军用航空发动机特征分析

刘 勤，周人治，王占学

(1.中国燃气涡轮研究院，四川 成都 610500；2.西北工业大学动力与能源学院，陕西 西安 710072)

1 引言

自20世纪40年代初以来，战斗机发动机已研制发展了四代。40～50年代，涡喷发动机得到了快速发展，但耗油率高。为改善其经济性，60年代，航空发动机进入涡扇发动机时代。在此基础上，为实现高的气动性能、结构工艺水平和推力矢量技术等，80年代，航空发动机进入新一代涡扇发动机时代。20世纪末期，先进战斗机对发动机提出了5S特性(隐身性、超声速巡航、短距起降、超机动性、高维修性)，自此航空发动机进入先进涡扇发动机时期。近年来，战斗机正朝多用途、宽包线方向发展，这促使研究者提出了变循环发动机概念。变循环发动机通过改变发动机部件的几何形状、尺寸或位置来调节热力循环参数(如增压比、涡轮前温度、空气流量、转速和涵道比等)，将高、低涵道比发动机的优势合二为一，使发动机可同时具备大推力与低油耗特性，使得发动机在各种工作条件下都具有最佳的热力循环，从而对飞行速度和高度有良好的适应性。因此，变循环发动机受到各航空强国的重视，是目前航空发动机的重要研究方向。

2007年，美国启动了VAATE计划的一个子计划——自适应通用发动机技术(ADVENT)计划，开始对第五代战斗机发动机(重点是变循环发动机(VCE))技术进行预研，目标是在飞行包线内调整发动机核心段的流道几何形状和尺寸，以改变风扇、核心机流量和压比，从而优化发动机性能。2012年，美国空军和国防部启动了ADVENT计划的后续技术成熟项目——自适应发动机技术发展(AETD)项目，重点研究三外涵技术，以满足未来发动机自适应技术的要求。

2 军用航空发动机特征分析

2.1 第三代

第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、АL-31F 等[1～3]。其结构特点为：3～4级风扇和7～9级高压压气机，叶片负荷较高，大多采用可调静子叶片结构；环形或短环形燃烧室，长度较第二代发动机的缩短了1/2，温升提高；1～2级高压涡轮和1～2级低压涡轮，采用耐高温高负荷设计，单级涡轮落压比提高；采用复合气冷空心结构的定向凝固或单晶材料叶片，涡轮进口温度提高；加力燃烧室采用分区供油和先进火焰稳定器，长度较第二代发动机的缩短了约1/3，加力温度提高；收敛扩散型喷管；全权限数字电子控制系统(FADEC)。其性能特点是：推重比7.0～8.0，平均级增压比1.3～1.4，总增压比21～35，燃烧室温升850～950 K，高压涡轮单级落压比可达3.5～4.2，涡轮进口温度1600～1750 K，加力温度2000～2100 K。

2.2 第四代

第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机(如F-22)的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。典型第四代军用发动机(F119、F120、EJ200、F135、F136、АL-41F等)的结构特点为：风扇2～3级；高压压气机5～6级；燃烧室多为短环形燃烧室；高压涡轮均为单级；低压涡轮为1～2级；加力燃烧室多为内外涵燃烧、结构一体化的短加力燃烧室；喷管采用能实现短距起落和非常规机动，同时有助于于减少红外及雷达信号特征的结构形式，如二元推力矢量喷管、轴对称收敛扩散喷管等[4]。其性能特点为：推重比9.0～10.0，涵道比 0.2～0.4，总增压比26～35，涡轮进口温度1800～2000 K，3级风扇的增压比可达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。总之，第四代发动机具有高推重比、小涵道比、高总压比、高涡轮进口温度等特点。典型第四代军用发动机的参数对比如表1所示。

表1 典型第四代军用航空发动机的参数对比Table 1 Parameter comparison of the typical fourth generation military engines

第四代军用航空发动机采用的新技术[5～7]：

(1)压缩系统——采用非定常三维有粘气动设计，使平均级增压比提高到1.45～1.50；采用进口可调导叶和弯掠叶片设计，提高了效率和喘振裕度；采用低、中等展弦比设计；采用空心宽弦叶片及整体叶盘设计，减轻重量；采用刷式封严，减少漏气。

(2)燃烧系统——采用高紊流度强旋流、带蒸发管的头部回流、强旋流气流加强混合等燃烧室头部设计技术，获得高的燃烧效率和均匀的出口温度分布；采用气动雾化、空气雾化等喷嘴，提高燃油雾化质量；采用浮动壁火焰筒设计；采用高燃油空气比燃烧技术；采用对流加气膜复合冷却、多孔层板Lamilloy冷却技术等。

(3)涡轮系统——采用非定常全三维有粘气动设计，提高涡轮的气动负荷；涡轮叶片采用单晶材料制成；高、低压涡轮采用对转设计，减小飞机机动飞行时的陀螺力矩；采用多通道强迫对流加气膜冷却、铸冷加Lamilloy冷却、超冷、内部增强冷却等技术，采用电子束物理气相沉积的热障涂层，提高涡轮冷却效率。

(4)喷管系统——采用二元收扩俯仰矢量喷管、轴对称矢量喷管、收敛-扩散全方位矢量喷管等设计技术，实现短距离起落和非常规机动，同时也有助于减少红外和雷达信号特征。

(5)控制系统——采用第三代双余度FADEC，进一步提高可靠性，对发动机实行故障诊断和处理，并根据飞机推进系统一体化确定发动机最佳工作参数。

(6)新材料——外涵机匣均采用树脂基复合材料；高压压气机转子前几级采用钛合金，后几级采用高温合金，静子叶片选用高强度阻燃钛合金或高强度镍基高温合金；燃烧室火焰筒主要采用镍基高温合金并涂覆陶瓷热障涂层；涡轮转子叶片采用第2代单晶镍基高温合金，并电子束气相物理沉积热障涂层；静子叶片采用第2代单晶合金或陶瓷基复合材料，双性能热处理涡轮盘；加力燃烧室隔热屏选用镍基高温合金，筒体采用钛合金或高强度阻燃钛合金Alloy C；喷管主调节片选用高温合金。

2.3 第五代

第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12～15的小涵道比加力涡扇发动机。根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12～15一级的涡扇发动机。2012年10月，美国启动的AETD项目，主要瞄准下一代涡轮发动机技术，目的是验证能用于第五代战斗机、未来轰炸机和其它战术飞机的低油耗发动机技术，使之达到能进入工程发展的水平，从而为下一代作战飞机的研制做好准备。

AETD项目重点研究三外涵技术(除传统涡扇发动机的高压核心机和低压外涵道，还将在外圈增加可开合的第三外涵)以满足未来自适应发动机的要求，目的是发展一种采用三外涵结构的发动机技术并使其成熟。起飞时第三外涵关闭，减小涵道比并提高核心机流量以增加推力，巡航时第三外涵打开，以增大涵道比并降低耗油率。

第三外涵气流温度较低，可用于冷气及实现更好的热管理，冷却飞机系统热沉的燃油及加力燃烧室和喷管的壁板。这种结构还能降低飞机的阻力。进气道按飞机起飞时所需的最大进气量设计，但在飞机巡航时其进气量超出发动机需求从而造成溢流。第三外涵能接受多余的空气，从而减少溢流阻力，这部分额外的气流还可用于填充飞机尾部的低压区，达到降阻的效果。此外，第三外涵也可改进进气道总压恢复，降低排气温度，减少红外信号等。

2.3.1 结构特点

根据IHPTET、VAATE等研究计划，预计第五代军用航空发动机的结构特点主要有[8～13]：

(1) 风扇为2级，叶片为空心宽弦叶片，采用弯掠叶片、大小叶片设计，叶尖切线速度650～700 m/s，级增压比2.2～2.5；整体叶环转子结构，风扇转子叶环采用碳化硅纤维增强的钛基复合材料，风扇机匣采用树脂基复合材料。

(2) 压气机为3级，级增压比2.0；3级转子采用整体叶环结构，由碳化硅纤维增强的钛基复合材料制成。

(3)采用旋流器阵列多点喷射燃烧室，带双旋流的空气雾化喷嘴，多旋流器燃烧室头部设计，多孔层板合金结构冷却，陶瓷纤维或碳纤维增强的陶瓷基复合材料燃烧室火焰筒结构，温度场主动调控。

(4)高、低压涡轮均为单级且对转，涡轮叶片采用耐高温合金或陶瓷基复合材料制成，采用铸冷、超冷技术；涡轮转子采用整体叶盘结构；双辐板涡轮盘采用陶瓷基复合材料制成；可调面积高压涡轮导向器采用独特凸轮驱动蛤壳设计。

(5)采用旋流加力燃烧室，结构一体化，更加紧凑；火焰筒筒体采用陶瓷基复合材料减轻质量，使用第三涵气流增强冷却。

(6)360°全方位气动矢量喷管，隐身设计，采用陶瓷基复合材料或碳-碳基复合材料。

2.3.2 性能特点

根据以上结构特点，预计第五代军用航空发动机的性能特点为：总压比可达40，涵道比0.10～0.35，涡轮进口温度2000～2250 K，推力超过200 kN，油耗比第四代军用航空发动机下降25%。具体为：

(1)耗油率大幅降低。第五代发动机具有更优结构、更高进气流量，能实现更低燃油消耗，改善发动机经济性，进而增加飞机续航、待机时间；其推进效率比目前最新的F135发动机提高25%。

(2)推力性能提高。三外涵变循环发动机推力超过200 kN，军用推力、加力推力分别比F135发动机提高5%和10%[14]；可进一步提高飞机飞行速度和高速冲刺能力，使第五代战斗机在不开加力条件下保持超声速巡航飞行，并缩短飞机起降距离。

(3)质量大幅减轻。第五代发动机将采取大量新材料(树脂基复合材料、单晶材料、纤维增强的钛基复合材料、粉末冶金高温合金材料、阻燃钛合金材料、陶瓷基复合材料、碳-碳基复合材料等)，大大减轻发动机质量。

(4)先进技术增多。第五代发动机将采用大量先进技术来提高发动机综合性能，如：热交换冷却技术以降低发动机高负荷部件的应力和温度；气动矢量喷管技术以提高飞机隐身性；变循环技术以改善发动机非设计点性能；自适应技术以加强变循环发动机可调几何部件间的联系，减少调节变量，实现自适应调节变化。

3 未来军用航空发动机发展趋势

根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表2。

表2 军用航空发动机总体性能发展趋势Table 2 Developing trend of military aero-engine performance

可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高[15]。预计未来航空发动机发展方向主要表现在以下几方面：

(1)气动设计。气动设计可使未来发动机单位推力和部件效率进一步提高，且通过减少叶轮机级数、燃烧室和喷管更紧凑及在可能情况下取消加力燃烧室等办法来减轻质量。主要技术有：风扇/压气机叶片采用有粘、全三维气动设计技术，燃烧室采用旋流燃烧技术，涡轮叶片采用有粘、全三维气动设计技术，并进行复合倾斜和端弯设计、先进的热端传热分析和冷却设计；喷管采用360°全方位气动矢量喷管设计等[16～19]。

(2)结构设计。先进的结构设计可减轻发动机质量，同时可充分发挥新材料的性能。新结构主要有：空心风扇/压气机叶片、整体叶盘、整体叶环、刷式和气膜封严、双层壁火焰筒、对转涡轮、双辐板涡轮盘、磁性轴承、内装式整体起动、发电机和骨架承力结构等。

(3)新材料。新材料是航空动力技术进步的重要基础，是提高军用航空发动机推重比的主要突破口。主要有：树脂基复合材料、纤维增强的钛基材料、耐高温合金材料、陶瓷基复合材料、碳-碳基复合材料等。通过采用新材料，在保证其耐高温性、高强度的前提下，减轻发动机质量。

(4)控制系统。先进新型军用航空发动机将采用综合、分布、光纤、多变量及智能化数字电子控制技术，同时还将提高控制的可靠性，降低耗油率和减轻质量。带有高度一体化数据总线的全智能分布式控制系统，具有质量轻、控制性能好，能在高温、强电磁辐射及强振动条件下稳定可靠工作。

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