军用航空发动机特征分析

军用航空发动机特征分析刘勤;周人治;王占学【摘要】The development of military aero-engine and the concepts of variable cycle engine were intro-duced. The structure/performance characteristics and technical features of the third and fourth generation fighter engine were summarized. The technical features of the fifth generation fighter engine with thrust-weight ratio 12~15 were specially analyzed. Combining the development of Adaptive Engines tech-nology (AETD), the structure and performance characteristics of triple-bypass variable cycle engine were predicted, and performance advantage of the fifth generation fighter engine was concluded. Finally accord-ing to the development of military aero-engine performance, the trend of future fighter engines was summa-rized and predicted.%简述了军用航空发动机的发展历程，介绍了变循环发动机的相关概念，总结了第三、第四代战斗机发动机的结构/性能特点和技术特征，重点分析了第五代战斗机推重比12~15发动机的技术特征。

结合自适应发动机技术发展(AETD)项目，预估了三外涵变循环发动机的结构和性能特点，得出了第五代军用航空发动机的性能优势。

根据归纳出的军用航空发动机总体性能发展趋势，对未来战斗机发动机的发展进行了展望。

【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2014(000)002【总页数】4页(P59-62)【关键词】军用航空发动机;技术特征;变循环;推重比;自适应;第五代战斗机【作者】刘勤;周人治;王占学【作者单位】中国燃气涡轮研究院，四川成都610500;中国燃气涡轮研究院，四川成都610500;西北工业大学动力与能源学院，陕西西安710072【正文语种】中文【中图分类】V231 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型号F119 F120 F135 F136 EJ200总级数3+6+1+12+5+1+1/23+6+1+22+5+1+1/2+23+5+1+1涵道比0.300.320.570.320.40备注常规变循环常规变循环常规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。