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    航空發(fā)動機推重比技術(shù)指標研究

    2016-06-27 03:57:36孟令勇高海紅鄭天慧中國燃氣渦輪研究院成都610500
    燃氣渦輪試驗與研究 2016年2期
    關(guān)鍵詞:航空發(fā)動機

    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(fā)動機推重比技術(shù)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(zhàn)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(fā)展目標,及其在具體型號產(chǎn)品中的發(fā)展,重點分析了F119發(fā)動機推重比指標的實現(xiàn)情況。結(jié)果表明:推進系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展指導思想,已從將推重比和耗油率作為技術(shù)評價體系改為強調(diào)向系統(tǒng)綜合要效益;F119發(fā)動機采用了預研計劃中的高推重比先進技術(shù),但其實際推重比并未達到10;戰(zhàn)斗機動力型號產(chǎn)品研發(fā)中應秉持全面平衡的指導思想,避免唯性能論。

    關(guān)鍵詞:航空發(fā)動機;推重比;矢量噴管;平衡設(shè)計;F119;預研計劃;型號研制

    1 引言

    推重比是衡量戰(zhàn)斗機發(fā)動機性能水平和工作能力的一個綜合指標。歐美各國的發(fā)動機預研計劃中都將實現(xiàn)高推重比技術(shù)作為其重要目標,而業(yè)界之前也曾將推重比作為戰(zhàn)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(tǒng)計了發(fā)動機推重比在1960~2000年間的發(fā)展情況。國內(nèi)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(shù),提高發(fā)動機推重比的技術(shù)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(nèi)外換算關(guān)系。本文在既有研究成果的基礎(chǔ)上,從新的研究角度深入剖析推重比指標,為預研及型號發(fā)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(chǎn)品中的實現(xiàn)情況,分析了F119發(fā)動機推重比的實際值,并總結(jié)提煉出戰(zhàn)斗機動力產(chǎn)品中系統(tǒng)平衡的工程研發(fā)指導思想。

    2 預研計劃中的推重比技術(shù)目標

    2.1美國

    美國綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)(IHPTET)計劃的主要目標是采用漸進式發(fā)展計劃(表1),使軍用渦扇發(fā)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(zhàn)斗機用發(fā)動機的推重比相較于YF119初始設(shè)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(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機(VAATE)計劃,集中關(guān)注多用途核心機、智能發(fā)動機與耐久性三大領(lǐng)域。旨在通過開發(fā)多用途發(fā)動機技術(shù),驗證其經(jīng)濟性,并將先進的渦輪發(fā)動機技術(shù)轉(zhuǎn)化應用在型號產(chǎn)品上,以獲得革新的性能改進。VAATE計劃中提出了技術(shù)能力經(jīng)濟性指標,該指標不僅關(guān)注發(fā)動機的推重比與油耗,同時還強調(diào)研制、生產(chǎn)和維護成本。這反映美國在推進系統(tǒng)技術(shù)指導思路上發(fā)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(jīng)濟可承受性作為評價標準,強調(diào)向系統(tǒng)綜合要效益。同時,基于IHPTET計劃中對部件技術(shù)潛能探底的結(jié)果,VAATE計劃評估認為提高推重比和降低耗油率對提高發(fā)動機的經(jīng)濟可承受性貢獻有限,因此降低成本成為實現(xiàn)計劃目標的重要突破口[5]。如下式所示,以推進系統(tǒng)能力經(jīng)濟性(CCI)表征發(fā)動機能力與成本之比。表2給出了VAATE計劃的階段發(fā)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(jù)2000年技術(shù)水平的發(fā)動機計算得出的結(jié)果。由于難以獲取發(fā)動機成本信息,僅知VAATE計劃基準發(fā)動機的推進系統(tǒng)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(tǒng)能力的發(fā)展歷程,圖1示出了國外公布的大型渦扇發(fā)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(fā)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(fā)動機的推進系統(tǒng)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(fā)動機計劃(ACME),是歐洲投資最多、規(guī)模最大的一個軍用發(fā)動機技術(shù)發(fā)展計劃,其總目標是提供未來先進戰(zhàn)斗機發(fā)動機所需技術(shù)。盡管該計劃的目標并不是研制一種發(fā)動機,但其第一階段的技術(shù)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(shù)目標為發(fā)動機的質(zhì)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(fā)動機技術(shù)(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(zhàn)斗機發(fā)動機技術(shù)。

    德國雖然沒有類似的大型發(fā)動機預研計劃,但其發(fā)動機研制行業(yè)的技術(shù)觀點認為:任何長期的戰(zhàn)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(zhàn)系統(tǒng)中,對發(fā)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(diào)高推重比技術(shù)[7]。

    3 型號發(fā)動機推重比指標發(fā)展研究

    3.1總體發(fā)展

    從20世紀50年代出現(xiàn)第一代超聲速噴氣式戰(zhàn)斗機開始,目前已發(fā)展了四代,第五代正處于全面研制的最后階段。相應地,發(fā)動機的推重比也從2~3發(fā)展至現(xiàn)今的8~10一級。圖3(a)是蘭德公司研究報告中總結(jié)的型號發(fā)動機推重比指標的發(fā)展歷程,反映了發(fā)動機推重比在1960~2000年間的穩(wěn)步增長情況[1]。圖3(b)是本文根據(jù)文獻[8]統(tǒng)計的TF30、F100、F404、RD33、RB199、AL-31F、M53、F110、M88-2、F414、YF120和EJ200 12款典型戰(zhàn)斗機動力的推重比指標發(fā)展情況。這兩張圖反映出的技術(shù)發(fā)展水平趨勢基本一致,在第四代戰(zhàn)斗機(以下簡稱四代機)研制階段,發(fā)動機推重比的技術(shù)發(fā)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(tǒng)的關(guān)鍵要求Fig.2 Key requirements for future propulsion systems

    圖3 戰(zhàn)斗機發(fā)動機推重比發(fā)展趨勢Fig.3 Trend of T/W ratio of fighter engine

    3.2F119發(fā)動機推重比分析

    依托IHPTET計劃中的技術(shù)驗證與轉(zhuǎn)移,F(xiàn)119發(fā)動機已成為在役的、最具代表性的四代機發(fā)動機。國外現(xiàn)有公開文獻未明確給出過F119發(fā)動機的推重比,普惠公司官方對F119發(fā)動機推重比也以更高(此處應該是與F100相比,F(xiàn)100基準型推重比為7.1)來介紹,而英國《簡氏航空發(fā)動機》手冊認為F119發(fā)動機干質(zhì)量類似于F100(加裝矢量噴管的F100-PW-232質(zhì)量為1 860 kg,比基準型F100-PW-100約重432 kg[9])。據(jù)此,下面從飛機對發(fā)動機的要求和推力矢量噴管兩方面對F119發(fā)動機的推重比進行分析。

    3.2.1先進戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(ATF)對發(fā)動機的要求

    20世紀80年代左右,美國空軍和海軍正式聯(lián)手研究新一代戰(zhàn)斗機——先進戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機。在ATF項目中,對發(fā)動機提出的關(guān)鍵性能要求是不加力下持續(xù)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(guān)注的技術(shù)問題是減少壓氣機級數(shù),以降低成本和質(zhì)量,并增加可靠性。1985年,空軍降低了ATF發(fā)動機的批生產(chǎn)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(fā)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(fā)展階段(EMD)。這就意味著要重新設(shè)計驗證機,以達到飛行試驗所要求的質(zhì)量標準。而1987年,普惠和GE都從設(shè)計折衷研究中得出發(fā)動機推力需達15 750 daN的結(jié)論,這使得空軍的此項要求難度增加。普惠設(shè)計的用于飛行驗證的YF119與其地面驗證機XF119區(qū)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(fā)動機更接近全尺寸研制設(shè)計原準機的要求,且飛行試驗展現(xiàn)的性能也更優(yōu)。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(shù)及管理能力,同時技術(shù)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(shù)已成為新一代戰(zhàn)斗機的基本要求。戰(zhàn)斗機發(fā)動機推力矢量的偏轉(zhuǎn)是通過噴管實現(xiàn)的,因此矢量噴管技術(shù)成為推力矢量技術(shù)的關(guān)鍵。為滿足新一代戰(zhàn)斗機要求的非常規(guī)機動能力(矢量推力),提高空戰(zhàn)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(chǔ)上,從1991年開始進行配裝二元矢量噴管的F119發(fā)動機的工程研發(fā)。F119發(fā)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(jié)構(gòu)不僅機動性能優(yōu)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(zhì)量稍有減輕;但與常規(guī)軸對稱收-擴噴管相比,缺點依然是結(jié)構(gòu)笨重。為了實現(xiàn)減重,提高技術(shù)指標,在F119發(fā)動機的后繼改進型發(fā)動機F135中,采用了全程可調(diào)的低可探測性軸對稱收-擴型噴管。其中F135-PW-100/600噴管質(zhì)量約為181.4 kg,F(xiàn)135-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(fā)動機的要求可看出,四代機研制時,并未直接規(guī)定發(fā)動機的推重比要達到某一數(shù)值。而數(shù)據(jù)分析表明,安裝矢量噴管后,F(xiàn)119發(fā)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(fā)動機的推重比指標應比F119發(fā)動機有所提高。

    4 與發(fā)動機推重比相關(guān)的設(shè)計思想

    對航空發(fā)動機的一般設(shè)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(huán)境特性滿足有關(guān)條例要求。結(jié)構(gòu)設(shè)計成功與否,就表現(xiàn)在設(shè)計者所采用的各種技術(shù)措施能否妥善處理這些既有聯(lián)系又互相矛盾的要求上。在戰(zhàn)斗機動力型號產(chǎn)品研發(fā)中,要求工程師既要有豐富的經(jīng)驗,又要有辯證的思想方法,理性認識推重比技術(shù)指標。

    4.1不同機型推重比要求的差異性

    軍民用發(fā)動機在性能、環(huán)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(zhàn)斗機用發(fā)動機通常是小涵道比、高單位推力發(fā)動機,強調(diào)發(fā)動機截面面積小和推重比高;而運輸機用大涵道比發(fā)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(zhàn)斗機要求高機動性以實現(xiàn)空對空作戰(zhàn),因此會十分強調(diào)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(tǒng)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(zhàn)飛機(UCAV)一度是下一代戰(zhàn)斗機的研究熱點。分析表明,UCAV設(shè)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(shù),而重量/推力比更反映重量對飛機的影響,兩者的換算關(guān)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(fā)動機采購成本排第三。這是因為在任務決定型設(shè)計思想中,發(fā)動機質(zhì)量輕、燃油高效,則可實現(xiàn)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(zhì)量權(quán)重大則更要求耗油率低,飛機中發(fā)動機所占的質(zhì)量權(quán)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(zhì)量占比、發(fā)動機質(zhì)量占比的關(guān)系。飛機包括結(jié)構(gòu)與子系統(tǒng)、發(fā)動機、燃油和有效載荷四部分質(zhì)量,后三者之和為可調(diào)整質(zhì)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(zhí)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(fā)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(zhì)量分布特征Fig.6 Weight distribution characteristics of typical military aircrafts

    4.2工程產(chǎn)品的平衡設(shè)計理念

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

    普惠公司的TF30是首臺帶加力的軍用渦扇發(fā)動機,經(jīng)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(guān),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(fā)動機F100的研制工作??哲妼100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(fā)動機性能——推重比作為重點予以保證,研發(fā)中盡量控制發(fā)動機質(zhì)量且不影響性能。最終,F(xiàn)100成為第一款投入使用的推重比8一級的發(fā)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(fā)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(fā)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(zhì)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(fā)動機經(jīng)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(jīng)達到足夠的性能非常困難。用戶的節(jié)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(fā)動機產(chǎn)品競爭中,用戶最終選擇技術(shù)風險低、成本少的一方也表明,產(chǎn)品競爭不僅僅是性能上的比拼,而是技術(shù)、進度、管理、成本等各方面的綜合較量。

    5 結(jié)束語

    高推重比是戰(zhàn)斗機動力在性能上力圖實現(xiàn)的方向性目標,但出于未來戰(zhàn)爭經(jīng)濟性的戰(zhàn)略考慮,推進系統(tǒng)技術(shù)發(fā)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(shù)評價體系,而強調(diào)向系統(tǒng)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(fā)展現(xiàn)狀。

    通過持續(xù)開展核心機及整機技術(shù)驗證預研計劃,可為型號研制儲備先進技術(shù)。而將預研技術(shù)成果工程化,既是型號產(chǎn)品研制的關(guān)鍵,更是難點。在四代機動力F119發(fā)動機的研發(fā)中,采用了預研計劃中開發(fā)的高推重比先進技術(shù),但最終成功定型的型號產(chǎn)品的推重比并未達到10。這反映了在戰(zhàn)斗機動力型號研發(fā)思想中,應秉持技術(shù)性能、可靠性、維護性、經(jīng)濟性、研發(fā)進度、項目管理等各方面的平衡理念,遵循系統(tǒng)工程的思想,以成功研制出滿足飛機需求的型號產(chǎn)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(fā)動機項目管理與研究。

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