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中小型航空发动机的应用,填补多项空白

日期:2019-06-24编辑作者:奥门新萄京娱乐场

  中航工业涡轮院科技展览馆,那一个个状似桨叶的叶片和由叶片组成的一台台风扇、压气机、涡轮,在向人们诉说着我国自主发展航空动力、突破关键技术的成果。还有,基于这类航空叶轮机技术衍生的系列射流风机,反映了涡轮院“寓军于民”的发展战略。

2航空发动机技术计划2.1 IHPTET计划成功进行XTC67/1核心机试验2003年,普·惠公司在综合高性能涡轮发动机技术计划下成功完成了一种先进发动机核心机的试验,试验达到了战斗机核心机的最高压气机出口温度和最高油气比。该核心机的试验从2002年3月开始,2003年4月底结束。在试验中,核心机共进行了96小时的试验,比最初计划的试验时数多28小时。试验的批次为6次,所有的试验都是在美国空军阿诺德工程发展中心的J1试验台上进行的。XTC67/1核心机的压气机能承受很高的载荷,4级压气机的压比比F119的6级压气机压比还要高,压气机的第一级整体叶盘转子和第三级静子叶片还采用了高强度轻重量的γ钛铝合金。由于采用了先进的材料,该核心机的燃烧室具有很高的温度梯度,更重要的是,该燃烧室采用了先进的结构造型,降低了传统的冷却空气需求量。此外,XTC67/1的高压涡轮采用了难度极高的先进制造技术,做到了零废品率,涡轮叶片的内部冷却通道极为复杂,叶片的壁厚只有457μm,是该公司迄今制造的壁厚最薄的高压涡轮。同时,由于叶片有500个冷却孔,因此为该叶片的加工带来更大的困难,涡轮叶片采用了激光钻孔技术。这项制造技术还将用于F119以及F135项目。2003年,该公司还完成了50小时的风扇组件评估试验,同时完成的还有装在X67核心机上的加力燃烧室、尾喷管、和低压系统。最终的发动机验证机XTE67/1将在2003年12月或2004年年初开始在该公司的海平面试验设备上开始试验,目标是验证IHPTET第三阶段的目标,使大发动机的推力提高70%,同时验证该发动机先进技术的成本效率和可维护性。这个试验的一个主要目标是对一些技术向其他项目特别是F119和F135项目的转移进行验证。XTE67/1发动机的试验将在2004年3月结束。为减轻重量,XTE67/1的高压压气机将采用带单个静子级的2级无导叶设计,并采用先进的工艺方法。高压涡轮采用双腹板盘,用两个对半的涡轮盘焊接而成。为减轻重量,高压涡轮盘采用了镍基合金材料和空心的结构。另一个减轻重量的方法是该盘采用γ钛铝合金的盖板,这种材料的盘重量只相当于普通镍基合金盖板的2/3。这种盖板看起来有点像汽车的轮毂罩,它包住固定涡轮叶片的榫槽,防止叶片向后移动和从轮盘上脱落。另外,该发动机的低压涡轮将采用一级半设计,包括两个转子级和一个静子级。压气机叶片也将采用先进的楔体阻尼技术。在这个设计中,楔形物被安装在相邻叶片之间的叶片平台上,用于连接叶片,减少振动。该技术准备用于F135发动机,目前这项技术正在上述试验内进行,以验证其可行性。2.2 VAATE计划授出第一阶段首批合同2003年,美国空军研究实验室为期15年的多用途、经济可承受的先进涡轮发动机计划第一阶段的第一批合同已经授出,这批合同的总金额超过7亿美元,包括先进的部件、材料、热力学和革新的结构以及在验证机发动机上的评估和验证。共有17家公司获得了美国空军研究实验室的第一批合同。如果预算到位良好,以后还会授出36个合同,已宣布的合同金额在2000万到2亿美元之间,将分几年拨付,其中GE和P&W公司获得的数额最大(每个合同价值2亿美元左右)。但合同的初始投资很少,如P&W公司获得的初步投资仅为5.1846万美元。与刚刚结束的IHPTET计划相比,IHPTET计划的目标是使发动机的能力比F119的提高2倍。VAATE计划的发展重点是经济可承受性,目标是到2017年使先进军用发动机的经济可承受性提高到F119发动机的10倍。该计划将为美国空军发展的一系列发动机提供技术,包括更大范围的发展项目,从无人机的动力到M2的超声速垂直起飞和降落的战斗机,M2~4以上的远程攻击机,M3~4的多用途战斗机/侦察机以及M5以上的高超声速攻击机。与过去的IHPTET计划不同,参与该计划的包括飞机和发动机制造商。该计划将设计、验证并转移多用途的先进涡轮发动机技术,用于在役的如F-15、F-16飞机,大大改善发动机的经济可承受性。同时,该计划也将把所发展的技术转移到在研的F/A-22、F35联合攻击机、无人战斗机、远程攻击机、先进巡航导弹和全球到达运输机上。该计划将分两阶段进行,第一阶段到2011年结束,目标是使经济可承受性提高6倍。该阶段的重点是发展两种多用途的核心机。这两种核心机将为几种"健壮的、智能的"发动机提供技术基础。从小型核心机可派生发展包括军用运输机、无人机和导弹用涡轴和涡扇发动机。较大的核心机将满足大型军用运输机用涡扇发动机、大型的地面发电设备和高马赫数发动机的需要。两种核心机的组合将用于未来战斗机用涡扇发动机项目。VAATE计划的第二阶段从2009年2017年,这一阶段将进行发动机结构、紧凑的和隐身性好的和低雷达截面的设计,发展免维修的核心机概念和耐损伤的发动机部件。2.3 EEFEA计划验证平台结束单元体组装2003年,在欧盟第5框架计划下,罗·罗公司、MTU航空发动机公司、SNECMA公司继续发展高效和环境友好的航空发动机技术平台。两种验证平台--ANTLE(经济可承受的近期低污染)和CLEAN(环境友好的航空发动机部件验证机)的试验将在2004年第二季度开始。2003年,罗·罗公司领导的ANTLE小组和MTU领导CLEAN小组都已成功通过了所有子系统的关键设计审查,目前正在制造零件,2003年12月将结束单元体的组装。2003年7月,MTU公司的第一个单元体--新热交换器已交付了最终装配线。ANTLE发动机将在西班牙首都马德里,CLEAN发动机将在德国斯图加特大学的高空试验台上进行试验。2.4 SILENCE计划正在发展低噪声部件2003年,在SILENCE计划下,罗·罗公司和SNECMA公司重点进行了风扇噪声减少和发动机一体化问题的研究。目前,MTU公司正在研究涡轮机械噪声和采用智能控制技术的主动噪声控制技术。2004年,该计划将进入第三个年头的综合阶段。SNECMA公司的低噪声模型风扇设计正在发展中,台架试验将在德国宇航中心的DLR进行。2004年初,MTU公司和西班牙的IPT公司将开始压气机和涡轮的台架试验。从2001年开始的飞机噪声减少计划--SILENCE计划将大大降低飞机对公共社区的噪声污染,该计划也是欧洲第五框架计划的一个内容。该计划的目标是到2010年使飞机的噪声指标降低6分贝。2.5 绿色发动机计划开始启动2003年9月,在欧盟刚刚开始的第6框架计划下,法国斯奈克玛公司提出一项新的绿色发动机研究计划。FP6计划总投资11.7亿欧元,用于今后4年的航宇技术研究。新计划将是SILENCE(大幅度降低飞机噪声对居民区的影响)计划的继续,该计划由SNECMA公司牵头,目标是进行减少噪声技术的研究,计划总投资1.1亿欧元。参与该计划的还包括英国罗·罗公司和其他前SILENCE计划的伙伴。在新计划中,罗·罗公司将负责低压系统、轻质量/低成本风扇设计、超低污染研究和新颖的飞机/发动机装备。该计划将继续进行欧洲FP5投资的环境友好航空发动机计划的发动机技术研究,目标是发展更具预测性的噪声衰减和传播模拟准则,以及流动分离控制技术、燃油喷射和燃烧的模拟技术。该计划将成为SNECMA公司从2013到2018年以后重要的发动机技术基础。3 超燃冲压发动机技术2003年2月,作为波音公司高超音速飞行计划的主要子承包商,航空喷气公司在NASA兰利研究中心和空军阿诺德工程发展中心进行了多种速度和重要状态的自由射流超燃冲压发动机的试验。试验模拟了不同的飞行条件,包括不同的飞行高度和不同的燃油喷射器结构。发动机分别进行了马赫数3.5、4.1和6.5的试验。试验取得了巨大成功。今后,该公司将对实际飞行重量的发动机制造方法继续进行研究和评估。在自由射流发动机试验结束后,将进行飞行重量的发动机的地面试验。2004年将对最终设计进行验证,为飞行试验作好准备。2003年3月,NASA为X-43A发展的马赫数为10的HYPULSE超燃冲压模型在NASA的HYPULSE试验设备上进行了试验。在对试验技术和发动机的设计细节改进后,该发动机在6个风洞中共进行了156次试验,提供了有重要意义的地面试验数据。预计,X-43A的第二次飞行试验将在2004年2月进行,之后,还将进行M10的飞行试验。2003年6月,普·惠公司与美国空军的研究者合作,在高超声速技术计划下完成了世界首台飞行重量的碳氢燃料超燃冲压发动机的地面试验。重量小于68kg的地面验证发动机在高超声速地面试验设备上进行了M4.5和M6.5的试验。从2002年9月到2003年6月,普·惠公司进行了大量M4.5和M6.5的试验,在M4.5下运行了45次。在M6.5下运行了12次,并产生了净推力,证明了该发动机具备了在这些速度下高效燃烧燃料和加速飞行器的能力。该发动机在这两种速度下的热力特性和结构耐久性也得到了验证。该发动机采用标准的JP-7燃油用于冷却发动机硬件并用作发动机燃烧室的燃料。普·惠公司下一步将发展GDE-2验证机,该验证机也将采用碳氢燃料,并具有与GDE-1一样的飞行重量。但是,该验证机将采用完全一体化的燃油系统,该燃油系统采用能使发动机作为一个完整的闭环系统工作的控制硬件和软件。一个全权数字电子发动机控制系统将用来完成复杂的燃料控制和转换。预计,2004年,P&W小组将开始GDE-2的首次全尺寸试验,2006~2007年,一种利用GDE-2改型的发动机将开始飞行试验。4脉冲爆震发动机技术2003年,美国空军脉冲爆震发动机技术的发展遇到了一些问题。2003年初,美国空军研究实验室公布了一项利用爆震燃烧驱动涡轮的混合试验结果,从试验结果看,但几个试验结果与理论预测结果的差别都很大。涡轮/压缩机的效率几乎占总效率的60%~75%,当爆震燃烧驱动一个涡轮而不是产生推力时,爆震的总效率下降了3/4。此外,试验观测到,在爆震管上产生了很大的背压。由空军推进部承担的这项研究是验证PDE用于未来从导弹和高速飞机的动力,到可重复使用的发射器动力的可能性的几项工作之一。过去,美国空军已经用一个压缩机和涡轮进行了PDE的吸入和功率提取试验,验证了爆震波的保持能力。2003年的试验是过去试验的继续,他们在一个PDE与涡轮增压器的组合设备上验证了轴功率的提取和自吸入。试验是用Garrett公司的T3汽车涡轮增压器与一个长度为0.9米的爆震管相连。试验中,涡轮达到了130000RPM的转速。当然,空军的试验结果也不全是令人失望的,试验中,涡轮始终工作良好,并且在爆震管发生50000多次爆震后,涡轮的工作状态依然良好。试验结束后,设备上没有看到蚀斑或污点。相比之下,2003年,美国普·惠公司的PDE技术研究取得了巨大成功。目前,该公司的PDE设计正在美国加利福尼亚中国湖的海军航空武器中心进行最后阶段的试验。这个由5个爆震管组成的PDE与一个增压的空气供给系统直接相连,该系统模拟了M2.5的进口压力和温度条件。尽管目前试验的目的是初步运行PDE和验证PDE的性能,但在这个小的试验型PDE上,每隔0.6ms点火一次,已经产生了202.3daN~266.9daN(500lb~600lb)的推力。(作者:中国航空工业发展研究中心技术所 胡晓煜)

Application,Market and Key Technology of Mid-Small Aero-Engine尹泽勇5000千瓦级以下涡轴/涡桨、活塞发动机及50千牛级以下涡扇、涡喷发动机称为中小型航空发动机。这种发动机在世界航空发动机市场中产量份额高达80%,产值份额为50%左右。这表明它们在航空高新技术领域中占有举足轻重的地位,具有广泛的应用和发展前景,对其关键技术要给予特别关注目前航空发动机的推力/功率和尺寸不断增加,发动机变得越来越大;但另一方面,中小型和微小型航空发动机技术也在不断发展,其推重比/功重比、耗油率、可靠性、维修性、全寿命期费用等指标都在不断改善,使其变得越来越精致、越来越好用、越来越经济、应用范围也越来越宽阔。应用范围航空发动机中的涡轴/涡桨发动机,除艾利逊公司研制的6000千瓦级AE2100涡桨发动机、T701-AD-100涡轴发动机以及前苏联伊夫琴柯设计局研制的7000千瓦级Д-136涡轴发动机外,其他均为5000千瓦级以下。从发动机气动热力和结构参数等方面考虑,与5000千瓦级以下涡轴/涡桨发动机有相当多技术共性的涡扇/涡喷发动机的推力大致在50千牛以下。从我国航空发动机技术现状及近期发展来看,短期内没有推力超过200千牛的国产大型发动机,因此,本文将5000千瓦级以下涡轴/涡桨、活塞发动机及50千牛级以下涡扇、涡喷发动机称为中小型航空发动机。 表1列出了中小型航空发动机的主要应用范围。可以看出,不论是在军用还是民用航空领域,中小型航空发动机作为旋翼机、各种固定翼飞机以及无人驾驶飞行器的动力,用途非常广阔。市场前景根据对2000~2009年世界航空发动机市场前景预测,表2分类列出了大型和中小型航空发动机的市场份额。可以看出,中小型航空发动机在世界航空发动机市场中的产量份额高达80%,产值份额为50%左右。这表明中小型航空发动机技术在航空高新技术领域中占有举足轻重的地位。发展趋势作为航空动力"始祖" 的活塞发动机早已不是航空发动机技术发展的"主流",但由于活塞发动机具有结构简单、操作简便、维护方便及价格便宜的优势,这种发动机,尤其是转子发动机及涡轮增压对置式活塞发动机仍不失为小型通用航空飞行器及无人机的可选动力。 涡桨及涡喷发动机均于上个世纪40年代开始出现,都经历了几代发展历程。但随着涡扇发动机技术的快速发展,中小型涡扇发动机的耗油率、推重比及全寿命期费用等指标明显优于中小型涡喷发动机,见表3。在降低噪音、提高舒适性方面,则明显优于涡桨发动机。因此,上世纪80年代以后,中小型涡扇发动机开始逐步取代涡桨及涡喷发动机。事实上,上世纪80年代后,国外新研涡桨发动机很少,艾利逊公司和加拿大普惠公司研制了少数几种改型的涡桨发动机,其核心机也是采用涡扇或涡轴发动机的核心机。同时,国外主要航空发动机厂商也已基本停止发展、甚至停止生产大型和中型涡喷发动机。但是,微小型涡喷发动机作为无人驾驶飞行器动力仍然有很大的市场需求,新的技术被用于小型无人机和导弹用涡喷发动机的发展,小型及微型涡喷发动机正进一步朝着重量轻、体积小、低成本和高性能的方向发展。正是由于中小型涡扇发动机具有与涡喷及涡桨发动机相比十分明显的技术优势和市场优势,而涡轴发动机则具有其他类型发动机不可替代的适用于旋翼机的技术特征和市场范围,因此,目前中小型涡轴发动机及中小型涡扇发动机技术的发展势头不减。不远的将来,涡轴发动机的压比将达到20~25,涡轮前温度将达到1600K~1900K,功重比将达到12左右,耗油率将降到0.2千克/千瓦·小时。对于中小型涡扇发动机,其压比则可达到30~35,涡轮前温度将达到1700K~2000K,推重比可达到15左右,耗油率可降到0.35千克/10牛·小时以下。发动机的经济可承受性则可提高数倍。关键技术研究除型号研制之外,国外航空发动机产商针对中小型涡扇和涡轴发动机技术的发展开展了大量关键技术研究工作,美国从上世纪80年代末即投入50亿美元巨资分三个阶段实施的IHPTET计划就是其中的一项。这些工作的重点是研究叶轮机非定常流计算技术、高负荷高效率高失速裕度风扇/压气机技术、高热容低污染排放燃烧室技术、高效冷却涡轮叶片机技术、对转涡轮技术、发动机数值模拟技术、数字控制系统等关键技术。在IHPTET计划结束以后,美国计划从2005年开始实施VAATE计划,旨在提高发动机性能的同时,更加强调降低成本,为下一代有人和无人飞行平台发展通用、智能和耐久的推进系统。VAATE计划前期将开发一种通用的核心机以提高发动机的总经济性,在后期则将研制一种新颖、紧凑、隐身、免维修/抗损伤的发动机。要加快发展中小型航空发动机,除加强上述航空发动机领域共有的关键技术研究之外,还应针对中小型航空发动机特点加强如下关键技术的研究工作。1. 中小型航空发动机大多采用轴流/离心组合式压气机,涡轴发动机还可采用多级离心压气机。这就要求加强中小型发动机特有的离心压气机技术、轴流级与离心级间优化匹配技术以及离心级与离心级间优化匹配技术的研究。2. 中小型航空发动机具有比大型航空发动机更高的转速,例如涡轴发动机及小推力涡扇发动机核心机的转速常高达4~6万转/分。这就要求加强高速转子动力学分析及试验技术研究,即针对中小型发动机转子工作范围内不可避免地存在多阶临界转速的特点,研究并选择最佳的支撑刚度及阻尼系数,采用新的减振措施,研究小刚度细长转子特有的高速甚至全速动平衡技术。3. 中小型航空发动机相对较小的几何尺寸及空气流量造成气动、结构、强度等方面的"小尺寸效应"及"小流量效应"问题。这就要求加强研究小尺寸、小流量、小雷诺数条件下受附面层和叶尖间隙影响更大的压气机、涡轮、整机气动热力技术,小尺寸小冷气量下的涡轮冷却、叶尖间隙精确控制与发动机封严技术,小尺寸高温高热容强度燃烧室技术,小尺寸与结构紧凑布局技术和在小尺寸小流量高转速下的特殊测试技术及附件技术等。4. 针对高空及高高空无人飞行平台的高空小马赫数工作特点,应加强中小型发动机在高高空条件下的稳定燃烧、低雷诺数效应带来的压气机和涡轮性能问题,以及有关系统高空工作等特殊问题的技术研究。5. 为减少中小型发动机的总研发成本,应发展通用核心机技术,它既可用作中小型涡扇、涡桨、涡轴发动机的核心机,也可用于发展小型涡喷发动机。6. 中小型航空发动机大量采用整体结构件,如整体式轴流叶轮、离心叶轮及复杂形状整体机匣等,同时这些构件的几何尺寸又相对较小。这就要求加强小尺寸整体构件及细长构件等的数控加工及其他相关的精铸、特种焊接等加工技术的研究。7. 除上述共同的关键技术外,涡轴发动机还存在因防砂要求而涉及气固二相流的进口粒子分离技术,以及在数控系统和试验设备中必须考虑旋翼、尾桨及减速器等机械负载因素等引发的相关关键技术问题。

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  出品:科普中国

  这些成果和产品,与该院叶轮机试验研究室员工的攻坚风采、市场理念紧紧地联系在了一起。这个研究室,就是一个航空叶轮机零件、部件试验及其试验技术研究、试验设备设计的专业科室,同时又是院里一个民品研发主力单位。

  近日,航发副总经理王之林到我国航发动力所检查重点型号研制工作,王之林在动力所现场察看了重点型号试车过程,详细了解了试车现场工作流程、异常情况处置、问题记录与反馈等现场管理工作情况,并与技术人员进行面对面交流。他指出,要加强试验现场管理,提升可视化管理水平,有效提高工作效率;同时从工作流程上推进融合;要坚守当前目标不动摇,不断提升技术成熟度,坚定不移完成型号任务;要做到试车任务均衡开展,加强管理、制定措施,确保试车任务顺利完成。军事专家雷泽告诉记者,根据动力所研制工作和我国各型号发动机型号发展的规律,这个接受视察的重点型号不可能是涡扇-10B或其发展型,因为该机已经上歼-10C和歼-20战机上试飞。

  制作:铁流

  一个勇于担当、创造“第一”的团队。

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  监制:中国科学院计算机网络信息中心

  航空叶轮机,就是涡喷、涡扇航空发动机中的旋转部件。这些部件相互匹配,形成工作循环,使空气和燃气能量转化为牵引、推进飞行器的推动力。室自组建40多年以来,开创了我国航空科研领域的多个“第一”。第一个突破和掌握其试验技术,成功用于并完成我国首台中推涡扇发动机用七级高压压气机试验验证。在平面叶栅性能试验方面与德国宇航院合作,成为国内第一个在航空动力科研行业与西方同行竞技,并在该领域赚到第一笔外汇的单位。第一次攻克对转涡轮试验技术,成功完成国内首次全尺寸对转涡轮性能试验;自主设计与在建国内第一台超大功率加温加压压气机试验器,为追赶世界先进压气机试验技术奠定坚实基础。

  当然也更不可能是运20的涡扇-20发动机,因为该发动机也即将从伊尔76飞行台登上运20飞机,一些外媒刊登的照片中,西安阎良航空城运20试飞场近期出现两架没有安装发动机运20飞机,应该是正在等待安装涡扇-20发动机。军事专家告诉记者,通过比对,我们发现这个重点型号就是涡扇-15原型机试车,作为歼20发动机的配套发动机项目,涡扇-15代表了我国军用大推力发动机的最高水平,同时也是我国发展航空发动机领域最艰难的型号项目,涡扇-15大量采用了一系列新技术,自2006年核心机立项研制以来,到2011年验证机交付,再到2016年工程验证机地面试车试验完成,以及后来的原型机立项研制,已经经历了12个年,其中涡扇-15发动机在核心机阶段出现的各种问题、江油基地地面高空台试车发现振动问题,都一一解决,但四代机动力的研制难度由此可见一斑。为什么涡扇-15发动机研制如此困难呢?

  11月24日,全国工业和信息化科技创新大会在北京召开,部署“十三五”工信系统产业创新任务。工信部部长苗圩在会上说,要全面启动实施航空发动机及燃气轮机重大专项。

  室里组成攻关团队,针对某重点型号压气机试验表现出来的喘振裕度不足问题,开展技术攻关,找出了试验设备局部缺陷影响压气机试验结果的原因。通过对设备相关系统的改进设计和试验验证,解决了压气机试验喘振裕度不达标的技术难题。在长期科研试验过程中,相继填补了级间流场测试技术、压力畸变试验技术和钛火试验技术等多项国内研究空白,多次荣获部级科技成果奖。

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  苗圩说,“十三五”期间,要实现突破两机专项关键技术,推动大型客机发动机、先进直升机发动机、重型燃气轮机等产品研制,初步建立航空发动机及燃气轮机自主创新的基础研究、技术与产品研发和产业体系。

  一个追逐市场经济大潮,践行“实验室经济”理念的群体。

  军事专家雷泽告诉记者,作为我国第一种推重比10一级航空发动机,其研制难度与涡扇-10这类三代航空发动机明显不在一个等级上,用于推重比10一级发动机的风扇和压气机整体叶盘结构,用于更高推重比的风扇和压气机、甚至涡轮的整体叶环结构,与涡扇10有这个天壤之别,与常规的叶片和盘连接结构相比,整体叶盘、叶环结构除能使风扇、压气机和涡轮等部件的性能明显提高、寿命延长、可靠性大大提高以外,最突出的优势是能够减轻相应部件重量,叶盘结构可以减轻30%或更多。正在研制的铝钛基复合材料制造鼓筒或无盘压气机转子,可减重70%左右,效果十分明显,然而这些新技术带来的还有极大的研制风险,为了提高发动机推重比,增强材料强度或降低许用工作应力裕度,都会提高发动机构件的工作应力水平。

  回顾中国航空发动机研发的艰辛历程,就不能不提到涡扇6。

  在完成科研试验主业的同时,室里还利用专业人才,把试验室里的科技成果转化成有市场需求的产品,把航空叶轮机技术用于民用叶轮机产品开发。近些年,室里研发的通风机、吹雪风机、矿用主扇/局扇风机已成功用于公路、铁路隧道和矿山通风工程。

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  今天,在成都-九寨公路上1公里多长的牛角垭隧道中,自驾游者照常能呼吸到山中那甜丝丝的“富氧”;列车通过宝-成线上秦岭山区最长的15公里隧道时,旅客同样觉得空气清新。这就是叶轮机室设计制造、安装在隧道内的特种射流风机,制造出的呼吸舒畅的环境。今年,室内研发的吹扫车等民用产品也实现了销售。室里还积极利用自己在航空叶轮机非标试验设备设计与建设的经验,承揽到了多家企业、高校和业界院所的试验台设计和建设项目。同时,作为牵头单位,承担了首台套国产燃驱压缩机组研发。

  由于应力水平的提高,使构件对设计误差、材质的内部缺陷、发动机使用条件的变化及制造公差等更加敏感,也就是说,为了达到推比10一级的推力要求,发动机结构和材料的要求就越来越高,试验的失败可能性随时可能发生。此外,采用高叶尖速度、高温、高压等方式提高发动机气动性能,使现代发动机的更多的部件受到了寿命的限制。实际上,传统的航空发动机材料的发展已经接近极限水平,潜力有限,很难满足未来军用航空发动机对推重比的更高要求。

  涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上发展而来的——在普通人看来,涡扇发动机就像是由一个风扇和里面的核心机组成的。而高压压气机、主燃烧室、高压涡轮是是核心机的三大部件。高压压气机的作用是将空气源源不断的送进发动机,并将空气加压,使发动机获得充足的氧气,在将空气抽进发动机的同时,也会获得空气的反作用力,进而产生一小部分推力。主燃烧室高压空气和燃料混合燃烧的地方,产生的高温高压燃气一方面推动涡轮的运转,而涡轮通过轴承连接驱动风扇和高压压气机工作,另一方面高压燃气经过尾喷管喷出后产生推力。

  一个学习、成长环境令人羡慕的基层单位。

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  与涡喷发动机不同,涡扇发动机还有一个概念,那就是涵道比。

  这个研究室,拥有系统配套的员工培养制度。实行“季度点评”和“年终考核”,检验入职10年以内员工的技术素质提升情况。而入职3~5年的员工可以重新选择专业,完成学习、成长任务的权重大于完成科研任务;专家、老同志和作为师傅的员工完成传帮带任务的权重大于自己承担的项目,并与个人绩效挂钩。

  最后,发动机推重比的不断提高,特别是重量的不断减轻,除了采用新结构外,已经越来越多地依赖于比强度高、密度低、刚度高和耐温能力强的先进材料,例如陶瓷基复合材料、碳碳复合材料、高性能单晶等,而先进材料这一块恰恰又是我们发动机技术发展最薄软的一环,所以涡扇-15发动机坎坷是比较正常的情况,总之,发动机发展必须遵守客观规律,实际上没涡扇-15发动机在解决振动问题之后,已经在原型机研制上取得重大突破,此次试车应该是上机前的准备之一,相信在7年内涡扇-15作为歼20发展型战机的首选动力,一定会实现批量装备。(作者署名:利刃军事)

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  室里常年开办“叶轮试验讲坛”,用于交流和分享员工从工作实践中的技术经验、方法和工作中的困惑。同时,邀请高校教授和院里专家来室授课。三年来,室每年举办各类技术培训超过20次,参培人员超过150人次。

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  涵道比是指涡扇发动机的风扇空气流量与核心机的空气流量的比值。也就是经过外涵道和内涵道的空气流量的比值。大涵道比涡扇发动机油耗低、噪声小,迎风面、被弹面、雷达反射面积偏大,因而适合做民航发动机。小涵道比涡扇发动机加力推力大,推重比大,迎风面、被弹面、雷达反射面积偏小,因而适合做战斗机发动机。

  他们的人才队伍得到了快速成长,形成了层次、结构合理的梯队,一批年轻员工成为了主试验员或项目负责人。室里89名员工中,28人拥有高级职称。其中有中航发动机首席技术专家2名、一级技术专家1名、二级技术专家2名;有中航发动机首席技能专家1名,二级技能专家2名。这个室还走出了多位行业知名的叶轮机试验技术专家,成为国内这一领域的领军人物。

  在上世纪中叶,由于涡扇发动机在性能上相对于涡喷发动机具有一定优势,加上铁幕拉开后严峻的国际局势,使西方国家开始着手涡扇发动机的研发。在1948年,英国就开始研发康维涡扇发动机,美国也采用比较成熟的涡喷发动机为核心机开发新的涡扇发动机。在通过156工程建立起自己的国防工业后,中国也在上世纪60年代开始涡扇发动机的研发。

  “十二五”以来,室里试验任务年均增幅近50%,非航空产品研发任务也在年年攀升,同时还承担了绵阳新基地建设任务。而员工是“一人多岗”,要参与多个试验设备和项目的工作。室班子认为,只有不断提升团队攻坚的意志力和市场意识,坚持培养员工形成的技术内生力,才生成了战胜任务繁重、技术攻坚挑战的方法与动力。(向宏辉 代秋林)

  涡扇6的研制项目代号为910工程,于1965年完成方案论证。历经三次上马,五次转移加工生产地,并最终因为J9和强6相继下马而夭折。截至1983年,总共生产四批10台试验机,完成300项零部件试验,试验时间3万2千多小时,整机试车334.1小时。

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  涡扇6的命运如此坎坷的原因有很多,比如研发经费严重不足,这点和欧美各国同时期研发的发动机做对比就一目了然了——美国F100研发耗资11亿美元;法国M53和英国RB199发动机研制经费分别为6.99亿和6.6亿元;而涡扇6在将近20年的时间里,累计使用研发资金1.2亿元人民币,资金严重不足大幅拖累了研发进度。再比如中国航空工业底子薄,过高的目标和相对薄弱的工业基础使涡扇6的研制困难重重。

  技术指标不明确也对涡扇6的研发造成了很大影响。一会儿要求装备涡扇6的战机具有非常好的高空高速性能,实现速度3马赫,升限3万米。一会儿又要求突出亚音速、跨音速性能,要拥有很强中低空狗斗能力。这种技术指标要求也让工程师们无所适从。

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  (由于J9经过三次上马,三次下马,有多种方案,上图为J9的某一种方案模型,下图为网友根据模型制作的假想图)

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  一直以来,网络上一些声音竭力诋毁涡扇6。与此相反的是,涡扇6和涡扇10的总师张恩和却言,“涡扇6的下马,使得我们航空工业失去了一次缩短同西方差距的机会”。

  就以涡扇6饱受诟病的可靠性来说。虽然直到涡扇6下马,它的稳定性和可靠性依然无法得到充分保障,但是这不是抹黑涡扇6的理由。事实上任何一个发动机的稳定性和可靠性都是一点一滴的改进获得的,特别是在长期使用过程中不断发现问题,分析问题,解决问题。即便以美国的技术实力,F100发动机在交付部队使用后,造成多起机毁人亡事故,直接导致F15成为机库女皇,F16大量停飞。为了提升发动机的可靠性,美国用了整整10年时间。可以说,一款成熟的航空发动机是靠资金、时间、人才和试飞员的生命堆砌而成的。1984年的涡扇6缺的就是在使用中排除故障的机会——生产更多的试验机,更长的试车时间,小批量生产后不断改进、排障,正如F100在1974年至1984年间完成的事情——用10年时间提升稳定性和可靠性。

  从结果上看,即便最后涡扇6下马,中国也通过研发涡扇6获益良多,不仅锻炼了人才、培养了自己的研发队伍,还攻克了发动机启动、喘振、振动、高温等114项关键技术,其中有30多项获部、省以上“科技成果奖”,航空发动机高温轴承等3项获“全国科技大会奖”。

图片 11在新技术方面,取得了跨音速风扇、气冷高温涡轮、平行进气燃烧室、弹性支承、挤压油膜轴承等技术突破。

  新材料方面,取得了钛合金、高温合金、石墨封严等15中新材料技术成果。

  新工艺方面,取得了气冷空心涡轮叶片、钛合金长叶片模锻、薄盘和细长轴加工等17项技术突破。

  在附件方面,取得了高能电嘴、气芯加力燃油泵等9种新型附件技术成果。

  。。。。。。

中小型航空发动机的应用,填补多项空白。  这些技术成果为中国之后的国产发动机研发夯实了基础。

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  最后,我们再来看涡扇6的性能。涡扇6加力推力12.2吨,军用推力7.27吨,推重比5.93。加力油耗2.26千克/千克(推力)·小时,最大军用推力油耗0.68千克/千克(推力)·小时。最大空气流量为155千克/秒,涡前温度为1077摄氏度,推重比5.93。以涡扇6为基础的改进型涡扇6G在发动机体积保持不变的情况下,减少重量,将加力推力提升到13.8吨,最大军用推力提升到8.56吨,推重比为7.05。

  诚然,这仅仅是纸面数据,而非实际性能,在涡扇6已经夭折的情况下,已经无法用实践去证明涡扇6是否真能通过10年时间去完善成熟,更无法去揣测其实际性能了。在涡扇6已经逝去30余年,涡扇10已经守卫祖国的领空之时,606所、410厂已经用实际行动展现了自己的决心和能力,就让一切争议和评说雨打风吹去吧。

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