航空发动机要先行 为什么还有那么多人不懂


http://news.qq.com/a/20120312/001467.htm链接,转自*****军事

尹卓认为,航空工业这几年发展的速度越来越快,形势越来越好,令人欣喜。但是,跟发达国家相比,还是有差距的。他建议国家要对包括航空工业在内的军工企业再花大力气,加大一些投入。他认为,长期以来,我们形成了一种“一切围绕型号”的思维方式,这种做法延误了很多宝贵的研制时间。他说:“军事工业是我国高端制造业很重要的支撑部分,它非常注重实践能力。就是说,你理论上能计算出来、设计出来,但是在工艺上能不能实现,是需要实践检验的,比如说材料、气动外形、软件系统、航电系统等。一些基础的学科实验和基础的研究,不能跟着型号走。型号是一个特例,覆盖面很窄,而这些是基础性的行业,是整个研制过程中每一个型号都不可或缺的。”这些基础研究,国家必须重视并且加大投入,对军工企业要加大扶持力度,要养一批科研人员,让他们不为自己吃饭着急,心无旁骛地踏踏实实做研究。基础研究短期看是花钱的,但对产业的长远发展有好处。尹卓用了一个的比喻:你养了一只小鸡,一定要等它长成了之后才能要求它下蛋,否则它下不了蛋,即使下了蛋也太小不能孵化。

把航空发动机做成货架产品

发动机产业是航空工业发展的关键领域。世界上的航空强国,无一不是把航空发动机的研发制造技术牢牢掌握在自己手中。谈到航空发动机产业的发展,尹卓认为,应该把航空发动机以及燃气轮机、大型柴油机等与航空发动机相关的产品都做成货架产品。“一切围绕型号,有了型号,才能有投资——这是前苏联留下来的管理模式,非常不科学。在以前我们的军工行业的起步阶段、经费奇缺的情况下可以这样做,但是现在我们的工业基础非常雄厚,我们的民用工业已经得到了长足的发展,特别是我们国家有了一定的经济基础,我们有能力把航空工业的基础打得更坚固一些。”尹卓认为,航空发动机应该按照自己的规律和谱系来发展,成为货架产品后,型号需要哪一款发动机,就取用哪一款,或稍加改造就可以使用。因为,一代发动机的研发需要15~20多年才能成熟,而型号的研制周期大都在十年以内。不仅航空发动机如此,航空用的特殊材料也是一样的,都需要从基础打起。如果基础工作做好了,发动机成为一种货架式产品,会大大缩短型号的研制周期。

尹卓认为,相对于其他行业来讲,军工企业的自主创新更加重要。“我们拿航天与航空比较一下,航天技术因为我们买不到,只能靠自己研发,因此航天的自主研发做得比较好。航空技术,自从能从国外买以后,把我们自己的创新压制下来,这是一个需要从国家层面进行反思的问题。”尹卓说,“中国是一个大国,战斗力的形成不能靠买,这是关系到国家安全的大问题,一定要靠自主创新来解决我们的基础发展。

F119和F120发动机的研制过程

由于技术难度大,因此全新研制的航空发动机的研究和发展周期比飞机机体长5~8年。第四代战斗机发动机的部件技术研究工作始于20世纪70年代初,1980年、1983年、1986年和1991年分别开始核心机、技术验证机、型号验证机和型号工程研究和研制,到2005年12月F-22/F119具备初始作战能力,研究和发展全周期长达30年,其中型号研制周期也有15年。下面分三个阶段详细介绍。

技术准备阶段

技术准备包括部件和系统研究以及核心机和技术验证机的研究。第四代战斗机发动机的预研工作在70年代初中期F100发动机投入使用前后即已开始。当时通过美国国防部6.2类推进系统部件技术计划以及6.3A类先进涡轮发动机燃气发生器、飞机推进分系统综合和联合技术验证机计划实施。

发动机初步研究

先进战术战斗机(ATF)计划始于1980年,普·惠公司和通用电气公司被选进入验证阶段。在论证ATF战术技术要求的同时,评估了未来空军和海军战术飞机可能的推进系统。这项研究对确定ATF发动机的推力和循环参数以及所用的新技术至关重要,包括:

(1)先进技术发动机研究(ATES)

ATES是美国海军在1980年到1982年主持进行的,不针对特定的飞机系统,其目的是制定政府和工业界长远的推进技术计划,以便能在满足性能要求的同时降低寿命期成本。此外,还要按照各种武器系统要求确定发动机设计参数,如推力量级、循环参数、成本、可靠性、维修性、和后勤保障性;确定高收益的关键技术和技术成熟的方法;确定成本效益最高的研制和鉴定策略;以及比较共用核心机和独特发动机方案,从而确定成本效益最高的途径。

在同一期间,美国空军在1981年6月发布ATF发动机的信息征求书(RFI),其要求是,超声速巡航、短距起落、隐身、低的寿命期成本和1993年具备初步作战能力。飞机起飞总重预计为18160~27240kg。

普·惠公司的ATES设计以它的核心机和JTDE690验证机为基础。这是一种涵道比为0.15的对转涡扇发动机,推力为9800daN级,总增压比24,燃烧室出口温度1866K,耐久性指标为12300战术循环,采办成本降低30%,维修成本降低55%。

通用电气公司的ATSE研究集中在它的GE16系列固定和可变循环涡扇发动机上,有2~3级风扇和5级高压压气机以及1级高压涡轮和1级或2级低压涡轮。涡轮采用常规的带中间导叶的结构。

(2) 战术战斗机推进系统评估(PATS)

PATS在1982年9月到1983年9月进行,其目的是为美国空军和海军战斗机评估推进系统需求和新技术发动机的优势。同时,还进行关键发动机技术的寿命期成本权衡,并针对特定任务需求优化发动机构型。1982年初,发布战术空军任务需求(TAFS·N)草案,它开始论证ATF的总体要求。由于具体的要求更为明确,使推力级的不确定性减小,从而可以进一步确定发动机的技术要求。

在此项工作中,选定的武器系统承包商(WSC)是发动机公司的转包商。飞机机体制造商负责对任务剖面和发动机一体化进行权衡分析。

普·惠公司按照修改的性能需求继续完善其研究中的发动机。通用电气公司则得出结论,变循环发动机能更好地满足考虑中的各种ATF方案。它们的方案在马赫数大于2.0时具有高的不加力单位推力,而且在亚声速巡航时具有低的耗油率。变循环发动机的技术已经在一台YJ101发动机上经过验证。在GE23验证机上又验证了核心驱动风扇级和无中间导叶对转涡轮。

地面验证机

1984年,发布了正式的战术空军需求文件(TAFS·N),对飞机的要求是:作战半径1288km,以马赫数1.4~1.5作超声速巡航,起飞和着陆距离610m,起飞总重22700kg,单价4000万美元(1985年值),寿命期成本低于F-15。

1983年9月,7家飞机机体承包商获得飞机方案论证合同,通用电气公司和普·惠公司各获得2.2亿美元的发动机地面验证机研制合同,另有3000万美元给阿诺德工程发展中心用作试验支持。发动机验证机合同的目标是,验证超声速巡航、二元矢量喷管和13200daN的推力。这项为期50个月的合同要求进行广泛的适用性试验和250h的加速任务试验。

1983年5月发布征求建议书后(RFP),普·惠公司在ATES和PATS进行的方案设计的基础上开始PW5000(后编号为XF119)的详细设计。在70年代末取得的技术进展,如高负荷压气机和涡轮设计、新材料、快速凝固冶金、整体叶盘、浮壁燃烧室、二元矢量喷管和双通道双余度FADEC,使发动机性能、适用性、可靠性和耐久性得到大大提高。1986年10月,首台XF119(FX601)试车。在4年中,头两台发动机共试验1603h,其中模拟高空试验125.5h。1988年初,安装二元矢量喷管的发动机开始试验,该喷管具有±20o推力矢量和反推力能力。

通用电气公司的地面验证机GE37(后编号为XF120)的设计重点在满足超声速巡航性能要求。这是一种小涵道比的变循环发动机,高低压涡轮对转,无中间导叶。采用两级整体叶盘风扇、5级高压压气级(第1级为核心驱动风扇)和三通道FADEC。变循环发动机的关键技术主要有可调面积涡轮导向器、可调面积旁路活门和多变量数字电子控制系统。头两台XF120验证机积累400h的试验。此外,还做了大量的部件和系统试验,包括8000h的控制和附件试验、5500h的结构试验和500h的低探测性技术试验。首台发动机在1987年5月开始试验,共进行地面试验130h,模拟高空试验60h。第二台于1987年11月开始试验,带碳碳材料的二元推力矢量/反推力喷管,共积累210h的试验。但后来反推力的要求被取消,反推力试验没有进行。

飞行验证机

1985年9月,在方案论证之后两年,正式发布ATF对验证/证实阶段的RFP,它与TAFS·N的主要区别是最高单价降为3500万美元、总采购量750架和总的项目成本650亿美元。验证/证实阶段的内容包括飞机全尺寸和缩尺模型的风洞试验和雷达截面测量以及发动机、电子设备和其他分系统的研制。这些系统试验和计算机仿真是为了大大降低全尺寸原型机试飞的成本。两个月后,空军修改了RFP,对隐身提出更严格的指标。这也影响发动机设计。后来,空军又要求进行飞行验证机的飞行试验。这种"先飞后买'的策略对飞机和发动机的的研制计划产生很大的影响。1987年6月,普·惠公司和通用电气公司各得3.8亿美元进入飞行验证阶段。

1987年末,飞机承包商的设计研究表明,由于要装更多的内部燃油而加大的机翼面积使得飞机的重量和阻力增大,要求发动机加力推力增大20%,达15600daN,中间推力为10500daN。通用电气公司采用流量增大12%的风扇来满足此要求;而普·惠公司将风扇流量增大15%,涵道比从0.25增加到0.30,但飞行验证试验仍用原来的发动机。

1987年12月,出于重量、成本和维修的考虑,取消反推力要求,着陆滑跑距离从610m增加到915m。1990年秋天,两架YF-22和两架YF-23分别装YF119和YF120进行飞行试验,实现马赫数1.43和1.58的不加力超声速巡航,可以节省燃油30%。

YF119与XF119的差别很小,只是在喷管、加力燃烧室和压气机前几级上改用Ally C钛合金,以减轻重量。提高耐久性和安全性。叶尖加上耐磨涂层,以提高性能和耐久性。飞行试验的目的是验证承包商有技术能力实现它投标所承诺的内容,而不是发动机飞行竞争。发动机的竞争是根据工程和制造研制的投标。

F119与YF119的主要区别是增大了风扇直径和采用专门的高隐身性能和高生存力技术。加力燃烧室由四区该为三区,以减小重量、成本和复杂性。压气机气动设计作了改进,整个压缩系统均采用整体叶盘。喷管的冷却由外部冷却管改为内部冷却通道。

1989年1月,首台飞行试验发动机完成初始地面试验,到1990年8月,完成飞行批准试验。XF119/YF119共完成超过3000h的试验。

YF120的设计于1987年2月开始,1989年2月首台发动机开始试验。为满足飞机的需要和竞争,评估了各种更改方案。结果,YF120的构型与最终建议的工程和制造原型机很接近。风扇空气流量增加12%,以满足推力增长和金属喷管的冷却要求。由于涡轮无级间导叶,热端长度短,使冷却空气量比F110发动机的少30%。与F110相比,由于对简化了变循环结构,并加强了维修性设计,旋转零件减少63%,零件总数减少40%。

YF120在YF-22和YF-23上总共飞行59次,累计飞行147发动机飞行小时。超过了超声速巡航的速度指标,并达到60o的迎角。工作中无油门杆限制和发动机失速。XF120和YF120共积累超过1900h的试验。工程和制造原型机F120在1990年12月试验了21h,该发动机采用第1级空心风扇叶片、程序控制的风扇涵道门和Ada软件。

工程和制造原型机的选择和研制

1990年3月,两家发动机公司各得2.9亿美元的合同,作为工程和制造发展阶段的长周期项目经费。1991年1月2日,两家公司正式提出原型机投标,同年4月23日,美空军宣布,洛克希德公司和普·惠公司的F-22/F119获胜,其理由是"它们显然以较低的成本提供较好的能力,因而为空军提供真正最佳的价值。"一份空军的评价报告的结论是,"洛克希德公司和普惠公司的投标风险低,成本也稍低。"

另外一份报告同意这个评价,认为F120变循环发动机的油耗低,但重量较大,较复杂,这会增加维修问题。维修性也是一个重要的评价参数。通用电气公司的发动机在两架飞机上验证了较高的超声速巡航速度(M1.58)和最大速度,该公司在飞行试验中将达到高性能作为一个重要目标。而普·惠公司在对待风险方面比较谨慎。尽管它有J58变循环发动机的经验,但它不追求变循环发动机;尽管涡轮无级间导叶能带来好处,但仍采用级间导叶。从一开始,该公司在飞行试验计划中就要验证一种经过试验的发动机。

1991年8月3日,普·惠公司获得13.75亿美元的工程和制造研制合同,包括9台研制试验发动机,8900h的验证试验、7400h的喷管验证试验、33台(后减为27台)飞行试验发动机、飞行试验计划现场保障、保障系统发展和以计算机为基础的培训系统发展。普惠公司声称,它们的设计是低风险的,在一项结实的设计中采用了成熟的技术。采用了较大的风扇后相对与型号规范发动机具有以下的裕度:不加力推力10%,重量64kg,燃油消耗2%,失速裕度20%~35%。该公司认为,对于空军战斗机来说,无需采用变循环发动机,因为变循环发动机会使重量和复杂性增加,从而导致研制和维修成本增加。

1992年6月,F119完成关键设计评审;1992年12月,开始地面试验;1996年9月,交付飞行试验用发动机;1997年9月,首次试飞;1999年10月,完成空军鉴定;2001年8月,批准投入小批生产;2002年7月,批准初步使用(此时试验时数已超过4000h);2003年3月,空军批准后勤保障系统;2003年8月,第一支驾驶员训练部队运作;2005年12月,第一支F-22/F119作战部队具备初步作战能力(I·C)。截止2005年初,累计试验时数超过7500h。

型号型号

F100

F404

F414

F119(原来计划)

F119(实际)

研制周期(月)

54

98

72

108

156

研制用发动机

23

14

14

11

9

试验时间(h)

9628

15000

10000

9683

8677

研制成本(亿美元*)

14.1

10.5

9.41

14.7

24.65

寿命

150h

4000TAC

4000/8000TAC

4000/8000TAC

4000/8000TAC

表中F119、F414、F404和F100所用的研制时间、试验发动机台数、试验时数和成本以及所验证的寿命(* 以1996财年美元值计)。

3 结论和发现

(1)从预研开始到具备初始作战能的周期长达30年;

(2)核心机和技术验证机属于预研范围,有性能验证和结构验证两种,技术分批进入;

(3)通过地面和飞行型号验证机竞争择优进入工程研制;

(4)以寿命期成本最低为发动机循环优化的判断准则;

(5)适用性、可靠性、耐久性和维修性与性能指标一起进入型号规范;

(6)通过四阶段研制程序,研制结束时发动机达到生产定型状态;

(7)从型号验证机开始的研制成本,XF119、YF119和F119累计为22.4亿美元(以当年美元值计),XF120和YF120累计为8.65亿美元。两个型号合计31.05亿美元。

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