风之心(上)

2017-03-06 19:13:44 航空世界 2016年11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。

狂风之心——RB199发动机

问世背景

作为“狂风”战机的动力系统,RB199发动机在设计之时便具有浓厚的罗罗公司特色以及冷战气息。在20世纪的60年代,当时的两大超级大国美苏分别在欧洲陈兵百万,依靠大规模部署的核武器在欧洲形成了“恐怖的平衡”。作为终极武器,各国都不敢轻言动用核武器,所以常规武器又重新成为各国军事决策单位重点研究的作战方法。战略上的改变使欧洲各国的空军部队迫切需要改进现役装备水平。尤其是对具备纵深打击的能力的高性能战术攻击机的需要最为迫切。而欧洲经过二战后十几年的发展,经济上的恢复和技术的发展,以及与苏联的激烈对峙的冷战需要,让西欧国家的军队需要在美国之外发展自己的空中打击力量。

在这样的冷战大背景下,西欧诸国虽想升级现役的轻型轰炸机和战斗轰炸机,提高空军作战部队的纵深打击能力,但考虑到各个国家均无与当时美苏两大豪强抗衡的实力,所以在1968年7月17日,当时的英国、联邦德国(1990年联邦德国与民主德国统一,为方便起见以下均简称德国)、意大利、加拿大、荷兰、比利时6国联合研发多用途战斗机(MRCA)。

不过,因在作战需求以及技术分工上存在巨大分歧,加拿大、荷兰和比利时陆续退出MRCA的发展计划。剩余的德国、英国、意大利3国仍全力推进该计划。经过协商,在1969年3月26日,确定了英航宇、德国宇航和意大利的阿莱尼亚飞机公司共同组成了帕纳维亚飞机公司,用以专门进行MRCA的发展工作,并且在3国政府之间组成了多用途战斗机的研制和生产管理组织(NAMMO)。按照事先规定,合作三方在MRCA项目中的任务分配为:英航宇和德国宇航各占42.5%,意大利的阿莱尼亚飞机公司负责剩余的15%。不久后的1969年5月初,新组建的帕纳维亚公司便对MRAC项目展开了初始方案论证,其成果便是后来的“狂风”战斗机。至此,后来在航空工业史上占据重要位置的“狂风”战斗机正式拉开了研发大幕。

在帕纳维亚飞机公司成立之时,为了研制MRCA项目的动力系统RB199发动机,3国共同协商组成了涡轮联合公司(Turbo-Union Ltd)统一组织协调RB199发动机的研制和生产计划。该公司由英国的罗罗公司、德国的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亚特公司按照英国的法律成立。3国公司股份分别占总额的40%、40%和20%,3国承担的研制费用分别为42.5%、42.5%和15%,其总部设在英国的布里斯托尔。

RB199发动机的研发周期比较长,前后差不多花了15年时间。涡轮联合公司虽于1969年正式开始研发RB199发动机,但作为最核心的核心机研发早已由英国的罗罗公司于1965年便开始了。作为业界“大咖”,罗罗公司也是涡轮联合公司的“执牛耳者”,其技术基础是决定RB199先进与否的先决条件。而罗罗公司并未辜负大家期望,在RB199项目中使出浑身解数,运用其独门绝技——三转子技术,和另外两国倾力打造出RB199这个高推重比三转子加力涡扇军用发动机。

在三国正式联手之前的1965年,罗罗公司便利用自身的三转子技术提出了RB199的设计方案,经过几年的研发,基本突破了技术障碍。这也是RB199最终核心机的技术。1969年,RB199发动机由涡轮联合公司正式着手设计。1971年9月第一台RB199进行首次试验,随之,涡轮联合公司前后制造了多达67台试验用发动机投入到各种试验中;1973年4月飞行试验台上首次飞行;1978年11月通过150小时定型持久试车,到1980年5月发动机试验达到了30000小时,其中7000飞行小时;1979年正式开始批量生产;1980年秋,正式开始服役。

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各国分工

作为涡轮联合公司的三大创始国,罗罗公司是其核心,这在其承担的研发工作分工中便可看出。

罗罗公司负责低压压气机、燃烧室及机匣、高压涡轮及机匣、加力燃烧室及主燃烧室和加力燃烧室的燃油系统;

MTU公司负责中压和高压压气机、中压涡轮及轴、中介机匣及齿轮箱、外涵道,反推力装置及其调节系统;

菲亚特公司负责低壓涡轮及轴、排气扩压器、喷管及可调喷口,转子后轴承。

帕纳维亚飞机公司在研制“狂风”战机之时,充分考虑到当时的东西方冷战这一大背景。在20世纪60年代前后,以苏联为首的华约组织国力蒸蒸日上,特别是苏联快速发展的战术导弹部队以及前线战术空军,在战争爆发初期足以在最短时间里向西欧诸国发动毁灭性打击。特别是那些战区范围内的军用机场更是红色帝国重点“招待”的对象。而以当时西方的航空工业水平根本不能提供合适的垂直起降战机(其后的“鹞”式战机仅仅是解决了部分战术需求)。这一技术难点,直到21世纪初期美国的F-35战机的问世才稍微解决。那么,保证战术飞机具备可靠的短距起降能力则是冷战对抗双方共同的观点。因此,RB199采用了反推力设计。

“狂风”战斗机在设计之初,就在3国的作战系统中占据极为重要的作用,特别是用来对华约战役纵深的战术目标进行打击,更是“狂风”的主要作战使命之一。而当时的华约国家经过20多年的发展已遍布密集而先进的防空系统,特别是由大量防空导弹构成了现代化防空武器系统更是堪称世界之最。在如此级别的防空系统面前,以往那种高空高速突防的战役打击战术,简直就是“送死”。这些地面防空系统和传感器技术的发展使攻击机只能采用低空高速突防的作战方式。因此,“狂风”战机作为一种需要适应20世纪80年代中后期战场形态的先进对地攻击机,也必须具备足够的低空高速突防能力,才能在战场上具备最起码的生存能力。

作为英德意3国的主力战机,其作战范围基本覆盖了整个欧洲。这么大的作战范围需要长时间的持续稳定的巡航能力,动力系统在规避防空系统打击和战机进行大载荷机动时要保持较大的剩余动力。

基于上述“狂风”战机的作战任务,RB199发动机是一款能够在远程巡航情况下保持低油耗,能在短距起飞、作战、机动和超声速加速时提供100%全加力的三转子涡扇发动机;并采用高增压比、高涡轮进口温度和高加力温度的热力循环参数,能满足飞机机动飞行对发动机快速响应的要求;同时发动机有较大的喘振余度和进气道气流畸变容限。

在结构设计上,RB199采用了罗罗公司独特的三转子技术。这种结构不仅可以满足飞机机动飞行对发动机快速响应的要求,有利于降低耗油率,而且发动机有较大的喘振余度和进气道畸变容限。作为三转子发动机,RB199将整个压气机分成高、中、低压三个转子,并且由具有不同转速变化规律的高、中、低压涡轮带动,使压气机气流攻角变化程度减小,有利于防止压气机进入喘振,增大发动机的稳定工作范围。三个转子旋转方向与众不同,高压转子与另外两个转子转向相反,这可以使陀螺力矩减小。不过,三转子布局结构复杂,转子支承不易安排。

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从RB199之后,三转子就成为罗罗公司的招牌技术,其后让罗罗公司破产也让罗罗公司重回辉煌的RB211发动机也采用这个结构设计。三转子结构的耗油率较双转子发动机有着明显的降低,喘振余度也明显高于双转子发动机。不过,有利就有弊。三转子结构相比双转子结构更复杂,对制造工艺提出了更高要求,同时增加了重量。

由于RB199上的三转子设计,转子叶片短且坚固,叶片间距小,在其高达520万飞行小时的服役生涯中和在低空飞行状态试验中,经受住了诸多类似吞鸟和抗外物损伤(FOD)的考验,证明三转子设计的可靠性。

正是由于采用三转子设计,RB199发动机的结构十分复杂,重量超标。其没有采用导流叶片,风扇压比低。因中压压气机可以进一步加压,风扇压比稍低也可以承受。压气机总数为12级,相比同时期的美国F404发动机、苏联的RD33发动机较多。为了降低重量,RB199采用了大量钛合金以及诸多先进复合材料。根据公开资料显示,RB199采用了1.08的涵道比。这在战斗机用发动机中应该是最高的。这也是RB199高推重比的重要原因之一。不过,RB199发动机的涵道比虽然如此之高,但其整体直径还没有美国的F404大。这是因为RB199采用了低流量的核心机(从涵道比推算,RB199的实际核心机流量大约是35千克/秒,而F404发动机可以达到49千克/秒)。2003年,德国的MTU公司针对这一情况,为RB199提供了优化高压压气机,新压气机气流流量增加12%,使发动机的推力更大,涡轮前燃气温度更低。新的高压压气机还具有更长的寿命,更低的全寿命周期成本,同时满足标准的维修周期。

RB199发动机的加力燃烧室的混合器与火焰稳定器合二为一,内外涵分别喷油和组织燃烧,这样设计可以进行无极调节,因此这种加力燃烧室很短。喷油和火焰传播是在离涡轮很近处进行的,所以对缩短发动机的全长有着决定性的影响。

RB199发动机由16个单元体组成。这种结构设计可简化生产过程,缩短维修时间,从而降低了生产和维修费用。

结构和系统(RB199 MK.101)

進气道:二元水平双尖劈外压式进气道,采用数字式电子控制。

风扇:3级轴流式风扇(即低压压气机)。为了减轻重量,叶片、盘、外涵道材料均为钛合金制造。3个转子盘焊接在一起,由2级低压涡轮驱动。风扇叶片带阻尼凸肩。转子叶片以燕尾形榫头固定。静子叶片3片为一组铸成一体,之后,把成组的叶片用电子束焊接构成静子环,再用螺栓将静子环与压圈结合成低压机匣。风扇增压比为2.5。

高压压气机:采用6级轴流式,压比为5.0,平均级压比为1.3。其第1、2级叶片和盘材料为钛合金,第3级采用高温合金钢盘和镍铬合金叶片,第4、5、6级叶片和盘采用了镍基合金。

中压压气机:采用3级轴流式,由钛合金制造。为了扩大喘振余度,中压压气机后有自动放气活门,必要时向外涵放气。中介机匣和压气机材料为钛合金。转子为焊接整体结构,钢制中压轴。

燃烧室:短环形,电子束焊成的整体环形件。火焰筒由镍基合金锻造,采用了13个双头的燃油雾化喷嘴,显著减少了烟气排放;“T”形蒸发管燃油喷嘴,突扩式扩压器。燃烧室总长250毫米,火焰筒长200毫米。

加力燃烧室:完全可调整体式,内外涵气流同时燃烧,无混合段,指缝槽式加力燃烧室。核心气流内是两圈“V”形火焰稳定器,逆流喷油。外涵气流设倒置“漏斗”式稳定器和径向传焰器。加力燃烧室温度1627℃,加力比1.70。

高压涡轮:1级轴流式。转子叶片和导向器叶片空气冷却。单晶转子叶片带冠。

中压涡轮:1级轴流式。转子叶片为空气冷却单晶叶片。叶片从第3级高压压气机引气进行冷却。

低压涡轮:2级轴流式。2级叶片均带冠不冷却,1级导向器叶片空气冷却。为了减轻重量,2级叶片仍为空心,涡轮叶片均带冠。精铸的镍基合金叶片以纵树形榫头与盘连接。

尾喷管:简单收敛型,无极调节,主副调节片各14块。收敛喷管由带4个千斤顶螺丝的侧板操纵,并由用高压压气机第4级高压空气的马达通过灵活的传动轴驱动。采用两块蛤壳形整体式反推力装置,进行减速。

控制系统:采用双重控制系统,分为微型双通道全功能电子控制系统和液压机械调节系统,包括主燃烧室、燃油系统和尾喷口作动系统。其信号来自飞行员的油门杆和每台发动机的传感器。

燃油系统:液压机械式主燃油调节器和燃油泵都是有卢卡斯公司和皮尔堡公司共同研发的,后者进行批量生产。最大供油量10000升/时。

滑油系统:挤压油膜阻尼主轴承,装在3个轴承机匣内,每个用压力滑油供油。通过向油管回油,回油路有油滤和测探测器插头。

点火系统:主燃烧室用高能点火电嘴点火,加力燃烧室用值班火焰点火。

支承系统:高压转子为2支点,中压转子为2支点,低压转子为3支点,共7个支点。支点集中在3个轴承机匣中,低压转子的3级风扇采用悬臂支承。涡轮轴承机匣只有一个位于中压涡轮后。高压涡轮后轴承设计为中介滚棒轴承,支持在中压涡轮轴内。

附件:附件齿轮箱安装在中介机匣下方,齿轮箱带动主加力燃烧室燃油系统、油箱和泵的液压驱动部分,同时输出轴带动飞机齿轮箱。

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发动机反推力技术

作为高速飞行的飞行器,在着落时减速越快,着陆性能就越好。但作为现代军民用飞机采用的机轮刹车、减速伞和阻力板的减速效果,由于受机体结构强度和跑道摩擦力等影响,对于飞机降落时的高速度,减速效果不是很明显,着陆接地速度仍偏大。跑道面上存在冰雪和潮湿都会大幅度增加滑跑距离。这让设计师在考虑上述反推力(以下简称反推)手段时也研究了飞机的动力系统的减速效应。经过多年的研究,取得了诸多富有成效的成果。现代大型军民用飞机,以及部分军用战斗飞机,为了应对不同的场地条件及保证着陆安全,普遍采用带反推装置的动力系统,以便需要时提供灵活可靠的减速作用。这被称为动力减速。

动力减速的优点:

一、不用考虑飞机气动条件,与起落装置设计和布局并无太大关系;

二、方便机场调度。采用动力减速飞机,可以利用两翼发动机正/反推力的动力差异,不需要借助牵引车辆,就可以实现极小半径的转向。特别是大型飞机,其转向半径和跑道宽度的矛盾可以利用动力正/反推解决。

三、不受跑道的条件限制。如果跑道有冰雪或潮湿,会对机轮刹车造成影响。发动机反推减速主要依靠发动机的推力功率。反推系统的减速效果明显,超过气动和摩擦减速,适于应对迫降时迅速减速、中断起飞或气候突变造成的特殊情况。

四、维护简单。传统的机轮刹车和尾钩,在飞机接触地面后才能发挥效果,减速伞在使用后,必须维护和更换。同时,使用后必须对机轮刹车、减速伞、尾钩等设备进行必要的检查维护。而动力减速是动力系统自带功能,使用时直接打开即可,可无数次重复使用,且在跑道上使用,也没有位置和速度限制。

动力减速的缺点:

一、结构复杂,重量大,成本高

动力反推装置是发动机本身之外的附加设备,且需长时间处于高温工作环境中,结构复杂,制造困难。安装反推装置后的RB199发动机的重量达到1吨。着陆时发动机排气温度较高,反推使用时的偏转燃气直接冲击机身发动机段,使用几次后就会在后机身垂尾位置形成烧蚀色。

二、在实际使用中存在诸多问题。

反推装置工作时,虽不会影响发动机涡轮段的正常工作,但反推排气经偏转后会靠近发动机进气口前端,易导致进气口气流畸变,使发动机产生推力变化、噪声和喘振,必须在发动机设计时对这些问题进行考虑。反推在地面启动时,偏转后的发动机高速喷流冲擊到地面,易造成砂石等异物飞溅,打击机身结构或吸入发动机。同时,靠近机体的发动机反推装置工作时,偏转的气流会冲击到机身结构,容易产生压力疲劳、烧蚀和气动控制效率降低的负面作用。

动力反推的种类

扰流板反推:该技术最早应用于喷气发动机的反推装置。该技术是在发动机后端外侧安装有独立的扰流板(大都采用两块对置),反推启动后采用旋转拉杆将扰流板放出,两侧扰流板在喷口后方形成封闭遮挡,使喷气流转向形成反向推力。

扰流板反推的结构简单,与常规的减速板没有什么大的区别,制造、安装和维护的要求都不高。主要用于涡喷和小涵道比涡扇动力系统,现有带反推的军用战术飞机也以该类技术为主。RB199动力系统就是采用这种装置。

格栅反推:此技术主要相对于扰流板反推技术。主要适应于大涵道比发动机。于20世纪60年代开始普及。大涵道比的风扇段的直径较大,而发动机本体的长度相对较短。大涵道比发动机如果采用扰流板反推,扰流板的重量将大幅度增加,发动机的外壳也没有足够的空间来容纳扰流板。因此,大都采用拉伸式发动机尾环和格栅发推装置。

鳄鱼口反推:该技术在20世纪90年代开始应用于民用航空动力。鳄鱼口反推是在发动机外涵道后段环形设置多个矩形排气门,每个排气门里都有对开的两个扰流板。反推系统启动后,排气门扰流板分别向内和向外打开,涵道内扰流板阻挡喷流,发动机舱外侧的扰流板则用以改变喷流方向。对开的扰流板工作状态类似鳄鱼张开的大嘴,因此被称为鳄鱼口反推。

机翼结构反推:在发动机喷口后的机翼段设置可折叠的阻力板,工作时打开挡板遮挡发动机喷流实现减速。机翼结构反推与发动机各自独立,不存在发动机反推的密封、结构和重量问题,技术难度也不大。机翼结构反推类似于二战时期俯冲轰炸机的减速板,现有研究方向大都将反推扰流板与飞机活动增升翼面组合,用组合活动面实现机翼变弯度、增升和动力减速功能。

设计于冷战白热化时代的“狂风”战机,在设计上十分强调短距起降能力。因此,为“狂风”战机采用了独立的扰流板反推装置,机轮触地后,自动打开,并封闭排气通道,发动机全部推力都可以用作反推动力,可以保证在370米的滑跑距离停机。

主要型号

RB199-01,供试飞用。为了保证研发进度,且为了检验原型机的设计成果,其不加力推力和加力推力均低于设计指标预定值的11%和19%。

RB199-02,基于-01型改进型号,也称为RB199-34R。设计人员在-01基础上,扩大低压和中压涡轮面积,增大气流量,并重新设计了叶片。-02型于1974年1月首次运转,同年12月获得试飞许可证。1975年2月首次试飞。在试验中,-02型加力和不加力的涡轮前温度都比原型低很多,使耗油率降低了5%。

RB199-03,是-02型的进一步改进型。其主要特点是加宽了风扇叶片叶弦,改进了加力燃烧室,增大加力推力。“狂风”战斗机在1977年进行试验用的动力系统就是这个型号。

RB199-04,又称为RB199 MK.101型,也是首批RB199发动机的批量生产型号。经过-01、-02、-03三个型号的研发,RB199已经达到了预定的耗油率。此型号重点改进压气机和涡轮的工作效率,于1977年2月首次运转。

RB199 MK.103,在MK.101基础上发展而来的,也是RB199的标准型号,主要是提高了低压压气机的空气流量。涡轮前燃气温度和局部压力载荷。如此措施下,推力增加了5%,耗油率降低了1%~2%,最大推力71.19千牛,带反推力装置,主要用于英国、德国、沙特的“狂风”IDS(对地攻击型)战机。

2003年6月,用于英国皇家空军的“狂风”GR4战机的142台发动机完成了寿命中期大修,但因“台风”战机逐步服役,“狂风”战机已失去了昔日荣光,因此,并未对发动机进行升级。

RB199 MK.104,是英国国防部委托罗罗公司研制的试验样机,是在MK.103基础上延长了加力燃烧室长度360毫米,并改变外部装饰。经过改进后,推力较MK.103型提升了10%,达到了73千牛,同时耗油率有了明显的改善。主要用于“狂风”ADV(防空截击型),特别是ADV F3型。服役国家有英国、意大利、沙特国家。

RB199 MK.104D,用于BAE系统公司的试验飞机项目的先进技术验证机。

RB199 MK.104E,用于欧洲战斗机(也就是后来的“台风”战斗机)DA1和DA2的过渡动力系统。

RB199 MK.105,在MK.103基础上改进而来。重新设计了低压压气机以增大空气流量和提高增压比。推力提高10%,最大推力达到了74.73千牛,全寿命周期费用大幅降低,主要用作德国“狂风”ECR(电子战与侦察型)战机。

RB199-122,该型号的推力级为72.97~74.75千牛,作为欧洲战斗机的过渡动力系统。它与MK.104D基本相同。

RB199 B,增推型发动机,推力级为80.06千牛。主要特点是:风扇压比增大,压气机采用了新材料,高压涡轮采用单晶叶片,采用了刷式封严等。

不是结局的结局

“狂风”战机是以应付与华约国家全面世界大战而研发的攻击机,当苏联解体,曾经让西方夜不能寐的压力随之消失,继续维持“狂风”的实际价值已经无法抵消在经济上所承受的压力。“狂风”战机面临着被“台风”逐渐取代的命运。

不过,作为欧洲多国联合研制高性能军用战机的发展过程,各个参与国通过协商和合作的方法解决了不同需求目标所产生的分歧及在研发过程所取得成功经验,特别是在研制过程中有效的协调了不同国家对飞机的不同需求,都为以后欧洲联合开发的EFA项目提供了成功的管理体系和经验。而正是这种体系和经验在难度更高的台风项目中,即使遇到了诸如法国退出、德国反复这样的波折之时,成为支撑着EFA项目向前前进的主要信心。而随着更为强劲的“台风”袭来,迟暮的“狂风”已渐熄。即使如此,联合研发的“狂风之心”仍在航空工业史上留下了灿烂而美丽的“脉搏”。

台风之心——EJ200發动机(二级)

问世背景

RB199发动机的问世,让西欧诸雄尝到联合作战的甜头,于是在其后EFA项目中,仍然抱团作战,联合研制了EFA项目的动力系统——EJ200发动机。集欧洲四大强国之长研发的“台风”战斗机,代表着20世纪90年代欧洲航空工业的最高水平,其动力系统EJ200发动机更是同类型号的佼佼者,整体性能水平已经达到了第四代军用涡扇发动机的水平。

众所周知,“台风”战机项目来源于当年的EFA(欧洲战斗机)项目,后来EFA虽然继法国单干独自研发阵风战斗机,而剩余4国(英国、德国、意大利、西班牙)继续研发了“台风”战斗机。1985年7月,英德意3国在意大利都灵签署了后来史称为“都灵协议”的合约,宣布正式启动了“台风”战斗机计划。同时,对战机的动力系统也提出了具体的性能指标:推力等级(全加力)90千牛,标志着“台风”战机的动力系统进入了正式的研发阶段。随后的1986年6月,4国的顶尖发动机生产商(英国的罗罗公司、德国的MTU公司、意大利的菲亚特Aviog公司、西班牙的涡轮推进工业公司ITP)根据此前他们的合作结晶——“狂风”战斗机联合组成了一支跨国研发团队,并创办了欧洲喷气发动机联合企业(EUROJET Engines GmbH,后改称为欧洲喷气涡轮公司,EUROJET Turbo GmbH)。总部设在德国慕尼黑。该公司的主要目的是“建立一个总体负责从发动机研制、试验、生产到销售,维护保障等工作的机构,统筹协调合同各方复杂的利益关系,解决研发过程中遇到的各种问题,保证项目按计划顺利实施”。不久,EUROJET与专门负责“台风”战斗机研发而成立的“北约欧洲战斗机项目管理局”(NETMA,1987年2月设立,总部也设在德国慕尼黑)签订合同,对管理局负责,主要负责“台风”战斗机的动力系统的研发。

基于此前在“狂风”战斗机项目中的成功合作经验,特别是其动力系统RB199的研发经验,4国按照比例,承担EJ200发动机中数个单元体的研发任务。为了更精细化,4国将发动机划分为精确完整的几个部分,并分别交由各大公司单独研制。这样做法虽然是集各家之长,但也带来了整合匹配的不利影响,主要是界面问题。这也成为EJ200的是否成功的关键节点。为此,4国决定在EJ200的研发中更注重各方面的協作合作,即规定部件不再由一个公司全部负责,而是合作共同参与主要部件。其中,英国的罗罗公司凭借强大实力,在EJ200的研发中占据着主导地位。不仅承担了最关键的燃烧室、涡轮单元,还参与了除附件之外的几乎所有部件的研发工作。

先行者——XG-40验证机

EJ200虽是4国联合研发,但英国的罗罗公司才是真正的“男主角”。正是有了罗罗公司这样的业界“大咖”的压阵,EJ200的研发就显得顺风顺水了。其实,罗罗公司早在20世纪70年代末期就针对“狂风”战机的RB199发动机提出了增推方案,要求新发动机的性能较RB199 MK.101推力提高40%。后来,罗罗公司与英国国防部于1982年签署了一份合同,共同出资研发,工程代号XG-40(其中“40”就是推力提高40%的意思)。罗罗公司的实力绝对令人仰望,仅几年时间,XG-40就取得了诸多技术突破。随即,罗罗公司将XG-40的技术验证机取得的成果直接移植到EJ200上,于是有中等推力发动机的NO.1之称的“阵风之心”就此诞生了。

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XG-40虽然是RB199的增推型号,但XG-40一反罗罗公司传统,将结构换为简单的双转子结构,而不是罗罗公司的独门3转子结构。RB199采用了3转子结构,让3个转子接近各自最佳转速运行,十分显著地提升了部件效率,尤其是压气机结构。但XG-40验证机则“回归”“正常”的双转子结构,两级涡轮分别驱动高压压气机与风扇转子。罗罗公司之所以采用双转子而放弃自己的独门绝技,是考虑到研究技术应具有相当高的技术水准,同时对军方先进的航空动力需求保持一致。这样的“反常”不仅缩短了研制周期,降低了技术风险,同时也不丧失其先进性。

1986年12月23日,首台XG-40验证机进行了台架试车,1987年第一台验证机纳入研究计划。截至1995年的最后一次实验,XG-40验证机完成了200小时的整机试车,全工况条件下实验超过4000个循环,工作强度比EJ200最大额定推力状态下要高许多。正是由于有了XG-40验证机的各项工作进度的顺利推进,为随后的EJ200的诞生奠定了技术基础。

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XG-40验证机各部件的技术特征

一、风扇

XG-40验证机采用的无进口导流叶片的三级风扇,叶身上不设置阻尼凸肩,设计总压比3.9。在研究过程中,还设计了带进口导叶的风扇部件,进行对比试验。不过,在试验中发现无导叶风扇就具有良好的工作性能、很强的抗畸变、抗外物打击能力,遂取消进口导叶(风扇为悬臂支撑),从而简化了单元结构,减少零部件数目。中介机匣采取钛合金整体精密铸造。

二、高压压气机

采取5级轴流式设计,设计总压比6.5;采取小展弦比转子叶片,与同类部件相比具有级数少、级压比高等特点。同时也注重压气机的稳定工作余度,它是在四级压气机基础上发展而来,增加一级,可适当降低级负荷水平,提高喘振余度,而增重的影响也在可承受范围内,因此综合权衡后采用了5级的设计方案。

三、主燃烧室

验证机采用短环形、高温升燃烧室,设计中参照了RB199的研制经验,倾斜安装火焰筒并带突扩式扩压器和蒸发管喷嘴,具有尺寸短、重量轻、无冒烟,稳定燃烧范围大、点火特性好等优点。

四、涡轮单元

轴流式高、低压涡轮各一级,两个转子的运行方向相反(对转涡轮)。三维设计的工作叶片,低密度单晶镍基高温合金无余量精铸,先进、高效复合冷却技术。

五、加力系统

采用径向加力燃烧室的设计方案,验证了基准镍基材料制造的火焰稳定器,也验证了复合材料等新材料性能。验证结果表明,加力系统工作稳定、效率高,在高循环温度下稳定器不烧蚀,能较好抑制高频啸声的产生。

此外,XG-40验证机在研发过程中,为了降低技术难度、缩短研发时间,大量借鉴RB199发动机的设计,尾喷管、控制系统、空气系统、滑油系统等多采用传统方案,只是在主要部件方面采取新技术。

研发过程

正是有了成熟的XG-40验证机的这一雄厚而先进的基础,EJ200发动机前景一片光明。因此,1988年11月23日,NETMA和EUROJET正式签署了EJ200的研制合同,也标志着EJ200研发正式进入了快车道。作为又一次的国际合作大型项目,欧洲诸国因有“狂风”战斗机的成功合作经验,对EF2000的研发也是驾轻就熟。根据以往的合作经验,EUROJET将EJ200项目分成数个阶段实施。按照计划,首先开展的DVE(即型号验证机——验证测试型发动机的研制)。在DVE中共有3台验证机以及数个用于实验的平台(包括核心机、加力实验平台)被首先制造出来,用以验证设计方案的可行性,并由此发现需要解决的生产标准问题,为下一阶段工作铺平道路。

1988年11月开始下线的第一台验证机被安装在德国MTU公司的发动机试车台上,进行首次运转试验,试验中推力值超过了合同规定的指标,而发动机的工作温度值保留在限定的范围内,且保留一定的余度,为以后的改进升级保留足够的改进空间。

第二台DVE验证机安装在意大利菲亚特的AVIO公司。

第三台DVE验证机安装在英国罗罗公司,用于加速模拟任务持久试车(ASMET),以及在高空台上进行“模拟飞行试验”。试验内容包括:加力与不加力状态的高空高速飞行试验(模拟高度10970米、飞行马赫数1.8)、匀速爬升到15240米高空、在高温与高空条件下的再起动试验、高度9144米时的重新起动等试验。在试验中,這台验证机的涡轮前温度曾经高于2000K,不加力推力达到甚至超过60千牛,加力推力接近89千牛。

经过紧张的一年的试验,1989年12月,验证机达到了合同规定要求,随即进入了一年的技术总结阶段。其进度比台风战机还要快,比计划提前一年,保证了战机的顺利研制。

为了追求研发进度,在进行DVE计划之前的1988年初,全尺寸发展型(FSD)的设计工作便已展开,主要是研制满足合同规定要求,可供原型飞机使用的试验用型号,并最终形成批生产型发动机的技术标准。在随后的十余年的研发过程中,共研制了两台批次的原型机——01批和03批。

EJ200虽处验证机状态,但因有罗罗公司这样的大腕压阵,以及XG-40验证机的先期开发,可以说,未来一片光明。研发参与国也对EJ200发动机倾注了大量心血。不过,随着时间车轮进入20世纪80年代末期,国际局势风云变化,华约解体,曾经一度压得欧洲喘不过气来的苏联一夜之间解体了。欧洲安全态势转变,对EFA项目产生了巨大冲击。欧洲4国联合研发的EFA计划面临下马的边缘。而1992年7月,德国更是宣布退出EFA项目,EFA项目面临了自启动以来最大的一次危机。不过,欧洲诸国也明白EFA项目是他们重回航空工业顶峰的唯一机会。为了保住这一来之不易的成果,各方经过紧急协商,1992年12月德国又重新加入其中。随即EFA项目改称为EF2000战斗机。1998年9月,EF2000被赋予了“台风”称号。

EF2000项目虽然保留下来,但各国因经费问题要求必须严格控制发动机的费用,制定了新的合同规范。其可靠性、耐久性、维护性等指标均达到了前所未有的高水平,并以此作为实现“寿命循环成本”(LCC)的基础条件。

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寿命循环成本(LCC)

·有竞争力的发动机和部件单价

·良好的可靠性

·最佳的维护性设计

·低耗油率

·尽量采用可变几何特征

EF2000的三性要求

1.可靠性

·平均无故障间隔(MTBF)大于100EFH(EFH,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

2.维护性

·单元体设计

·视情维护,在1~2级维护水平上(遭遇外物损伤和飞行维护不包括在内)为0.5DMMH/EFH (MMH,直接维护工时)·发动机拆换时间小于45分钟

3.耐久性

发动机机匣:24年

·压气机叶片:除了遭遇外物打击损伤的叶片外,大于12年

·热端部件:约5年

·尾喷口零部件:2~3年

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

1991年,第一台EJ200全尺寸发动机装配完毕,并进行了首次运转试车。随后,EUROJET公司又动用了11台发动机和两台核心机按照军方要求投入了各种实验(包括持久性试车、高空模拟实验、发动机操纵性实验、性能检验)。到1994年首飞之前,EJ200原型机已累计完成2500小时的台架试车,验证机也进行了500小时的试验。在这些试验中,EUROJET公司刻意提高苛刻程度,延长试验时间,更加贴近发动机实际使用情况。在这样情况下,EJ200表现出了良好的持久性能,其中一台发动机经历了600多小时的模拟飞行试验。“飞行”中接通加力8000次,推拉油门杆(慢车-最大-慢车)8000次。这台发动机在试验结束后,工作人员将其分解检查,发现发动机的绝大部分零部件无需进行修理即可进行下一步的持久试验。随后,EJ200投入到了各种验证测试。

1995年初,EJ200发动机通过所有飞行前规定试验,经过欧洲适航部门批准,取得了通行证,扫除最后飞向蓝天的法律障碍。

1995年6月4日,两台EJ200-01A发动机安装在“台风”原型机DA3上,在意大利都灵附近的Casell进行了期待已久的飞行。

1996年初,“台风”原型机DA3的发动机从EJ200-01A升级到EJ200-01C(主要是修改了高压压气机及燃烧室部分)。

1996年8月31日,“台风”原型机DA6升空,是第二架安装EJ200发动机的战斗机。首飞共历时55分钟,取得了良好的试验结果。

1997年2月,“台风”原型机DA5从德国的门兴起飞,所装的发动机型号是EJ200-01C。

1997年3月,“台风”原型机DA4在英国的沃顿试验基地升空。

1997年4月,预生产型EJ200-03A发动机通过了飞行前的合格试验,并安装在“台风”DA5原型机上,经过多月的准备,安有EJ200发动机的“台风”原型机终于1997年6月完成首飞。经过半年的技术积累,EUROJET认为EJ200-03A基本达到了军方要求。随后,又将前两架“台风”原型机(DA1、DA2)的RB199发动机更换为EJ200-03A,全部工作于1998年夏天完成;与此同时,DA3、DA4等飞机也在换装EJ200-03A发动机。

随着EJ200-3A的投入使用,EUROTET针对EJ200-03A进行了改进升级,将压气机做了些许改动,主燃烧室采用带气动雾化喷嘴的“富燃”(主燃区富油气比)设计。改进后的型号称之为EJ200-03B。

经过前期的验证机的大量使用,EJ200的技术逐步成熟,1997年12月22日,英德意西4国国防部长在德国波恩正式签署了EF2000“台风”战斗机诸多的合同备忘录。主要包括:EF2000“台风”战斗机的生产授权,批生产及后勤保障等内容。

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1998年3月30日,NETMA与EUROFIGHTER GmbH、EUROJET GmbH正式签订了飞机/发动机生产、后勤保障合同,总金额近320亿美元,计划总共生产620架飞机、1382台发动机,按照计划,台风战机的生产工作将分3个部分(Tranche1~Tranche3)实施。

Tranche1(1998年-2006年)

1998年9月21日,签订一份“固定价格”的生产合同,共采购148架战斗机(其中包括5架安装有测试仪器的IPA试验机,31架用于先期训练、编制飞行大纲的IOC标准飞机,还有一架作为静态试验飞行)、363台EJ200发动机。2006年12月22日,合同规定的362台发动机按照计划全部交付。

Tranchae2(2006年-2012年)

飞机数量为236架,519台发动机,并开始生产性能增强的型号,合同于2004年12月14日签订。

Tranchae3(2012年至今)

预计采购约236架飞机,500台发动机。将进行全面升级的推力增加,寿命循环提高并可能采用推力矢量等新技术。

EF2000“台风”战斗机的合同虽然签订,但其背后的4国为战机投入大量的试验,按照事先签订的研制大纲,到1998年,EJ200发动机台架试车时数要到10600小时左右。不过,实际中并未达到如此时数。即使如此,但其中取得的效果仍是十分令人满意的。

1999年6月,时任EUROJET总经理肯·格林诺尔对外界称,在EJ200研制过程中,共动用了26架原型机,累计进行10000多小时的持久试车。在大量试验中,发动机表现优异,取得良好的试验结果。尤其引人瞩目的是,在试飞中,“台风”DA3、DA5依靠EJ200发动机的强大推力实现不开加力超声速巡航飞行(高度12192米,马赫数1.4)。而这一能力其实并非“台风”战机必须具备的设计性能。当然,这一意外收获也证明了EJ200发动机性能之强悍了。

1999年底EJ200进行“初始鉴定试验批准”(Completion of Initol Certification Testing,CICT)。这标志着EJ200发动机即将完成设计定型。今后的工作重点将从研制发展逐步转入预生产及将来的批量生产。

作为EJ200的首款批生产型号的技术标准的EJ200-03Z,随后被安装在台风DA1、DA2、DA3上准备进行飞行鉴定。为了保证安全,3架原型机均采用03Z和03B混装的模式。与03B相比,03Z主要在重量、寿命等方面有所改善,优化了核心机部分;采用新设计的低压涡轮部件,发动机数控单元升级为DECUC2等,别的基本性能相同。

1999年12月,安装有03Z发动机的“台风”战机正式首飞成功。这一里程碑式的首飞,标志着EJ2000“台风”战机即将投入大规模的生产。

2001年3月8日,EJ200通过了生产型发动机的技术鉴定。

2001年7月12日,首批两台标准生产型发动机交付BAE系统公司的沃顿工厂,配装于首架英国“台风”战机标准生产型飞机IPA1(机上装备有各种测试设备)。

2002年4月15日,IPA1正式首飞。

2002年4月5日,意大利阿莱尼亚公司生产的IPA2飞机首飞。

2002年4月8日,德国EADS制造的IPA3飞机首飞。

至此,无论“台风”战机,还是EJ200发动机的研发工作基本均可称为顺风顺水。外界对“台风”战机均充满希望,而EUROJET也忙于EJ200的生产定型与批量生产型工作。不过,一个巨大的影响却正在酝酿。2002年11月21日,EF2000原型机DA6在西班牙中部托莱多进行试验飞行中,遭遇双发空中停车,飞机坠毁在托莱多的山区,所幸两名飞行员安全逃生。

此刻正值“台风”战机处于研发的阶段末期,即将交付部队使用。发生了坠机事件,外界对“台风”战机给予了广泛关注,甚至是担忧与质疑。

不过,作为欧洲4国耗资无数倾力打造的项目,岂能就能颓废?4国立刻成立了“事故调查委员会”(AIC)对这次坠机进行详细的调查。20多天后,EUROFIGHTER GmbH公司向外界公布了AIC发来的一份简短的声明:“……DA6所配发动机是较早的试验批次(型号为03A)。当时飞机正在西班牙托莱多地区上空进行试验,高度45000英尺(约13700米)、马赫数0.7,当飞机调整到预定的试验点,两台发动机突发喘振、导致双发熄火,机上飞行员曾試图恢复正常状态但却不能重新起动发动。”这份官方声明虽然说得有理有据,不过并未透露出这次事故的主要原因及相关细节。不过,后来许多专家据官方公布的细节推测,怀疑这次坠机可能是由于发动机控制单元DECU使用的新版本软件与发动机不匹配造成的。然而,作为EJ200的4个主要研发合作者,英国罗罗公司可谓是业界名副其实的“大神”级存在,为何会在如此重要节点犯下如此低级错误?至今让人不得而解。由于至今尚未有详细的官方资料披露,因此,我们无法研判这次事故的真相。

AIC发出的官方调查事故报告虽然未能给出令人信服的事故真相,但其最后给出一份让4国坚定将EJ2000“台风”战机坚持下去的报告:“……新批次发动机不会受到类似影响,因此委员会建议,在取得国家适航批准后,尽快恢复EJ200的试验飞行”。与此同时,UROFIGHTER、EUROTET两家公司全力配合4国的适航部门,进行旨在恢复EF2000飞行的各项试验工作。

AIC的授意及4国对EF2000战机项目不遗余力的支持,让EF2000项目不久便扫清坠机阴霾,进行最后列装快车道的冲刺。而此后,“台风”战机以初始服役期的出色表现,成功消除了外界的质疑。

2002年11月14日,首架批量生产型EF2000“台风”战机GT001/9831在德国出厂。2003年2月13日首飞。几乎同时,另外3架批量生产型(分别由英西意3国制造)也顺利首飞。同年6月和9月,4国空军正式接收首批生产型“台风”战机。至此,从1983年西欧5国提出新机研制意向,到此刻“台风”战机的最终列装,历时20年打造的EF2000战机终在世界航空界掀起了新的一股“台风”。

根据此前签订的合同规定,4国均建有EJ200发动机的总装厂,负责各自装备型号的生产、测试及维修保障等工作。2005年8月,EJ200又达到了一个里程碑——累计飞行达到10000EFH。在服役初期,EJ200的适用性、可靠性、耐久性俱达到预期设计要求,赢得了各方高度赞扬。

典型试验

随着“台风”战机渐进生产列装工作的持续推进,设计部门对EJ200发动机也开展了多项技术研究,融入更多的新技术,不断优化,改进EJ200的设计方案,力求做到与时俱进。

EJ200发动机的鉴定批准/定型试验

作为当今有“工业之花”之称的航空发动机,获得成功的无一例外都经过一番严格(试验苛刻)、大批量(时数多)、大范围(从零部件到整机、试验环境从地面到高空、从沙漠到极地,试验科目涉及发动机的各种设计与非设计工况)的试验考核。其中的定型试验是发动机研制中最为关键的试验项目。一款新机必须通过一系列规定的定型考核方能转入批量生产,交付客户使用。EJ200也不例外。据有关资料介绍,EJ200共进行了大约17000小时的整机台架试车,其中包括持久试车、多种环境/吞咽试验、起动/再起动试验、加速试验、结构振动试验等一系列苛刻无比的试验。

加速模拟任务持久试车试验

按照计划,使用一台EJ200发动机,以“EJ200-循环”程序进行试车(这是模拟发动机在作战任务中的实际用法,删除其中对发动机寿命没有影响或者影响较小的工作状态,进而综合编制出的试车谱)。试验中发动机必须经受2300次“循环”的运转考核,实际试车时数超过700小时。一次这样的持久试车试验,相当于发动机外场3000飞行小时或者15年的使用时数。

鸟撞击试验

作为大自然的精灵,飞鸟可是飞行器的大敌。1989年6月8日,一架苏联米格-29战机在巴黎航展进行飞行表演时,因为发动机吸入一只飞鸟而导致发动机熄火,最终飞机坠毁.在惨痛的教训面前,EJ200吸取经验,将风扇按照损伤容限原则设计,工作叶片为小展弦比叶片。这有助于提高发动机的抗外物损伤FOD以及鸟撞击能力。在试验中,EJ200经受住了单只与多只不同重量等级的飞鸟撞击,结果表明EJ200的宽弦风扇完全满足设计要求,抗外物打击能力相当强。

吸入高温气体试验/进气温度瞬变试验

这个试验是在德国MTU Aero公司的地面试车台和斯图加特大学内的高空实验舱进行的。战机在作战时候,发射武器(尤其是导弹),喷射出的废气使得发动机进口温度瞬间发生急剧变化(温度突升),在某些特定时候,温度畸变的程度足以引起发动机失速、喘振,甚至造成机毁人亡。为此,EEROJET特别重视这项试验。将一台EJ200原型机投入了苛刻的试验中。试验中采取氢燃料加热器作为高温气体的发生装置。典型情况下,该装置能使进口气流在0.1秒内从环境温度上升到峰值(要求升温幅度达到425K,温度突升率为5000K/秒)。

经过严格试验后,EJ200显示出良好的性能要求,具有很强的抗温度畸变能力,喘振的温度峰值出现时间是在温度突升过程中相当靠后的位置。这表明进入不稳定状态前,发动机能够在升温条件下持续工作相当长的时间。

当然,为了保证实验的延续性及科学性,实验程序为逐步增加温升幅度的方式,逼近由温度畸变引起发动机喘振的数值点。(未完待续)

[新闻]

空中客车启动第五届“让创意展翅高飞”中国区比赛

9月22日,空中客车在北京航空航天大学举办第五届 “让创意展翅高飞(Fly Your Ideas)”全球大学生航空竞赛中国区启动仪式,鼓励中国大学生为航空业的未来发展贡献奇思妙想。

“让创意展翅高飞”全球大学生航空竞賽,每两年举办一次,旨在为全球大学生提供一个难得的机会,将书本知识学以致用,和空客一起直面行业挑战,共同创新。通过参与竞赛,学生们在团队合作、项目管理和沟通技巧等方面得到充分锻炼,提升在未来职场中的竞争力。

中国学生在往届的比赛中不论在参赛人数和参赛作品质量方面均有突出表现。2015年,西北工业大学“加力反推”队凭借“以体感游戏机为灵感来源的飞机滑行引导系统”项目成为最后进入决赛的5支参赛队伍之一。