航空發動機推重比技術指標研究

孟令勇，高海紅，鄭天慧，郭　琦（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

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航空發動機推重比技術指標研究

孟令勇，高海紅，鄭天慧，郭琦
（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

摘要：以戰斗機動力中的推重比指標為研究對象，分析了歐美預研計劃中提出的推重比發展目標，及其在具體型號產品中的發展，重點分析了F119發動機推重比指標的實現情況。結果表明：推進系統技術發展指導思想，已從將推重比和耗油率作為技術評價體系改為強調向系統綜合要效益；F119發動機采用了預研計劃中的高推重比先進技術，但其實際推重比并未達到10；戰斗機動力型號產品研發中應秉持全面平衡的指導思想，避免唯性能論。

關鍵詞：航空發動機；推重比；矢量噴管；平衡設計；F119；預研計劃；型號研制

1　引言

推重比是衡量戰斗機發動機性能水平和工作能力的一個綜合指標。歐美各國的發動機預研計劃中都將實現高推重比技術作為其重要目標，而業界之前也曾將推重比作為戰斗機動力劃代的重要標志。但對這一重要指標，國外鮮有專門的研究文獻，僅蘭德公司［1］曾統計了發動機推重比在1960～2000年間的發展情況。國內的研究文獻中，江義軍［2］分析了依靠氣動熱力學的進步和相應材料、工藝等技術，提高發動機推重比的技術途徑；彭友梅［3］梳理了各國對推重比的計算方法，明確了國內外換算關系。本文在既有研究成果的基礎上，從新的研究角度深入剖析推重比指標，為預研及型號發展提供參考思路。重點研究推重比在預研計劃中的要求和在型號產品中的實現情況，分析了F119發動機推重比的實際值，并總結提煉出戰斗機動力產品中系統平衡的工程研發指導思想。

2　預研計劃中的推重比技術目標

2.1美國

美國綜合高性能渦輪發動機技術（IHPTET）計劃的主要目標是采用漸進式發展計劃（表1），使軍用渦扇發動機推重比翻番。蘭德公司報告［1］中曾具體指出IHPTET的長遠目標是性能翻番，即將戰斗機用發動機的推重比相較于YF119初始設計值提高一倍。

表1 IHPTET計劃各階段目標［4］Table 1 Phase goal of IHPTET

IHPTET計劃的后繼計劃——多用途、經濟可承受的先進渦輪發動機（VAATE）計劃，集中關注多用途核心機、智能發動機與耐久性三大領域。旨在通過開發多用途發動機技術，驗證其經濟性，并將先進的渦輪發動機技術轉化應用在型號產品上，以獲得革新的性能改進。VAATE計劃中提出了技術能力經濟性指標，該指標不僅關注發動機的推重比與油耗，同時還強調研制、生產和維護成本。這反映美國在推進系統技術指導思路上發生了重要變化：改變了IHPTET計劃中主要以推重比和耗油率為主的評價體系，采用經濟可承受性作為評價標準，強調向系統綜合要效益。同時，基于IHPTET計劃中對部件技術潛能探底的結果，VAATE計劃評估認為提高推重比和降低耗油率對提高發動機的經濟可承受性貢獻有限，因此降低成本成為實現計劃目標的重要突破口［5］。如下式所示，以推進系統能力經濟性（CCI）表征發動機能力與成本之比。表2給出了VAATE計劃的階段發展目標［6］。

表2 VAATE計劃階段目標Table 2 Phase goal of VAATE

為量化VAATE計劃目標，美國研究人員采用的CCI基準值是根據2000年技術水平的發動機計算得出的結果。由于難以獲取發動機成本信息，僅知VAATE計劃基準發動機的推進系統能力修正值是7.44（大型渦扇），為了更加準確地演示推進系統能力的發展歷程，圖1示出了國外公布的大型渦扇發動機能力歸一值隨時間的變化。圖中IHPTET計劃Ⅲ階段和VAATE計劃大型渦扇發動機能力目標歸一值在2005、2010、2017年，分別為2.18、3.13和4.17。

圖1 大型渦扇發動機的推進系統能力Fig.1 Propulsion capability of large turbofan aero-engines

2.2歐洲

英國于20世紀80年代啟動的先進核心軍用發動機計劃（ACME），是歐洲投資最多、規模最大的一個軍用發動機技術發展計劃，其總目標是提供未來先進戰斗機發動機所需技術。盡管該計劃的目標并不是研制一種發動機，但其第一階段的技術目標是推力達8 896～11 120 daN，推重比達到10～12；第二階段的技術目標為發動機的質量降低50%，推重比達到20。1995年，英法雙方展開合作，制定了先進軍用發動機技術（AMET）計劃，該計劃全面吸收了ACME計劃取得的成果，目標是研制推重比達15甚至達18的下一代戰斗機發動機技術。

德國雖然沒有類似的大型發動機預研計劃，但其發動機研制行業的技術觀點認為：任何長期的戰斗機動力預研計劃的總目標，將始終聚焦于增大單位推力、提高推重比和降低油耗。如圖2所示，未來有人作戰系統中，對發動機除了要求低壽命周期成本、高耐久性、推力矢量、隱身性能外，依然強調高推重比技術［7］。

3　型號發動機推重比指標發展研究

3.1總體發展

從20世紀50年代出現第一代超聲速噴氣式戰斗機開始，目前已發展了四代，第五代正處于全面研制的最后階段。相應地，發動機的推重比也從2～3發展至現今的8～10一級。圖3（a）是蘭德公司研究報告中總結的型號發動機推重比指標的發展歷程，反映了發動機推重比在1960～2000年間的穩步增長情況［1］。圖3（b）是本文根據文獻［8］統計的TF30、F100、F404、RD33、RB199、AL-31F、M53、F110、M88-2、F414、YF120和EJ200 12款典型戰斗機動力的推重比指標發展情況。這兩張圖反映出的技術發展水平趨勢基本一致，在第四代戰斗機（以下簡稱四代機）研制階段，發動機推重比的技術發展水平約處于8～9一級，且增幅明顯放緩。

圖2 未來推進系統的關鍵要求Fig.2 Key requirements for future propulsion systems

圖3 戰斗機發動機推重比發展趨勢Fig.3 Trend of T/W ratio of fighter engine

3.2F119發動機推重比分析

依托IHPTET計劃中的技術驗證與轉移，F119發動機已成為在役的、最具代表性的四代機發動機。國外現有公開文獻未明確給出過F119發動機的推重比，普惠公司官方對F119發動機推重比也以更高（此處應該是與F100相比，F100基準型推重比為7.1）來介紹，而英國《簡氏航空發動機》手冊認為F119發動機干質量類似于F100（加裝矢量噴管的F100-PW-232質量為1 860 kg，比基準型F100-PW-100約重432 kg［9］）。據此，下面從飛機對發動機的要求和推力矢量噴管兩方面對F119發動機的推重比進行分析。

3.2.1先進戰術戰斗機（ATF）對發動機的要求

20世紀80年代左右，美國空軍和海軍正式聯手研究新一代戰斗機——先進戰術戰斗機。在ATF項目中，對發動機提出的關鍵性能要求是不加力下持續的超聲速巡航能力、隱身或低可探測性、推力矢量、短距起降、高可靠性和低成本。其他特性要求還包括增加有效載荷半徑、改進超聲速/亞聲速/跨聲速的機動能力、提升后勤保障性等［10］。

1983年普惠和GE分別按合同研制地面驗證機，主要驗證超巡、二元噴管和推力達13 500 daN的能力。XF119地面驗證機關注的技術問題是減少壓氣機級數，以降低成本和質量，并增加可靠性。1985年，空軍降低了ATF發動機的批生產目標單價，并對隱身性提出了更嚴格的要求。1986年空軍又提出發動機競爭雙方必須先飛再選，以確定哪家進入工程制造與發展階段（EMD）。這就意味著要重新設計驗證機，以達到飛行試驗所要求的質量標準。而1987年，普惠和GE都從設計折衷研究中得出發動機推力需達15 750 daN的結論，這使得空軍的此項要求難度增加。普惠設計的用于飛行驗證的YF119與其地面驗證機XF119區別有：將XF119的風扇直徑稍作增加以提高15%的風扇流量，壓氣機前幾級改用阻燃Alloy C鈦合金，高壓渦輪工作葉片葉尖加耐磨涂層。由于這些差異極小，因此YF119沒能達到新的更高推力及其他飛行驗證要求。而GE的YF120發動機更接近全尺寸研制設計原準機的要求，且飛行試驗展現的性能也更優。但空軍并未將此次競爭視為性能比拼，而是看重是否具備滿足EMD項目目標所要求的技術及管理能力，同時技術風險最小、成本最低。

3.2.2矢量噴管對推重比的影響

推力矢量技術已成為新一代戰斗機的基本要求。戰斗機發動機推力矢量的偏轉是通過噴管實現的，因此矢量噴管技術成為推力矢量技術的關鍵。為滿足新一代戰斗機要求的非常規機動能力（矢量推力），提高空戰時F-22的機敏度，美國在20世紀80年代二元推力矢量噴管地面和飛行試驗的基礎上，從1991年開始進行配裝二元矢量噴管的F119發動機的工程研發。F119發動機后期改進采用了第三代二元收-擴推力矢量噴管——球面收斂段矢量噴管（SCFN），見圖4。這種噴管結構不僅機動性能優越，而且對隱身很有幫助，與后機身融合較好，阻力小，可進行超聲速巡航［11］。SCFN與早期的二元矢量噴管相比，質量稍有減輕；但與常規軸對稱收-擴噴管相比，缺點依然是結構笨重。為了實現減重，提高技術指標，在F119發動機的后繼改進型發動機F135中，采用了全程可調的低可探測性軸對稱收-擴型噴管。其中F135-PW-100/600噴管質量約為181.4 kg，F135-PW-400的為159.0 kg。

圖4 XTE-65上驗證的SCFN二元矢量噴管Fig.4 SCFN demonstrated on XTE-65

從ATF對發動機的要求可看出，四代機研制時，并未直接規定發動機的推重比要達到某一數值。而數據分析表明，安裝矢量噴管后，F119發動機的推重比指標必然會受到影響，難以達到推重比10，但可以推測F135發動機的推重比指標應比F119發動機有所提高。

4　與發動機推重比相關的設計思想

對航空發動機的一般設計要求是，在推力滿足飛機要求的前提下，推重比高、耗油率低、操作性好、可靠性高、維修性好、全壽命周期成本低和環境特性滿足有關條例要求。結構設計成功與否，就表現在設計者所采用的各種技術措施能否妥善處理這些既有聯系又互相矛盾的要求上。在戰斗機動力型號產品研發中，要求工程師既要有豐富的經驗，又要有辯證的思想方法，理性認識推重比技術指標。

4.1不同機型推重比要求的差異性

軍民用發動機在性能、環境性、低可探測性、可靠性、維護性、成本等各方面的要求都不盡相同。戰斗機用發動機通常是小涵道比、高單位推力發動機，強調發動機截面面積小和推重比高；而運輸機用大涵道比發動機單位推力小和低耗油率比推重比或截面面積都重要。如圖5所示，有人超聲速戰斗機要求高機動性以實現空對空作戰，因此會十分強調高推重比。而高空長航時無人機（HALE UAV）則要求極長耐久力，對機動性要求低，因此耗油率是主要考慮因素［12］。

圖5 推進系統要求與飛機要求（圖中H、M、L分別表示要求的高、中、低）Fig.5 Propulsion requirements vs. aircraft requirements

無人作戰飛機（UCAV）一度是下一代戰斗機的研究熱點。分析表明，UCAV設計時單位推力耗油率（TSFC）是最重要的考慮因素，重量/推力比（注：推重比是標準參數，而重量/推力比更反映重量對飛機的影響，兩者的換算關系是推重比提高100%相當于重量/推力比降低50%）是第二因素，發動機采購成本排第三。這是因為在任務決定型設計思想中，發動機質量輕、燃油高效，則可實現給定任務下飛機尺寸更小、價格更便宜；或者是任務性能更佳，而不增加飛機尺寸和成本。也就是說，飛機中燃油所占的質量權重大則更要求耗油率低，飛機中發動機所占的質量權重大則更要求推重比（功重比）高［13］。

圖6顯示了典型軍機的燃油質量占比、發動機質量占比的關系。飛機包括結構與子系統、發動機、燃油和有效載荷四部分質量，后三者之和為可調整質量。圖中飛行器所處的位置反映其任務航程、速度或機動性要求。如位于左上角的飛行器所執行的任務對航程（耐久性）要求高，處在右下角的飛行器則對速度或機動性要求較高。對發動機的特性要求而言，UCAV與攻擊機相比，前者更看重TSFC，而對推重比的考慮次之。

圖6 典型軍用飛機的質量分布特征Fig.6 Weight distribution characteristics of typical military aircrafts

4.2工程產品的平衡設計理念

在發動機工程產品研發中，推重比只是一個重要性能指標，而性能又僅為產品設計中的一個考慮因素。當前的航空發動機研制指導思想更強調全面平衡設計理念，以實現性能與可靠性、維修性、經濟性、項目進度等的全面折衷。這一觀點是在既往研發經驗教訓的基礎上形成的。

普惠公司的TF30是首臺帶加力的軍用渦扇發動機，經過至少12年的研制和多次改進后，其可靠性和性能才勉強過關，但仍遺留諸多問題。隨后，普惠開展了第二代高性能加力式渦扇發動機F100的研制工作。空軍對F100的要求是性能提升，推重比與J79相比翻一倍（J79的推重比為4.67）。為此，普惠公司將提高發動機性能——推重比作為重點予以保證，研發中盡量控制發動機質量且不影響性能。最終，F100成為第一款投入使用的推重比8一級的發動機，但其可靠性卻未能與性能的提高相匹配。配裝F-15裝備部隊后，使用中發動機暴露出許多影響可靠性的嚴重問題。如壓氣機失速，渦輪葉片超溫、燒傷等，造成大批F-15停飛，成為困擾美國空軍最棘手的問題之一。意識到單純追求高性能所帶來的巨大問題后，普惠公司著手對F100進行改進，重點是提高發動機的可靠性。改進型F100-PW-220，其推力維持在F100型的水平（即起飛推力為106.13 kN），但質量增加了約61 kg，也即犧牲了推重比而獲得了高的可靠性［14］。

以F119發動機經驗為例，在一個性能目標未具體明確的項目中，要確定是否已經達到足夠的性能非常困難。用戶的節點要求和為追求完美而過度擴大試驗項目之間總有矛盾，應當取舍。如前所述，YF119與YF120發動機產品競爭中，用戶最終選擇技術風險低、成本少的一方也表明，產品競爭不僅僅是性能上的比拼，而是技術、進度、管理、成本等各方面的綜合較量。

5　結束語

高推重比是戰斗機動力在性能上力圖實現的方向性目標，但出于未來戰爭經濟性的戰略考慮，推進系統技術發展指導思路改變了之前主要以推重比和耗油率為主的技術評價體系，而強調向系統一體化要效益。因此，沿用之前單以推重比作為劃代標志的做法，已明顯不符合當前的發展現狀。

通過持續開展核心機及整機技術驗證預研計劃，可為型號研制儲備先進技術。而將預研技術成果工程化，既是型號產品研制的關鍵，更是難點。在四代機動力F119發動機的研發中，采用了預研計劃中開發的高推重比先進技術，但最終成功定型的型號產品的推重比并未達到10。這反映了在戰斗機動力型號研發思想中，應秉持技術性能、可靠性、維護性、經濟性、研發進度、項目管理等各方面的平衡理念，遵循系統工程的思想，以成功研制出滿足飛機需求的型號產品為目標，應竭力避免唯性能論。

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Research on thrust-weight ratio of aero-engine

MENG Ling-yong，GAO Hai-hong，ZHENG Tian-hui，GUO Qi
（China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

Abstract：Taking thrust-weight ratio of fighter as the research object，the goal of thrust-weight ratio pro?posed in advanced development programs in Europe and U.S. and its development in specific type was in?vestigated. And the realization of thrust-weight ratio goal for F119 was focused. The results show that the guideline of propulsion technology has been transferred from performance-oriented to comprehensive sys?tem integration in the latest decade. The thrust-weight ratio of F119 is far from class-10 though advanced technologies were adopted from advanced development programs. Compromise between performance，reli?ability，maintainability，affordability and program schedule should be taken into practice during fighter en?gine research and development.

Key words：aero-engine；thrust-weight ratio；vectoring nozzle；trade design；F119；advanced research programs；engine model development

中圖分類號：V23

文獻標識碼：A

文章編號：1672-2620（2016）02-0057-06

收稿日期：2015-09-30；修回日期：2016-04-15

作者簡介：孟令勇（1982-），男，江蘇徐州人，工程師，碩士，從事航空發動機項目管理與研究。