F119核心机研制技术途径及发展趋势

郑天慧，郭 琦，曾海霞，王巍巍

(中国燃气涡轮研究院，四川 成都 610500)

1 引言

核心机是发动机中环境温度、压力和工作转速最高的部件，其性能体现了整个发动机的性能，也决定了发动机研制项目的进度和成本，并在很大程度上决定发动机的耐久性水平。从20世纪60年代起，美、英、法等国从发动机使用经验和教训中认识到，技术验证核心机具有减少型号研制风险、降低研制费用、缩短研制周期等特点，开始重视核心机技术发展途径。依托ATEGG(先进涡轮发动机燃气发生器)、HTDU(高温验证装置)和 DEXTRE(以带气冷叶片的高负荷涡轮为重点的探索性发展)等计划，在真实核心机环境下对新部件技术进行性能和耐久性验证，取得了极大成功[1～5]。其中，美国开展的ATEGG核心机验证计划，不仅为F100、F404、F110等发动机的改进改型及F119等发动机的顺利问世奠定了基础，更促进了核心机发展途径从系列化逐渐跨越到多用途层面。

2 美国的核心机发展战略

在燃气涡轮发动机领域，美国与大型发动机相关的核心机验证计划是ATEGG计划。该计划主要针对18 kg/s一级或更大流量的核心机及相关部件的设计、研制和验证，开发的技术可用于将来的大型涡扇/涡喷发动机。

20世纪60年代以前，美国的战斗机发动机产品研制和技术研究退出主导地位，其水平和发展速度明显落后于苏联。60年代开始，美国空军研究实验室认识到这一劣势后，在无财政预算资金的条件下，开始研究涡轮发动机新技术，构思出燃气发生器平台，以打造未来发动机的技术基础。开展的首项技术验证机计划是LWGG(轻重量燃气发生器)计划。1963年，LWGG计划取得初步成功，美国国防部开始为其投资，并将其改名为ATEGG计划[6]。ATEGG最初目的是在当时涡轮发动机研究经费不足的情况下，重点开发验证核心机。GE公司和普惠公司分别研制了一种核心机，成功验证了高推重比发动机技术。ATEGG是一个持续进行计划，至今美国已形成了10代验证核心机和验证发动机[7]。

1976年，美国政府和工业界联合开展的技术发展研究表明，需要研制具有超声速巡航能力的战斗机。为此，普惠公司在ATEGG计划下开发和验证了ATEGG685和XTC65核心机，并利用成功研制了F119发动机，在性能、质量、可靠性、耐久性、适用性、费用和可生产性方面取得了前所未有的平衡[8]。普惠公司先后开发和验证了XTC66、XTC67等验证核心机，以改进F119、F135、F100等发动机性能，并为下一代推重比15～20的发动机打基础。由此可见，核心机派生发展道路受到航空发达国家的高度重视，并成为发动机系列化发展的主要技术途径[9，10]。

2006年，美国开始全面实施通用经济可承受先进涡轮发动机(VAATE)计划，旨在积极开发多用途、4000 h寿命和便于维修的核心机。从以核心机为基础派生发展的设计概念，跨越到多用途核心机的设计概念，可在更宽广范围内实现以核心机为基础的派生发展，也反映美国对核心机更加重视。

3 F119核心机研制技术思路及途径

3.1 预研核心机技术验证

1975年，在F100发动机定型后，普惠公司启动了新一代发动机先进部件技术研究计划，随后又进行了技术验证核心机和技术验证发动机研究。在针对第四代发动机应用开展的ATEGG计划中提出的目标是：通过提高涡轮工作温度，使推重比增加25%；采用对转方式，使耗油率降低7%；同时采用先进的材料与结构，并实现更高的转速来使寿命周期费用减少25%。在ATEGG耐久性验证核心机上，开展了6级高压压气机、浮动壁燃烧室和对转涡轮技术验证[3]。

3.2 型号核心机研制思路

F119核心机采用常规设计，通过在关键部件上引入先进成熟技术来达到预期设计指标，避开研制新概念核心机带来的技术挑战和风险。结构设计上，强调简单、耐用，遵循采用成熟技术的基本原则，延续稳健发展的技术路径。F119在性能上较前一代发动机F100有较大提高，在几轮设计迭代中，也采用了一些以前发动机中未采用的新技术，但由于有充分的前期验证，因此其可靠性比F100要高很多。

F119核心机的设计从PW5000(XF119)的初始方案到最终的设计定型，期间是一个不断迭代、动态发展完善的过程。为满足军方飞行验证要求，普惠公司在XF119核心机上做了如下改动：压气机前几级上改用阻燃Alloy C钛合金，以减轻重量，提高耐久性和安全性；高压涡轮工作叶片叶尖增加耐磨涂层，以提高性能和耐久性。后期又对YF119压气机气动设计作了改进，整个压缩系统均采用整体叶盘。

在F119核心机的设计完善过程中，最大特点是依托美国同期开展的各项技术验证计划。随着综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划的进行，经验证的研究成果逐步应用到F119核心机上。

在F119工程制造与发展(EMD)阶段，发现第四级整体叶盘设计的抗外物损伤的损伤容限裕度不足，重新设计既耗时又昂贵(约需1000万美元)。为满足F-22的性能要求，需将临界应力强度因子提高三倍。2000年，高周疲劳科技计划中，在XTE65/3上验证了激光冲击强化(LSP)技术修复整体叶盘的能力。此后，LSP技术又在F119第1级高压压气机整体叶盘上验证达标，并于2003年3月转化到普惠公司F119生产型中(图1)。该技术能降低整体叶盘50%的成本，延寿5倍[11]。

图1 LSP技术在F119核心机整体叶盘上的应用Fig.1 Application of laser sheek peening on F119 core blisk

3.3 定型后核心机改进改型衍生发展思路

成功研制出性能卓越的四代机发动机后，将型号核心机作为先进技术验证平台，成为了发动机设计的重要途径。作为IHPTET计划的子计划，惠普公司主承的部件和发动机结构评估研究(CAESAR)计划始于1992年。该计划以F119核心机为验证平台，实现三方面的目的：①验证用新材料设计、制造和测试部件的设计准则；②评定新材料和设计系统的寿命；③验证可转化用于先进发动机的几项关键技术。在CAESAR验证核心机上，开展了颤振试验、某些环境试验及验证IHPTET的第1阶段关键目标。CAESAR发动机总共完成了1500个累积循环，在F119核心机上成功进行了如下技术转化验证：超冷涡轮叶片和导叶、冲击气膜冷却浮动壁瓦片及高压压气机刷式封严(图2)。其中，仅超冷叶片一项，就可在冷却气流量不变的条件下使涡轮叶片寿命延长2～5倍，或在寿命不变的条件下提高涡轮进口温度200℃，从而使推力增加20%[12]。

在实际应用中，水合热法成为目前制备纳米MoS2最常见的一种方法，且其制备出的MoS2纳米微球尺寸较小，表现出了优异的耐磨性能。

图2 CAESAR技术验证Fig.2 CAESAR technology demonstration

美国以F119核心机为验证平台，持续研究用于下一代军机的PW7000发动机技术。跟踪研究表明，以F119核心机为基础，可扩展应用到远程轰炸机、超声速巡航攻击平台、有人和无人驾驶超声速巡航侦察机及涡轮冲压组合发动机等领域。

4 核心机发展新趋势

VAATE计划将多用途核心机作为其三大重点研究领域之一，期望涡轮发动机能在性能和采办费用本上取得突破性进步。这一理念代表了未来航空发动机核心机技术发展的趋势，当前普惠公司核心机的技术发展战略跨越至多用途核心机层面。而采用多用途核心机最终可使发动机上各主要部件的共用性达90%以上，实现减重和降低成本的目的。同时，此技术的发展思路，也使得F119的核心机通过改进更加成熟。

4.1 多用途核心机

多用途核心机，也称为共用核心机。与简单的核心机系列化不同，其针对的是不同的应用机型，强调通过开展独立于飞机系统的核心机计划，设计、研制并使一台先进技术发动机核心机成熟，以应用在不同飞机上，实现以核心机为基础的派生发展。

多用途核心机可大大降低武器系统寿命周期费用。普惠公司研究表明，与全新研制的发动机相比，从多用途核心机派生发展的发动机研制周期短、风险低，可尽早获得成熟的技术并提高耐久性，且研制成本可降低60%[13]。

虽然多用途核心机方案可明显降低成本，但其技术思路是否可行，还应考虑诸多因素。其中最关键的是物理构造区别要极小，不需要重新研制核心机来验证热端部件的耐久性。具体指导原则有[13]：①压气机增减一级，能基本保持相同的压气机出口换算流量；②涡轮流场的差异较小(可通过导向器或其它技术来调整)；③可调进口导叶或压气机静子布局要不同。

此外，多用途核心机是否可行，还要探讨如下两个问题：①一定尺寸的核心机，在不引起系统重量增加和性能损失的前提下，能否满足不同飞机应用需求；②某核心机在应用于战斗机、轰炸机、攻击机和教练机时，能否达到重量、性能、耐久性和可靠性的适度平衡。

4.2 普惠公司的多用途核心机技术研究

从经济性而言，多用途核心机可能是更好的解决方案。在设计轰炸机和战斗机用发动机时，综合考虑二者最大的任务循环限制，再分别选择合适的低压方案与共用核心机匹配，以得到最优的涵道比(对于涡扇发动机)和总压比。从研制观点来看，此种方式可行，只需核心机的设计考虑到二者混合时最恶劣的任务循环。由此派生的两种发动机还要在其各自的任务循环下做广泛的试验。必须强调的是，只有在折衷相对较小时(主要是重量方面)，可采用共用核心机途径。

如图3所示，惠普公司曾开展的多用途核心机研究中采用F119核心机作为基准核心机，推力覆盖范围为2940～12740 daN，可用于战斗机、教练机、轰炸机、运输机等六类飞机。

通过增加适当的低压转子，相同的核心机可派生出具有卓越巡航耗油率的亚声速、大涵道比发动机，或是超声速高推重比加力发动机。图3中采用共用核心机压气机的进口换算流量为24.8 kg/s，压比7.5，燃烧室出口温度1537.8℃。在高压压气机前增加一级增压级，可派生出3087～3969 daN推力(带加力)级的单转子涡喷发动机，用于超声速战术飞机或教练机。将增压级替换成直径较小的多级低压转子，使推力加倍，发展成涡喷发动机，可配装超声速V/STOL B(垂直/短距起降轰炸机)或CTOL(常规起降)。若将风扇尺寸稍微增大，可进一步增加推力，得到小涵道比(0.6～0.8)涡扇发动机，用于超声速V/STOL B。采用大尺寸风扇，再加一个多级低压压气机，可发展成推力达12740 daN的大涵道比(4～6)先进涡扇发动机，用于运输机。采用更大尺寸的风扇可得到极高涵道比(8～12)涡扇发动机，用于V/STOL A(垂直/短距起降攻击机)。同样，GE公司也是采用此种发展思路，利用GE23先进技术验证机的预研核心机，开发出了推力范围为3920～14700 daN的系列发动机(表1)。

图3 多用途核心机Fig.3 Versatile core engine concept

表1 GE23预研核心机派生发展型号Table 1 Derivative engines based on GE23 core

5 结束语

一直以来，国外都高度重视核心机发展战略，持续在技术验证核心机计划上投资，保证了预研核心机计划发展的连贯性。ATEGG计划自1963年启动以来，至今已持续运行了50多年。F119核心机的发展正是建立在充分核心机技术验证基础之上，适时将核心机计划中产生的创新技术进行转化和应用，使得到验证的新技术能迅速在型号产品中推广应用。

VAATE计划已将多用途核心机列为三大协作重点领域之一，且从普惠公司案例和GE公司的型号实证分析可见，国外航空发动机核心机研发已呈现出多用途发展趋势。核心机发展从简单的系列化上升到多用途层面，可在更广范围内实现发动机的派生发展。

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