航空发动机研制难点

航空发动机研制难点目前，在各行各业众多工业产品中，能够称得上是“工业王冠”的大概只有喷气航空发动机和微电子芯片了。

“工业王冠”不单单反应的是喷气式航空发动机在技术层面的研制难度，也不仅仅说明了航空发动机在飞机设计中属于“心脏”一样的核心地位，更说明了在国家发展过程中航空发动机如同“王权”一般高端的战略位置。

但是我国偏偏在航空发动机研制过程中，长期处于“慢性心脏病”的状态，在追求“工业王权”的过程中，长期处于“知其然，不知其所以然”的境地。

不过，在对航空发动机研制客观规律进行总结和对于国家发展有了更深层次的认识之后，我国在当今航空发动机技术发展的战略机遇期，不仅可以与航空强国齐头并进，还要创立属于中华民族的“动力王朝”。

现代涡扇发动机结构极其复杂，图为GE90大涵道比涡扇发动机结构剖视图采用三维气动算法进行理论计算的压气机叶片如何组织燃料高效的燃烧而又不伤及自身，是燃烧室设计的核心问题带有冷却孔的涡轮叶片，采用了激光熔接技术，号称是世界上最难制造的零件之一。

我国直到上世纪八十年代才开始的高推比核心机预研计划F119-PW-100堪称是世界第一发动机，可是只是美国第四代核心机的衍生产品而已，后面还有三代……用于民航的大涵道比涡扇发动机，我国目前在这个领域没有自己的发动机型号。

精心雕琢的工业王冠喷气式航空发动机的性能优势是建立在精巧的连续回旋转子结构上的，其研制难点也基本围绕这一个核心展开。

现代飞机不断提高的战术技术指标对航空发动机提出了非常高的要求。

高温、高压、高转速而又要求高可靠性、耐久性和维护性是其基本特点。

在这些高而又相互矛盾的要求的推动促进下，航空发动机经过长时间的发展已经成为人类有史以来最复杂最精密的工业产品。

压气机的作用是利用来自涡轮的能量对发动机进气进行压缩和增温。

一方面提高了进气分子活跃程度，更有利于提高燃烧效率。

另外一方面，增加了单位体积内的氧气含量，因为大气尤其是高空大气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的耗氧量。

压气机的主要设计难点在于要保证效率、增压比和喘振裕度这三大主要性能参数满足发动机的设计要求。

一个世纪以来，伴随着气动热力学、计算流体力学的发展．压气机的设计水平在逐年提高。

20世纪初采用螺旋桨理论设计压气机叶片，二十年代开始采用孤立叶形理论，三十年代中期开始采用叶栅设计理论，五十年代开始用二维设计技术，七十年代开始建立准三维设计体系，九十年代以来，航空界开始使用三维粘性流场分析设计体系对压气机进行设计。

压气机设计理论、计算模型和设计系统在基础理论科研推动下不断进步跨越。

即便是有先进的计算机辅助设计手段，如果基础科研理论没有进步，也无法在高性能压气机领域取得突破。

由于压气机的逆压梯度相当大、需要对空气流场、温度场和压力场进行详尽的三维分析以及空气粘性计算极端复杂等原因，多级压气机级间匹配、不同工作状态下的性能优化非常困难。

我国在航空发动机压气机设计和制造方面与世界航空强国的差距较小，这主要是源于我国在基础理论研究方面持续进行科研工作。

1952年．吴仲华教授提出了Sl-S2流面理论，并在这一理论的基础上建立了压气机准三维设计系统，直到现在虽然三维设计技术已经相对成熟，但是我国提出的准三维设计技术依然是国内外压气机设计理论体系的核心。

不过我国由于长期进行发动机仿制而不是设计工作，在压气机工程实用的设计规范和试验数据方面与国外先进发动机公司相比还存在相当大的差距。

压气机后面紧跟的是燃烧室。

经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧，产生高温高压燃气来推动燃气涡轮运转并从尾喷口高速喷出从而产生推力。

航空发动机对燃烧室的要求是：第一，燃烧室单位容积的发热量或者说是热容强度要很高。

通俗的说，就是要燃烧室在尽可能小的容积里完成高压空气与燃料的混合与充分燃烧。

现代航空发动机的燃烧室长度一般只有十几厘米，而燃烧室进口与出口的温度差则高达数百甚至上千度。

这么高的温升对于燃烧室结构设计、冷却设计和材料耐热能力都提出了极端要求。

目前航空发动综合应用浮动壁火焰筒，多孔冷却火焰筒，多孔层板火焰筒等技术提高燃烧室温升，从而根本上提升发动机性能。

第二，要保证足够高的燃烧效率。

这需要燃烧室采用三维数值计算和模拟技术，高紊流度强旋流结构，双旋流的空气雾化喷嘴，带旋流的预混喷嘴，强旋流混合头部等技术来增强燃料与空气的掺混，提高燃烧效率。

第三，保证经过燃烧室后的气体达到所需的温度并要求出口温度场相当均匀。

燃烧室的后面是涡轮，如果气流温度不均匀，有的地方特别热，有的地方特别冷（相对的冷，温度仍在千度左右），涡轮就会受不了--同一个涡轮叶片，转到热的地方就膨胀，转到冷的地方就收缩，一来二去，叶片很快就会发生金属疲劳，降低了使用寿命。

燃烧室的设计难点在于，油气二相混合物的流动特性既不同于液态，又不同于气态，这种流场很难建立精确的数学模型。

所以，燃烧室的设计过程很大程度上是通过实验来进行的，需要完善的试验设备和较长的试验时间。

目前我国在太行发动机上突破了三代航空发动机高温升燃烧室技术，燃烧室温升能够达到800K-850K，但是此时美国采用温升上千度瓦片浮壁燃烧室的F119-PW-100第四代航空发动机已经开始服役。

美国已实施的发动机热端部件技术计划(HOST)和目前正在进行的高性能涡轮发动机技术综合计划(IHPTET)，针对燃烧室进行了大量的预先研究并已取得显著技术进步。

能在高温、高压和高速条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。

对于气流而言，温度、速度和压力是密切相关的三个参量，于是，三高要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口温度上面。

而且，涡轮进口温度，也就是平时说的涡前温或者燃烧室出口温度，是航空发动机最关键的循环参数，是影响航空发动机效率、推力和总体性能的最关键参数。

为了保证涡轮材料不被高温燃气所融化，涡轮通常都要采取复杂的冷却手段，比如气膜冷却、冲击冷却和对流冷却。

这些冷却手段都是通过空心涡轮内部释放出来的冷空气实现的。

需要铸造出空心的复杂气动外形的涡轮叶片成为挑战各国航空工业的大难题，这项技术至今被人称作是“工业王冠上的宝石”。

另外现在航空发动机领域大行其道的单晶涡轮叶片逐渐普及使用。

单晶叶片就是只有一个晶粒的铸造叶片，整个叶片在内部晶体结构上没有应力集中和容易断裂的薄弱点。

现在航空强国在开发更高冷却水平的单晶叶片，如对开叶片、扩散连接的叶片及多孔层板叶片，预计冷却效果可达400℃-500℃。

高性能水平的叶片已是集先进的材料、先进的成型工艺和先进的冷却技术以及先进的涂层于一体。

我国航空发动机研制的困难和性能差距主要就体现在涡轮叶片以及涡轮盘材料和工艺两个方面。

在上世界70-80年代国外在材料和工艺方面进展突飞猛进，我国却因为历史原因错过了机遇时期。

在国外第三代航空发动机早已采用并成熟实践的材料中，单晶涡轮叶片和粉末冶金涡轮盘我国至今尚未在第三代航空发动机“太行”上应用。

而单晶涡轮叶片和粉末冶金盘的特性是航空发动机性能和先进性最关键的保证。

研制先进材料需要较长的时间并具有较大的风险，我国以往在航空发动机研制上采取以型号带动工业的方针，试图通过上型号的方式来提升整个航空工业水平。

于是，与型号相关的材料和工艺研究在型号立项之时才开始搞。

通过较短的时间无法完成先进材料和工艺的科研任务时，就必须修改发动机设计指标、导致航空发动机研制周期大大延长甚至致使型号研制失败。

而国外广泛开展各项预研工程积累科研和工业实力，在需要进行型号研制时，立刻就能拿出现成的材料和加工工艺。

近年来，我国也开始反思教训，学习国外先进经验开始进行预研工程，预计在十一五和十二五期间，这些基础研究项目将大量的开花结果。

航空发动机作为需要漫长研制时间来精心雕琢的“工业王冠”，其本身的技术难度虽然达到了人类工业领域的顶峰，但是我国航空发动机发展史证明，突破技术并不是最大的“拦路虎”，重要的是对航空发动机研制需要长时间，大投入和基础科研的特点有清晰的认识。

从正确的认识出发，制定基础科研和工程发展长远规划，并且按照规划矢志不移的进行持续科学的科研管理是航空发动机成功研制发展的唯一发展策略。

它山之石：航空发动机研制经验谈以发动机技术为核心的气动热力学、材料学、结构力学和结构设计技术以及工艺技术构成的核心技术体系已经成为航空强国战略发展的重要支柱，也是我国目前少数几个没有取得完全突破的技术体系之一，堪称发达国家最后的“工业堡垒”。

与我国发展航空动力“以型号牵引技术甚至是整个航空动力工业水平”的老方针不同的是，欧美等航空强国极其注重基础研究和预研，其强大的法宝可以总结成三个关键词：预研工程，核心机计划，发动机系列化。

事实上，这三个关键的概念和理念是不可分割的一个整体，其构成了发达国家在航空动力发展上的整个思路体系的主干。

航空发动机的研究和发展分为：基础研究、探索发展（应用研究）、预先发展和工程发展。

中国和往往是有了具体工程发展型号的时候，才去搞基础研究、探索发展（应用研究）、预先发展，打算通过一个型号带动整个航空动力产业的进步。

而这条道路是不适合航空动力型号研制的客观规律的。

航空发动机尤其是军用大推涡扇机是一个国家工业和科研体系最高的技术成就，发展科学不能有太强的功利色彩，等到需要的时候再去从头研制总是远水解不了近渴。

核心机从物理概念讲，是在燃气涡轮发动机中由高压压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮组成的核心部分，它不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称为燃气发生器。

从技术途径讲，是利用在探索发展（应用研究）得到验证的先进部件组成核心机。

其主要特点是叶片比较短小，工作环境温度高、压力高、转速高、承受的应力大，在使用中这部分的故障率多。

因而采用的工艺复杂，材料昂贵，其研制成本和研制周期在发动机研制中所占比重大，成为航空发动机研制中主要难点和关键技术最集中的部分，也是航空发动机先进性和复杂性的集中体现。

发动机系列化的最主要途径是保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下，通过改变风扇或低压压气机直径和级数以及涡轮的冷却技术或材料来改变发动机的主要循环参数，如压比、涵道比、空气流量、涡轮进口温度等，从而获得不同性能和用途的发动机。

在同一核心机上配上不同的“风扇、低压涡轮、加力燃烧室等低压部件及相关系统”，就可以以较低的风险研制出覆盖一定推力（功率）范围的一系列发动机。

满足不同用途飞机对动力的需要，从而实现核心机的多用途目标。

视燃气向涡轮转化能量的比例不同，核心机可以衍生出不同的发动机类型。

如果燃气转化到涡轮的能量主要用于驱动压气机以持续完成热力学循环，而仍然含有相当热能和动能的燃气从喷口喷出，也就是利用燃气的反冲作用作为发动机主要动力来源，这就是喷气式航空发动机。