风之心(下)

2017-03-06 18:56:13 航空世界 2016年12期

火心2000

在世界航空工业领域,美国向来领跑,苏/俄紧随其后。而同处一极的欧洲诸雄因诸多原因则长期不能与上述两强抗衡。这点在战斗机研制领域也是如此。不过,凭借联合之势,倒也精品频出,例如“狂风”“台风”战斗机。向来特立独行的法国长期对自由独立的坚持,也建立起了世界级的完善的航空工业体系。早期凭借“幻影”系列战斗机奠定了“高卢雄机”的世界地位,而后的“幻影”2000战机也能在世界刮起三角翼传奇,世纪之交的“阵风”战机更是在航空工业界占据了一定的地位。

作为欧洲最为顶级的航空工业流派,法国一向特立独行,颇具法兰西风采;其他西欧诸雄基本都是联合作战。这在航空发动机领域也不例外。法国始终坚持自己单干,研发了阿塔系列、M53、M88系列发动机;而另外诸雄在联合研制“狂风”“台风”战机之时,发动机也采取了联合研制方法,研制了RB199、EJ200发动机。花开两朵,各表一枝,现在我们来看看欧洲联合研制的“风之心”——RB199与EJ200发动机。

总体性能

作为集西欧四国大成,EJ200是新一代中推发动机的杰出代表,可谓是航空工业的尖端技术的巅峰之作。在研发EJ200时,四国抛开先前他们合作的RB199发动机的技术框架,采用双转子结构,利用航空材料、气动技术的进步,重点突出超声速作战能力,提高发动机的单位推力,简化整体结构,减少零部件数量,取得了令人满意的效果。

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EJ200发动机的操作性、适用性

1.可靠性

·平均無故障间隔(MTBF):大于100EFH(发动机飞行小时)

·空中停车率:小于0.1/1000EFH

·发动机非计划换发率:小于1.0/1000EFH寿命(FOC标准)

·热端部件寿命2000EFH

·发动机设计总寿命高达6000EFH,大约相当于30年的使用寿命(已每年200EFH计算)

2.维护性

·单元体结构:发动机快速修复能力

·先进的视情维护

·方便使用的外场可更换件(LRI)

·广泛使用孔探仪

·发动机拆换时间小于45分钟

3.后勤保障

·使用普通维护工具

·容易培训

·较少的直接维护工时/发动机飞行小时

·发动机可互换

4.发动机状态监控

·全权限数控装置

·发动机健康状况持续监测与事件报告功能。

技术特点

EUROJET在设计之初便为EJ200定下模块化设计的总基调,整机由15个单元体和数字式发动机控制器及监测单元组成。研制中充分吸取当时航空工业的先进技术,大量使用先进的气动、材料、工艺、冷却等技术,并运用一体化研制方案,从而大幅度缩短研制周期(和传统研发模式相比),减少了研发经费。研发中EUROJET十分注重先进技术与成熟技术的紧密结合,充分优化前期在RB199发动机合作中所取得的技术经验,并大力借鉴罗罗公司在民用发动机领域的顶级技术,合理安排新技术的应用比例,严格遵守循序渐进的原则,逐步扩大原则,所有部件需经充分验证后方能装机使用;同时在研制过程中,经历大量严苛的试验以及飞行考核,确保发动机的可靠性、耐久性、适用性均达到国际先进水平。正是基于这样的总体指导思想,最终打造出了一台综合性能突出,寿命长、寿命周期费用低的先进军用发动机。

从总体结构分析,EJ200为双转子、小涵道比、混合排气的涡扇发动机,设置了前后两个主承力框架(即中介机匣框架与位于高低压涡轮之间的涡轮级间框架)、5个转子支撑点、两个滑油腔。发动机采用了3级风扇,5级高压压气机,短环形主燃烧室。高低压涡轮各一级,平行进气式,带镜像火焰稳定器的加力燃烧室以及收敛—扩散喷管。

压气机系统——风扇、高压压气机(德国MTU Aero公司、英国罗罗公司)

作为整个EJ200发动机中的最具技术含量的关键部件,压气机的研发,当然是由业界大佬罗罗公司担当,德国的MTU公司也参与此项工作。EJ200在设计之初就定位于未来21世纪的先进发动机,因此,在研制中基本推翻了此前合作产品RB199发动机的技术框架,引入了全新的设计手段(三元黏性非定常计算叶片造型)。提高了增压比(提高了叶尖切线速度,增大了扩散因子),总压比达到26,平均级压比超过1.5。更让人叹为观止的是这样的总压比级别仅采用8级压气机便达到了。美国同级别的F414发动机(F/ A-18E/F战斗机的动力系统)则是10级,级压比1.4;法国“阵风”战斗机的动力系统M88发动机为9级,级压比1.427。EJ200的级负荷水平虽然提升许多,但部件效率及喘振余度高,稳定工作的能力不减反增。现简单介绍压气机的各个分系统。

1、三级轴流式风扇

风扇采取整体叶盘(Blish)结构,应用三维计算流体力学(CFD)气动设计,跨声速宽弦风扇叶片(3级转子叶片数分别为20、30和40片),可以在增加效率、提高强度的同时减轻重量。整台风扇转子为悬臂支撑,进口直径为740毫米,单元体长度700毫米。

为了简化发动机结构,风扇取消了支承点(即进气匣处不用设置1号轴承)。EJ200之所以能有如此设计,是因为其风扇叶身上没有设置窄弦叶片常见的阻尼凸肩,进气机匣也没有设置导向叶片,而增压比与平均级压比分别达到了4.211和1.6147。同时,风扇在设计转速下,还保有了20%以上的喘振余度。因此,即使取消了进口可变弯度导叶(VIGV),发动机仍具有良好的稳定工作能力。所以便取消了1号支承点。

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VIGV是航空发动机中经常使用的防喘振措施。一般由前部固定的支板、后部连接可改变角度的导向叶片以及操作机构等组成,其主要作用是当进气条件处于非设计工况时,调整导叶角度以改变气流方向,保证发动机能够稳定工作。国际上同类型发动机,例如美国的F414-GE-400、法国的M88-2发动机都采取了这样的设计。一般安装VIGV的进气机匣在正常情况下还是发动机的主要承力框架,前缘固定的支板作为对外传力部件,传递风扇前支点(即1号轴承)的负荷。

作为面向21世纪的先进发动机,欧洲四国对EJ200是呵护有加,尽量采取了当时四国在航空工业所能取得的最顶级技术。不过,EJ200也并不是一味的采取全新技术,仍采用了部分看似落后,但却十分成熟的设计方案。如在防喘增稳方面,EJ200的一级风扇机匣沿周向设计了机匣处理装置,即在机匣内壁对应风扇转子的部位开设处理槽,让气流周期性的进入处理机匣,然后从前端再射入主气流,形成叶尖区的一股回流。这种设计多见于涡喷发动机,在涡扇发动机上基本不采用(在新一代军用涡扇发动机种,只有EJ200和苏联/俄罗斯的RD-33发动机采用)。与实壁机匣相比,EJ200的这项大巧若拙的设计能够有效延迟压气机不稳定工况的发生,显著增加喘振余度。同时,构造比较简单,对于发动机的重量、结构等影响不大。

风扇机匣采用钛合金制造,沿轴向分成4段圆环,机匣上焊接有静子叶片(整流叶片)。在进气机匣的外壁铣出网格状加强筋以提高机匣强度,第二级处设有引气口,用于向飛机燃油箱增压。

2、五级轴流式高压压气机

该压气机分为3个部分:前转子(由第一二级组成,全部由钛合金制造,第一级转盘带短轴,短轴前部加工出圆弧端齿)、后转子(由第四五级组成,并带后锥轴,轮盘材料是Inconel高温合金制造),以及单独的第三级钛合金叶盘。

前转子的两个轮盘经电子束焊(EBW)形成一个整体,后转子采用惯性摩擦焊(IFW)焊接,再用短螺栓将两段部件与第三级叶盘装配成一个完整的5级轴流式高压压气机转子。高压压气机第三级设置引气出口,引出的空气(390℃)用于冷却低压涡轮静子(导向器);第五级空气则提供给燃烧室(气膜冷却)、低压涡轮转子等。

高压压气机的总压比6.2,级压比1.44,压气机出口总温773.15K,总压2.7兆帕,采用等外径的气流通道。EJ200在设计之初,为了降低技术难度,缩短研发时间,采用了两级可调静子。不过,在随后的大量试验中发现,仅用一排调节机构就能满足压气机在各种转速下具有较好的稳定工作能力,于是,全台压气机一共采用了一级可调静子(0级——压气机进口可调静叶)。整个压气机的叶片均按照三元流设计的小展弦比叶型。压气机的前三级都是采用整体叶盘结构,减轻了部件重量。

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压气机系统使用的先进技术

作为EJ200发动机最核心的部件,四国采用了当时其所取得的所有最先进的技术,倾力打造,提高稳定工作余度,同时保持其设计性能。

整体叶盘(Blisk:Bladed-Disk):

顾名思义,整体叶盘是将转子叶片同转盘做成一个整体的形式,它是目前新型航空发动机的重要技术。EJ200的3级风扇、高压压气机的前3级均采用整体叶盘,还计划将后两级也改为同样结构,使之成为全整体叶盘的发动机。

相对整体叶盘的一体式结构,传统叶盘的连接方式是将叶片榫头安装在转盘榫槽中,再用锁片将其固定。这样“拼装”结构,增加了部件重量、零部件数量。同时每个零部件之间也存在一定的间隙。高压压气机一直都处于高速旋转、高温的苛刻工作环境中。炙热的热气流在这些间隙中流窜,影响压气机的正常运转。而整体叶盘则无需加配榫头、榫槽,零部件尺寸也所减小,减重效果也是十分理想(有资料称,两者相比可减轻一半的重量)。因此,整体叶盘也成为了当今先进航空发动机的标配技术之一了。

既然整体叶盘具有如此多的优点,那为何在航空发动机工业方面却为何不大规模普及呢?这主要是因为整体叶盘存在两大障碍:一是加工问题,二是维修问题。一旦出现叶片受到损伤需要更换时,榫槽连接的叶盘可以单独更换受损零件,而整体叶盘是无法拆卸叶片的。如果没解决维修的配套工作,那么整个叶盘就全部报废。因此,直到20世纪90年代,世界几大航空发动机工业强国在整体叶盘方面取得技术突破,整体叶盘才逐渐推广使用。

EJ200在采用整体叶盘时,采取稳步推进的方式,并不是一步到位的全部采用整体叶盘,坚持由点到面,逐步扩大的过程。型号验证机阶段(DVE)仅第三级风扇做成整体叶盘(电子焊接成型),其余压气机仍采用榫槽连接,在经过诸多试验后,设计人员对其作出针对性的改进升级。03批发动机的3级风扇和第三级高压压气机都采用整体叶盘;而到最终批量生产时,整体叶片已是压气机的主要结构形式了。未来,准备将利用全整体叶盘的压气机。EJ200的整体叶盘所使用的先进加工技术:

之所以整体叶盘能得以在EJ200上大规模推广,主要是因为四国有了以下几项技术的突破。

·锻件数控机床机械加工:通常在五座标数控铣床上将锻件削成设计要求的形状。不过,这种加工方法耗时较长,成本也是居高不下;

·电化学加工(ECM):这种加工方法适用于叶盘制造的各个阶段(从粗加工到叶片的精加工),加工后的成品无需手工抛光,且质量很高。这种方式是将工件材料被溶解在电解液中,通电后整体叶盘作为正极,叶片形状的工具为负极。也就是反电镀工程。与数控机械加工方法相比,ECM可大幅缩短加工时间, EJ200生产型的第三级风扇(直径650毫米、40片工作叶片),F414、YF120等叶盘均使用该方法制造。

·电子束焊(EBW):即分别生产出叶片与轮盘毛坯,然后再用EBW方法将叶片焊接到轮盘上。这种方法发展多年,比较成熟,早期的EJ200就采用了EBW制造第三级风扇与高压压气机叶盘。

·线性摩擦焊(LFW):此方法的初衷是为了修复整体叶盘的损伤问题,主要针对受损的Blisk叶片,后来推广到叶盘制造中。属于一种固态连接技术,类似于扩散连接。EJ200前后两级风扇正是应用此项工艺的杰出成果,成型后的叶盘连接处看不到焊缝。从发展趋势看线性摩擦焊有望逐渐取代电子束焊。

此外,还有扩散连接、精铸抛光(适用于小型发动机)等技术。

高压压气机双层机匣

EJ200发动机的后两级高压压气机采用比较常见的双层机匣。外层机匣作为部件主要的承力结构,内壁则是气流包容环和静叶的固定面。随着技术的成熟,到正式生产时,为了减少发动机承受大机动飞行时载荷对叶尖间隙产生的不利影响,整个压气机机匣都采用双层壁设计。外层机匣由钛合金制造、连接着中介机匣,承受核心机的外部载荷。

机匣内部做成整环形的分段,各分段用螺栓相连接,这样可以保证叶尖的均匀间隙。5级压气机的前4级采用钛合金制造,第五级采用镍合金制造。第三级机匣处设置引气出口,向低压涡轮等系统输出冷却空气。

为了方便维修人员检查部件情况,提高维护性能,在机匣上设置了多个探孔,分别位于前部VIGV、中段第三级静叶和后部扩散器处。

防钛火设计

EJ200的压气机中大量使用钛合金材料,尤其是机匣与叶片部分(高压压气机出口级的轮盘、叶片仍是镍基高温合金),因此容易引发钛着火事故。为了避免钛火的发生,在内机匣对应工作叶片的部位设计了防钛火的氧化锆陶瓷涂层。

圆弧端齿联轴器

所谓圆弧端齿联轴器就是在两个转子连接轴的端面上分别加工出相互啮合的端齿,然后用短螺栓连接两段部件,啮合的齿面形成圆弧形,故得名。这种连轴器端齿传递扭矩、定心,用螺栓连接传递轴向力,因为具有传递扭矩大、能自动定心(解决热定心问题)、拆卸方便等特点。此技术也被主要航空强国所运用,EJ200也不例外。EJ200全机共有3处使用到该装置:高压压气机前轴与三号轴承短轴、高压压气机后轴与高压涡轮前轴以及低压涡轮后轴同低压涡轮长轴间。圆弧端齿联轴器的使用方便了滚珠轴承的拆装,同时也十分方便的拆卸发动机的单元体,提高了发动机的可维护性。后来在使用中,EJ200发动机的核心机完全可以在“台风”战斗机上直接拆卸,大大方便了实际使用。

先进材料

在航空工业界,发动机的性能提升与高新材料的采取息息相关。EJ200的高压压气机使用了名为IMI834新型高温合金材料。它由英国IMI钛合金公司于1982年开始研制,是目前投入使用的耐温能力最高的钛合金。罗罗公司出品的遄达系列发动机的高温压气机转子(轮盘、鼓筒、轴等)都是这种材料制造的,其中遄达700系列的整个高压压气机都使用了IMI834材料,成为首个“全钛转子”设计的型号。

截止到目前,根据公开资料显示,在EJ200的发动机中前部的压气机转子均由IMI834材料制造,后两级转盘仍采用IN718合金。根据EUROJTET公司的计划可知,在EJ200的后续改进计划中,IMI834或者耐温性能更高的轻质材料(比如高温钛基复合材料TMC)会逐渐应用至整台压气机转子,甚至所有的工作叶片。

宽弦(小展弦比)无凸肩叶片

从涡轮喷气发动机诞生至今,其风扇叶片发展经历了几代设计计算和制造工艺的逐步改进,其生產技术、质量控制、可靠性均已形成规模。随着航空技术的飞速发展,航空发动机采用的新技术也在不断增加,宽弦无凸肩叶片就是其关键技术之一。它是具有增加发动机压气机喘振余度、抗外物损伤、提高发动机的推力,减少叶片数和减轻重量等优点,日益受到航空工业强国重视,也都在各自的当家产品上进行普及推广使用,例如PW的PW4084、GE的GE90、罗罗的遄达800等发动机。总体来讲,宽弦无凸肩叶片发展至今可分为以下几个阶段:

第一阶段:窄弦实心风扇叶片阶段

早期的风扇叶片出现于20世纪60年代初期,主要用钛合金材料制造。为了增加叶片刚性和自振频率,在叶身上距离叶尖1/3处,设有向两侧伸出的阻尼凸肩(减振凸台)。凸肩在叶片之间相互抵紧,形成一个加强环,例如CFM56-5发动机上的风扇直径为1.3米,风扇叶片长0.6米,用钛合金整体锻件加工而成,其上就有一个完整的加强环。

这个时期的风扇叶片的特点是窄弦、带凸肩、实心结构。

不过,随着技术的发展,对大推力发动机的要求越来越高。而这种窄弦实心带凸肩的风扇叶片的加工工艺不好,制造成本也是居高不下。其次,由于气流流过凸肩处会产生分离,使气流效率下降,且实心叶片重量过大,完全不适用与新一代大推力发动机的风扇设计要求。针对窄弦实心带凸肩风扇叶片的缺点,世界各国立刻展开技术攻关,研发了宽弦空心无凸肩风扇叶片。不过,由于技术含量过高,各国都分阶段实现技术突破,主要区别在于叶片是否是空心。

第二阶段:宽弦空心无凸肩风扇叶片

针对早期窄弦实心带凸肩风扇叶片的缺点,英国罗罗率先于20世纪80年代研究成功了钛合金面板和蜂窝芯板,经过扩散纤焊接成类似“三明治”的宽弦实心无凸肩风扇叶片,正式拉开了宽弦空心无凸肩风扇叶片的新纪元。

第一代宽弦空心无凸肩风扇叶片

罗罗的“三明治”式宽弦实心无凸肩风扇叶片,虽然没有真正达到空心设计,但其技术性能较窄弦实心带凸肩叶片已有了较为明显的技术进步。其被率先应用在旗下的RB211-535E4和由其主导设计制造的V2500发动机上。其叶片弦长比原来增加40%左右。随后立即投入到了大量的试验中,和窄弦实心带凸肩风扇叶片相比,具备以下优点:

·风扇叶片减少了1/3;

·转子重量减轻了10%~30%;

·得益于“三明治”式的蜂窝芯结构,叶片的减振特点,得到了明显的优化;

·叶片寿命得到明显提升;

·因取消了凸肩,叶栅通道面积加大,喘振余度变宽,级效率显著提升。

换装了新一代叶片的V2500发动机在实际使用中,曾多次遭受飞鸟撞击事件,但仍安全落地,证明此种宽弦实心无凸肩风扇叶片的机构设计和制造技术的成功。

第二代宽弦空心无凸肩风扇叶片

罗罗虽然率先研发出第一代宽弦实心无凸肩风扇叶片,但为了避免技术难点,仍采用了实心叶片,并未真正达到宽弦空心无凸肩叶片的要求。因此,在第一代宽弦实心无凸肩风扇叶片定型生产后,立刻在此基础上展开了技术攻关,于1994年研究成功了第二代宽弦空心无凸肩风扇叶片。这种叶片采用钛合金3层结构的超塑成形/扩散连接(SPF/DB)组合工艺制成。风扇叶片芯部采用建筑学上的三角形桁架结构,取代第一代的蜂窝芯结构。

这种三角形桁架结构质轻,每片叶片重量比蜂窝芯结构叶片轻15%;承力方面也有明显提升。罗罗公司将此种技术立刻应用到其生产的“遄达”系列发动机上,大量装配到波音777、A330飞机上。该发动机风扇直径2.79米,叶尖速度为457米/秒,每片宽弦叶片重量仅9千克,气动设计和制造技术均处于当今世界领先水平。

英国人的先拨头筹,美国的航发绝代双骄也不闲着。PW公司与罗罗公司同时期前后,也对宽弦空心无凸肩风扇叶片展开技术攻关,并以PW4000系列发动机作为实验目标,在研发PW4000系列的增推型PW4084发动机时,将风扇叶片的设计由原来的窄弦实心带凸肩设计改为宽弦空心无凸肩设计,使叶片数量由原来的38片减少到22片;风扇直径达到2.8米,叶尖速度为387米/秒。其宽弦风扇无凸肩叶片用两块经过加工的钛合金带筋厚板,首先采用扩散连接(DB)工艺连接,然后用超塑成形(SPF)工艺使叶片成形,最后数控加工叶根和叶型。

眼看着另外两大劲敌在宽弦空心无凸肩风扇叶片上高歌猛进,作为航空发动机三巨头之一的GE公司岂能闲着?GE针对21世纪航空工业的需求,研发了GE90发动机,其风扇采用了高韧性环氧树脂复合材料制造的宽弦实心无凸肩风扇叶片。其风扇直径3.24米,风扇叶尖速度390米/秒,风扇叶片长1.1米,弦宽0.61米。

作为新一代的风扇叶片,GE公司另辟蹊径,研究了一种855-7IMT增韧/石墨纤维预浸带缠绕的宽弦风扇叶片。为了提高叶片抗分层性能和抗撞击能力,在环氧中加入了用于军用装备防护的材料——凯夫拉(Kevlar)微粒;采用模压成形法制造出此种树脂基复合材料的宽弦空心无凸肩风扇叶片。这种材料制造出的风扇叶片,抗颤振性能、抗鸟撞能力和低噪声指标均达到世界领先水平,符合适航证的合格标准。GE90发动机被波音777大量采用,于1995年投入航线运营。

第三代宽弦空心无凸肩风扇叶片——钛基复合材料宽弦空心无凸肩风扇叶片

随着第二代宽弦空心无凸肩风扇叶片的大量投入使用,各国又对新一代风扇叶片制造材料和制造工艺展开了新的技术攻关。在新一代风扇叶片研发中,引入了新一代航空航天飞行器结构设计中的“选择强化”的设计思想,研发了钛基复合材料制造的第三代宽弦空心无凸肩风扇叶片。

钛基复合材料(TMC)采用连續纤维来增强金属基体。连续纤维不仅可以提高材料的高温强度和刚度,还可以提高其韧性。PW公司研究了连续碳化硅纤维增强的钛基复合材料宽弦风扇叶片,开启了宽弦空心无凸肩风扇叶片的大门。这种材料制造的风扇叶片,刚度更高,重量更轻,更耐撞击,可使发动机风扇减重约14%;英国罗罗公司也在其军用发动机预研计划中,开展碳化硅纤维增强的钛基复合材料整体叶环转子(Bling)的研究;日本进行了SCS-6/Ti-15-3实心压气机叶片的研究

钛基复合材料风扇叶片的制造过程是:首先将碳化硅纤维(SCS-6)制成预制带,方法是将单方向排列的SCS-6与钛丝编织成纤维布,钛箔和纤维布间隔叠放,按照叶片不同部位的厚度要求确定叠放层数,然后用热等静压法进行碳化硅纤维预制带的扩散连接。

第二步将SCS-6预制带和钛合金(Ti-6Al-4V)制成TMC楔型面板,经X射线、超声探伤、金相和尺寸检查合格后,按风扇叶片要求的叠层次序制备叶片毛坯组件,最后采用SPF/DB工艺成形出宽弦空心叶片,叶片面板厚度从根部到叶尖递减。

宽弦空心无凸肩风扇叶片的技术特点三维粘性设计

随着时代的进步,在20世纪90年代各航空工业强国将三维黏性计算机流体力学(CFD)应用到航空发动机的风扇叶片设计中,设计出带后掠或前掠的宽弦风扇叶片,削弱叶片通道中的激波及强度,提高空气流量2%以上

圆弧榫齿

常规风扇叶片榫齿均做成直线形。如果宽弦叶片设计成较宽大的平行四边形叶根平台来包容叶身下部截面的弧形轮廓,就必须加大风扇直径才能排开所有叶片。而将叶根平台做成与叶根截面形状基本一致,即其轮廓也呈弧形,就可以降低榫齿最大宽度,从而减小风扇盘直径和重量。

整体叶盘结构

整体叶盘将叶片和风扇盘采用一定的焊接方式连接成一体,省去常规风扇连接的榫齿和榫槽,大大简化了结构、减轻重量。此技术已在美国的F119和英国的EJ200发动机上使用。

宽弦空心无凸肩风扇叶片在军用发动机上的应用

罗罗公司在EJ200发动机的研制中,采用了宽弦无凸肩的钛合金复合材料制造的风扇叶片,无需可变弯度进口导流叶片,简化了发动机的结构。

PW公司为适应美国先进战术战斗机F-22的性能需求,研制了F119-PW-100发动机。为了提高F119的级载荷和扩大喘振边界,PW公司将PW4084发动机上采用的宽弦无凸肩空心风扇叶片的设计应用在F119的第一级钛合金风扇叶片上,增大了叶片的强度和损伤限度。

中介机匣与1、2号轴承座(英国罗罗公司)

作为EJ200发动机的主要承力部件,中介机匣位于风扇与核心机之间,由钛合金精密铸造而成,担负着轴向与径向负荷。中介机匣分为内环、外环、8块支板部件以及轴承机匣(3号轴承)等。支板上设置有分流环,将风扇出口的压缩空气分成两股,即内涵气流(进入核心机)与外涵气流(进入外涵道)。

机匣上设置有安装节,作为发动机的悬挂连接点,向机身传递发动机产生的推力,同时上面还设置了发动机功率提取POT(Power Takeoff),又称为功率分出,主要是用作为战斗机提供安装点等,并安装测量低压转子转速的传感器。

作为罗罗公司的看家本领,EJ200的1、2号轴承座——风扇转子两个轴承安排独居罗罗公司特色。为了便于风扇轴承的安装拆卸,将1号滚棒轴承与2号滚珠轴承安装在一根轴上(称作为中间轴),并固定在轴承座中,风扇转子通过套齿联轴器与前端相连,中间轴后端则与低压涡轮长轴连接。

主燃烧室(英国罗罗公司)

EJ200的主燃烧室在早期的验证机、原型机的设计中,为了避免过多的高新技术的采用而耽误整个发动机的研发进度,直接采用成熟技术——蒸发管式燃油喷嘴。这种技术也在RB199、XG-40等上大量使用。是成熟且可靠的技术,在长期的运行中,这种喷嘴的燃油雾化质量好,燃烧区很短。后来经过大量的技术攻关,从03批发动机开始,将这种成熟但落后的蒸发管式燃油喷嘴升级为气动雾化喷嘴。这种喷嘴所需油压较低,喷嘴形状主要取决于气流状态,能在主燃区形成更好的燃油分布,点火范围更大,适合高压比的发动机。这种设计已成为当代先进发动机的技术标配。

EJ200的主燃烧室采取短环形先进气膜冷却设计,结构紧凑,效率高。燃烧室的内外机匣做成先缓后突扩的前置式二级扩压器,安装了114片整流叶片(即高压压气机出口叶片、扩压器前置入压气机的出口段,以缩短燃烧室的长度)。

燃烧室的短环形火焰筒是由镍基高温合金锻坯机加工而成,头部安装有20个气动雾化燃油喷嘴,其中两个是主喷嘴负责起动喷嘴。火焰筒内还设有两个点火装置(主燃烧室的启动点火)与1个热射流喷嘴(用于接通加力)。

发动机一旦起动,主燃烧室区的温度可达到2000℃以上。为了降低温度,火焰筒壁上采用“Z”形冷却环,并开设了大量的小孔引入冷却空气以形成保护气膜。除此以外,还在火焰筒内壁(和高温燃气接触面)涂有隔热层(TBC),提高部件的抗热腐蚀能力,延长使用寿命。

扩压器为整体精密铸造,其流道型面及整体式导向叶片经过磨粒流抛光处理,压气机出口高速气流进入扩压器内减速扩压,并分成两大部分:一部分进入火焰筒头部,同燃油混合成油雾组织燃烧;另外相当部分的空气流入燃烧室机匣与火焰筒间的环腔,并不断地通过气孔(如补燃孔、掺混孔等)进入火焰筒燃烧。同时,这股气流因包裹整个燃烧室,起到冷却作用,也是冷却气膜空气的主要来源。

燃烧室出口处安装有44片高压涡轮导向叶片,出口温度经过诸多先进技术处理,分布均匀,排放低,无可见烟雾,具有出色的过渡态性能以及良好的自點火能力。

燃烧室还开有多个探孔,可供维护人员用孔探仪检查部件情况。燃烧室机匣上设有P3/T3(高压压气机出口总压、总温)探针。

涡轮单元(英国罗罗公司、意大利Avin公司、德国MTU公司)

EJ200的涡轮由高、低压涡轮各一级。高、低压涡轮采用了所谓的“对转涡轮”形式,即涡轮转向相反的设计形式。两者的转速分别为12800转/分(低压)、18000转/分(高压)。

1、高压涡轮:为单级轴流式,采用逆时针方向运行。高压涡轮长期工作在极其恶劣的环境中(高温、高压、高转速),其燃气温度大大高于合金的熔点温度。因此,选用先进的制造材料和冷却技术是涡轮设计成败的一大关键。涡轮叶片采用三元流设计沿径向呈曲线(即倾斜叶片),可减少端壁附面层的不利影响,提高了部件效率。涡轮叶片也是CFD气动设计的成果,使用第二代单晶高温材料(CMSX-4),先进的无余量熔模精铸。由于气动效率高,因此叶片数量减少(64片)。

为了提高冷却效果,叶片采用复合冷却形式(对流、冲击、气膜冷却等综合方法)。内部有复杂的多孔冷却通道,构造十分复杂。叶片表面采用激光打孔等方法加工出大量的冷却孔,并经等离子喷涂含铬-镍的陶瓷热障涂层。第二代粉末高温合金Udimet720(U720)制造的涡轮盘,轮缘处设有螺栓孔,轮盘前部焊接涡轮前轴,轴的前端加工出圆弧端齿,以便同高压压气机转子后轴连接。

2、低压涡轮:为单级轴流式,采用顺时针运转方向,共90片带冠叶片,单晶高温合金制造。粉末合金的涡轮盘。低压涡轮叶片的叶片较长,一般采用带冠设计,可较好解决叶片的振动问题,并能减少漏气损失,提高部件效率。EJ200的涡轮叶冠做成锯齿形状,装配时叶冠相互靠近扭压紧,最终在叶片顶部形成一个环。锯齿形叶冠的减振效果较好,但不能单片装拆,只能预先压紧成环状。然后,整体装配到涡轮盘上。为了减少漏气损失,在叶冠部专门装有封严用的篦齿。由于叶片与涡轮机匣的间隙非常小,为了抗磨损,叶冠处喷镀上硬质耐磨合金,以提高其可靠性和耐久性。不过,增添了叶冠,使叶片的重量增大,运行时叶片的离心力加大。低压涡轮的轴穿过涡轮盘,与涡轮后部短轴相连,转子连接使用的是圆弧端齿联轴器。

3、涡轮导向器:导向器叶片采用气冷方式,降低了高温冲击,单晶材料制造。表面涂有陶瓷隔热层。涡轮导向器工作时调整燃气方向,使气流以设计的角度冲击涡轮叶片。EJ200的高压涡轮导向器设置在燃烧室的出口,叶片被高温气体所包围。它是发动机中工作温度最高的几个零部件之一。因此,它的冷却设计是其重要的关键指标。

4、涡轮级间承力机匣:该部件沿袭罗罗公司的传统技术,将低压涡轮导向器做成传递负荷的部件。该承力部件位于高低压涡轮之间。因此被称之为涡轮级间承力框架。通常是将传力用的承力支板与导向器叶片分开制造,装配时将承力件套装在导向器内。

EJ200发动机中的高压涡轮后轴的支承点(4号滚棒轴轴承)和低压涡轮支点(5号轴承)都安装在级间框架内,传递轴承负荷的径向支板插入空心的导向叶片,用螺钉固定于机匣上。导向器为镍基合金铸造,共有20片宽弦气冷导叶。

5、涡轮出口机匣:该部件主要包含内椎体、涡轮出口导向叶片,共30片导叶依三元流气动设计,起着导直涡轮出口气流,减少畸变气流的作用。由西班牙ITP公司制造。内椎体主要作用是在扩压段内形成一个逐渐扩张的通道,对涡轮排除的高速气流进行减速扩压。

6、刷式封严:与传统的篦齿密封(又称为迷宫式密封)相比,刷式封严的密封性能更好。具公开文献介绍,刷式封严的泄漏率仅为篦齿密封的1/10~1/2,能使效率提升4%~6%。罗罗公司于20世纪70年代中期首次提出刷式密封的概念,立刻着手相关研究实验,取得了十分理想的突破。1983年首次将刷式封严应用于当时西欧诸国联合研发的RB199发动机上,实际应用表明,仅在发动机一处或几处关键部位上使用刷式封严,发动机的推力增加1%~3%,耗油率降低3%~5%。目前,此项技术已进入大批量应用阶段。美国的F119、F135等型发动机都已使用。

在研发EJ200时,刷式封严是德国的MTU公司研发,名为HBD的刷式封严。安装在EJ200上的涡轮级间框架内,共有6处,其中3处装置用于二次气流密封,另3个是4、5号轴承腔内的密封件。在高压压气机出口、涡轮级间、轴承腔室等处,密封装置面临高温高压等恶劣的工作环境,但MTU公司研发的HBD刷式封严装置完全达到了相关技术要求。

加力燃烧室与尾喷管(意大利Avio、西班牙ITP公司)

EJ200的加力燃烧室采用平行进气式热射流点火方式,分区供油(3级加力-点火/最小加力、部分/内涵加力与全加力)带15根径向火焰稳定器,布置在扩压段出口处。稳定器截面呈“V”形,并倾斜一定角度,其端靠后固定在环壁上,有部分处于外涵气流中,稳定器下端接近于内椎体。15根径向喷油杆则插入扩压段的通道内。这样的结构设计堵塞比小,可降低流阻损失,提高效率;构造简单,重量轻,工作可靠,没发生振荡燃烧的现象(即产生低频嗡鸣与高频啸声)。

作为同时代的发动机,外涵流量普遍不大,EJ200也不例外,其涵道比只有0.4。作为混合排气的发动机,用于内外涵气流掺混的混合器均采用环形结构(内外涵气流从各自环形通道平行的流向扩压段,掺混过程主要是靠两者的表面湍流混合,也称为平行进气式)。环形混合器具有构造简单,重量轻,损失较小等优势,对于控制发动机的重量比较有利。

发动机的整个加力段全场1340毫米,直径720毫米,重量仅有65千克。加力筒体外壳采用钛合金材料制造,内设有全场的防震隔热称筒,衬筒上有8圈通入外涵空气的“Z”字形环,以形成冷却气膜,并喷涂上热障涂层。

收敛-扩张、全程可调尾喷管主要由收敛(也称为亚声速喷管)和扩散(超声速喷管)两部分组成。各有12片调节片与封严片,喷管外部还装有一圈外调节片(即鱼鳞片)。喷管的收敛扩张调节是由发动机上的DECU系统控制4片液压作动筒与调节环来完成。

数控系统(DECU)、齿轮箱等附件(德国MTU公司 意大利Avio公司)

1、数控系统:作为发动机的大脑,先进的全权限发动机电子控制器(FADEC)已成为新一代发动机的标配之一。自20世纪80年代,美国PW公司将全权限单通道DEEC(数字式发动机电子控制系统,液压机械控制作为备份)安装在其旗下的F100-PW-220发动机以来,全权限数控FADEC逐渐推广到各种军民用航空发动机上。

时至今日,FADEC系统已发展使用了三代,美国的F119双通道FADEC系统代表了军用发动机数控装置的最高水平。这代FADEC系统采用了两个独立的不同步通道,取消了液压机械备份系统,具有容错、自检、发动机故障诊断与处理等多种功能,能够根据飞行状态确定最优的发动机工作参数,还可以与飞控系统交联,实现飞/推综合控制。

EJ200的生产型(Tranche 1)安装了先进的全权限发动机电子控制系统DECU,并配以监测单元EMV,实现了控制系统的数字化和智能化。

2004年12月,Tranche 2阶段生产合同正式签订,EUROJET公司正式开始生产新批次发动机。在这个批次中,EJ200重点改进FADEC系统,换装了MTU公司生产的新型监控单——DECMU。DECMU系统是一种数字式、双通道,可与发动机的飞控系统交联的新型控制装置。

资料链接

新型DECMU系统具有以下特点:

·重量减少3千克,体积缩小5升(平均每台发动机);

·得益于新型系统的采用,发动机运算速度提高了20%;

·得益于使用更少的LRE(外物可拆卸换件),可靠性、维护性及后勤保障能力得以大幅度提升;

·简化飞机/发动机截面;

·簡化了发动机状态监测的操作(发动机监测单元EMU集成到DECMU中);

·时应将来使用推力矢量技术;

·采用了新型的电路板:

功耗:<100瓦

质量:<13千克

电磁兼容(EMC)/防雷电、核电磁脉冲(NEMP)/抗核加固保护

2、齿轮箱:又称为附件机匣,属于发动机的附件传动系统,位于中介机匣的下部。机匣外壳使用钛合金制造,内部安装有一系列的齿轮,其作用是将中央锥传动轴传输的发动机功率(从高压转子提取),以一定转速传递给发动机的各种附件,这些部件主要包括:

·功率提取(分出)传动轴;

·滑油量告警开关;

·滑油箱和滑油滤;

·滑油温度探测器;

·液压动力装置;

·加力燃油控制单元;

·一体化的滑油泵;

·发动机主燃油泵。

未来改进升级计划

在EJ200还未正式投入生产之时,就已经制订了诸多改进计划,比较有代表性改进升级计划有:

第一阶段(2000-2005年)

推力增强型号——称为“EJ2X0”计划,改进风扇,增加压力与总流量。据规划,推力比基本型号增加20%,不加力推力为72千牛,全加力103千牛。

第二阶段(2005-2010年)

新机的推力比基本型号提高30%,不加力推力78千牛,加力推力120千牛。不过,规划是美好的,但在现实操作中,因预算问题,对于上述的改进升级计划,并未投入太多的热情,改进升级计划也就不了了之了。

虽然改进升级计划并未得以坚决推进,但技术研发并未就此停滞。虽然冷战的结束让诸多军备计划或下马或停滞,但西欧诸国对航空发动机领域却一点也不松懈,仍然开展了一系列大型预研计划(其中最著名的项目当属英国的ACME2以及后来的AMET计划),并取得了一系列丰硕的成果。反过来,这些一系列新取得的技术成果也为EJ200改进升级奠定了坚实的技术基础。笔者根据已公开的资料以及当今航空工业所取得技术,推测EJ200近期升级计划(Tranche 2及3阶段)以及未来的发展计划趋势(2015-2025年)。

近期升级计划

通过上文介绍,我们可以知道EJ200的这款面向21世纪的发动机,在西欧诸国不遗余力的打造下,起点之高、技术之先进、影响之大,已经达到欧洲航空工业的巅峰存在。当然西欧诸雄在EJ200定型之时便已展开一系列升级改进计划。目前正在生产的第二阶段发动机,其主要改进措施有:换装DECMU、进一步优化结构、减轻重量(比如有可能全部采用Blisk的高压压气机,提升新型轻质材料的应用比例等),提高发动机的可靠性、耐久性、可维护性,以及换装新型喷管等。根据公开的资料,EUROJET可能从以下几方面着手来改进。

·采用先进的材料/加工工艺;

·采用先进的压气机气动设计,以提高发动机的推力和降低耗油率;

·提高热燃气流路部件(热端部件)的耐温能力。开发应用高温材料与冷却技术;

·安装新型发动机喷管——推力矢量喷管。

远期发展趋势

虽然EJ200集欧洲之大成,但不可否认,其整体水平较世界顶尖水平如美国的 F119、F135发动机仍存在一定的差距。因此,针对E2020年后的军事需求,通过对EJ200分步实施气动、结构、材料等各方面的改造。以EJ200为基础,研发出类似于美国F119、F135发动机的第五代高推比发动机。作为当今“工业王冠”中最闪耀的宝石,航空发动机可不是笔者在此寥寥数语就可道出其中的高精尖。笔者只根据国际上航空发动机工业研发规律对2025年的EJ200做出简单的展望。

压气机系统改进

为了追求更高推比,压气机基本都向着更高级压比、级负荷水平以及更效率方面发展。当然前提必须满足失速余度。其中风扇采用掠形技术是其中的关键技术,也是解决叶尖切线速度过高(大于马赫数1.2)而导致损失系数增加的技术难点之一。这也是当今先进航空发动机压气机(比如两级风扇压比4.5,单级压比2.5,叶尖进口马赫数接近1.8)主要发展趋势。

与传统风扇相比,前掠叶片方案可以有效降低激波强度和相应的损失。部件的效率和喘振余度都得到明显改善。未来EJ200有可能使用两级前掠风扇,其增压比完全有可能达到4.5~5.0(如果使用3级风扇,压比可能在5.2~5.7之间)。当然,前掠风扇叶片的稳定余度比常规风扇相对较低,需要采取一些扩压措施。

采用切实可行的措施减轻压气机的重量,也是实现高推重比的关键之一。目前,压气机在发动机重量体积等方面仍占据相当大的比重,而整体叶环Bling以其突出的减重效果,有可能成为新一代压气机的标准结构。罗罗公司和MTU公司针对此项技术已开展了相关的技术研究工作,并试制出了全尺寸试验样机,估计再有10年时间,其实用装备定能大规模应用。

同时,采用诸多新材料也是提高EJ200整体水平的重要节点。钛基复合材料TMC逐步实用化、加工工艺成熟为整体叶环推广应用创造了条件。还有诸多新型高温金属基复合材料等轻质材料的采用可以提升压气机出口温度极限,允许采用更高压比的设计方案。据公开资料,MTU公司已将EJ200总压比提升到39的水平。

燃烧室的改进

作为整个发动机上温度最高的部件,燃烧室的耐高温部件研发一直都是航空工业的重中之重。目前,采用第四代航空发动机的主燃烧室的温度均可达到1000~1100℃的水准。而第五代发动机的温度更高,出口温度也进一步提高。因此给燃烧室设计带来了诸多困难。而解决这一矛盾的方式只能是提升零部件的耐高温性以及更先进的冷却技术。作为航空发动机的冷却技术,目前只能采用外部冷却气流冲击高温部件这一方法。然而,一款发动机不管如何设计,其空气的流量是一定的。若想提升发动机的推比,只能提升涡轮温度。这又要求参与燃烧的空气量增加,相应的用于冷却筒壁及掺混空气量的冷却空气随之减少。这就造成新一代发动机的燃烧室的可用冷却空气大幅减少。与此同时,冷却空气的温度和燃气温度增加,使得燃烧室的温度大幅提升。这样就会导致以目前的气膜冷却下的壁温将超过1000℃的警戒线。如此温度以目前的制造材料和冷卻技术已无法承受如此之高的温度。因此,需要采用新的制造材料和采用新的冷却手段来解决问题。

針对上述问题,世界各国都投入大量资源进行技术攻关。目前,比较有代表性的是美国双雄PW、GE研发的浮动壁燃烧室和罗罗研发的多孔复合层板结构。这两种技术,三巨头都有所涉足,均取得了较为理想的技术成果,并均投入了各自的军民用产品中。作为罗罗公司主导的后一种技术手段,一般是利用两层或多层金属板焊接而成。这种冷却手段的主要原理是利用对流冷却。这种技术不仅能有效降低火焰筒壁温,减少冷却空气量,同时减少排气污染,延长部件使用寿命。因此,可大幅度提升发动机的可靠性和耐久性。

在新材料方面,罗罗公司也不落后,研发了新型的陶瓷基复合材料(CMC)、碳-碳复合材料,制造出相关的零部件。其耐温能力更高,可以满足新一代推力(推重比12~15)发动机的设计需要。

涡轮革新

作为新一代发动机,其进口温度均达到了2000~2200K(甚至更高),以现在的高水平冷却技术以及制造材料均不能应对,只能采取新的制造材料和新的冷却手段。

在新材料方面,除了上文提高的陶瓷基复合材料、碳-碳复合材料等,还有一种镍-铝金属间复合材料则开辟了新的航空发动机天地。这类材料介于高温金属和陶瓷基复合材料之间的新型材料,填补了两者之间的空白,其具有很高的使用温度,而且具备很好的抗腐蚀性和高蠕变能力。这种材料是公认的制造航空发动机热端部件(如导向器叶片、机匣部件等)的理想材料。

在冷却技术方面,采用超冷多孔层板冷却、瓦片式涡轮叶片、先进热障涂层等技术,能够在冷却空气量减少的情况下具有相当高的冷却效果。最近罗罗公司采用新研发的第四代单晶合金(RR3010)制造的涡轮叶片,再结合新研发的冷却技术,仍能保持叶片在极高温度下正常工作。

EJ200的主要型号

EJ200MK101,基本型号,1999年11月定型,随后进行了小批量生产,随即生产了28台。在随后的一年里,这28台发动机累计运行超过1.5万小时,飞行时间达到了3000小时;2000年底首台生产型正式交付;2001年2月3日,罗罗公司宣布完成首台生产型发动机装配和试验。这一年共生产了19台。

2001年3月,基于MK101型的完美表现,NETMA正式授权EUROJET该发动机的技术合格证,同时四个参研国各自在自己的装配线上进行MK101的装配生产,并完成产品的验收试验,准备将发动机移交给各个合作伙伴们。在此后的两年里,MK101低速生产了34台,安装在相关战斗机上。截止到2003年5月,这34台发动机在超过3200次飞行中累计超过3700发动机飞行小时,并有2万小时的台架试验。

当然,作为一款国际合作的发动机,MK101在初期的生产中并不只是简单的技术定型,仍采用新技术对发动机进行改进改型,它们的推力额定值都是相同,只有细节上的差异。

EJ200-01A,中间推力约为6000daN,最大推力9000daN,是最初的调试用发动机。

EJ200-1C,配装在研制飞机上,用于早期飞行试验。

EJ200-03A,配装在“台风”DA5验证机上,1997年开始试飞。

EJ200-03B,在EJ200-03A基础上改进了压气机,并采用了新的气动雾化喷嘴。

EJ200-03ZA,供最后的研制阶段使用,批准EJ200从1999年12月起开始生产。

EJ230,预计改进型,基于1998年的Tranche1改进,风扇增加了10%的流量,增压比增加到4.6,中间推力增加20%,达到7200daN,加力推力增加15%,达到10300daN。随着诸多新技术新材料的投入使用,其技术指标也相应提升。该验证目标的中间推力和加力推力要比原始的EJ200提高30%。不过,四国因诸多原因放弃该计划,于2007年终止了该计划。

EJ200MK200,未来作为单发飞机的动力系统,安装ITP公司的矢量喷嘴。不过,至今仍未有EJ200的第二使用对象,MK200也处于技术研发中。

技术数据

EJ200小结

作为欧洲最顶级的军用动力系统,EJ200发动机集四国之长,为“台风”战斗机量身打造出一颗强劲的“心脏”。正是在这颗强劲“心脏”跳动下,“台风”战斗机在世界上掀起了一股强劲的“台风”。作为世界级的航空发动机,四国可不会只将EJ200局限于“台风”战斗机上,以其先进的核心机为基础,稍加改造便可派生出诸多不同类型的动力系统,开创欧洲航空工业的新篇章。

结语

作为欧洲最顶级的两大航空工业结晶,RB199、EJ200发动机在设计之初便始终贯彻联合研发的指导思想。在其中虽经历诸多波折,但各个参与国仍不遗余力全力支持,最终得以一嗅“工业之花”的芳香气息。

其实,在这两款发动机的研发过程中,我们可以看出作为当今最为顶级的工业体系,航空工业是集高技术、高难度、高投资为一体的“寡头体系”行业,除了最顶级国家,一般国家很难涉足,但西欧诸雄通过联合作战形式,各使所长、避其所短,最终共同登顶。这一模式,也成为后来国家值得研究的地方。

此时,我们回顾这两款发动机的研发,我们可以发现在其研发中,国家意志完全得以完美执行,演化为对其毫无保留的绝对支持,且都能采用当时能取得的技术成果。当然,对于国际上诸多先进技术也是虚怀若谷的虚心接受。这也是我国航空工业最值得学习的地方。(续完)