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转载 西方及中国的军用涡扇航空发动机技术资 转载 西方及中国的军用涡扇航空发动 机技术资 [转载]西方及中国的军用涡扇航空发动机技术资料收集与对 比2 2010年11月27日 EJ200加力涡轮风扇发动机 牌 号 EJ200 用 途 军用涡扇发动机 类 型 涡轮风扇发动机 国 家 国际合作 厂 商 欧洲喷气涡轮公司 生产现状 研制中 装机对象 欧洲战斗机EF2000 研制情况 EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗•罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA 计划 项目进度计划表范例计划下载计划下载计划下载课程教学计划下载 ，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200 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 验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生产型EJ200。 在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如:平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大于 和高效率的宽弦叶片、三维有0.5MMH**/EFH。采用的新技术主要有:损伤容限 粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200研制计划之前英国罗•罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。为EJ200打下技术基础。 除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有:垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA战斗机。 结构和系统 风 扇 3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。 压比约4.0。 高压 压气 机 5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。 燃烧 室 环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。 高压涡轮 单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料 U720。 低压涡轮 单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。 加力 燃烧 室 燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。 尾喷 管 全程可调收敛-扩张式。 控制系统 FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。 滑油系统 零过载或负过载滑油系统。 最大加力推力(daN) 9000 中间推力(daN) 6000 加力耗油率(kg/daN/h) 1.66,1.73 耗油率(kg/daN/h) 0.74,0.81 推重比 10 空气流量(kg/s) 75,77 涵道比 0.40 总增压比 26.0 涡轮进口温度(?) 1477 最大直径(mm) 863 长度(mm) 3556 质量(kg) 900 在发美国的发动机之前先看看国产的一些战斗机用航空发动机的情况 飞豹的新心脏 ——涡扇9(WS9)改进型秦岭MK220涡扇发动机 “斯贝”引进专利，全国产化后的“秦岭”WS9涡扇发动机，成为“飞豹”歼轰机的不二之选。 “秦岭”MK220涡扇发动机在保持WS-9发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对WS-9(斯贝MK202)原型机进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了法国M53-P2发动机的技术水平。“秦岭”MK220发动机从1994年开始进行原型机研制到2005年通过设计定型审查，历经12个春秋。 国产涡扇-9最大加力推力9305千克(91.189千牛)，最大军用推力5557千克(54.4586千牛)，中间状态推力4692千克(45.9816千牛)，最大连续推力4692千克(45.9816千牛)，最大军用耗油率0.67千克/ daN小时，最大加力耗油率2.02千克/千克/小时，推重比5.05，空气流量92.5千克/秒，涵道比0.62，总增压比20，涡轮前温度1167摄氏度，直径1093.32毫米，最大长度5205毫米(喷口全张开)。从数据来看，涡扇-9的推力固然无法与AL-31等先进发动机相比，但以当时的技术水平已经相当不错了。尤其耗油率则远远优于当时国内的涡喷发动机，使得歼轰-7的航程得到了保证。从弹程指数(载弹 ，“飞豹”的弹程指数为3150t•km，”狂风“为3120t•量与作战半径乘积) km,F/A-18为2960t•km。 “秦岭”MK220涡扇发动机在WS-9原型机的基础上作了如下几个方面改进: 1. 采用全新设计研制的带气动雾化喷嘴的环形燃烧室，高压涡轮叶片采用气膜加对流复合冷却技术。 2.对风扇，压气机的结构重新进行了设计，在设计过程中借鉴了国外一些先进涡扇发动机的结构设计 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 ，风扇由原来的5级改为4级，高压压气机由12级改为10级，风扇和压气级数减少了，但总增压比却提高了，由原来的20增加到21.5，空气流量由原来的92.5公斤/秒增加到96.9公斤/秒。 3.采用鱼鳞板结构的收敛--扩散超音速尾喷管。 通过上述改进，秦岭MK220发动机效之原WS9推力进一步提高。 技术参数: 最大加力推力(daN) 9800 中间推力(daN) 6370 加力耗油率(kg/daN/h) 2.02 耗油率(kg/daN/h) 0.67 推重比 6.55 空气流量(kg/s) 96.9 涵道比 0.62 总增压比 21.5 涡轮进口温度(K) 1550 最大直径(mm) 1095 长度(mm) 5211 质量(kg) 1527 涡扇13(WS13)天山发动机 主要性能数据: 机长4.14米 最大外直径1.02米 交付使用重量1135千克 推重比7.8 加力推力8813千克(86.37千牛) 加力耗油率2.02千克/十牛•小时 最大状态中间推力6710千克(56.75千牛) 最大状太中间推力耗油率0.73千克/十牛•小时 巡航推力5225千克(51.2千牛) 巡航推力耗油率0.65公斤/十牛•小时 进气量80千克/秒 函道比0.57 涡轮前温度1650K 总压比23 大修间隔810小时 总寿命为2200小时 该发动机采用三级轴流式宽弦实心钛合金的风扇叶片，经两极电化学处理的整体叶盘结构，风扇前有电脑控制的可变弯度导流叶片，扩大风扇稳定工作范围。8级轴流式高压压气机(前三级为可调导流叶片)单级低压涡轮采用空心气冷转子叶片，单级高压涡轮为单晶涡轮叶片和导向器叶片，环形燃烧室，有叶尖间隙控制的空气热交换器，综合数字式全权限控制系统。齿轮箱和附件位于发动机的下方，性能先进的微型涡轮辅助动力装置。大部分零部件可以利用RD33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的。外廓尺寸相近，引进了改良后的RD33的大部分生产工艺设备对一条WP13生产线进行技术改造，俄方负责培训技术人员和部分工人，培训完一批工人连设备一起运回，安装调试进行生产，合理安排各部件生产进度，交叉并行进行。由中俄双方在RD33的设计基 础上，对局部结构设计进行改良。2004年已经点火，2005年8月也完成定型任务。现已进入零件组装阶段。WS-13将命名为“天山21”。 传说中还在继续完善之中的涡扇十(WS10)“太行”发动机 源渊: 八十年代初期，中国航空研究院606所(中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所)因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一;二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果(如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404)，对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句 题 快递公司问题件快递公司问题件货款处理关于圆的周长面积重点题型关于解方程组的题及答案关于南海问题 外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。 结构: 涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。涡扇10A的制造工艺与 F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接 整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜"三合一"的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇 10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。 涡扇10的性能: 空气进量 100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750K，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下:高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，增压比30，323 m/s和334 m/s，空气流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。 涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加 Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。 由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL-31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL-31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5(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 ，非俄式标准)，全加力推力为 13200千克，重量比AL-31F要轻。相比之下，AL-31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1(国际标准，俄式标准为8.17)，全加力推力 12500千克;F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57(国际标准)，全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A 性能要远高于AL-31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。 涡扇10性能如何,对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的 WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比， AL-31F四级LPC获得3.6(级压缩比1.377)，印度GTX-35VS三级LPC为3.2(级压缩比1.474)。各位认为合理吗,叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS(3 LPC + 5HPC)的TPR~21，AL-31F的TPR~24(4 LPC + 9HPC)，F100-PW-100的TPR~25(3 LPC + 10 HPC)。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。 涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。 涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。 单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像 F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。 涡扇10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。 涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，涡扇10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。 区别: 网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU―27上试验，该机已于2000年定型。 时间: 涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU―27上试验，在与AL-31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年(制2003年，嘎子注)能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。 由于很多资料尚在保密中，虽说我手头能搞到确切的“太行”数据，但出于保密方面的原因，本人在这里只好发大致推测数据了: WS10是三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功率高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。由于运用了高推预研的先进成果，总压缩比、效率、喘震余度高于俄罗斯AL-31F发动机，总压缩比与美国F110发动机相似，达30以上。 涡轮前温度为1747K 推重比为7.5(国际标准，非俄式标准) 全加力推力为 13200千克(129.36千牛) 重量比俄罗斯AL-31F发动机要轻。相比之下，俄罗斯AL-31F发动机涡轮前温度只有1665K，推重比7.1(国际标准，俄式标准为8.17)，全加力推力 12500千克(约122.5千牛); 美国F110发动机的涡轮前温度为1750K，推重比为7.57(国际标准)，全加力推力为13227千克(约129.624千牛)。 总体比较，太行发动机的性能要稍高于AL―31F，与F110相似。 特别声明: 1:资料来源于互联网，版权归属原作者 2:资料内容属于网络意见，与本账号立场无关 3:如有侵权，请告知，立即删除。