2004年第30卷第1期 航空发动机 1
航空发动机的发展前景
方昌德
(中国航空工业发展研究中心, 北京110029)
摘要:通过美国的综合高性能涡轮发动机技术(IHPT ET ) 计划和经济可承受多用途先进涡轮发动机(V AAT E) 计划, 展望了燃气涡轮发动机技术的发展前景。介绍了非传统的新型发动机的研究情况, 并指出了2030年前可能出现的新型发动机。关键词:航空发动机 推进技术 科研计划
Prospective Development of Aeroengines
Fang Changde
(AviationIndustries Development Research Center of China, Bejing 110029, China)
Abstract:P rospective development o f aeroeng ine technologies i s pr esented wit h the IHPT ET and VAA T E, and re -cent progr ess in unconv entional aeroeng ines is also introduced. It is predicted that the innovative aeroeng ines w ill be deliv er ed befor e 2030.
Key words:aeroengine; pro pulsion technolog y; R&D plan
1 引言
航空燃气涡轮发动机于问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明。
Ó服役战斗机发动机的推重比从2提高到7~9, 已经定型并即将投入使用的达9~10。
Ó民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN, 巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机的1. 0kg/(daN #h) 下降到0. 55kg/(daN #h) , 噪声下降了20dB, CO 、UHC 和NO X 分别下降70%、90%和45%。
Ó服役直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN 提高到4. 6~6. 1kW/daN, 已经定型并即将投入使用的达6. 8~7. 1kW/daN 。
Ó发动机可靠性和耐久性倍增, 军用发动机空中停车率一般为(0. 2~0. 4) /1000发动机飞行小时, 民用发动机为(0. 002~0. 02) /1000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~
收稿日期:2003-08-27 作者简介:方昌德(1936)
10余次。
6000TAC 循环试验, 相当于平时使用10多年, 热端零件寿命达到2000h; 民用发动机热端部件寿命为7000~10000h, 整机的机上寿命达到15000~20000h, 也相当于使用10年左右。
航空燃气涡轮发动机在21世纪的头30年内的发展前景正通过IH PTET 计划和VAAT E 计划等的实施和进展得到表征。
2 IHPTET 计划的进展
1988年, 美国首先发起由空军制订并实施, 由空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA 和7家主要发动机制造商参与的IHPTET 计划, 该计划的总目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番, 即推重比或功重比增加100%~120%, 耗油率下降30%~40%, 生产和维修成本降低35%~60%。
该计划采取变革性的技术途径, 综合应用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就, 可大大提高涡轮前温度, 简化结构, 减轻质量,
) , 研究员, 1961年毕业于西北工业大学航空涡轮发动机设计专业, 1980~1982年在德国柏林技术大学进修, 从
事航空发动机情报研究工作。中国航空学会航空发动机软科学专业委员会副主任, 享受国务院政府特殊津贴。曾获部级一、二、三等奖
2
航空发动机 2004年第30卷第1期
实现最佳性能控制, 最终达到预定的目标。总投资50亿美元, 以1995, 2000和2005财年为节点分为3个阶段, 分别达到总目标的30%、60%和100%。目前, 第1, 2阶段的任务已经完成, 第3阶段计划正在实施, 并已进入核心机的验证机试验阶段。 (1) 第1阶段
美国军方选择PW 公司为主承包商、GE 公司为备选承包商。以PW 公司的XTE65/2验证机为代表, 在1994年9月的试验中已经达到并超过了第1阶段的目标) ) ) 推重比增加30%, 涡轮进口温度比现有先进发动机的高222e , 超出目标值55e 。在它上面验证的主要新技术有小展弦比后掠风扇、Alloy C 阻燃钛合金压气机材料、双合金压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、/超冷0涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管(SCFN, 原定的第2阶段目标) 。 (2) 第2阶段
美国军方选择GE 公司/AADC公司联合组为主承包商、PW 公司为备选承包商。AADC 公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对IH PTET 计划第2阶段目标的XT C16/1A 和XTC16/1B 核心机, 提前4年达到第2阶段核心机研制目标。在这2台核心机上验证的新技术主要有压气机整体叶环结构、Lamilloy /铸冷0涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800e 的C 钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。
GE 公司/AADC 公司联合组在1995~1996年试验了合作研制的变循环核心机XTC76/2。该核心机有5级压气机和1级涡轮。在该核心机的基础上组成的变循环验证机于1998年开始试验, 该验证机上采用的新技术还有先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。
PW 公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型XTE-66, 属于第2阶段技术验证机, 其推重比将比F119发动机的提高50%, 达15~16。IH PTET 计划第2阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129发动机的带加力的单位推力, 它与F100-229发动机相比有以下改进:(1) 转子级数减少5~6级; (2) 长度缩短40%; (3) 推重比从8提高到16; (4) 典型任务油耗下降1/3; (5) 成本降低20%~30%; (6) 改进隐身能力。 第3阶段已经完成了应用基础研究和部件研究, 在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果, 在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机(4级的压比达到F100发动机10级的压比) 、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管(可分别降低质量和成本60%和25%) 、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。
GE 公司/AADC 公司和PW 公司的IHPTET 计划第3阶段核心机和验证机试验的进度如下: GE 公司/AADC 公司
XTE/SE 验证机 2003财年第1季度末 XTC77/1核心机 XTE77/1验证机 PW 公司 XTC67/1核心机 XTE67/SE1验证机 XTE67/SE2验证机 XTE67/2验证机 XTC67/2核心机
2004财年第1季度中2005财年第4季度末2001财年第3季度初2002财年第3季度末2004财年第1季度中2005财年第4季度中2005财年第4季度末
H PTET 计划实施以来, 其成果已应用到许多军民用发动机的研制和改进改型上, 如GE90、PW4084、CFM56-7、AE3007和FJ44等民用发动机, F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110等军用发动机。
3 VAATE 计划概述
由于IHPTET 计划已经取得了巨大成功, 美国准备从2006年开始实施IHPT ET 计划的后继计划) ) ) VAATE 计划, 其指导思想是在提高发动机性能的基础上, 强调降低成本。VAATE 计划的总目标是在2017年使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。技术验证将分2个阶段进行。第1阶段到2010年, 使经济可承受性提高到F119发动机的6倍; 第2阶段到2017年, 使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。
方昌德:航空发动机的发展前景
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期成本之比, 其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数。
VAATE 计划的服务对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机, 而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。不同的发动机有不同的目标, 见表1。
表1 V AAT E 计划中不同发动机的目标
参 数推(功) 重比耗油率成本经济可承受性
战斗机涡扇+210%-25%-64%1115倍
运输机涡扇+40%-20%-32%216倍
小型涡扇
涡轴
一次使用涡喷+140%-30%-65%1010倍
发动机耐久性越来越引人关注。目前已列入一项高周疲劳(HCF) 科学和技术计划的研究范畴。在过去25年中, 美国军用涡轮发动机的高周疲劳(HCF) 故障急剧增加。1982~1996年, 美国空军有关发动机的A 级事故中有56%是由H CF 引起的。HCF 有关的维修费用估计每年超过4亿美元。 为了降低维修成本, 美国于1994年12月开始实施了H CF 计划, 该计划希望通过8个研究项目来实现与H CF 有关的维修成本降低50%的目标。这8个研究项目是强迫响应、被动阻尼、材料损伤容限、部件表面处理、测试、气动机械特性、部件分析和发动机验证。HCF 计划将延伸融入VAATE 计划。
(3) 智能发动机
如今的发动机不能对变化的环境条件作出响应, 导致在设计、使用和维修概念方面留有大的裕度, 使其性能受到不利影响, 保障成本增加。 未来的发动机将发展成智能发动机。所谓智能是指能理解、调整或修改目标, 并采取行动实现这些目标。智能发动机依靠传感器数据、专家模型和二者的融合, 全面了解环境和发动机状态, 提供最佳的信息以作出决策, 并采取物理动作执行这些决策。它能对发动机的性能和状态进行主动的自我管理, 并根据环境因素平衡任务要求, 从而提高发动机的性能、可靠性和战备完好率, 延长寿命, 降低使用和维修成本。这正是VAATE 计划的核心内容。 智能发动机的关键技术包括:
Ó压气机、燃烧室、间隙和振动等的主动控制, 以提高性能、耐久性和生存性。 Ó带有专门诊断传感器的精确的实时性能和寿命模型, 以实现故障自动诊断和维修预报。 Ó磁性轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动控制系统。
Ó微机电技术传感器和作动器。
Ó信息融合技术(每台发动机就是1个网站) , 能够在问题出现时即时发觉, 根据余度信息作出正确决策, 允许所有用户接近。
Ó先进非线性技术, 能够实现自设计、/无程序0的自适应控制, 这种控制系统可以自动重构, 以优化性能并适应损伤和性能恶化。 Ó灵巧结构。
+120%+120%-33%-62%819倍
-40%-35%515倍
注:以2000年的技术为基准。
与IHPTET 计划一样, VAATE 计划仍由美国国防部主持, NASA 、能源部和6家发动机制造商参与。其投资水平也与IH PTET 计划的相当, 每年3亿多美元, 由美国政府和发动机制造商均摊。 VAAT E 计划将通过核心机、耐久性和智能发动机3个重点领域研究的相互配合来实现经济可承受性提高到10倍的目标。 (1) 通用核心机
通过核心机技术是一种多用途的4000h 免维修发动机核心机的发展技术。通用核心机为许多涡轮发动机提供一系列类似的核心机, 从而达到高通用性并降低成本。例如小型多用途核心机可以覆盖功率为7450kW 的大型涡轴发动机、推力为3100~4450daN 的军用运输机发动机、推力为2230daN 的无人驾驶飞行器的动力装置或推力为710daN 的先进巡航导弹的推进装置; 大型多用途核心机可作为战斗机、轰炸机和运输机发动机的基础。
通用核心机的优势有:军民相关发展硬件可以共用; 通用零件可以降低各种成本; 分摊发展和翻修成本; 加快技术向产品的转化。
通用核心机的通用性将通过下列方法实现:高的剩余功率; 优良的燃油效率; 耐久/鲁棒的设计; 灵活、宽广的流量范围。 (2) 耐久性
耐久性研究通过设计和试验一些手段, 来防止, 4 非传统的新型发动机研究
4
航空发动机 2004年第30卷第1期
前途的非传统的新型发动机主要有以微机电技术为基础的超微型无人机用涡轮发动机、脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、多(全) 电发动机以及各种新能源动力装置。
(1) 超微型涡轮发动机
美国国防部预研局和陆军在1998年4月与麻省理工学院签订了一项合同, 要求研制一种用于微型无人机的超微型涡轮喷气发动机。无人机的翼展为127mm , 质量为50g , 安装一台推力为0. 0127daN 的涡轮喷气发动机, 发动机的最大外部直径为20mm, 长3mm 。压气机和涡轮的直径分别为8mm 和6m m, 涡轮叶片高度只有0. 2m m 。将应用微机电系统技术由硅制造。这种无人机能以57~114km/h 的速度飞行60~120km, 每小时约使用25g 甲烷。 超微型发动机可以组合起来产生较大的功率或推力。例如, 一个直径为200m m 的微型发动机组合可以产生近9daN 的推力, 可作为总质量为100~1000kg 的战术弹药和无人机的动力装置。 (2) 脉冲爆震发动机
脉冲爆震发动机(PDE) 是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机。发动机一般由进气道、爆震室、尾喷管、推力壁、爆震触发器、燃料供给和喷射系统以及控制系统组成, 具有结构简单、推重比高(大于20) 、耗油率低(低于1kg/(daN #h) ) 、工作范围宽(Ma =0~10) 和成本低等优点。在高超声速航空器上有很好的应用前景。
国外早在20世纪40年代就开始PDE 研究, 到90年代进入全面发展时期。目前, PDE 已经完成了概念验证, 开始进行原型机的发展和试验。美国的NASA 、空军和海军都在进行PDE 研究。NASA 的PDE 计划包括3项内容:脉冲爆震发动机技术(PDET) 计划; 脉冲爆震火箭发动机(PDRE) 计划; 脉冲爆震发动机飞行计划。PDET 计划的重点是研制混合PDE 系统, 在今后2~12年内研究在普通燃气涡轮发动机的加力燃烧室内有采用脉冲爆震燃烧, 继而在主燃烧室里采用脉冲爆震燃烧。NASA 的PDRE 计划将在2005年进行验证, 到2009年将研制出可供飞行的全尺寸发动机。
(3) 超燃冲压发动机
超燃冲压发动机(Scramjet) 是燃烧室内气流速度为超声速的冲压发动机, 适于用作Ma =6~25的高超声速航空器、跨大气层飞行器和可重复使用的空间发射器的推进装置。从20世纪50年代开始,
在国家空天飞机计划下, 美国又掀起Scram jet 的研究热潮。国家空天飞机计划被取消后, 美国NASA 转而实施较为低调的/H yper -X 0计划, 其主要目标是发展在飞行条件下的超燃冲压发动机技术, 然后发展高超声速飞行器和可重复使用的空间发射器的涡轮、亚燃冲压和超燃冲压组合发动机。该计划的X-43验证机装1台长760mm 的Scramjet, 已于1998年8月交付给NASA 作高速地面试验及飞行试验。X-43验证机装在/飞马座0火箭的头部, 由B-52飞机将装有X-43验证机的火箭带到空中发射。然后, 火箭再将X-43验证机加速到所需的速度, 脱开后打开Scramjet 工作5~10s, 将X-43验证机加速到Ma =7~10。虽然在2001年6月初进行的首次飞行试验中由于火箭发射后失去控制而使试验失败, 但NASA 表示在2002年以前将按原计划进行余下的2次试验。
美国空军、海军和国防部预研局也在研究用于高超声速军用飞行器的推进系统, 近期目标是发展Ma =4~8的导弹用双模态Scramjet 。飞行试验将于2004~2006年进行。
俄罗斯、法国、德国和澳大利亚也在进行类似的研究。
(4) 多(全) 电发动机
作为多(全) 电飞机的基础和重要组成部分, 多(全) 电发动机以支承发动机转子的非接触式磁性轴承和发动机轴上安装的内置式整体起动/发电机为核心, 配以分布式电子控制系统, 为发动机和飞机各系统提供电力驱动。它可以取消传统的接触式滚动轴承、润滑系统和机械(液压、气压) 作动系统, 从而大大减小质量和复杂性, 改善可靠性和维修性, 降低成本。此外, 所产生的电功率由2根以上发动机轴分担, 可以重新优化燃气发生器, 有利于控制喘振和扩大空中点火包线, 改善发动机适用性; 利用磁性轴承可以减小振动, 增大DN 值, 对叶尖间隙进行主动控制; 发动机轴上安装的内置式整体起动/发电机能够产生几兆瓦的电功率, 除为多(全) 电飞机提供电力外, 还可用于生成激光或微波束, 作为机载高能束武器的能源。
美国和欧共体在20世纪90年代先后开始实施多(全) 电发动机计划。美国主要在多(全) 电飞机(M EA) 计划和IH PTET 计划下组织实施, 将其列为IHPTET 计划1997~2003年的第3阶段任务。鉴于磁性轴承对航空发动机性能、可靠性和成本的重
方昌德:航空发动机的发展前景
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1998年正式启动航空涡轮机主动磁性轴承(AM -BIT) 计划。
(5) 新能源航空动力装置
为解决石油资源枯竭和环境污染问题, 满足某些特种航空器(如高空长航时无人机) 的需要, 人们多年来一直为航空动力装置探索新能源, 其中主要有太阳能、液氢、燃料电池、微波能和核能动力。
高超声速航空、跨大气层飞行器和可重复使用的空地间往返运输系统的推进系统。
参考文献
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13 Dussaux M . Status of the industrial applications of the ac -tive magnetic bear ings techno logy. ASM E -90-GT -268.
5 展望
随着IH PTET 计划和其后续的VAATE 计划以及其他相关研究计划的如期完成, 预计在2030年以前可能出现以下新型航空发动机。
Ó2005年 涵道比为10~15的民用涡扇发动机, 总增压比为50~60, 耗油率比20世纪90年代中期的发动机的低8%~10%, 噪声和排放将满足更严格的新标准的要求。
Ó2010年 先进超声速短距起飞垂直着陆战斗机JSF, 其主推进装置将是应用IH PTET 计划成果的F119发动机的改进型; 以微机电技术为基础的超微型涡轮发动机; 高超声速巡航导弹用的PDE 和Scramjet; 无人机用的太阳能动力装置和燃料电池动力装置。
Ó2015年 涵道比为15~20的超高涵道比涡扇发动机, 总增压比为60~75, 耗油率比20世纪90年代中期的发动机的低18%~20%; 多(全) 电发动机。 Ó2020年 推重比为15~20的战斗机发动机, 实现Ma >3的不加力持续巡航; 经济和环境可接受的第2代超声速民航机。
Ó2025~2030年 推重比超过20的战斗机发动机, 与F119发动机的相比, 耗油率降低25%, 全寿命期成本降低64%, 能力/成本指数为1115倍;
(责任编辑 李华文)
F135发动机的升力风扇喷管
F135推进系统升力风扇组件的可伸缩式D 形喷管在STOVL 工作状态为F-35C 飞机提供偏转推力。D 形喷管由4段构成, 最后部分包括固定的叶片。1997年4月至7月中旬, AADC 公司在NASA Lew is 公司航空声学推进试验室的推进升力试验设备上完成了1/3缩比升力风扇排气喷管模型
的台架试验。在整个喷管压比范围内, 喷管的俯仰矢量角向前15b , 向后60b 。试验结果表明, 该喷管满足了JSF 计划的设计要求, 也与AADC 公司的内流计算流体力学分析结果一致。这些试验结果也将用于升力风扇系统的全尺寸设计。
(梁春华)
2004年第30卷第1期 航空发动机 1
航空发动机的发展前景
方昌德
(中国航空工业发展研究中心, 北京110029)
摘要:通过美国的综合高性能涡轮发动机技术(IHPT ET ) 计划和经济可承受多用途先进涡轮发动机(V AAT E) 计划, 展望了燃气涡轮发动机技术的发展前景。介绍了非传统的新型发动机的研究情况, 并指出了2030年前可能出现的新型发动机。关键词:航空发动机 推进技术 科研计划
Prospective Development of Aeroengines
Fang Changde
(AviationIndustries Development Research Center of China, Bejing 110029, China)
Abstract:P rospective development o f aeroeng ine technologies i s pr esented wit h the IHPT ET and VAA T E, and re -cent progr ess in unconv entional aeroeng ines is also introduced. It is predicted that the innovative aeroeng ines w ill be deliv er ed befor e 2030.
Key words:aeroengine; pro pulsion technolog y; R&D plan
1 引言
航空燃气涡轮发动机于问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明。
Ó服役战斗机发动机的推重比从2提高到7~9, 已经定型并即将投入使用的达9~10。
Ó民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN, 巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机的1. 0kg/(daN #h) 下降到0. 55kg/(daN #h) , 噪声下降了20dB, CO 、UHC 和NO X 分别下降70%、90%和45%。
Ó服役直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN 提高到4. 6~6. 1kW/daN, 已经定型并即将投入使用的达6. 8~7. 1kW/daN 。
Ó发动机可靠性和耐久性倍增, 军用发动机空中停车率一般为(0. 2~0. 4) /1000发动机飞行小时, 民用发动机为(0. 002~0. 02) /1000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~
收稿日期:2003-08-27 作者简介:方昌德(1936)
10余次。
6000TAC 循环试验, 相当于平时使用10多年, 热端零件寿命达到2000h; 民用发动机热端部件寿命为7000~10000h, 整机的机上寿命达到15000~20000h, 也相当于使用10年左右。
航空燃气涡轮发动机在21世纪的头30年内的发展前景正通过IH PTET 计划和VAAT E 计划等的实施和进展得到表征。
2 IHPTET 计划的进展
1988年, 美国首先发起由空军制订并实施, 由空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA 和7家主要发动机制造商参与的IHPTET 计划, 该计划的总目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番, 即推重比或功重比增加100%~120%, 耗油率下降30%~40%, 生产和维修成本降低35%~60%。
该计划采取变革性的技术途径, 综合应用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就, 可大大提高涡轮前温度, 简化结构, 减轻质量,
) , 研究员, 1961年毕业于西北工业大学航空涡轮发动机设计专业, 1980~1982年在德国柏林技术大学进修, 从
事航空发动机情报研究工作。中国航空学会航空发动机软科学专业委员会副主任, 享受国务院政府特殊津贴。曾获部级一、二、三等奖
2
航空发动机 2004年第30卷第1期
实现最佳性能控制, 最终达到预定的目标。总投资50亿美元, 以1995, 2000和2005财年为节点分为3个阶段, 分别达到总目标的30%、60%和100%。目前, 第1, 2阶段的任务已经完成, 第3阶段计划正在实施, 并已进入核心机的验证机试验阶段。 (1) 第1阶段
美国军方选择PW 公司为主承包商、GE 公司为备选承包商。以PW 公司的XTE65/2验证机为代表, 在1994年9月的试验中已经达到并超过了第1阶段的目标) ) ) 推重比增加30%, 涡轮进口温度比现有先进发动机的高222e , 超出目标值55e 。在它上面验证的主要新技术有小展弦比后掠风扇、Alloy C 阻燃钛合金压气机材料、双合金压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、/超冷0涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管(SCFN, 原定的第2阶段目标) 。 (2) 第2阶段
美国军方选择GE 公司/AADC公司联合组为主承包商、PW 公司为备选承包商。AADC 公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对IH PTET 计划第2阶段目标的XT C16/1A 和XTC16/1B 核心机, 提前4年达到第2阶段核心机研制目标。在这2台核心机上验证的新技术主要有压气机整体叶环结构、Lamilloy /铸冷0涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800e 的C 钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。
GE 公司/AADC 公司联合组在1995~1996年试验了合作研制的变循环核心机XTC76/2。该核心机有5级压气机和1级涡轮。在该核心机的基础上组成的变循环验证机于1998年开始试验, 该验证机上采用的新技术还有先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。
PW 公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型XTE-66, 属于第2阶段技术验证机, 其推重比将比F119发动机的提高50%, 达15~16。IH PTET 计划第2阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129发动机的带加力的单位推力, 它与F100-229发动机相比有以下改进:(1) 转子级数减少5~6级; (2) 长度缩短40%; (3) 推重比从8提高到16; (4) 典型任务油耗下降1/3; (5) 成本降低20%~30%; (6) 改进隐身能力。 第3阶段已经完成了应用基础研究和部件研究, 在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果, 在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机(4级的压比达到F100发动机10级的压比) 、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管(可分别降低质量和成本60%和25%) 、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。
GE 公司/AADC 公司和PW 公司的IHPTET 计划第3阶段核心机和验证机试验的进度如下: GE 公司/AADC 公司
XTE/SE 验证机 2003财年第1季度末 XTC77/1核心机 XTE77/1验证机 PW 公司 XTC67/1核心机 XTE67/SE1验证机 XTE67/SE2验证机 XTE67/2验证机 XTC67/2核心机
2004财年第1季度中2005财年第4季度末2001财年第3季度初2002财年第3季度末2004财年第1季度中2005财年第4季度中2005财年第4季度末
H PTET 计划实施以来, 其成果已应用到许多军民用发动机的研制和改进改型上, 如GE90、PW4084、CFM56-7、AE3007和FJ44等民用发动机, F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110等军用发动机。
3 VAATE 计划概述
由于IHPTET 计划已经取得了巨大成功, 美国准备从2006年开始实施IHPT ET 计划的后继计划) ) ) VAATE 计划, 其指导思想是在提高发动机性能的基础上, 强调降低成本。VAATE 计划的总目标是在2017年使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。技术验证将分2个阶段进行。第1阶段到2010年, 使经济可承受性提高到F119发动机的6倍; 第2阶段到2017年, 使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。
方昌德:航空发动机的发展前景
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期成本之比, 其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数。
VAATE 计划的服务对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机, 而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。不同的发动机有不同的目标, 见表1。
表1 V AAT E 计划中不同发动机的目标
参 数推(功) 重比耗油率成本经济可承受性
战斗机涡扇+210%-25%-64%1115倍
运输机涡扇+40%-20%-32%216倍
小型涡扇
涡轴
一次使用涡喷+140%-30%-65%1010倍
发动机耐久性越来越引人关注。目前已列入一项高周疲劳(HCF) 科学和技术计划的研究范畴。在过去25年中, 美国军用涡轮发动机的高周疲劳(HCF) 故障急剧增加。1982~1996年, 美国空军有关发动机的A 级事故中有56%是由H CF 引起的。HCF 有关的维修费用估计每年超过4亿美元。 为了降低维修成本, 美国于1994年12月开始实施了H CF 计划, 该计划希望通过8个研究项目来实现与H CF 有关的维修成本降低50%的目标。这8个研究项目是强迫响应、被动阻尼、材料损伤容限、部件表面处理、测试、气动机械特性、部件分析和发动机验证。HCF 计划将延伸融入VAATE 计划。
(3) 智能发动机
如今的发动机不能对变化的环境条件作出响应, 导致在设计、使用和维修概念方面留有大的裕度, 使其性能受到不利影响, 保障成本增加。 未来的发动机将发展成智能发动机。所谓智能是指能理解、调整或修改目标, 并采取行动实现这些目标。智能发动机依靠传感器数据、专家模型和二者的融合, 全面了解环境和发动机状态, 提供最佳的信息以作出决策, 并采取物理动作执行这些决策。它能对发动机的性能和状态进行主动的自我管理, 并根据环境因素平衡任务要求, 从而提高发动机的性能、可靠性和战备完好率, 延长寿命, 降低使用和维修成本。这正是VAATE 计划的核心内容。 智能发动机的关键技术包括:
Ó压气机、燃烧室、间隙和振动等的主动控制, 以提高性能、耐久性和生存性。 Ó带有专门诊断传感器的精确的实时性能和寿命模型, 以实现故障自动诊断和维修预报。 Ó磁性轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动控制系统。
Ó微机电技术传感器和作动器。
Ó信息融合技术(每台发动机就是1个网站) , 能够在问题出现时即时发觉, 根据余度信息作出正确决策, 允许所有用户接近。
Ó先进非线性技术, 能够实现自设计、/无程序0的自适应控制, 这种控制系统可以自动重构, 以优化性能并适应损伤和性能恶化。 Ó灵巧结构。
+120%+120%-33%-62%819倍
-40%-35%515倍
注:以2000年的技术为基准。
与IHPTET 计划一样, VAATE 计划仍由美国国防部主持, NASA 、能源部和6家发动机制造商参与。其投资水平也与IH PTET 计划的相当, 每年3亿多美元, 由美国政府和发动机制造商均摊。 VAAT E 计划将通过核心机、耐久性和智能发动机3个重点领域研究的相互配合来实现经济可承受性提高到10倍的目标。 (1) 通用核心机
通过核心机技术是一种多用途的4000h 免维修发动机核心机的发展技术。通用核心机为许多涡轮发动机提供一系列类似的核心机, 从而达到高通用性并降低成本。例如小型多用途核心机可以覆盖功率为7450kW 的大型涡轴发动机、推力为3100~4450daN 的军用运输机发动机、推力为2230daN 的无人驾驶飞行器的动力装置或推力为710daN 的先进巡航导弹的推进装置; 大型多用途核心机可作为战斗机、轰炸机和运输机发动机的基础。
通用核心机的优势有:军民相关发展硬件可以共用; 通用零件可以降低各种成本; 分摊发展和翻修成本; 加快技术向产品的转化。
通用核心机的通用性将通过下列方法实现:高的剩余功率; 优良的燃油效率; 耐久/鲁棒的设计; 灵活、宽广的流量范围。 (2) 耐久性
耐久性研究通过设计和试验一些手段, 来防止, 4 非传统的新型发动机研究
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航空发动机 2004年第30卷第1期
前途的非传统的新型发动机主要有以微机电技术为基础的超微型无人机用涡轮发动机、脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、多(全) 电发动机以及各种新能源动力装置。
(1) 超微型涡轮发动机
美国国防部预研局和陆军在1998年4月与麻省理工学院签订了一项合同, 要求研制一种用于微型无人机的超微型涡轮喷气发动机。无人机的翼展为127mm , 质量为50g , 安装一台推力为0. 0127daN 的涡轮喷气发动机, 发动机的最大外部直径为20mm, 长3mm 。压气机和涡轮的直径分别为8mm 和6m m, 涡轮叶片高度只有0. 2m m 。将应用微机电系统技术由硅制造。这种无人机能以57~114km/h 的速度飞行60~120km, 每小时约使用25g 甲烷。 超微型发动机可以组合起来产生较大的功率或推力。例如, 一个直径为200m m 的微型发动机组合可以产生近9daN 的推力, 可作为总质量为100~1000kg 的战术弹药和无人机的动力装置。 (2) 脉冲爆震发动机
脉冲爆震发动机(PDE) 是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机。发动机一般由进气道、爆震室、尾喷管、推力壁、爆震触发器、燃料供给和喷射系统以及控制系统组成, 具有结构简单、推重比高(大于20) 、耗油率低(低于1kg/(daN #h) ) 、工作范围宽(Ma =0~10) 和成本低等优点。在高超声速航空器上有很好的应用前景。
国外早在20世纪40年代就开始PDE 研究, 到90年代进入全面发展时期。目前, PDE 已经完成了概念验证, 开始进行原型机的发展和试验。美国的NASA 、空军和海军都在进行PDE 研究。NASA 的PDE 计划包括3项内容:脉冲爆震发动机技术(PDET) 计划; 脉冲爆震火箭发动机(PDRE) 计划; 脉冲爆震发动机飞行计划。PDET 计划的重点是研制混合PDE 系统, 在今后2~12年内研究在普通燃气涡轮发动机的加力燃烧室内有采用脉冲爆震燃烧, 继而在主燃烧室里采用脉冲爆震燃烧。NASA 的PDRE 计划将在2005年进行验证, 到2009年将研制出可供飞行的全尺寸发动机。
(3) 超燃冲压发动机
超燃冲压发动机(Scramjet) 是燃烧室内气流速度为超声速的冲压发动机, 适于用作Ma =6~25的高超声速航空器、跨大气层飞行器和可重复使用的空间发射器的推进装置。从20世纪50年代开始,
在国家空天飞机计划下, 美国又掀起Scram jet 的研究热潮。国家空天飞机计划被取消后, 美国NASA 转而实施较为低调的/H yper -X 0计划, 其主要目标是发展在飞行条件下的超燃冲压发动机技术, 然后发展高超声速飞行器和可重复使用的空间发射器的涡轮、亚燃冲压和超燃冲压组合发动机。该计划的X-43验证机装1台长760mm 的Scramjet, 已于1998年8月交付给NASA 作高速地面试验及飞行试验。X-43验证机装在/飞马座0火箭的头部, 由B-52飞机将装有X-43验证机的火箭带到空中发射。然后, 火箭再将X-43验证机加速到所需的速度, 脱开后打开Scramjet 工作5~10s, 将X-43验证机加速到Ma =7~10。虽然在2001年6月初进行的首次飞行试验中由于火箭发射后失去控制而使试验失败, 但NASA 表示在2002年以前将按原计划进行余下的2次试验。
美国空军、海军和国防部预研局也在研究用于高超声速军用飞行器的推进系统, 近期目标是发展Ma =4~8的导弹用双模态Scramjet 。飞行试验将于2004~2006年进行。
俄罗斯、法国、德国和澳大利亚也在进行类似的研究。
(4) 多(全) 电发动机
作为多(全) 电飞机的基础和重要组成部分, 多(全) 电发动机以支承发动机转子的非接触式磁性轴承和发动机轴上安装的内置式整体起动/发电机为核心, 配以分布式电子控制系统, 为发动机和飞机各系统提供电力驱动。它可以取消传统的接触式滚动轴承、润滑系统和机械(液压、气压) 作动系统, 从而大大减小质量和复杂性, 改善可靠性和维修性, 降低成本。此外, 所产生的电功率由2根以上发动机轴分担, 可以重新优化燃气发生器, 有利于控制喘振和扩大空中点火包线, 改善发动机适用性; 利用磁性轴承可以减小振动, 增大DN 值, 对叶尖间隙进行主动控制; 发动机轴上安装的内置式整体起动/发电机能够产生几兆瓦的电功率, 除为多(全) 电飞机提供电力外, 还可用于生成激光或微波束, 作为机载高能束武器的能源。
美国和欧共体在20世纪90年代先后开始实施多(全) 电发动机计划。美国主要在多(全) 电飞机(M EA) 计划和IH PTET 计划下组织实施, 将其列为IHPTET 计划1997~2003年的第3阶段任务。鉴于磁性轴承对航空发动机性能、可靠性和成本的重
方昌德:航空发动机的发展前景
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1998年正式启动航空涡轮机主动磁性轴承(AM -BIT) 计划。
(5) 新能源航空动力装置
为解决石油资源枯竭和环境污染问题, 满足某些特种航空器(如高空长航时无人机) 的需要, 人们多年来一直为航空动力装置探索新能源, 其中主要有太阳能、液氢、燃料电池、微波能和核能动力。
高超声速航空、跨大气层飞行器和可重复使用的空地间往返运输系统的推进系统。
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5 展望
随着IH PTET 计划和其后续的VAATE 计划以及其他相关研究计划的如期完成, 预计在2030年以前可能出现以下新型航空发动机。
Ó2005年 涵道比为10~15的民用涡扇发动机, 总增压比为50~60, 耗油率比20世纪90年代中期的发动机的低8%~10%, 噪声和排放将满足更严格的新标准的要求。
Ó2010年 先进超声速短距起飞垂直着陆战斗机JSF, 其主推进装置将是应用IH PTET 计划成果的F119发动机的改进型; 以微机电技术为基础的超微型涡轮发动机; 高超声速巡航导弹用的PDE 和Scramjet; 无人机用的太阳能动力装置和燃料电池动力装置。
Ó2015年 涵道比为15~20的超高涵道比涡扇发动机, 总增压比为60~75, 耗油率比20世纪90年代中期的发动机的低18%~20%; 多(全) 电发动机。 Ó2020年 推重比为15~20的战斗机发动机, 实现Ma >3的不加力持续巡航; 经济和环境可接受的第2代超声速民航机。
Ó2025~2030年 推重比超过20的战斗机发动机, 与F119发动机的相比, 耗油率降低25%, 全寿命期成本降低64%, 能力/成本指数为1115倍;
(责任编辑 李华文)
F135发动机的升力风扇喷管
F135推进系统升力风扇组件的可伸缩式D 形喷管在STOVL 工作状态为F-35C 飞机提供偏转推力。D 形喷管由4段构成, 最后部分包括固定的叶片。1997年4月至7月中旬, AADC 公司在NASA Lew is 公司航空声学推进试验室的推进升力试验设备上完成了1/3缩比升力风扇排气喷管模型
的台架试验。在整个喷管压比范围内, 喷管的俯仰矢量角向前15b , 向后60b 。试验结果表明, 该喷管满足了JSF 计划的设计要求, 也与AADC 公司的内流计算流体力学分析结果一致。这些试验结果也将用于升力风扇系统的全尺寸设计。
(梁春华)