中国航空发动机

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导读: 航空发动机 战斗机发动机 小推力发动机,推力一般在3000公斤以下; 中推力发动机,推力一般在6000-9000公斤; 大推力发动机,推力一般在11000公斤-15000公斤。 “天山”WS11肯定是小推力级发动机, “昆仑”wp13则属于中推力发动机, “太行”涡扇10无疑是大推力级发动机。 ws10太行大,ws9秦岭中,ws13泰山中,ws11天山小, 2中=1大,2小=1中。 2大=重

航空发动机

战斗机发动机

小推力发动机,推力一般在3000公斤以下;


中推力发动机,推力一般在6000-9000公斤;


大推力发动机,推力一般在11000公斤-15000公斤。


“天山”WS11肯定是小推力级发动机,


“昆仑”wp13则属于中推力发动机,


“太行”涡扇10无疑是大推力级发动机。


ws10太行大,ws9秦岭中,ws13泰山中,ws11天山小,

2中=1大,2小=1中。


2大=重型,1大=2中=中型,1中=2小=轻型,1小=小型。


运输机,直升机划分不太一样


中国航空发动机的研制

航空发动机的作用是非常重要的,其性能的好坏直接影响着飞机的飞行性能、可靠性及经济性,因此,它被喻为飞机的“心脏”。由于航空发动机要在高温、高压、高转速和高负荷的环境中长期反复地工作,而且还要求具有重量轻、体积小、推力大、使用安全可靠及经济性好等特点,因此,必须要有很强的设计、加工及制造能力,是一种典型的技术密集型产品。航空发动机研制周期长,技术难度大,耗费资金多,不是每一个国家都可以研制生产的。因此,虽然目前世界上可以研制生产飞机的国家并不少,但具备独立研制航空发动机能力的国家却只有美、俄、英、法、中等少数几个。

在某种意义上讲,研制航空发动机的能力是一个国家进入航空强国的重要标志。 中国航空发动机的研制是在新中国成立后一片空白的基础上发展起来的,从最初的修理、仿制、改进改型到今天可以独立设计制造高性能航空发动机,走过了一条十分艰辛的发展道路。

本文对建国后所研制生产的各型涡喷、涡扇发动机做一回顾,使读者能对我国航空发动机的发展有一个较为全面的了解。

一涡喷系列

涡轮喷气发动机(下称涡喷发动机)因其重量轻、体积小、运转平稳、高空性能好及技术相对简单、制造容易的特点,各项性能远远超过活塞式发动机。随着世界航空技术的发展,从50年代后,涡喷发动机就开始逐步替代活塞式发动机,成为当时战斗机的主要动力装置。中国的涡喷发动机也是在50年代中期开始研制的,结构上经历了由离心式到轴流式、由单转子到双转子、从仿制改型到完全独立研制的过程。目前已形成了一个较为完善的涡喷发动机系列,满足了各型作战飞机的装备需要。

1、涡喷5发动机

它是我国根据前苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种涡喷发动机,是我国“一五”计划中最重要的一项航空项目。由于当时的航空工业基础薄弱,该发动机的研制过程非常艰难。研制单位是由原沈阳航空发动修理厂改扩的沈阳航空发动机厂,要求在1957年国庆节前将涡喷5发动机研制成功,具备批量生产能力。

涡喷5是一种离心式、单转子、带加力式航空发动机,单台最大推力25.5千牛,加力推力为32.5千牛,重量为980千克,主要用于国产歼-5战斗机。

涡喷5发动机大量使用了高强度材料和耐高温合金,加上喷管的加工工艺要求精度高,叶片型面复杂,加力燃烧室薄壁焊接等多项先进制造技术,对我国当时的制造能力是一个考验。经过各方面的通力合作及努力,首批涡喷5发动机在1956年6月通过鉴定,开始投入批量生产,比原计划提前了近一年多,为国产歼-5战斗机的顺利投产起到了十分关键的作用。

涡喷5发动机的研制成功,标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机发展到了喷气式发动机的时代,成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。

随着国产轰5轰炸机的研制成功,对涡喷5发动机的需求量迅速增加,沈阳航空发动机厂的生产能力已经不能满足部队装备的需要,中央决定西安航空发动机厂也同时生产涡喷5甲发动机 涡喷5研制成功后,我国又开始对其进行改进。1957年研制成功BK-1A发动机,其68%的零部件与涡喷5发动机通用,被命名为涡喷5甲发动机,主要用于引进的前苏联伊尔-28轰炸机的动力装置。

两年后,我国又试制成功PⅡ-45发动机,作为米格-15战斗机的动力装置。1963年,随着国产轰-5轰炸机的研制成功,对涡喷5发动机的需求量迅速增加,沈阳航空发动机厂的生产能力已不能满足部队装备的需要,中央决定西安航空发动机厂也同时生产涡喷5甲发动机。随后几年,西安航空发动机厂又陆续研制成涡喷5丁、涡喷5乙和涡喷5丙三种改型,分别用于歼教-5教练机、米格-15比斯及米格-17战斗机上,满足了当时我国海空军装备各型歼-5系列飞机的需求。

2、喷发1A发动机

在第一台涡喷5发动机试制成功后,我国即开始了自行研制喷气发动机的尝试。参照涡喷5发动机的研制经验,我国试制一种推力为15.7千牛的小推力发动机,拟用作我国第一架自行设计制造的歼教-1飞机的动力装置,并通过实际的设计及制造过程达到培养技术人员及积累经验、提高设计的目的。

喷发1A的研制工作从1957年7月全面展开,用了不到半年的时间就装配出了第一台样机。经过20多个小时的试车考核后,性能基本达到了设计指标。1958年7月装在歼教-1飞机上进行了升空试飞,获得了圆满成功,证明其设计是成功的。后来由于部队的训练体制发生了变化,取消了歼教-1飞机的研制工作,喷发1A发动机的研制工作也随告中止。 喷发1A虽没有投入最后的生产,但它却是我国向自行研制喷气式发动机迈出的成功一步,对后来喷气发动机的研制生产具有重要的意义。

3、涡喷6发动机

它是我国根据前苏联提供的PⅡ-9B型发动机技术资料制造的一种加力式涡喷发动机,主要用于装备国产歼-6战斗机及稍后研制的强-5强击机。

同涡喷5发动机相比,涡喷6在性能上有了很大的提高,由亚音速发展到了超音速,压气机的结构也从离心式发展为轴流式,其最大推力为25.5千牛,加力推力为31.8千牛,虽与涡喷5相差不大,但重量却减轻了23%,只有708千克,直径也缩短了48%,大大减少了飞机的迎风面积,适合歼-6超音速飞行。

涡喷6发动机由沈阳航空发动机厂于1958年开始试制和生产。由于涡喷6比涡喷5全机的零部件数量增加了46%,特别是轴流式发动机的叶片和管子多,原有涡喷5发动机的生产线无法满足试制和生产的需要。因此,沈阳航空发动机厂对全厂的生产设备进行了大规模的技术改造,以保证涡喷6发动机的试制生产工作能顺利进行。

1958年7月,正是涡喷6即将进入正式研制的关键时刻。由于受到当时“大跃进”运动的影响,有人对涡喷6的研制提出了“快速试制”的脱离客观实际的口号,要用最短的时间研制成功。因此,涡喷6发动机出现了一系列的质量问题,加工质量不高,一些合理的技术管理制度也被取消,特别是质量检验方面更是形同虚设,使发动机的产品质量根本无法保证。这也为日后涡喷6出现大批量的质量事故埋下了伏笔。

涡喷6第一台发动机虽早在1958年就已组装完成,但试车发现所有技术性能指标均无法达到设计要求,经过工厂组织技术人员进行攻关,到1959年3月才通过鉴定试车,年底即生产了60台交付使用。但在设计生产过程中所出现的种种问题并没有得到彻底解决,所交付的60台发动机在使用中不断暴露出严重的质量问题,前后陆续返厂维修,直到1961年初,也没有生产出一台完全符合要求的涡喷6发动机。

涡喷6不断出现的质量问题严重影响了部队歼-6飞机的飞行训练,当时全军的歼-6飞机几乎全部停飞。1960年,中央军委决定对沈阳航空发动机厂进行全面质量整顿,并对涡喷6发动机进行重新试制。经过对制造工艺、检验规章的改进完善,试制工作得以顺利进行。

到1961年10月,重新试制的涡喷6发动机通过了全寿命试车考核,达到了所提出的全部性能要求,随即转入批量生产,当年即交付了72台,保证了歼-6飞机作战的要求。

1965年,我国强-5强击机研制开始,对原有涡喷6发动机的需求量也有了较大的增加。由于沈阳航空发动机厂无法同时满足这两种飞机的需求量,成都航空发动机厂也开始生产涡喷6发动机。成都航空发动机厂的试制工作在1962年3月开始,1963年1月开始批量生产。

沈阳、成都两个生产厂家生产的大量涡喷6发动机不仅满足了国内大量歼-6和强-5的配套需要,同时还有一定数量用于援外出口,满足国外用户的需要。

由于涡喷6发动机是依据前苏联提供的发动机资料仿制的产品,因此前苏联发动机所存在的一些缺陷也同时存在,最主要的是翻修时间过短,只有100小时,这对生产厂家和部队使用来说都感到较为紧张。由于发动机的翻修时间过短,部队不能进行过多的飞行训练,而生产厂家的生产、维修能力又有限,因此,这是一个急需解决的问题。

1965年,我国采用41项技术改进措施的涡喷6通过试车考核,发动机的翻修时间增加到了200小时。但在改进设计时对发动机的涡轮盘、火焰筒等技术问题并没有真正吃透,在后来的使用过程中再次出现了重大的质量问题,发生了多起歼-6飞机的一等事故。发动机的翻修寿命又下降到了100小时。

1970年,沈阳航空发动机厂对第一次延寿时所出现的一系列问题重新进行了技术攻关,重点解决涡轮盘和火焰筒两个部件所产生的问题,通过采用合气膜气焰筒、浮动式防热屏等20多项改进,彻底解决了使用中所出现的各种问题。

1973年开始生产的涡喷6发动机的翻修寿命全部达到了200小时的设计要求。 在涡喷6的研制过程中,我国一些新飞机的研制计划也已开始,而涡喷6发动机仍是当时唯一可作为新机动力装置的发动机,由于其性能不能满足新机的要求,因此从1962年开始对涡喷6发动机进行改进改型。其中最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷6甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B三种改型。

涡喷6甲是为了满足强-5强击机的使用而在涡喷6的基础上进行的一种改型。由于强击机的作战与歼击机不同,一般实施低空和超低空突防攻击,随后由中高空退出战斗返航,且载弹量较大,要求发动机具有推力大、起飞爬升时加速性好、推力稳定的特点。因此,强-5原来所装备的涡喷6发动机并不适宜,必须对其进行改进。

1964年底,沈阳航空发动机厂开始了涡喷6发动机的改型工作,首先采取增加涡轮前温度、重新设计Ⅰ级压缩机叶片等措施,使发动机的加力推力提高到了36.8千牛,强-5的爬升性能有了明显的改善,载弹量也有了一定的提高。这种改型被命名为涡喷6甲发动机,1966年通过了长期试车和试飞考核,基本达到设计要求。但在试飞考核中发现发动机的抗喘振能力下降,推力变得不稳定,发动机的稳定工作范围缩小,对飞机的机动飞行性能产生了不利的影响。针对这一情况,沈阳航空发动机厂的技术人员通过在21级叶片前加装零级可调叶片解决了这个问题,后经飞行试验,暴露出的问题全部得到解决。

1979年,涡喷6甲发动机正式作为强-5Ⅰ型飞机的标准动力装置,1983年通过国家鉴定,投入批量生产。 1984年底,沈阳航空发动机公司(由原沈阳航空发动机厂和沈阳航空发动机研究所合并而成)将北京航空航天大学研究生高歌发明的沙丘驻涡稳定性理论应用在涡喷6甲发动机的加力燃烧室火焰稳定器上,起到了加力接通可靠、燃烧稳定的效果,特别是对飞行有致命危害的振荡燃烧现象被彻底消除,还使发动机的推力增加了2%,耗油率下降了1.5%,发动机的整体性能有了很大的提高。采用这些措施改进的涡喷6甲发动机被广泛应用在歼-6及强-5的各种改进型号上,对提高飞机的作战飞行性能产生了较为显著的效果。

成都发动机厂进行的两种改型是涡喷6A、涡喷6B,其目标是为两种新机的研制提供配套动力。涡喷6A用于强-5鱼雷机的配套,1969年4月研制成功,发动机的最大推力提高到了35.3千牛,其它性能与涡喷6甲基本相同。

涡喷6B则是为歼-12飞机研制的配套动力,1970年完成改型工作,发动机的加力推力比涡喷6甲提高了6.9千牛,成为涡喷6系列中推力最大的一个型号。此两型发动机均已通过了各种地面试车并开始了多次装机试飞,测试结果表明各项性能稳定可靠,具备了批量生产的能力。只是后来由于强-5鱼雷机和歼-12飞机的研制计划被取消,这两种改型发动机也同时中止了后续发展。 涡喷6系列发动机是我国生产数量最多的一型航空发动机,估计总数在7000台左右(包括国内使用及外销),作为我国生产数量达数千架的歼-6飞机的动力装置,为我国海空军建设作出了不可磨灭的贡献。

4、涡喷7发动机

涡喷7的研制可说对我国的航空发动机工业具有重要的意义,使我国的航空发动机实现了从单转子向双转子的跨越,在一定程度上缩短了与世界水平的差距,并为日后我国发动机的改进改型及自行研制新型航空发动机奠定了基础。 涡喷7发动机是按前苏联提供的P-Ⅱ-300发动机的技术资料制造的,主要用于当时研制的二倍音速歼-7飞机。涡喷7发动机性能较涡喷6有了很大的提高,其最大推力为38.2千牛,加力推力达55.9千牛,分别比涡喷6提高了50%和77%,并且为轴流式双转子结构,带有6级低压气机和二级涡轮组成高压和低压两个转子。火焰筒采用气膜冷却式,加力燃烧室也作了改进,消除了涡喷6发动机高空加力点火不稳定的缺点。尾喷口的调节由自动装置控制,材料上使用了较多的新材料,像压气机和涡轮叶片分别采用了不锈钢和高温合金,无论在性能还是在结构上,涡喷7都较涡喷6复杂,对制造工艺的要求也更加严格。 1965年,涡喷7的研制工作全面展开,由于前期准备工作充足完备,试制工作进展顺利,同年10月第一台发动机即装配完成,经过1年多的试车,所有性能均符合要求,1966年12月通过技术鉴定,开始批量生产。 60年代末,由于国家三线建设及沈阳航空发动机厂的生产任务过于繁重,国家决定涡喷7发动机转由贵州航空发动机厂生产。贵州航空发动机厂于1965年开始建设,1968年在没有完全建成的条件下就开始了第一台涡喷7的试制工作,1969年完成,1970年通过了全寿命试车考核,具备了批量生产的能力。由于当时技术生产条件所限,涡喷7在设计及制造过程中存在着许多不足之处,在装机使用中多次出现Ⅰ级压气机叶片颤振折断等多种故障,严重威胁歼-7飞机的飞行安全。通过贵州航空发动机厂技术人员进行攻关并采取多达25项改进措施,到1979年所出现的多种问题均得以解决,大大提高了涡喷7发动机的性能及质量水平,为后来的改进改型成功发挥了重要作用。 涡喷7甲是涡喷7发动机的第一种改型,作为我国自行研制的歼-8飞机的动力装置的需求而研制。它是在涡喷7的基础上成功运用预先研究的多项技术成果,成功地实现了从单纯仿制生产到自行设计改型的转变。 1964年,我国自行研制的第一种高空高速歼击机歼-8开始了方案论证,为了突出高空、高速性能及提高爬升率、增加航程的目的,必须要推力大、耗油率低的动力装置来保证。为此提出了两种方案供选择:一种是全新设计一种12吨级发动机;另一种采用双发设计,使用2台改进的涡喷7发动机。由于全新设计大推力发动机的周期太长,研制风险过大,无法满足歼-8飞机的研制进度。而采用两台涡喷7的改进型则是最为现实的办法。不过要提高原涡喷7发动机的推力,必须通过提高涡轮前温度的办法来解决。但如何解决提高温度后涡轮叶片的强度及承受能力下降的问题是涡喷7甲研制的关键。 1965年5月,涡喷7甲发动机的研制工作正式启动,首先要解决的就是涡轮叶片温度升高后性能下降这只“拦路虎”。最后决定把发动机涡轮叶片由实心改为空心,引入低压冷空气对叶片进行强制冷却,从而增强了叶片的抗高温能力,以达到提高涡轮前温度的目的。该项技术当时在国内还处于研究阶段,国外也只有很少几个国家刚刚进入实用阶段。如何保质、保量地完成研制工作,对于当时的我国材料、工艺及制造能力都是一个严峻的考验。经过国内多家研究单位及相关行业的努力及密切合作,1966年1月,第一台空心涡轮叶片生产完成,2个月后,第一台装有空心叶片的涡喷7甲发动机装配完成,4月开始了地面试车,发动机的各项设计指标全部一次达标。发动机的最大推力较涡喷7提高28%,耗油率则下降了13%,完全可以满足歼-8飞机所要求的飞行性能要求。但是,在第一台涡喷7甲试制成功后,由于受到当时“文化大革命”的影响,后续的研制工作曾一度中止,直到1981年2月才陆续完成地面调试、高空模拟试车及全部的性能试飞试验,最终于1982年6月投入批量生产。 涡喷7甲发动机的研制,使我国第一次走完了从设计、试制、零部件加工及整机地面调试、高空模拟实验到最后试飞定型的全过程,证明了我们是有能力在航空发动机这一高技术领域内有所作为的。 涡喷7乙则是由贵州航空发动机厂在涡喷7甲发动机的基础上研制的另一种改型,两者的主要区别在于加力燃烧室的长度及结构有所不同。由于涡喷7甲发动机存在着涡轮叶片裂纹和铸造成品率较低,以至于加力燃烧室的温度过高,导致存在“烧”后机身的问题。贵州航空发动机厂通过提高涡轮叶片的强度和铸造成品率,加力燃烧室增加了三段隔离屏,使壁温下降了100度,成功的解决了原涡喷7甲所存在的所有问题。1978年底,首台涡喷7乙发动机通过鉴定试车,其加力推力比涡喷7提高了6%,耗油率下降了2%。根据空军及歼-7飞机出口的要求,贵州航空发动机厂又在1979年对涡喷7乙发动机进行了进一步的改进,主要是提高发动机的翻修时间、使用寿命及可靠性。通过采用十多项技术改进措施,使涡喷7乙发动机的翻修时间由原100小时增加到250小时,可靠性也有了较大的提高,这种改进型最后被称为涡喷7乙B型,1981年7月完成全部试验工作,1982年开始批量生产,用于歼-7M飞机的配套动力。

5.、涡喷8发动机

这是我国为轰-6轰炸机研制生产的一种大推力喷气式发动机,也是按前苏联所提供的PⅡ-3M发动机技术资料于1958年开始研制的,是当时我国研制生产的推力最大的一型发动机,也是50年代末世界上比较先进的一种喷气式发动机。涡喷8发动机的最大推力为93千牛,重量为3100千克,直径1.4米。这种大型发动机的研制生产体现了一个国家的综合国力和工业基础水平。 在涡喷8研制成功后,西安航空发动机厂又开始对其进行延寿改进工作。原来涡喷8发动机的翻修间隔只有300小时,经过提高发动机的制造工艺和产品质量,到1974年第一次翻修时间已提高到了500小时,1979年更是提高到了600小时,进入80年代后,随着一些新技术的采用,则一步提高到了800小时,80年代末期更达近1000小时,是原来的3倍多。80年代后期,为满足轰-6各种改型机的需求,西安发动机厂开始研制涡喷8的加大推力型,通过采取提高涡轮前温度及压气机结构等措施,使发动机的最大推力提高到了98千牛,还进一步提高了发动机的可靠性及安全性。改进后的涡喷8发动机于1993年开始批量生产,装备在轰-6的各种改进型上。

6、涡喷13发动机“昆仑”

进入80年代后,我国的航空发动机研制能力已具备了一定的实力,并且通过长期对涡喷7发动机的仿制、改进改型,对涡喷发动机的技术性能已掌握得较为成熟。而这个时期也是我国新型歼-8Ⅱ和歼-7Ⅲ飞机研制的关键时刻。由于飞机性能要求的提高,现有的各型涡喷发动机(即使是较先进的涡喷7系列也无法作到)都无法满足其需要,必须要有一种新的发动机作为这两种飞机的动力装置。因此,最终决定在涡喷7发动机的基础上研制性能上(特别是稳定性、可靠性)进一步提高的发动机,并命名为涡喷13。

与涡喷7相比,涡喷13发动机在性能上有了很大的提高。结构上主要是对发动机的压气机进行了大幅度改进,发动机的喘振裕度明显提高,低压转子加了轴间轴承,振动小,压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金,既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。此外,还增加了较为先进的发动机控制装置,提高了发动机的控制性能,使其可靠性、稳定性都有了较大的提高。发动机的推力也提高到了43.1千牛,加力推力则达到了64.7千牛,分别比涡喷7提高了50%和15%,发动机的翻修间隔也达到了350小时。 涡喷13发动机的研制工作从1978年开始全面展开,1980年,首批3台发动机开始进行调试试车,到1984年先后完成了可靠性试车、高空台模拟试车、露天台性能试车及长期试车考核,测试结果表明各方面性能均达到了设计要求,1985年开始装机试飞,满足了歼-8Ⅱ飞机的研制进度。 涡喷13系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史,虽然其性能及技术还不是特别先进,但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。

“昆仑”发动机涡喷13

80年代中期,我国航空发动机的研制能力已有了长足进步,可以生产出一大批性能较为先进的涡喷发动机来满足空军部队的作战要求。但这些发动机基本上都是在前苏联发动机基础上的改进、改型,并没有走出前苏联发动机的“框子”,客观地说并不完全是自己的产品,整体技术水平仍处于20世纪60到70年代的水平。

这不仅制约了我国航空发动机制造工业的发展,同时还严重影响到我国军用战机的性能。因此,能否为国产战机装上中国自己研制的强劲“心脏”,是解决中国战机所面临的各种问题的关键所在,对我国今后航空发动机及军用战机的研制都具有极其重要的意义。

“昆仑”发动机就是在这种背景下开始研制的。它是我国第一种完全自行设计、研制的国产涡喷发动机,具有完全的“自主知识产权”,其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。

“昆仑”发动机的研制有几分偶然因素在内,最终能有今天的这个结果是非常不易的。1983年,随着涡扇6的中止研制,研制单位606所的设计人员已无型号可作,设计队伍日见涣散。为了这支宝贵的设计队伍不致于彻底垮掉,1984年,上级为该所下达了研制“昆仑”发动机验证机的任务,606所又恢复了原有的生气,仅用2年零8个月就完成了样机。1987年正式立项,开始进入原型机的研制阶段。

而此时恰逢我国颁布了全新的国军标GJB241-87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范”,上级要求“昆仑”发动机的研制要全面贯彻新的国军标。由于国军标是以美国的军标为基础编制的,与以前我国所按的前苏联军标有着很大的不同,因此此前所有对发动机的设计试验标准全部都得推倒重来。这使“昆仑”发动机研制进度大大拖慢,最后经历了长达18年的时间才在2002年设计定型。

但从今天看来,当年贯彻国军标转移是极为正确、极富远见的,它不仅提高了我国研制航空发动机的能力与水平,还解决了我国航空发动机长期以来所存在的可靠性低、可维护性差、使用寿命短的缺陷。“昆仑”发动机之所以用了近18年的时间才完成研制工作,主要是由于国军标的要求十分苛刻,要全面贯彻起来就当时的国内基础并不具备条件,另一个原因是我们缺少一些必须的实验设备,因此,要在原定的时间内完成研制计划是很困难的。

“昆仑”发动机的地面试车过程中曾先后出现过高压涡轮叶片折断、高压压气机和低压压气机叶片断裂、发动机管路渗漏油、空中润滑油消耗量过大、舱壁温度过高等问题,而在装机试飞中又出现了部分加力脉冲、加力点火成功率低、高空大速度喘振停车、高空小速度切断加力停车等各种重大技术问题。公司技术人员经过近一年多的努力,所有出现的技术问题都最终得到了圆满的解决,研制工作也顺利进入了最后阶段,完成了所有试验任务,最后在2001年12月通过了国家测试,达到设计定型标准。

“昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机,采用了带气动变化喷嘴的环形燃烧、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、数字式防喘控制系统及气膜冷却等多种先进技术,技术性能上达到了一个很高的水平。发动机长4.635米,直径882毫米,重1010千克,最大推力49千牛,加力推力69.6千牛,推重比6.4,加力推力耗油率0.20千克/牛·小时,最大推力耗油率0.098千克/牛·小时,翻修时间达到了850小时,总寿命达到1500小时,总体达到了世界80年代中期的技术水平。 后来,我国又先后推出“昆仑”Ⅰ、“昆仑”Ⅱ型发动机。

Ⅰ型是原型1号机的改型机,主要是对外部机匣、附件等外部部件进行了适应性改造,以提高其装配性能。

“昆仑”Ⅱ型则是加大推力型,它是在“昆仑”发动机的基础上,以不损害发动机的工作可靠性、耐久性和安全工作裕度的前提下,通过采用先进技术来增大发动机的空气流量、提高部件的工作效率、减少漏气及流体损失,并且进一步降低了耗油率,机体部件上提高了钛合金的使用,减轻了发动机的重量,提高了发动机的推重比,提高了性能。“昆仑”Ⅱ型发动机的外形尺寸与原型一样,但最大推力和加力推力分别提高到了53.9千牛和76.4千牛,最大推力和加力推力时的耗油率则下降到0.093千克/牛·小时和0.18千克/牛·小时,推重比为7,是目前我国最先进的涡喷发动机。由于“昆仑”Ⅱ型发动机的安装方式和外形尺寸与我国大量在役的涡喷7、涡喷13系列发动机基本相同,具有很好的互换性,因此可以很方便地安装到现役各型歼-7、歼-8飞机上,从而使这两种飞机的性能有了一个跨越式的提高,极大地提高了我海空军航空兵的空中作战能力。■

强大“昆仑2”引擎

昆仑发动机是沈阳发动机设计研究所按照国军标《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB241-87)自行研制的第一台具有全部知识产权的中等推力级加力涡轮喷气发动机,经过259项严格考核,2002年7月通过国家设计定型。是世界上迎面单位面积推力最高的发动机。他采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术,这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度。大大提高了发动机的推力。同时,昆仑发动机还采用了环形燃烧室、高级陶瓷涂层、数字式防喘系统和状态监控等技术,有效第提高了发动机工作的稳定性和可靠性。昆仑的研制标志着我国的航空发动机从测绘仿制、改进改型跨入了自行研制的新阶段。

和国内同类发动机相比,昆仑发动机由于是完全自行研制的,按照最严格的军标(GJB241-87)研制,经过了近乎严酷的考验和长时间的试验试飞磨练,和仿制的发动机相比,经过了发动机的由设计、制造、试验、试飞、定型的整个过程,发动机的任何技术细节、设计思路都非常清楚,不会象仿制的发动机一样知其然,不知其所然的现象,仿制的发动机往往在仿制出来后还没摸清楚设计思路。发动机的改进提高就好象摸着石头过河,出现问题往往不知所措,最后还要回头去重新摸设计思路,走回头路,而且由于仿制的原型发动机技术落后,要提高性能往往遇到基础的限制很难采用更新的技术的问题,提高性能只好采用吃发动机结构强度储备、吃安全寿命储备。使发动机的可靠性受到影响。昆仑发动机在强度和寿命设计是严格按国军标要求进行的。材料容许的强度和寿命性能数据以负3倍的标准差为基准。发动机的低循环疲劳寿命试验是按要求的2倍进行的。使发动机的寿命大大高于现役的型号。性能也有大幅度的提高。

昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求,可以应用于国产歼7和歼八系列上,与现役某发动机相比,最大推力提高了16%,加力耗油率降低了12%。中间状态推力增加了29%,最大连续推力提高了21%。使夏季飞机可以不开加力起飞。

另外,昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数,减少了发动机的采购费用。发动机寿命长,省油,减少了使用费用,发动机价格虽然比同类发动机略贵,但全寿命周期费用却大大降低。

昆仑I发动机是原型机的改型机,为适应不同的飞机对外部机匣、附件和管路进行了适应性改进,性能不变,据参展商透露,其1:1的实体模型已经在J7E上进行了改装协调,根据试验结果,J7E只需要对维护舱盖,安装点进行不大的改动就能装备。

发展中的昆仑II型发动机

这次航展黎明航发集团参展的是昆仑II的实物。他是在昆仑的基础上通过提高空气流量、提高效率、减少漏气,并且在不提高涡前温度的前提下来提高发动机的性能,昆仑II还计划采用数字式电子控制系统(FADEC),通过新技术的应用,使发动机的转速降低了2%,对于高转速的航空发动机来说降低转速就意味着更大的安全系数,更高的寿命和更低的油耗。2002年3月其验证机性能试验已达标。发动机的推力提高到78KN。这样。昆仑II的推重比将达到7。接近现役先进涡扇发动机的水平,这在涡轮喷气发动机的水平来说,这是相当高的水平。据悉,昆仑II将安装在成飞发展中的F7-MF上。

在世界航空发动机的发展史上,昆仑几乎可以称为涡轮喷气发动机的颠峰之作,但在现代喷气发动机普遍采用涡轮风扇技术的发展情况来看,客观地说,昆仑确实落后了,由于昆仑发动机研制是在我们自行设计的经验不足,基础薄弱的情况下开始的,甚至缺少必要的研制条件,各种主观客观的原因,使他的研制过程经历了18年之久,他来的太晚了,但对于我国的战机现状来看,采用涡喷也是一种无奈的选择。但通过昆仑发动机的研制,我们真正走完了发动机研制的全过程。尤其是采用参照国际上航空发达国家军用标准编制的发动机通用规范,一步跨上了与先进国家标准接轨的大台阶,使我们对现代发动机的研制方法、试验手段、试验技术、调试技术等有了深刻的认识,积累了难得的工程研究经验。无疑使我国在发动机研制领域前进了一大步,也使我们有了更完善的研制条件。为下一代新型发动机的研制起到了巨大的推动作用。由于昆仑发动机带动起来的完善的研究试验环境和技术经验积累,我国的新型大推力涡轮风扇发动机的研制进行得相当顺利,相信在不久的将来就会看到装备着中国研制的新型涡扇发动机的战鹰翱翔在蓝天上。(千龙军事特约评论作者:sunny)

二、 涡扇系列

涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上加装风扇和外涵道的一种新型航空动力装置。由于这种发动机较涡喷发动机具有推力大、耗油率低、噪音小及使用寿命长的特点,从20世纪70年代开始就已逐步取代涡喷发动机,成为了新型战斗机的标准动力装置。因此,世界上性能先进的三代及四代战机上装备的全部是涡扇发动机,是否装有涡扇发动机成为衡量是否为三代机的一个重要标志。

我国研制涡扇发动机的时间并不晚,在研制多种涡喷发动机的同时,就已开始了多种涡扇发动机的研制工作。但由于种种原因,最终研制的大部分型号几乎全都没能最后完成,成为我国涡扇发动机研制中无法弥补的遗憾。

1、涡扇5发动机

涡扇5是我国研制的第一种涡轮风扇发动机,1962年,有关部队提出用涡喷6发动机改型为涡扇发动机来改装轰-5飞机。当时涡扇发动机已是航空动力的发展方向,各国都在加紧研制各自的第一代产品,我国与世界同行站在了同一条起跑线上,也跟上了时代的变化。之所以用涡喷6为原型进行改进设计,主要是想使研制工作在时间及技术上得以简化,保证研制工作的成功。1963年1月,沈阳航空发动机设计所提出了改型方案,并被命名为涡扇5发动机,随后开始了全面的设计研制工作。 与涡喷6相比,涡扇5取消了加力燃烧室部分,增加了后风扇部件,去掉了压气机放气装置,增加了零级导流叶片等。改型后,发动机的性能有了很大提高,与涡喷6相比,发动机的最大推力提高到了35.3千牛,耗油率下降了30%。由于压气机的效率提高和耗油率下降,如果将其装在当时的轰-5飞机上的话,其航程和作战半径可分别提高30%和24%,发动机的工作范围更大,起动加速性能更好,飞机的综合性能将会有很大的提高。 涡扇5的第一台样机于1965年总装完成,在随后的调试过程中,出现了由于振动导致风扇叶片根部裂纹的故障,经工厂技术人员攻关,在1965年7月解决了这个问题。1966年进行了最大推力和耗油率的测试,均达到了设计指标。1970年通过了长期试车考核。1971年开始整机试飞阶段,一架轰-5飞机上装一台涡扇5发动机,开始先进行跑道滑跑试验,证明发动机的状态良好,没有出现任何问题。但就在即将进行升空试飞时,使用部门却取消了轰-5飞机换装发动机的计划,从而使涡扇5发动机的研制工作在1973年中止了。 涡扇5的研制工作虽最终没能完成,但在超、跨音速风扇设计、压气机可调叶片技术和叶片调节器等关键设计上有了突破性的进展,在以后研制的多种发动机上得到了广泛的应用。涡扇5的中止研制,使我国自行设计的涡扇发动机的装备使用推迟了近30年,实在令人惋惜。

2、涡扇6发动机

1964年,我国开始了新一代歼击机和强击机的研制工作,即歼-9和强-6的研制计划。为了满足这两种飞机的性能要求,需要一种新型发动机作为其动力装置。沈阳航空发动机设计研究所提出了双轴涡喷、单轴涡喷和涡扇三类共22个设计方案进行对比,认为只有涡扇型可以满足这两种飞机的性能要求,遂将其命名为涡扇6型发动机。这也是我国第一次设计大推力发动机,其设计为双轴内外涵混合加力式涡扇发动机,设计最大推力70.6千牛,加力推力121.5千牛,推重比为6,在当时来说是一种性能十分先进的大推力发动机。涡扇6于1964年10月开始进行初步设计,1966年完成了全部图纸设计。1966年初开始由沈阳航空发动机厂进行样机试制,1969年完成了2台试验机的制造工作。涡扇6的初步调试在1968年就已开始,整个调试工作包括运转试车、性能调试、持久试车、高空台及飞行台试验、国家定型试验等5部分。在五年多的运转调试期间,先后解决了压气机部件性能差和高压压气机喘振裕度小的问题、起动及中转速喘振等故障。1974年,发动机达到了100%转速,进入高转速运转试车。但此时又出现了高压转子振动大、高转速喘振和涡轮前温度超过设计值等问题。1979年11月,所出现的各种问题相继被解决,发动机实现了高转速长时间稳定运转。 1980年,涡扇6开始进入性能摸底试验阶段,试验中所得到的最大推力、耗油率均达到或超过了设计指标,1981年进行了加力燃烧室试验,发动机加力推力达到了123.5千牛,达到了加力状态的设计性能。1973年,由于歼-9飞机的设计指标进行了修改,性能有了进一步的提升(达到了双2.5,即升限2.5万米,速度2.5马赫),加之为满足1976年上马的歼-13飞机的研制需要,1980年又拟定了对涡扇6发动机的改型方案,即涡扇6G。改进工作主要是在保持原发动机外形尺寸不变的情况下,将发动机的最大推力增加到138.2千牛,最大推力提高到83.3千牛,推重比提高到7.0,性能比涡扇6有了很大的提高,并且在可靠性、维护性及耗油率方面保持不变。1982年2月,首台涡扇6G进行了地面试验,实测其最大推力和加力推力均达到预期指标,可以进行实机飞行试验,为其进一步发展铺平了道路。然而,在80代初期,由于空军装备体制发生变化,歼-9和强-6飞机计划相继下马,作为其配套动力的涡扇6失去了使用对象。1983年7月,涡扇6发动机的研制工作全部中止,1984年初,研制计划被取消。 这一种性能优秀且很有发展前途的涡扇发动机再次被取消研制,使我国又一次与涡扇发动机失之交臂,再次错过了缩短与世界先进水平差距的机会。

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