、大涵道比發動機，或是超聲速高推重比加力發動機。圖3中采用共用核心機壓氣機的進口換算流量為24.8 kg/s，壓比7.5，燃燒室出口溫度1537.8℃。在高壓壓氣機前增加一級增壓級，可派生出3087～3969 daN推力(帶加力)級的單轉子渦噴發動機，用于超聲速戰術飛機或教練機。將增壓級替換成直徑較小的多級低壓轉子，使推力加倍，發展成渦噴發動機，可配裝超聲速V/STOL B(垂直/短距起降轟炸機)或CTOL(常規起降)。若將風扇尺寸稍微增大，可進一步增加推力，得到小涵道比(0.6～0.8)渦扇發動機，用于超聲速V/STOL B。采用大尺寸風扇，再加一個多級低壓壓氣機，可發展成推力達12740 daN的大涵道比(4～6)先進渦扇發動機，用于運輸機。采用更大尺寸的風扇可得到極高涵道比(8～12)渦扇發動機，用于V/STOL A(垂直/短距起降攻擊機)。同樣，GE公司也是采用此種發展思路，利用GE23先進技術驗證機的預研核心機，開發出了推力范圍為3920～14700 daN的系列發動機(表1)。

圖3 多用途核心機Fig.3 Versatile core engine concept

表1 GE23預研核心機派生發展型號Table 1 Derivative engines based on GE23 core

5 結束語

一直以來，國外都高度重視核心機發展戰略，持續在技術驗證核心機計劃上投資，保證了預研核心機計劃發展的連貫性。ATEGG計劃自1963年啟動以來，至今已持續運行了50多年。F119核心機的發展正是建立在充分核心機技術驗證基礎之上，適時將核心機計劃中產生的創新技術進行轉化和應用，使得到驗證的新技術能迅速在型號產品中推廣應用。

VAATE計劃已將多用途核心機列為三大協作重點領域之一，且從普惠公司案例和GE公司的型號實證分析可見，國外航空發動機核心機研發已呈現出多用途發展趨勢。核心機發展從簡單的系列化上升到多用途層面，可在更廣范圍內實現發動機的派生發展。

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