高推比低成本彈用渦扇發(fā)動機關鍵技術初步探討

蔡乾杰

目前現(xiàn)役或在研的300多種巡航導彈中，約有10%采用了渦噴/渦扇發(fā)動機。隨著巡航導彈射程、燃油經(jīng)濟性以及紅外輻射等要求的提高，具有推重比高、耗油率低、推力可調(diào)節(jié)、紅外輻射弱等突出優(yōu)勢的彈用渦扇發(fā)動機得到了更多的應用，是發(fā)展中遠程亞聲速巡航導彈的首選動力。

高性能的彈用渦扇發(fā)動機是歐美等軍事大國競相發(fā)展的重點，開展了大量的基礎技術和關鍵技術研究。而國內(nèi)彈用渦噴/渦扇發(fā)動機普遍存在推重比低、耗油率較高、起動高度低和成本較高等問題；而且大都是從測仿國外同類產(chǎn)品起步，缺乏巡航導彈動力的特殊設計技術和研制經(jīng)驗等，嚴重制約著我國巡航導彈的發(fā)展。

本文結合國內(nèi)外典型的彈用渦噴/渦扇發(fā)動機，探討彈用發(fā)動機的技術發(fā)展現(xiàn)狀和趨勢，分析彈用渦扇發(fā)動機的主要技術特點和設計要求，并對高推比低成本彈用渦扇發(fā)動機的主要關鍵技術進行了初步探討。

1 彈用渦噴/渦扇發(fā)動機的技術發(fā)展與趨勢

1.1國外典型彈用渦噴/渦扇發(fā)動機

早期的巡航導彈用發(fā)動機一般直接采用有人飛機使用的渦噴發(fā)動機，現(xiàn)已逐漸退出歷史舞臺。上世紀70年代以來，國外出現(xiàn)了一批小推力、短壽命、低成本的渦噴/渦扇發(fā)動機產(chǎn)品，極大推進了巡航導彈技術的發(fā)展。美、俄、法等國針對彈用發(fā)動機制定了有別于有人機發(fā)動機的設計準則，突出一次性使用、低成本、低油耗和高可靠性等特點，采用系列化、標準化、模塊化、通用化、預籌改進的方法，使得彈用發(fā)動機研制周期大大縮短，采購成本得到控制。除美國特里達因公司的J402-CA-400系列、法國MicroTurbo公司的TRI60系列等渦噴發(fā)動機外，應用最廣泛的是美國威廉姆斯公司的F107系列彈用渦扇發(fā)動機，該發(fā)動機是在為亞聲速武裝誘惑彈（SCAD）研制的WR19渦扇發(fā)動機基礎上發(fā)展的。目前，該系列發(fā)動機推力覆蓋260kgf～660kgf，應用于美國通用動力公司的戰(zhàn)斧巡航導彈、洛馬公司的聯(lián)合防區(qū)外空地導彈（JASSM）和戴姆勒公司的金牛座KEPD巡航導彈等[1]。此外，國外比較著名的彈用渦扇發(fā)動機還包括前蘇聯(lián)（烏克蘭）研制的MS400彈用渦扇發(fā)動機，應用于X-59M空地導彈、X-35反艦導彈等多型巡航導彈。

1.2 彈用發(fā)動機的技術發(fā)展與趨勢

為滿足未來巡航導彈發(fā)展對動力的需求，上世紀80年代開始，國外大力發(fā)展先進的小型渦扇發(fā)動機技術，美國IHPTET計劃和SECT計劃都制定了適用于未來巡航導彈的小型渦扇發(fā)動機技術發(fā)展目標（見表1）[2]。目前IHPTET計劃的三階段目標已順利實現(xiàn)，使空射巡航導彈達到洲際航程水平；采用SECT計劃的研究成果后，實現(xiàn)彈用渦噴/渦扇發(fā)動機在80年代的基礎上油耗降低30%～50%，導彈射程提高100%，導彈發(fā)射載荷增加47%（或?qū)椫睆綔p小26%），全壽命成本降低41%的目標，進一步改善彈用渦噴/渦扇發(fā)動機的性能、可靠性和成本水平。

之后，在2006年美國實施了通用經(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機計劃（VAATE），提出了新的經(jīng)濟可承受性目標（見表2），即在進一步提高性能的前提下，重點改善發(fā)動機的經(jīng)濟可承受性——即能力（推重比/耗油率）與全壽命期成本之比，使發(fā)動機經(jīng)濟性提高9倍。目前，美國最新的F107系列發(fā)動機的推重比已達到7～8，價格則下降了2/3。

未來巡航導彈動力技術的研究重點仍然是通過改進發(fā)動機的氣動熱力技術和提高溫度、采用密度更低的材料提高發(fā)動機的功率密度和改善燃油的經(jīng)濟性。主要技術發(fā)展方向有：發(fā)動機與導彈一體化設計；發(fā)動機循環(huán)參數(shù)優(yōu)化設計；部件氣動設計與匹配技術；一體化零件設計與制造技術；復合材料和3D打印等新材料和新技術應用。

2 彈用渦扇發(fā)動機的技術特點

從技術繼承性來看，彈用渦扇發(fā)動機技術是從航空發(fā)動機的基礎上發(fā)展和演變而來的，有著傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機的共性特征。同時，由于巡航導彈這類特殊飛行器的使用特點，彈用渦扇發(fā)動機又有著其獨特的技術特點：

1）尺寸小、重量輕：通常彈用渦扇發(fā)動機長度為1000mm左右，最大直徑為300mm～400mm，干質(zhì)量為50kg～70kg[3]。

2）高推重比、低耗油率：通常彈用渦扇發(fā)動機的推重比為6～10，耗油率小于0.7kg/daN/h。

3）結構簡單、可靠性高：大量采用簡化的結構/系統(tǒng)設計，零件數(shù)少，可靠性要求高。

4）一次使用、短壽命、低成本：作為一次性使用產(chǎn)品，設計壽命一般不超過50h，全壽命周期成本低。

5）快速起動能力和多種起動方式：通常要求在不經(jīng)慢車暖機就迅速加速到大推力狀態(tài)，并能適應風車起動、火藥起動等起動方式。

6）較高的抗進氣畸變與過載能力：具備較高的抗畸變能力，適用范圍廣。

7）維護少、長期貯存：通常彈用渦扇發(fā)動機要能夠貯存10～15年，貯存期間不維護或只進行少量維護。

3 彈用渦扇發(fā)動機的關鍵技術分析

結合現(xiàn)代巡航導彈的發(fā)展趨勢和國外同類型發(fā)動機的技術特點，未來的先進彈用渦扇發(fā)動機在設計時不僅要關注性能、推重比等，同時也要綜合考慮成本、維護性、可靠性等。

3.1基于成本控制的總體性能參數(shù)選擇與優(yōu)化

發(fā)動機性能主要取決于壓比和渦輪前溫度，但提高壓氣機壓比和渦輪前溫度會造成發(fā)動機結構復雜，工藝難度加大，成本提高，因而彈用發(fā)動機不能一味追求高性能而提高增壓比和渦輪前溫度，而忽略材料、結構和制造復雜帶來的成本增加。目前，國內(nèi)彈用發(fā)動機多是從常規(guī)的長壽命發(fā)動機改型而來，結構較復雜，單臺成本較高，經(jīng)濟可承受性低。因此，如何優(yōu)化發(fā)動機的總體熱力循環(huán)參數(shù)、部件性能、結構形式和制造工藝，在保證較高性能和可靠性的同時滿足低成本要求，實現(xiàn)彈用發(fā)動機的性能-成本的綜合優(yōu)化，是彈用渦扇發(fā)動機的關鍵技術之一。

3.2高效、寬裕度核心部件設計與匹配技術

（1）壓氣機

彈用渦扇發(fā)動機的壓氣機流量小、尺寸小，由于“尺寸效應”，風扇/壓氣機的轉(zhuǎn)、靜子端區(qū)附面層及葉尖徑向間隙占比較大，氣流流動損失大，影響效率。另外，由于彈用渦扇發(fā)動機要求具有足夠的穩(wěn)定工作裕度。因此，高效率、寬穩(wěn)定裕度的小流量壓氣機部件設計是一項技術難點。

（2）燃燒室

在高空飛行條件下燃燒室進口空氣壓力小、空氣溫度低、燃油流量小、燃油溫度低，燃燒室面臨高空點火困難、燃燒效率低、霧化效果差、熄火邊界變窄甚至熄火等問題。另外，彈用渦扇發(fā)動機的燃燒室由于體積小，容熱強度大，高渦輪進口溫度和高放熱率的結合使得燃燒室的工作環(huán)境非常惡劣的，特別是燃燒室的內(nèi)部火焰筒工作條件更嚴峻。因此，為了適應彈用渦扇發(fā)動機多種起動方式的特點，燃燒室不僅應具有較寬的穩(wěn)定邊界，還要考慮火焰筒的冷卻和起動可靠性等問題。

（3）渦輪

渦輪部件的研究工作主要是提高渦輪前溫度，而提高渦輪前溫度的主要措施是冷卻葉片和耐高溫材料的應用。但是彈用渦噴/渦扇發(fā)動機的渦輪尺寸小，若采用氣膜冷卻結構，渦輪葉片會比較短而肥大，前后緣半徑比較粗大，導致葉片的氣動型面不理想，端壁流動和葉尖漏氣損失相對加大，使得渦輪的效率大大下降。若采用耐高溫材料則可以避免冷卻葉片復雜結構和氣膜冷卻的負面影響。因此，這也是彈用渦扇發(fā)動機渦輪部件設計的關鍵，但如何選材則是另一難題。

3.3多盤多支點高速柔性轉(zhuǎn)子設計與試驗技術

對于傳統(tǒng)的同心雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機來說，尺寸小、轉(zhuǎn)速高，支承跨度較長，低壓轉(zhuǎn)子通常是柔性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，其軸承和轉(zhuǎn)子動力學設計是一項十分關鍵的技術，發(fā)動機內(nèi)軸的直徑、軸承的跨度和尺寸決定了整個轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的穩(wěn)定性。如F107發(fā)動機（見圖2）的低壓軸直徑和轉(zhuǎn)速分別達到了14mm和35000rpm量級，根據(jù)相關資料顯示：在F107發(fā)動機研制初期為解決低壓轉(zhuǎn)子的動力學問題而進行了將近一年左右的攻關。另外，雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機與單轉(zhuǎn)子相比，轉(zhuǎn)子數(shù)目多，支承數(shù)目多，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)往往采用多盤、多支點形式；隨著低壓軸直徑的進一步縮小和轉(zhuǎn)速的進一步加大，轉(zhuǎn)子動力學問題愈加突出。因此，多盤多支點高速柔性轉(zhuǎn)子設計與試驗技術研究也是彈用渦扇發(fā)動機研制的關鍵技術之一。

3.4油脂潤滑及間接冷卻系統(tǒng)設計技術

彈用渦扇發(fā)動機的高轉(zhuǎn)速意味著其主軸軸承的尺寸小、DN值高（大于1.0×106），軸承對內(nèi)部間隙、溫度環(huán)境非常敏感；為滿足彈用渦扇發(fā)動機的減重、降成本和低維護性要求，部分主軸承往往采用油脂形式潤滑，取消了傳統(tǒng)的滑油潤滑冷卻。雖然這種潤滑形式非常適用于巡航導彈，不僅簡化了發(fā)動機滑油系統(tǒng)，而且降低了滑油附件及其構件的重量；但同時也存在著如何選擇合適潤滑脂、填充量使軸承在高載荷和高轉(zhuǎn)速下的充分潤滑，以及高速重載工況下軸承的冷卻等問題。目前，國內(nèi)尚無將該技術應用在航空發(fā)動機上的先例，因此，開展相關方面的技術與試驗研究十分必要。

3.5彈用渦扇發(fā)動機快速起動技術

為了滿足彈用渦扇發(fā)動機快速起動要求，必須從整機/部件匹配、燃燒室、渦輪、點火系統(tǒng)、起動供油規(guī)律以及起動方式等方面進行相關技術研究。主要研究方向有：一是要降低高壓轉(zhuǎn)子的負荷，提高工作穩(wěn)定裕度；二是要提高燃燒室高空點火性能；三是提高點火系統(tǒng)的能力；四是優(yōu)化起動供油規(guī)律；五是改善起動方式，采用電機起動+補氧系統(tǒng)或固體火藥柱系統(tǒng)；六是針對起動方式的改變對燃燒室、渦輪部件進行相應改進。目前，國內(nèi)在電機起動+補氧系統(tǒng)或固體火藥柱系統(tǒng)以及相應部件的設計方面的研究較少，需重點展開研究。

4結束語

1）國內(nèi)可選用的彈用渦扇發(fā)動機寥寥無幾，難以滿足巡航導彈和無人機系統(tǒng)發(fā)展對先進彈用渦扇發(fā)動機的要求。因此，開展高推比、低成本彈用渦扇發(fā)動機技術研究有著極其重要的意義。

2）高推比低成本彈用渦扇發(fā)動機的關鍵技術涉及總體、部件和系統(tǒng)等方面，在設計時不僅要關注性能、推重比等，同時也要綜合考慮成本、維護性、可靠性等。

3）建議制定彈用渦扇發(fā)動機和關鍵技術預先研究計劃，積累技術儲備；立足國內(nèi)航空發(fā)動機現(xiàn)有成熟技術基礎，圍繞彈用渦扇發(fā)動機特有設計和關鍵技術，開展相關技術驗證，加快國內(nèi)彈用渦扇發(fā)動機技術研究。

參考文獻：

[1]林左鳴.世界航空發(fā)動機手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社. 2012.

[2]鄭嚴，重義.彈用渦噴（渦扇）發(fā)動機技術[M].中國航天科工集團三院31所.2001.

[3]郭琦，李兆慶.無人機和巡航導彈用渦扇/渦噴發(fā)動機的設計特點[M].中國燃氣渦輪研究院，2006，7.