軍用航空發動機特征分析

劉 勤，周人治，王占學

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川 成都 610500；2.西北工業大學動力與能源學院，陜西 西安 710072)

1 引言

自20世紀40年代初以來，戰斗機發動機已研制發展了四代。40～50年代，渦噴發動機得到了快速發展，但耗油率高。為改善其經濟性，60年代，航空發動機進入渦扇發動機時代。在此基礎上，為實現高的氣動性能、結構工藝水平和推力矢量技術等，80年代，航空發動機進入新一代渦扇發動機時代。20世紀末期，先進戰斗機對發動機提出了5S特性(隱身性、超聲速巡航、短距起降、超機動性、高維修性)，自此航空發動機進入先進渦扇發動機時期。近年來，戰斗機正朝多用途、寬包線方向發展，這促使研究者提出了變循環發動機概念。變循環發動機通過改變發動機部件的幾何形狀、尺寸或位置來調節熱力循環參數(如增壓比、渦輪前溫度、空氣流量、轉速和涵道比等)，將高、低涵道比發動機的優勢合二為一，使發動機可同時具備大推力與低油耗特性，使得發動機在各種工作條件下都具有最佳的熱力循環，從而對飛行速度和高度有良好的適應性。因此，變循環發動機受到各航空強國的重視，是目前航空發動機的重要研究方向。

2007年，美國啟動了VAATE計劃的一個子計劃——自適應通用發動機技術(ADVENT)計劃，開始對第五代戰斗機發動機(重點是變循環發動機(VCE))技術進行預研，目標是在飛行包線內調整發動機核心段的流道幾何形狀和尺寸，以改變風扇、核心機流量和壓比，從而優化發動機性能。2012年，美國空軍和國防部啟動了ADVENT計劃的后續技術成熟項目——自適應發動機技術發展(AETD)項目，重點研究三外涵技術，以滿足未來發動機自適應技術的要求。

2 軍用航空發動機特征分析

2.1 第三代

第三代軍用航空發動機，是目前世界發達國家現役主力戰斗機所裝備的發動機，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、АL-31F 等[1～3]。其結構特點為：3～4級風扇和7～9級高壓壓氣機，葉片負荷較高，大多采用可調靜子葉片結構；環形或短環形燃燒室，長度較第二代發動機的縮短了1/2，溫升提高；1～2級高壓渦輪和1～2級低壓渦輪，采用耐高溫高負荷設計，單級渦輪落壓比提高；采用復合氣冷空心結構的定向凝固或單晶材料葉片，渦輪進口溫度提高；加力燃燒室采用分區供油和先進火焰穩定器，長度較第二代發動機的縮短了約1/3，加力溫度提高；收斂擴散型噴管；全權限數字電子控制系統(FADEC)。其性能特點是：推重比7.0～8.0，平均級增壓比1.3～1.4，總增壓比21～35，燃燒室溫升850～950 K，高壓渦輪單級落壓比可達3.5～4.2，渦輪進口溫度1600～1750 K，加力溫度2000～2100 K。

2.2 第四代

第四代軍用航空發動機，是為滿足先進戰斗機(如F-22)的超聲速巡航能力、良好隱身能力、高亞聲速和超聲速機動能力、敏捷性、遠航程和短距起落能力、高可靠性、易可維修性、強生存力、低全壽命期費用而研制的。典型第四代軍用發動機(F119、F120、EJ200、F135、F136、АL-41F等)的結構特點為：風扇2～3級；高壓壓氣機5～6級；燃燒室多為短環形燃燒室；高壓渦輪均為單級；低壓渦輪為1～2級；加力燃燒室多為內外涵燃燒、結構一體化的短加力燃燒室；噴管采用能實現短距起落和非常規機動，同時有助于于減少紅外及雷達信號特征的結構形式，如二元推力矢量噴管、軸對稱收斂擴散噴管等[4]。其性能特點為：推重比9.0～10.0，涵道比 0.2～0.4，總增壓比26～35，渦輪進口溫度1800～2000 K，3級風扇的增壓比可達4.5左右，耗油率降低了8%～10%，可靠性提高了1倍，耐久性提高了2倍。總之，第四代發動機具有高推重比、小涵道比、高總壓比、高渦輪進口溫度等特點。典型第四代軍用發動機的參數對比如表1所示。

表1 典型第四代軍用航空發動機的參數對比Table 1 Parameter comparison of the typical fourth generation military engines

第四代軍用航空發動機采用的新技術[5～7]：

(1)壓縮系統——采用非定常三維有粘氣動設計，使平均級增壓比提高到1.45～1.50；采用進口可調導葉和彎掠葉片設計，提高了效率和喘振裕度；采用低、中等展弦比設計；采用空心寬弦葉片及整體葉盤設計，減輕重量；采用刷式封嚴，減少漏氣。

(2)燃燒系統——采用高紊流度強旋流、帶蒸發管的頭部回流、強旋流氣流加強混合等燃燒室頭部設計技術，獲得高的燃燒效率和均勻的出口溫度分布；采用氣動霧化、空氣霧化等噴嘴，提高燃油霧化質量；采用浮動壁火焰筒設計；采用高燃油空氣比燃燒技術；采用對流加氣膜復合冷卻、多孔層板Lamilloy冷卻技術等。

(3)渦輪系統——采用非定常全三維有粘氣動設計，提高渦輪的氣動負荷；渦輪葉片采用單晶材料制成；高、低壓渦輪采用對轉設計，減小飛機機動飛行時的陀螺力矩；采用多通道強迫對流加氣膜冷卻、鑄冷加Lamilloy冷卻、超冷、內部增強冷卻等技術，采用電子束物理氣相沉積的熱障涂層，提高渦輪冷卻效率。

(4)噴管系統——采用二元收擴俯仰矢量噴管、軸對稱矢量噴管、收斂-擴散全方位矢量噴管等設計技術，實現短距離起落和非常規機動，同時也有助于減少紅外和雷達信號特征。

(5)控制系統——采用第三代雙余度FADEC，進一步提高可靠性，對發動機實行故障診斷和處理，并根據飛機推進系統一體化確定發動機最佳工作參數。

(6)新材料——外涵機匣均采用樹脂基復合材料；高壓壓氣機轉子前幾級采用鈦合金，后幾級采用高溫合金，靜子葉片選用高強度阻燃鈦合金或高強度鎳基高溫合金；燃燒室火焰筒主要采用鎳基高溫合金并涂覆陶瓷熱障涂層；渦輪轉子葉片采用第2代單晶鎳基高溫合金，并電子束氣相物理沉積熱障涂層；靜子葉片采用第2代單晶合金或陶瓷基復合材料，雙性能熱處理渦輪盤；加力燃燒室隔熱屏選用鎳基高溫合金，筒體采用鈦合金或高強度阻燃鈦合金Alloy C；噴管主調節片選用高溫合金。

2.3 第五代

第五代軍用航空發動機是目前正在研制的推重比12～15的小涵道比加力渦扇發動機。根據IHPTET計劃、VAATE計劃等的研究情況，預計將在2020年研制出可實現推重比12～15一級的渦扇發動機。2012年10月，美國啟動的AETD項目，主要瞄準下一代渦輪發動機技術，目的是驗證能用于第五代戰斗機、未來轟炸機和其它戰術飛機的低油耗發動機技術，使之達到能進入工程發展的水平，從而為下一代作戰飛機的研制做好準備。

AETD項目重點研究三外涵技術(除傳統渦扇發動機的高壓核心機和低壓外涵道，還將在外圈增加可開合的第三外涵)以滿足未來自適應發動機的要求，目的是發展一種采用三外涵結構的發動機技術并使其成熟。起飛時第三外涵關閉，減小涵道比并提高核心機流量以增加推力，巡航時第三外涵打開，以增大涵道比并降低耗油率。

第三外涵氣流溫度較低，可用于冷氣及實現更好的熱管理，冷卻飛機系統熱沉的燃油及加力燃燒室和噴管的壁板。這種結構還能降低飛機的阻力。進氣道按飛機起飛時所需的最大進氣量設計，但在飛機巡航時其進氣量超出發動機需求從而造成溢流。第三外涵能接受多余的空氣，從而減少溢流阻力，這部分額外的氣流還可用于填充飛機尾部的低壓區，達到降阻的效果。此外，第三外涵也可改進進氣道總壓恢復，降低排氣溫度，減少紅外信號等。

2.3.1 結構特點

根據IHPTET、VAATE等研究計劃，預計第五代軍用航空發動機的結構特點主要有[8～13]：

(1) 風扇為2級，葉片為空心寬弦葉片，采用彎掠葉片、大小葉片設計，葉尖切線速度650～700 m/s，級增壓比2.2～2.5；整體葉環轉子結構，風扇轉子葉環采用碳化硅纖維增強的鈦基復合材料，風扇機匣采用樹脂基復合材料。

(2) 壓氣機為3級，級增壓比2.0；3級轉子采用整體葉環結構，由碳化硅纖維增強的鈦基復合材料制成。

(3)采用旋流器陣列多點噴射燃燒室，帶雙旋流的空氣霧化噴嘴，多旋流器燃燒室頭部設計，多孔層板合金結構冷卻，陶瓷纖維或碳纖維增強的陶瓷基復合材料燃燒室火焰筒結構，溫度場主動調控。

(4)高、低壓渦輪均為單級且對轉，渦輪葉片采用耐高溫合金或陶瓷基復合材料制成，采用鑄冷、超冷技術；渦輪轉子采用整體葉盤結構；雙輻板渦輪盤采用陶瓷基復合材料制成；可調面積高壓渦輪導向器采用獨特凸輪驅動蛤殼設計。

(5)采用旋流加力燃燒室，結構一體化，更加緊湊；火焰筒筒體采用陶瓷基復合材料減輕質量，使用第三涵氣流增強冷卻。

(6)360°全方位氣動矢量噴管，隱身設計，采用陶瓷基復合材料或碳-碳基復合材料。

2.3.2 性能特點

根據以上結構特點，預計第五代軍用航空發動機的性能特點為：總壓比可達40，涵道比0.10～0.35，渦輪進口溫度2000～2250 K，推力超過200 kN，油耗比第四代軍用航空發動機下降25%。具體為：

(1)耗油率大幅降低。第五代發動機具有更優結構、更高進氣流量，能實現更低燃油消耗，改善發動機經濟性，進而增加飛機續航、待機時間；其推進效率比目前最新的F135發動機提高25%。

(2)推力性能提高。三外涵變循環發動機推力超過200 kN，軍用推力、加力推力分別比F135發動機提高5%和10%[14]；可進一步提高飛機飛行速度和高速沖刺能力，使第五代戰斗機在不開加力條件下保持超聲速巡航飛行，并縮短飛機起降距離。

(3)質量大幅減輕。第五代發動機將采取大量新材料(樹脂基復合材料、單晶材料、纖維增強的鈦基復合材料、粉末冶金高溫合金材料、阻燃鈦合金材料、陶瓷基復合材料、碳-碳基復合材料等)，大大減輕發動機質量。

(4)先進技術增多。第五代發動機將采用大量先進技術來提高發動機綜合性能，如：熱交換冷卻技術以降低發動機高負荷部件的應力和溫度；氣動矢量噴管技術以提高飛機隱身性；變循環技術以改善發動機非設計點性能；自適應技術以加強變循環發動機可調幾何部件間的聯系，減少調節變量，實現自適應調節變化。

3 未來軍用航空發動機發展趨勢

根據第三、第四和第五代軍用航空發動機的技術特征，軍用航空發動機總體性能發展趨勢見表2。

表2 軍用航空發動機總體性能發展趨勢Table 2 Developing trend of military aero-engine performance

可見，航空推進技術正呈現加速發展的態勢，未來軍用航空發動機的設計研制周期將明顯縮短，成本將大幅降低，而技術性能將顯著提高[15]。預計未來航空發動機發展方向主要表現在以下幾方面：

(1)氣動設計。氣動設計可使未來發動機單位推力和部件效率進一步提高，且通過減少葉輪機級數、燃燒室和噴管更緊湊及在可能情況下取消加力燃燒室等辦法來減輕質量。主要技術有：風扇/壓氣機葉片采用有粘、全三維氣動設計技術，燃燒室采用旋流燃燒技術，渦輪葉片采用有粘、全三維氣動設計技術，并進行復合傾斜和端彎設計、先進的熱端傳熱分析和冷卻設計；噴管采用360°全方位氣動矢量噴管設計等[16～19]。

(2)結構設計。先進的結構設計可減輕發動機質量，同時可充分發揮新材料的性能。新結構主要有：空心風扇/壓氣機葉片、整體葉盤、整體葉環、刷式和氣膜封嚴、雙層壁火焰筒、對轉渦輪、雙輻板渦輪盤、磁性軸承、內裝式整體起動、發電機和骨架承力結構等。

(3)新材料。新材料是航空動力技術進步的重要基礎，是提高軍用航空發動機推重比的主要突破口。主要有：樹脂基復合材料、纖維增強的鈦基材料、耐高溫合金材料、陶瓷基復合材料、碳-碳基復合材料等。通過采用新材料，在保證其耐高溫性、高強度的前提下，減輕發動機質量。

(4)控制系統。先進新型軍用航空發動機將采用綜合、分布、光纖、多變量及智能化數字電子控制技術，同時還將提高控制的可靠性，降低耗油率和減輕質量。帶有高度一體化數據總線的全智能分布式控制系統，具有質量輕、控制性能好，能在高溫、強電磁輻射及強振動條件下穩定可靠工作。

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