“昆仑”发动机的衍生发展

‘‘ 昆仑"发动机的衍生发展 严成忠 (沈阳发动机 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 研究所，沈阳 1 1O015) 严成忠(1939 J，男，自然科学研究 员。中国航空工业集团公司沈阳发动机 设计研究所型号总设计师 ，科技委主任。 主要从事航空发动机及其派生燃气轮机 的设计、研究与发展。 收稿日期：2008—1 1—25 1 引言 航空发达国家在发动机的发 展方面，普遍采取全新研制与衍 生发展“2种途径并用”的方针。全 新研制能实现技术上的大跨度飞 跃 ，但需要耗费巨额资金 、大量的 人力、物力和漫长的周期。为了最 大限度回收其技术和经济效益， 在原型发动机研制成功之后 ，紧 1口 ／ 1 1 摘要：介绍了中国首次按国军标 GJB241—1987《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动 机通用 规范 编程规范下载gsp规范下载钢格栅规范下载警徽规范下载建设厅规范下载 》的要求，自行设计研制成功的“昆仑”加力式双转子涡喷发动机的衍生发 展。解决了与现役涡喷系列发动机安装互换性的技术难题，发展出“昆仑”A／B／H系列发 动机 ，可满足多型飞机的动力需求；采用先进技术，增大空气流量、提高部件效率、减少 压力损失，发展了推力增大型“昆仑Ⅱ”发动机；沿着“航机改燃机”捷径，改进燃气发生 器，全新研制双级动力涡轮，发展了0D一1 28工业燃气轮机，已用于油田发电。 关键词：“昆仑”发动机 ；衍生发展；推力增大型 ；燃气轮机 DeriVatiVe DeVelOpment Of“Kunlun”Aer0engine YAN Cheng—zhong (sherlyang Aeroengine Research Institute，shenyang 11()015，C hina) Abstract： e se ’一des ”K nzMn”￡ 。一spo0ZⅡz￡ nen把d r6 e￡e， 耻 凡f， d『上ced z c 乱J( s cces ， f ( 5 ed(玎 d de ef0ped仅cco 白 ￡o t e， qf』 ，℃，nen拈 0厂凡 0n m f ￡凹y s 伽dr上rd GJ曰24 一87”Ge凡er spec c n_厂0r f r6 e 帆d r6Q 础 rfJe， ne ” ． e把c^ n pro6 m5 0n ns￡ Z on pZ们eme 拈 k f r6 e se es en nes 5e ce e 6een s0如ed．卯 der e”Ku凡Z n”—A }／H en nes a efoPed coM c￡ e s 蔓 p， pM如 0n reg“ remen￡s 0厂po ￡ pe rcr s．卯 r^ ￡ 0 ￡ nenf( 0 ” MnfMn口”e， ne ( 6ee eZ0ped 6y nc，℃( 西 g 。 (md l c ency ‘ c0，， or en ，redHc r g p，℃ssMr Z0sses ( 如n ced￡ec n qMes． e QD—J28 d￡ ￡，y Ig ￡M而 ne( r ed_／ ￡ e K ZMn”( roe 7 e t^ (z凡 ，_fJ ed g∞ g ne， 0r c d e s zed o 5 ng8s p0 er≠ r6 ne 倒e 6ee 叩pz ed fo po er ner 0 0 e Key wOrds： “KunIun”aerOengine：de rivative develOpment：thrust augmenta— tiOn；gas turbine 跟着进行改进改型研制[1I，衍生发 展出多型军 、民用航空发动机，及 工业与船用燃气轮机等系列化产 品，尽可能多地占领市场 ，以追求 最大利润。这种途径属于渐进式 发展 ，风险小，周期短 ，投资少，见 效快，效费比高。 “昆仑”发动机是中国第 1个 贯彻国军标(CJB241—1987《航空 涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用 规范》)，具有 自主知识产权的军 用航空发动机。在设计中，采用了 数十项先进的新技术、新材料和 新工艺，贯彻了结构完整性要求 ； 2 O9 帮3s誊 第 魏 oi．3§ 0，1 b 2 O9 在研制中，进行了数万小时的部 件试验和数千小时的整机试车及 空中试飞，使其具有了优良性能 和高可靠性。在经历了 l8年曲折 漫长的研制，通过了几百项严格、 苛刻的地面考核试验和空中考核 试飞后，成为中国第 1型走完从 自行设计到设计定型全过程的航 空发动机。这结束了中国长期以 来只能仿制、改进改型，不能 自行 设计航空发动机的历史。 2 “昆仑’’A／B／H系列发动机 研制 “昆仑”发动机(如图 1所示) 在 “三不变”(即保持与现役涡喷 发动机的最大外廓尺寸、空气流 量 、安装形式不变)的约束下 ，大 幅度地提高了中、低空飞行时的 推力，降低了耗油率，同时改善了 空中起动性能、发动机可靠性、耐 久性和维修性。用“昆仑”发动机 替换现役涡喷发动机 ，将明显改 善现役歼 x和歼 Y系列飞机的 作战使用性能。但是，由于“昆仑” 发动机的压气机较长，主燃烧室 较短 ，其位于高压压气机出口整 流器承力机匣上的主安装节比现 役涡喷发动机的后移 128．5 mm， 从而不能与现役涡喷发动机实现 安装互换。“昆仑”原型发动机试 飞时，在飞机上新增加 1个小承 力框，将主推力销后移 128．5 mm， 解决了发动机安装问题。然而，与 现役涡喷系列发动机 “安装互换 性问题”仍然存在，并成为“昆仑” 发动机在其它型歼x和歼Y系列 飞机上更广泛应用的最大障碍。 为尽量减少飞机换发的改动 量 ，从 1999年起 ，就开始组织有 关”昆仑”发动机与现役涡喷系列 发动机安装互换性的技术攻关_31， 并与飞机设计部门进行技术协 调，力求通过修改发动机来适应 歼 x和歼 Y系列多型飞机不同的 安装使用要求 ，从而衍生发展了 “昆仑”A／B／H系列发动机。衍生发 展工作是在保持发动机性能、基 本结构均与原型发动机相同的前 提下进行的，主要对发动机外部 进行适应性改进，重点解决与现役 涡喷系列发动机的安装互换。与原 型发动机相比，其主要变动如下： (1)新设计 了桥式主安装节 (如图2所示)，装于高压压气机 前、后安装边之间。将主安装节位 置前移 128．5 mm (如图 3所示)； 同时，将主固定面两侧拉杆安装 点前移 l1 l mm，将辅助安装节位置 前移 5mm，径向尺寸缩小 7．5 mm， 以保证所有安装点与现役涡喷发 动机位置完全相同，满足安装互 换的要求。 (2)部分附件做适应性更改， 采用了与现役涡喷发动机相同形 式的燃滑油附件，取消了原型发 动机的钢滑油箱 、高压燃滑油散 热器等 6型附件。 (3)因安装空问受限，压缩了 限温／防喘控制器、主点火装置等 附件的外廓尺寸。 (4)为提高可靠性与维修性， 优化了发动机外部管路和电缆布 局的设计，将外部导管数量减少 1／5： (5)为满足与不 同长度的各 型现役涡喷发动机安装互换的要 求，将低压压气机进气处理机匣 设计成长、短 2组，可按需选用。 (6)为避免发动机主点火器 与飞机上的发动机安装滑轨干 涉，将 2个主点火器的周向位置 夹角由 168。改为 12O。。 与此同时，还对涉及发动机 可靠性的某些结构细节进行了完 善设计，主要改进项 目如下。 (1)针对某型现役发动机低 压压气机第 1级盘与叶片多次出 现的裂纹问题 ，对“昆仑”发动机 相应部件采取了预防性改进措施： 增大轮盘的前、后缘板与辐板转 接圆弧半径(如图 4所示)，改善 了轮盘缘板的刚性，使叶片榫头 图 1 ‘‘昆仑”航空发动机 图 2 桥式主安装节有限元模型 图 3 “昆仑”发动机的主、辅安装节轴向位置 杆 受力均匀，减小了叶片根部叶背 中央的应力水平 ；同时，完善了转 子叶片 ／榫头转接处及轮盘榫槽 底部的结构细节设计 ，减少了该 处的应力集中，使轮盘槽底最大 应力降低 21％，轮盘低循环疲劳 寿命提高 1．5倍。 虚线为原设计 尺寸轮廓 图 4 低压压气机第 1级轮盘 局部结构改进示意图 (2)为解决主燃烧室火焰筒 局部裂纹问题，在火焰简肩部酌 增冷却气量；改进燃油总管的制 造和装配工艺，减少变形和残余 应力；改进出口内定位环抗振设 计，防止了高周疲劳裂纹。 (3)为解决第 3号轴承涨圈 磨损，滑油含铁量超标问题，适当 调小涨圈前、后的压差，并改善表 面润滑质量。 (4)优化调整自动控制系统， 解决了空中惯性降转起动热悬挂、 高空 Ml5飞行超温、高空发动机加 速停车等故障，使发动机稳态和瞬 态工作可靠性得到全面改善。 虽然“昆仑”原型发动机已完 成了大量试验 ，但还是对“昆仑” A／B／H系列发动机所有改动的部 分重新进行了试验验证。其中，按 “研制要求”和“型号规范”规定的 改动件考核试验有27项，例如桥 式主安装节的强度、刚度及 LCF (低循环疲劳 )试验 ；低压压气机 第 1级盘的超转 、破裂及 LcF试 验。其中LcF试验是按设计总寿 命的2倍循环数进行的。各项试 验结果符合型号规范要求。在部 件试验的基础上，又进行了整机 试车和试飞的严格考核。上述试 验和试飞为衍生的 “昆仑”A／B／H 系列发动机的可靠性、耐久性、稳 定性奠定了良好基础。 改装和试飞的实践证明，“昆 仑”A／B／H系列发动机能满足各型 歼 x和歼 Y系列飞机 的作战使 用要求，不但能明显改善其飞行 性能，而且可与其各型现役涡喷 系列发动机实现安装互换，大大 减少了飞机换发改装工作量。 3 “昆仑 lI”——推力增大 型发动机研制 在“昆仑”系列发动机的基础 上，发展了“昆仑Ⅱ”——低风险 的推力增大型发动机。其指导思 想是 ：尽量继承“昆仑 ”系列发动 机的成熟设计；在不牺牲发动机 工作适用性 、可靠性和耐久性的 前提下，通过采用先进技术，增大 发动机空气流量，提高部件效率， 减少气流损失，进而显著提高发 动机推力，适当降低耗油率和减 轻质量。 3．1 主要改进措施 3．1．1 重新设计低压压气机 “昆仑”发动机低压压气机的 进 口级转子叶尖切线速度较低 ( ≤398 m／s)；而第 3 4级的流 道下压(如图 5所示 )，以便与高 压压气机进口圆滑转接。在这样 的约束条件下，既不许超转，也不 增大外径，还要达到较大幅度的 性能改善 ，确属 1项非常困难的 设计挑战。为此，在重新设计中采 用了下列先进技术和措施 ： (1)4级低压压气机采用全三 1己 ／ 1] 维有黏气动设计技术进行优化设 计。 图 5 新 4级低压压气机流路 (2)第 1、2级转子叶片加宽 弦长 (弦长轴向投影分别加宽 l6 mm和 9 mm)，以维持较大的喘振 裕度、增强抗畸变和抗外物损伤 能力；相应地，压气机轴向尺寸向 前加长 l6 mm，第 1级静子叶片 弦长轴向投影减少 9 mm。 (3)第 3、4级静子采用先进 的弓形静子叶片设计 (如图 6所 示 )，以消除常规静子叶片的根部 气流分离，提高失速裕度。 图 6 弓形静子 (4)优化设计处理机匣，以改 善抗畸变能力，增大中、低转速下 的喘振裕度；与第 1级转子叶片 的差频排列技术相结合 ，有效防 止叶片颤振。 (5)对全部叶片，在典型飞行 状态下，进行三维有限元强度计 算 、振动和颤振分析。 对修改后的低压压气机进行 了全尺寸性能试验、级间气动参 数测量、进口流场畸变性能试验， 全尺寸、全转速叶片动应力测量， 转子叶尖振幅光导纤维非接触监 测 、各级压力脉动测量。试验结果 ：“ ” 芏 3．1．5 减轻发动机质量的措施 为减轻发动机质量，提高发 动机推重比，将低压压气机第 1级 转子叶片、盘以及高压压气机第 6、7级转子叶片、盘 、鼓等零部件 的结构材料，由原来的合金钢改 为钛合金和高温钛合金。 3．2 验证机试车 为验证推力增大型的总体气 动 设计方案 关于薪酬设计方案通用技术作品设计方案停车场设计方案多媒体教室设计方案农贸市场设计方案 的综合效果，将已工 作 350 h的“昆仑”发动机改装成 推力增大型发动机的验证机 ，对 该验证机采取了上述前 4项改进 措施。于 2003年和 2005年进行 了 2次验证机试车，主要试车内 容为起动试验、稳态性能调试、加 速性试验。试车取得圆满成功，各 项性能指标达到或超过设计值，试 车数据有良好的重复I生。发动机主 要性能的改善幅度见表 1。 表 1 验证发动机主要性能 参数的改善幅度 性能 最大 最大 中间 中间 参数 推力 耗油率 推力 耗油率 过设计值，表明“昆仑Ⅱ”发动机 的性能还有一定裕度。 发动机外廓尺寸、安装节位 置及形式均与“昆仑”系列发动机 的相同，具有安装互换性。 “昆仑 Ⅱ”发动机保留了维护 性好的优点：脱后机身不必拆承力 环和机尾罩；对于双发飞机 ，其 左、右发动机主机能互换，可以减 少备份发动机的数量。 4 QD128燃气轮机研制 0D一128燃气轮机 (如图 11 所示)是按 “军用技术向民用转 移”的方针，由“昆仑”发动机派生 发展的中国第 1型具有完全自主 知识产权的工业燃气轮机 。 +6 8％_9 l％+6．5％一5．1％ 4．1 ． +6．8％—9 ％手6．5％一5．1％ 斗．1 露 | j 从表 1可以看出：在推力大 幅度提高的同时，耗油率显著降 低，经济性得到明显改善。在相同 载油量的情况下，可增大飞机航 程和作战半径 ，缩短起飞滑跑距 离和提高爬升率等。 值得指出的是，在发动机转 速比原型机还低 2％，且涡轮排气 温度未超过设计值的情况下，发 动机的性能已达到或超过设计指 标。这表明其可靠性和耐久性将 可能优于原型机的。在 1台性能 已衰减的旧发动机基础上改装的 验证机，首次装配试车性能就超 图 11 QD一128燃气轮机 基本数据 在国际 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 大气条件下 ，该 燃气轮机的基本数据见表 2。 表 2 QD128燃气轮机基本数据 参 数 基本 负荷 尖峰 负荷 输 功率(kW) 热效率(％) 燃气发生器大修间隔 时间(h) 动力涡轮大修间隔时 间(h) 燃气发生器总寿命(h) 动力涡轮总寿命(h) 12800 13200 28．5 30 ≥6000 20000 4O00O 100000 1 4 ／ 1 5 (1)降低最高工作转速(降低 了约 1000r／min)； (2)降低最高涡轮前温度(降 低了约 150 K左右)； (3)燃烧室改为可使用天然 气和燃油 2种燃料； (4)发动机的附件传动机匣、 密封系统、空气系统、润滑系统、 起动系统做适应性修改； (5)新设计全权限数字电子燃 料调节系统和安全运行保护系统； (6)为降低成本，某些冷端机 件改用较便宜的材料。 与母型航机相比，燃气发生 器的最高工作转速和涡轮前温度 都有较大幅度的降低，从而使转 子的最大离心负荷、热端件的最 高热负荷 ，以及所有机件的最大 气动负荷都相应较大幅度地减 小，从而有利于大幅度地延长使 用寿命。由于燃气发生器约有 85％～90％的零、部件与母型航机 的相同，因此，燃气发生器的部件 性能和结构试验可以大大简化 ， 或直接沿用母型航机的大量试验 结果，有利于获得好的可靠性。较 高的继承性和通用性，亦可降低 研制和生产成本。 4．2．2 动力涡轮设计特点 动力涡轮气动力设计采用全 三维有黏气动力计算程序、叶型 后部加载、复合弯扭导向叶片、叶 片尾迹管理等先进技术，使 2级 亚声速动力涡轮效率高达 91％以 上，比英国斯贝 sKl5HE的 2级 动力涡轮效率高 4个百分点。 结构设计则充分吸取国际知 名工业燃机的经验，突出高可靠 性和长寿命。动力涡轮为由后输 出轴悬臂支承的 2级轴流式 自由 涡轮(如图 13所示)，由进气扩压 器、导向器、转子、轴承系统及排 气蜗壳等部分组成。2级动力涡轮 转子之间及盘轴之间皆用能 自动 对心的圆弧端齿传扭；2级工作叶 片均带高减振性锯齿冠 ；选用承 载能力强的工业滑动轴承；5片 1 组复合弯扭精铸导向叶片，漏气 少，径向可自由膨胀。对动力涡 轮，采用全三维有限元应力分析 技术，进行强度、振动和寿命设 计。排气蜗壳内设有低流阻排气 扩压器。 4．3 试验 航机已进行的大量零 、部件 和整机试验，为QD一128燃气发 生器的可靠运行奠定了较好的基 础。QD—l28燃气轮机在出厂之 前 ，对改动的有关部件和针对燃 气轮机的使用要求进行了必要的 试验，对整台机组的协调运行进 行了调试。由于厂内没有天然气 源，试验都是用航空煤油作燃料 进行的。 4．3．1 零部件和分系统试验 主要有燃烧室点火试验 、全 环形燃烧室温度场试验、压气机 叶片清洗装置试验、动力涡轮叶 栅吹风和转子叶片的振动疲劳试 验、改进的润滑系统及轴承试验 、 石墨涨圈试验、液压马达起动系 统试验 、燃料系统试验 、全权限数 字电子调节系统及安全运行保护 系统试验等。 图 13 动力涡轮示意图 4-3．2 燃气发生器试 验 对不 装动 力 涡 轮、改装航机的可变 面积喷管单独进行燃 气发生器的调试，是 燃机试车中不可缺少 的重要步骤。进行了 燃气发生器的起动 、 稳态运转 、转速递增 与递减 ，各种控制功 能的检查和调试。对 各截面压力 、温度 ，整机振动，关 键部位的腔温 、腔压 、壁温，排气 温度场 、各系统监控参数，及整机 的燃气功率和耗油率等主要性能 参数进行了测量。调整了燃气发 生器的工作状态，使产生的燃气 功率达到了设计值。 4．33 燃气轮机组“零负荷”运转 试车 由于动力涡轮部件的 “热吹 风运转”试验设备尚未建成，只好 用整个机组的“零负荷”运转试车 代替，以便对动力涡轮的制造 、平 衡和装配质量进行检查 ，并对其 机件进行初步磨合；对动力涡轮 的有关腔温、腔压 ，及润滑系统的 有关参数进行测量，检查其可靠 性 ；在零负荷下缓慢递增转速 ，直 至动力涡轮最高设计转速 ，检查 其振动特性。 4．3．4 燃气轮机机组有负载试验 用 wP6发动机的压气机作 为负载，通过专用增速齿轮箱与 动力涡轮相联，进行整个机组的 有负载试验。经过几次调试，便达 到 了设 计 转 速 和 设 计 功 率 。 QD一128燃气轮机机组从设计到 厂内试验 、达到设计转速和设计 功率，仅用了 3年时间，足以显示 出“航机改燃机”的优越性。 4．3．5 机组在油田安装调试和并 网发电 在出厂前，根据燃油和天然 气的热值、比重等参数存在的差 别 ，设计 、制造并更换上天然气总 管和喷嘴。在油田现场，机组的工 作条件与厂内试验的差别主要 是：(1)使用天然气作燃料；(3)机 组安装在箱装体内；(3)配有负载 式发电机；(4)改用减速齿轮箱。针 对上述差别，在完成了基础设施 建设和配套系统的安装调试之 后，用天然气作燃料 ，完成了 3次 共 72h的并网发电运行试验。 2003年，第 l台 QD—l28燃 气轮机发电机组在中原油田濮阳 文留发电厂(如图 l4所示 )并网 发电成功；2006年 8月，第 2台 OD一128燃气轮机发电机组在大 庆油田并网发电成功。 下一步 ，将“昆仑 Ⅱ”发动机 的先进部件和先进技术应用到 0D—l28燃气轮机后，燃机的输出 功率和热效率将有显著提高。基 本 负荷 的输 出功 率 可 提 高 到 图 14 以 QD一128燃机为动力的 濮阳文留发电厂 (上接第 29页 ) (3)在地 面 中问状态 、0。 测 量角度下，尾喷流的辐射约占总 辐射强度的9％，加力状态下尾喷 流的辐射约占最大值辐射的23％。 随着测量角度的增大，气体辐射所 占比例有所增大。如图 10所示。 角度 (。) 图 10 尾喷流辐射占总辐射的百分比 5 结论 本文应用数值模拟的 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 ， 13600 kw，热效率为 30％；而尖 峰负荷的输出功率能达到 15000 kw，热效率为31％。QD一128燃气 轮机的研制是 “航机改燃机”的 1 个成功范例。 5 结论 (1)自“昆仑”发动机设计定 型以来，产品系列化衍生发展工 作取得了令人振奋的进展。解决 了与现役涡喷系列发动机的安装 互换难题 ，衍生发展出 “昆仑” A／B／H系列发动机，满足了多型飞 机对动力的不同需求。 (2)通过采用先进技术 ，增大 发动机空气流量，提高效率 ，减少 损失 ，发展了推力增大型 “昆仑 Ⅱ”发动机。验证机试车证明，各 项性能指标达到或超过设计值。 在不牺牲发动机工作适用性、可 靠性和耐久性的前提下 ，推力大 幅度提高，同时耗油率显著降低。 计算了某涡扇发动机排气系统的红 外辐射特征，得到了在3-0～5．0 m 波段内的光谱辐射特征曲线及总 的辐射强度曲线。 主要结论是： (1)该发动机排气系统在 = 方向上红外辐射强度最大，发动 机前半球的辐射要远远小于后半 球的辐射。 (2)在 3．0～5．0 m波段内， 光谱辐射强度在4-3 m左右有较 强的吸收，在 4．12 m和 4．6 m处 气体有发射，其中加力状态形成 的2个波峰较为明显。 (3)加力状态下的红外辐射 总强度约为非加力状态的 10倍， 加力状 态的辐射强度在 0。 ～ 90。都很大 ，而中间状态下的辐 1 6 ／ 1 7 (3)沿着“航机改燃机”的捷 径改进燃气发生器，全新设计了 高效、长寿双级动力涡轮，发展了 0D一128工业燃气轮机，已用于油 田发电。 (4)“昆仑”发动机 自行研制 和衍生发展的实践经验进一步说 明，采取全新研制与衍生发展“2 种途径交替并用”的方针是快速、 高效发展航空发动机的成功之路。 参考文献 [1】梁春华，沈迪刚．F110、F404发动机 的衍生发展之路 『J1．国际航空，2003 (1)：52—54． 【2]Wadia A R．F110一GE一129EFE— Enhanced Power Thr0ugh Low Risk Derivative Techn0l0gy 【R]． ASME 2000一GT一0578 [3]严成忠．QD一128—— 一种由航空发 动机派生的轻型燃气轮机 [c]．陕西 省／辽宁省工程热物理学会第三届 学术会议论文集，2【)(】3．1—6． 射强度在 0。很大，随着角度的增 大辐射强度值急剧减小。 参考文献 [1 J刘友宏，邵万仁，张锦绣．发动机排气 系统及尾喷流的流场和红外特征数 值模拟 lJ1．航空动力学报 ，2008，23 f4)：591—597． [2】Barth T J，Jespersen D．The design and applicati0n of upwind schemes on unstmctured meshes lJ】． AIAA一89— 0366．1989． 『3】SiegeI R，H0weIl J R．Tlherrnal radiati0n heat trans r (4th editi0n)．Tayl0r& Francis【M】．New York，20O2． [4】刘友宏．离散光谱分辨率对喷流红外 特性 FVM计算 的影响 航空动力 学报，2008，23(3)：436—422．