加力燃烧室AL-31F
科技兴国与国兴科技(自然辩证法期末论文)
科技兴国与兴国科技学院：物电学院专业：计算机应用技术姓名：叶圣双学号： 14110862194摘要世界经济论坛9月3日发布2014年至2015年度的《全球竞争力报告》。
在今年全球竞争力排行榜上，中国上升一个位次，排名第28位。
另外排在第一的是已经蝉联排行榜6年的瑞士，排在末位的是受埃博拉病毒折磨的非洲国家几内亚。
[1]排序结果反映出我国近年来在科学技术方面的国际竟争力有了一定程度的提高。
但是, 这种国际评价是一项十分复杂的研究活动, 其评价对象涉及144个国家和地区,国与国之间千差万别, 使得评价指标的可比性面临着考验。
在评价指标的选择上, 该评价采取了硬指标和软指标相结合, 总量指标和相对指标相结合的方法, 以“全球竞争力指数”为基础，涵盖被考量经济体的科技创新能力、宏观经济稳定性、教育情况、等十余个方面。
从一般的统计方法论上看, 本无可挑剔, 但从某一具体国家而言, 各种指标占比重的多少, 会直接影响到排序的先后次序。
一般而言, 总量指标有利于大国, 相对指标有利于发展中国家, 平均指标和强度指标有利于小国和发达国家。
世界经济论坛评价中，中国位次的提高, 固然有其合理的一面, 如软指标反映出的科技大环境有所改善、一些总量指标有所提高等。
但从总体上看, 我国排名依然不理想,我们切不可以对我国的科技、经济发展状况盲目乐观。
相反, 如根据一些主要的科技统计指标对我国的科技发展状况进行客观地评价, 我们仍有许多高技术领域与发达国家有差距。
本文将结合实际案例。
借此来探讨科技兴国与国兴科技的关系及重要性。
关键词：科技投入、科技发展、航空发动机、科教兴国、国兴科技。
一我国的科技投入情况国际竞争归根结底是人才和科学技术的竞争, 而要在科学技术竞争中改变我国部分落后于发达国家的状况, 就必须提高对科学技术的投入力度。
对科学技术的投入主要表现在财力和人力两个重要方面。
根据经合组织 2012 年发布的《主要科技指标2012 /1》,按现价和购买力平价计算,2010 年国内研发总支出全球排名前三位的国家仍为美国、中国和日本.尽管中国已经稳居第二位,但与美国相比,仍有较大差距.各主要国家的研发投入总量如下:[2]美国4015.76亿美元;中国1789.81亿美元;日本1408.33亿美元;德国862.99亿美元;韩国531.85亿美元;法国499.91亿美元;英国391.38亿美元;俄联邦 328.38亿美元。
先进材料在战斗机发动机上的应用与研究趋势_梁春华
第32卷第6期2012年12月航空材料学报JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALSVol.32，No.6December 2012先进材料在战斗机发动机上的应用与研究趋势梁春华，李晓欣（沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）摘要：美国、英国等国家特别重视战斗机发动机材料的发展，通过制订和实施一系列先进材料研究计划，开发和验证轻质高强度材料，为发动机研制提供技术保障。
综述各国现役、在研和预研战斗机发动机的材料应用情况，总结树脂基复合材料、钛基复合材料、钛铝金属间化合物、单晶高温合金、粉末高温合金、陶瓷基复合材料、陶瓷热障涂层等材料及其工艺应用趋势。
先进材料研究的发展趋势：①向低密度高强度发展，以减轻质量；②向高强度与高耐温能力发展，以提高涡轮进口温度；③向一体化（材料、工艺与结构设计）发展，以实现材料特性与结构的最优组合。
关键词：先进材料；战斗机发动机；研究计划；研制进展DOI ：10.3969/j.issn.1005-5053.2012.6.004中图分类号：V223；V215．5文献标识码：A文章编号：1005-5053（2012）06-0032-05收稿日期：2012-04-28；修订日期：2012-08-12作者简介：梁春华（1969—），男，研究员，主要从事航空发动机与燃气轮机情报分析，（E-mail ）lllch1234@sina．com 。
20世纪90年代末期，美国国防部负责研究与工程的副部长埃尼塔·约翰逊（Anita Jones ）在FY97和FY98材料与工艺技术领域计划中将材料、信息、传感器和经济可承受性列为美国国防部科技研究优先发展的四大技术［1，2］。
在美国空军2025年展望中，将材料与工艺列为空军六大高效力技术之一［1，2］。
航空技术发展在很大程度上依赖于材料进步，“一代材料、一代装备”是材料推动航空技术进步的真实写照。
航空发动机推重比的提高、性能的提升同样离不开材料的进步。
苏37和F-15B对比
苏-37，是苏-27的改进型，是一种具有矢量推进器的超机动战斗机。
苏-37的试验机（内部编号T10M-11）是从苏-35的原型机发展而来，于1996年四月在莫斯科附近的Zhukovsky试飞基地进行了处女航。
苏-37是俄罗斯苏霍伊实验设计局开始型联合股份公司研制的多用途全天候超动性战斗机,苏-37在苏-27基础上为俄罗斯空军研制一系列第四代战斗机和第五代多功能战斗机计划实施过程中的重要一步。
苏-37的发动机不仅比以前的苏-27系列有更强的常规推力，而且它的Lyulka/Saturn AL-37FU（Forsazh Upravlaemoye意为“补燃，可控”）发动机有液压控制的喷管可以在水平/-15度范围内转动。
矢量推进器和飞行控制系统完美结合，不需要驾驶员操控。
一个紧急系统可以使喷管在飞行时失控的情况下恢复水平。
苏-37装备了新型的更强大的NIIP NO-11M脉冲多普勒相控阵雷达和NIIP NO-12后视雷达及后射导弹系统，使驾驶员能向在苏-37后方的目标开火。
苏-37是第一架装备了矢量推进器的航空器因此能与F-22一较高下。
而Lyulka 并未就此止步，一种新型的轴对称（即三维可控）喷管正在研制当中，它将用于S-55，苏-35的单引擎改进型。
同时矢量喷管也将装备到苏-35上，使之具备末段速度控制能力。
苏-37采用“不稳定三翼面”气动布局和推力矢量控制技术,实现了发动机推力量控制系统与收音机电传操纵控制系统的一体化,使其获得了前所未有所优异的气动性能,因此,使苏-37在“零”速度和大攻角下同样也可以具有高机动性,超敏捷性使其可以在任何位置锁定和攻击目标。
该机采用了集成式远程电子控制系统以及现代化的数字式武器控制系统,可以推带14枚空空导弹或8000千克的武器,多功能前视相控阵雷达可以同时跟踪15个目标,4个厂角液晶显示器用于显示器用于显示战术和飞行-导航数据。
一些军事评论家认为，苏37的圆周机动和钟形机动代表了当今在研机型的最高水平，这些机动动作在与F22等隐形战斗机的遭遇战中具有重要的实战意义。
20141115歼10坠毁原因分析
深度:浅析歼10战机为何会坠毁2014年11月15日在成都突发了一起飞行事故，一架歼-10坠毁在成都。
如无意外，这又是一起发动机故障引起的坠毁。
本文解读歼-10系列与各型发动机之间的历史纠葛。
一：俄制AL-31F系列发动机挽救了歼-10项目根据《中国航空工业大事记》的记载，歼-10的发动机选型会议是由航空工业部科技委于1983年6月9日-16日在北戴河召开的。
会议上提供了三种发动机备选，分别是涡扇六改、涡喷15、太行发动机。
无记名、加权平均的投票结果是航空工业部决定选择太行发动机，但国防科工委当时却否定了这一结果，选择了涡喷15发动机。
涡喷15发动机是我国测绘苏联米格-23战斗机的R-29-300发动机的型号，虽然推力指标很高——与AL-31F相同；但是它的重量和尺寸、耗油率都太大，从性能上讲是很落后的，这也是它后来被淘汰的原因。
科工委选择涡喷15的唯一理由就是他们认为这个型号较为可靠，换句话说，当时国务院(科工委是国务院部门)并不看好涡扇六改和太行发动机。
至今为止我国所有投入服役的国产航空发动机，没有一台是严格意义上完全独立研制的。
从一型叶片，一个轮盘开始研制，逐渐组成一级压气机转子、一级涡轮；再逐步扩展级数成为基本完整的高、低压气机和涡轮组合；继而组成发动机的核心机乃至于完整的燃气发生器进行试验，最后由此衍生出型号验证机，并最终完善成装备型号——这种事情在中国已公开的航空发动机中还从未出现过。
这种上游研究的长期欠缺，使我国无法在发动机领域形成扎实详尽的自有理论、试验基础和设计依据、手段。
在型号研制过程中，研制人员不得不参考各型已有发动机，采用相似原则缩放设计甚或是直接测绘、逆向工程，将不同国家不同型号发动机的各个部分进行拼凑整合。
正是在这种背景下，涡扇6这个性能指标奇高(12.6吨推力)、研制难度空前的型号从1964年10月开始初步设计，却出现了在1966年便完成全部图纸，开始试制样机的神奇速度。
AL-41F发动机
AL-41F发动机AL-41F发动机是留里卡－土星公司的产品，将成为俄未来苏－27 “侧卫”系列和第五代战斗机通用的发动机。
该发动机的发展基础是留里卡设计局为苏－27系列开发的AL－31系列, 1985 年开始研制, 总设计师是车金博士。
为适应第五代战斗机的要求，AL－4lF 的推力有大幅度增加，其最大状态推力约12000 千克（117.6千牛），加力推力的一般说法是不低于17857千克（175千牛）,具体数字有18500 千克（181.3千牛）和20000千克（196千牛）等说法。
不管哪一种数据，AL－41F的加力推力都高于F119－PW－100 ( F－22A的发动机）的16000千克( 156AL-41F-1S(117S)发动机千牛）级，按照俄罗斯标准计算其推重比超过11（按照美国标准则约为10）。
但是与F119发动机是不能比较的。
因为F119发动机是以寿命设计为主，确保12000小时的寿命。
而AL－41F发动机是以牺牲寿命设计，提高推力。
对于AL－41F的寿命指标我们现在没有数据。
该发动机涡轮前温度为1828K ，低干Fll9－PW－100 、M88－1 . M88－2 （后两者是“阵风”的发动机）的1977K 、1843K 和1850K ，但比AL－3lF、F100-PW-100和F110－GE－100的约1665K, 1672K和1644K 有很大提高，也高于EJ200 ( “台风“使用的发动机）1803K 。
这些性能数据说明它的确是一种典型的第五代发动机。
AL-41F也是俄罗斯第一种实现“全权限数字电子控制”（FADEC）的发动机，俄罗斯业已在AL－31FU上对FADEC 系统进行过验证，而AL－3lF系列则一直采用液压电子控制。
AL－4lF的FADEC 系统与机上KSU－1－42 数字式电传操纵系统交联，能够根据飞行状态自动调节发动机的工作，从而提高飞行效率和发动机工作的可靠性．由此可见米格－39 已经具有了“综合飞行/推力控制系统”(IFPCS) ，下一步应该是将其与火力控制系统（FCS）交联在一起，实现综合火力／飞行／推力控制系统(IFFPCS) ，这一点俄罗斯专家在其1999年以前公开的第五代战斗机讨论中并未提及（其讨论侧重于各分项目应当具有的指标与特性），但它确实是真正的第五代战斗机应当具有的特征，依赖干IFFPCS ，作战飞机将能够以最佳飞行时间、最佳任务航迹、最佳燃由消耗等为优化目标自动对飞机进行能量管理，实现作战过程全自动化，大幅提高其生存能力和作战效能。
燃烧室
（2）筒体
设计要求
壁面冷却与散热 具有一定流量和深度的进气孔
结构特点
冷却与散热——气膜式、散热片式 进气孔分布
（3）火焰筒的固定
简支式 WP6、WP7 悬臂式 JT3D、WJ6
（4）传焰管
功用：传焰、均压 结构特点：
冷却 密封
5.1.3.4 喷嘴
位于承力壳体外的用于飞机隔热用的，称隔热套；
位于承力壳体内的用于与燃气隔热的，称隔热屏。
振荡燃烧
５.３ 排气装置
５.３.１ 尾喷管 (1) 功用：将燃气的部分热焓转变成动能，并以一定方 向排出。 (2) 要求：
具有足够刚性，以保证排气流量精度与喷口动作的灵活 性。 喷口动作要求平稳，以使发动机状态变化匹配。
５.２ 加力燃烧室
５.２.１ 概述 (1) 功用 (2) 工作环境
进口温度高 速度大 压力低 含氧量小 余气系数低
(3) 设计要求
薄壁园筒应具有足够的强度与刚性 流阻要小(因为流速大) 热膨胀自由 起动平稳与迅速
５.２.２ 基本构件
组成：
扩压器、混合器、稳定器、供油与点火装置、 壳体等。
５.２.２.１ 扩压器
径向稳定器─WP7乙、WP13 蒸发式稳定器——(SPEY或WS9) 气动式稳定器——(法国“阿塔”) “沙丘”式稳定器
５.２.２.４ 供油系统与点火装置
(1) 喷咀特点：
喷咀小而数量多，以保证雾化质量。
(2) 常用形式
单路离心喷咀 直流喷咀 针塞喷咀
(3) 供油系统
1) 加力燃烧室供油系统是间断工作的，不 加力时， 空油管必须要通气冷却 2) 环形燃油总管的安排
第一讲 燃气涡轮发动机概述
推力18000-22000 kg 耗油率比小涡扇低1/3 授课人 贾斯法
高涵道比涡扇发动机特点
起飞推力大 耗油率低 噪声低
授课人 贾斯法
第一代宽体客机
B747
1970年
L1011 (1972) DC-10 (1971)
71
高涵道比涡扇发动机
已在现代民机上广泛采用 A300、A310、A320、A330、A340, B737、B747、B757、B767、B777, A3XX B747-500X、 B717、A318、湾流Ⅴ
授课人
贾斯法
51
F-22用发动机－F119-PW-100
总压比 35 涵道比 ~0.2 涡轮前燃气温度 ~1850~1950 K 3+6___1+1 反向转动的双转子 推力 157.5 kN 推重比 10.0
授课人 贾斯法
52
F119 与 F100 比较
级数 17---11 少 6 级 零件数少 40% 中间推力大 47% 可使战斗机超声速巡航 巡航耗油率低 11% 可靠性、维修性好
授课人
贾斯法
40
加力式涡轮风扇发动机扇发动机 F-4“鬼怪”式战斗机 用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后 飞机性能的改进 最大M数 由 2.2→2.4 最大航程 ↑54% 加速到M=2的时间 ↓1/3 爬升到12000m的时间 ↓20%
授课人 贾斯法
41
加力式涡轮风扇发动机
60年代后期采用高循环参数 总压比≈25、T3≈1600K 发展高性能核心机 研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一 级8的发动机 F100-PW-100→F-15 (1974)
2006年3月
航空发动机结构设计
推力矢量发动机
推力矢量发动机初步学习这个专业，感觉好费劲，脑中就像是白纸，空空的，学习啦，又像浆糊，乱。
，我该从哪里开始那?先认识下吧不太了解推力矢量发动机，经常用于什么型号机型，内部结构?普通航空发动机提供的推力方向是固定的，和飞机的纵向中心重合或呈一固定夹角，而矢量推力发动机推力矢量发动机(主要是喷气式)可将推力方向做垂直或水平调整，这样做好处很多，如可使飞机起降滑跑距离更短，可使飞机机动性更突出，在失速状态可给飞机一个有效的控制能力，调整推力方向可使飞机在阻力最小的迎角下巡航以增大航程等。
矢量推力发动机和普通航空发动机大体是相同的，只是尾喷管是可偏转的活动部件。
俄式矢量推力发动机尾喷口和发动机是球形铰接，结构复杂但能提供360度全方向偏转。
美国采用矩形喷口，上下左右各是两对偏转板，结构简单，只能选择在上下或左右方向偏转。
推力矢量发动机又分二圆推里矢量发动机和多圆推力矢量发动机(多圆推力矢量发动机又称全推力矢量发动机)。
二圆推力矢量发动机是指发动机喷管可上下15度偏转。
多圆推力矢量发动机是指发动机喷管可360度全范围偏转。
二圆的设计较简单，而多圆的要更为复杂，成本也较二圆的高。
推力矢量发动机推力矢量发动机的主要生产国是美国和俄罗斯。
俄罗斯有AL-41F，AL-41F-1S，AL-31F，AL-31FP，AL-31FU，AL一31FN N1，AL-37FU等等。
美国的是JSF系列，其型号不详。
以F119-PW100为例F119是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40~60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。
在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2~0.3；总增压比23~27；涡轮进口温度1649~1760℃；节流比1.10~1.15。
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7、加力燃烧室AL-31F
7.1、概述
在燃气涡轮发动机中，向涡轮或风扇后的气流中喷油并燃烧，使气流温度大幅度增加，
并从喷管高速排出以获得额外推力的装置，称为加力燃烧室。
加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃烧温度温度不变的情况下，将燃
油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧，以进一步提高燃气温度，增大
喷气速度，达到增加推力的目的。
7.2、加力燃烧室主要部件和工作原理
7.2.1、加力燃烧室由扩压器、点火器、喷嘴、火焰稳定器、防振隔热屏和筒体组成。
7.2.2、扩压器(混合器)
加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的扩压比一般在2左右， 其
目的是将高速气流减速，并使压力有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由
若干个整流支板支承，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮排气的旋转气流动(整流)，有利于
使稳定器截面处的流场均匀。
加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有利于减小压力损失，但这要受
直径和长度的限制，为了减小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺简单，
中心鼓筒或外壳常做成直线截锥形，也有做成特型曲面的。
7.2.2、点火及点火装置
加力燃烧室点火和主燃烧室点火有类似之处，也是靠外加点火源先将局部混气点燃，然
后再将火焰传播到整个室内空间。要求加力点火迅速可靠，点火范围宽广。
目前使用的加力点火方法主要有预燃室点火、热射流点火、催化点火和电喷嘴直接点火
等。而AL-31F是采用的热射流点火系统。这种点火方式的优点是：点火能量大，高空性能
好，迅速可靠，不增添附加构件，只要主燃烧室不熄火就总能可靠点燃。缺点是：火舌传递
路程远，流程复杂，尤其在穿过多级涡轮时，受到强烈扰动，在调试加力燃烧室时相应的要
做大量的点火试验。
7.2.3、喷嘴
加力燃烧室通常采用离心式喷嘴和射流喷嘴来喷油。
AL-31F喷嘴采用喷油杆射流式喷嘴供油。杆的内孔是等直径的，内端有一螺塞，以备
分解时拧开螺塞，清洗内孔。
7.2.4、火焰稳定器
在加力燃烧室中，通常采用非线型物体做火焰稳定器，最常见的是V形槽。它具有结构
简单、重量轻、损失小、发展较为成熟、性能较好的优点。V形槽稳定器又分为环形和径向
的两种。
而AL-31F则才采用的是沙丘稳定器驻涡火焰。沙丘稳定器主要是利用良好的自然气流结
构，既保证了良好的热量和质量交换，又减弱了旋涡的周期性脱落，增强了稳定火焰的生命
力，延长了可燃微团的停留时间，并在一定程度上防止了由于旋涡周期性脱落带来的振荡燃
烧的激振因素。
沙丘型旋涡发生器具有顽强的抗干扰性能。和同样堵塞比的V型稳定器相比，它的阻力
下降75%~80%，贫油稳定性得到大幅度扩展，点火性能也得到改善，可点燃风速比V型槽高
出40%左右，而且燃烧效率也得到提高，在低温和低压下仍能保持其原有的性能。
7.2.5、防振隔热屏
安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡燃烧的多孔薄板筒体称为防振隔热屏。防振隔热
套筒与外壳保持一定的距离，形成环形冷却通道。在涡扇发动机中利用外涵道的空气作为冷
却气流，这股气流约占总空气流量的10%左右。在涡轮喷气发动机中，只能用涡轮后温度较
高的燃气来冷却，冷却效果欠佳，所以有时发生加力燃烧室承力的外壳体温度过高的“烧屁
股”问题。
防振隔热屏通常由一段或多段筒体组成，也有用全长防振隔热屏的，其上开有许多
1~3mm的小孔，前段主要起防振作用，后段起隔热作用。
防振隔热屏一般做成纵向或横向波纹形。
一方面使压力波发生漫反射，大大减弱反射压力波的能量并改变其相位；
另一方面因小孔两侧存在压差，气柱既可进入冷却通道，也可反向流入燃烧室，使振荡
能量变为气流动能而被吸收；
带小孔的波纹板受热后变形，可以减少防振隔热屏的热应力。
7.2.6、筒体
筒体亦即加力燃烧室的燃烧段，也称作加力燃烧室壳体。他它可以是收敛的圆锥形，
也可以是圆柱形的。筒体前段与扩压气外壳相连接，后端与尾喷管相连接，其长度应保证燃
烧过程进行完毕。
7.3、工作特点
（1) 加力燃烧室进口总压低，气流速度大，进口总温高。-----点火和火焰稳定都相当
困难，燃烧效率显著下降。
(2) 二次燃烧，工质含氧量下降，惰性成分增加，燃烧效率下降。-----对组织燃烧不
利。
(3) 加力燃烧室后只有可调喷口，已没有其它转动部件(如涡轮叶片)，温度无须过多限
制，可达2000K;相对富油；不需要火焰筒。
(4) 加力燃烧室一般不在巡航和慢车状态下工作，仅在发动机最大状态或额定状态下为
补充推力不足时开动。
(5)余气系数小，含氧量小，燃烧不容易稳定，产生振荡燃烧。
7.4战术技术指标
（1）加力点火应迅速、可靠、平稳
接通加力1~2s；慢车至全加力时间≤4~5s;
加力接通可靠性：不低于105次；接通加力时不允许爆燃。
(2) 加力推力要尽可能大
第3代：T/M=7~8；第四代：T/M=9~10
(3) 加力稳定工作范围宽
涡喷：加力比1.1~1.5；涡扇：加力比1.05~1.70；
在全部工作范围内没有推力脉动或不稳定燃烧现象。
(4) 在任务剖面内开加力无使用限制
一次加力的工作时间>10min;在总寿命内，加力时间> 10~15%。
(5) 加力耗油率要尽可能低
在低压中复燃，故热效率低，所以加力耗油率比主燃烧室的高出一倍左右。
(6) 机匣筒体壁温要低，工作可靠性好
涡喷：Tw<750ºC；涡扇：Tw<350ºC
7.5、性能要求
(1) 减小流体阻力 由于加力燃烧室流速大，且供油、点火及稳定器部件在不开加力时
不工作，是产生无效阻力累赘，因此设法改进设计，减少阻力是加力燃烧室改进的课题。
(2) 提高燃烧效率，降低发动机的单位耗油率
(3) 出口温度场尽可能均匀，以减少推力损失
(4) 防止振荡燃烧
(5) 点火和燃烧稳定性好
7.6、加力燃烧室与主燃烧室的参数性能比较。
参数或性能 主燃烧室 加力燃烧室
进口气流总压(104Pa)
80~250 20~30
进口气流总温(K)
500~800 700~1000
气流速度(m/s)
扩压段进口
120~170 350~450
(速度系数)
(0.2~0.3) (0.5~0.7)
燃烧室进口 约40
120~180
燃烧室出口
120~200 250~400
气流含氧量
21% 14%~17%
油气比范围
0.002~0.003 0.002~0.07
(余气系数范围)
33~2.2 33~1
出口气流总温(K) 1000~1500 达1800~2000
出口温度分布 周向分布尽可能均匀分布径向分布有特殊要求 周向径向尽可能均匀
燃烧效率
0.95~0.99 0.85~0.92
冷态阻力系数(按最大截
面)
约20
4~6
总压恢复系数
0.90~0.96 0.85~0.90