太行發(fā)動機-概述

國產(chǎn)太行發(fā)動機

太行發(fā)動機也叫渦扇10系列發(fā)動機是在八十年代初期，中國航空研究院606所(中國航空工業(yè)第一集團公司沈陽發(fā)動機設計研究所)面對中國航空界的嚴峻局面，國家于八十年代中期決定發(fā)展新一代大推力渦扇發(fā)動機，渦扇10A正隨殲十的預生產(chǎn)型進行邊試飛邊定型試驗，2004年能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機大批量入役。因七十年代上馬的殲九、殲十三、強六、大型運輸機等項目的紛紛下馬，與之配套的研發(fā)長達二十年的渦扇六系列發(fā)動機也因無裝配對象被迫下馬，令人扼腕，而此時中國在航空動力方面與世界發(fā)達國家的差距拉到二十年之上。面對中國航空界的嚴峻局面，國家于八十年代中期決定發(fā)展新一代大推力渦扇發(fā)動機，這就是渦扇10系列發(fā)動機。

太行發(fā)動機-主要型號

依據(jù)裝配對象的不同，渦扇10系列有渦扇10、渦扇10A、渦扇10B、渦扇10C、渦扇10D等型號，其中渦扇10A是專門為中國為趕超世界先進水平而上馬的新殲配套的。中國為加快發(fā)展渦扇10系列發(fā)動機，采取兩條腿走路方針。一是引進國外成熟的核心機技術。中美關系改善的八十年代，中國從美國進口了與F100同級的航改陸用燃汽輪機，這是渦扇10A核心機的重要技術來源之一;二是自研改進。中國充分運用當時正在進行的高推預研部分成果(如92年試車成功的624所中推核心機技術，性能要求全面超過F404)，對引進的核心機加以改進，使核心機技術與美國原型機發(fā)生了較大變化，性能大為增強。

太行發(fā)動機-原理結構

主要原理

國產(chǎn)太行發(fā)動機

渦扇10/10A是一種采用三級風扇，九級整流，一級高壓，一級低壓共十二級,單級高效高功高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結構結構的大推力高推重比低涵道比先進發(fā)動機。黎明在研制該發(fā)動機機時成功地采用了跨音速風扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風扇轉子，鈦合金精鑄中介機匣;，擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴散隨口，高壓機匣處理以及整機單元體設計等先進技術。渦扇10A的制造工藝與 F100、AL-31F相似，十分先進，外涵機匣利用中推部分先進技術采用高性能的聚酰亞樹脂復合材料，刷式密封，機匣所用材料與美制F414相似，電子束焊接整體渦輪葉盤，超塑成形/擴散連接四層風扇導流葉片，鈦合金寬弦風扇空心葉片，第三代鎳基單晶高溫合金，短環(huán)燃燒室，收擴式噴口，全權限電子控制技術，結構完整性設計，發(fā)動機制造和設計十分先進，不亞于世界同時期先進水平。其中渦輪葉片采用定向凝固高溫合金先進材料，無余且精鑄和數(shù)控激光打孔等先進工藝，以及對流、前緣撞擊加氣膜“三合一“多孔回流復合冷卻先進技術，使渦輪葉片的冷卻效果提高了二倍，而且耐5000次熱沖擊試驗無裂紋發(fā)生。渦扇 10的渦輪葉片雖然是定向結晶的DZ125，但采用了我國獨創(chuàng)的低偏析技術，其綜合性能可以和第一代的單晶高溫合金媲美。渦扇10的性能為：空氣進量 100kg/sec，渦輪前溫度為1700-1750k，渦扇10加力風扇的性能的一些主要數(shù)據(jù)為如下：高、低轉子的轉速分轉別是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，增壓比30，323 m/s和334 m/s，空流量M=100 kg/s，主燃燒室及加力燃燒室供油量分別為2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機研究所研制的FADEC。

技術結構

渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運轉產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結晶構造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結晶單晶化，在定向凝固合金中，增加 Gamma基本態(tài)，提高高溫強度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

由于運用了高推預研的先進成果，渦扇10A的三級低壓壓比甚至比AL―31F的四級低壓部分還要高，九級高壓，壓比12，效率85%，總壓比、效率、喘震余度高于AL―31F，總壓比與F110相似，達30以上,渦輪前溫度為1747K，推質(zhì)比為7.5(國際標準，非俄式標準)，全加力推力為 13200千克，重量比AL―31F要輕。相比之下，AL―31F渦輪前溫度只有1665K，推質(zhì)比7.1(國際標準，俄式標準為8.17)，全加力推力12500千克;F110的渦輪前溫度為1750K，推質(zhì)比為7.57(國際標準)，全加力推力為13227千克?？傮w比較，渦扇10A性能要遠高于AL ―31F，與F110相似。其定型時間為2003年，服役時間為2005年。

太行發(fā)動機-設計理念

軍用渦輪扇噴射引擎幾乎都是雙軸(dual-pool stage)，有四大部分(1)雙軸系壓縮機(dual-axial compressor)由低壓壓縮機(LPC)及高壓壓縮機(HPC)組成、(2)燃燒機、(3)雙軸系渦輪，即高壓渦輪(HPT)及低壓渦輪(LPT)，(4)后燃器。設計高性能渦輪扇噴射引擎必須要注重以下三大問題：

國產(chǎn)太行發(fā)動機應用于戰(zhàn)斗機

1、避免壓縮機葉片因轉速過，快造成壓縮機后部各級堆積空氣，或進氣道氣流畸變而導致的失速(compressor surge)，故須有各種糾正措施。舉例說明，J79-GE-15渦噴發(fā)動機依賴調(diào)整高低二級壓縮機轉速比，讓壓縮機在任何情況下能夠匹配。當后部阻塞時，應用前6級可變傾角靜子葉片，調(diào)整角度以疏導氣流。氣流依序通過2級風扇、6級低壓壓縮機及7級高壓壓縮機，獲得總壓比17。千萬記住，如何以最少的級數(shù)獲得高壓縮比，才是判斷噴射發(fā)動機設計技術的重要指標。

2、減輕壓縮機重量，以使離心力及大量施功于空氣所生的機械負荷，不超過制造壓縮機葉片所用合金所能承受的最大的機械強度。故前部壓縮機葉片可用鈦合金，后部壓縮機葉片因溫度升高必須用其他耐高溫合金。

3、使渦輪工作更有效，以帶動壓縮機更快旋轉。所以必須要產(chǎn)生讓渦輪運轉更快的高溫氣體，同時減輕渦輪自身重量。于是就須要提高渦輪進氣溫度，及應用高強度及更耐來制造葉片。對渦輪葉片性能影響最大的是高溫合金的鑄造技術。當然那根渦輪軸的加工精度也很重要，否則摩擦熱會燒毀引擎。

太行發(fā)動機-技術指標

1、旁通比(BPR)= 旁通的氣體質(zhì)量 / 流進核心機的氣體質(zhì)量。高BPR意味著更少的空氣流過核心機，所以提高總壓縮比就越容易，這是渦扇噴射引擎的基本想法。根據(jù)推進效率，渦輪扇引擎在亞音速飛行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR說明更多的空氣流過核心機，在超音速飛行中，在加力狀態(tài)下，低BPR能使單位流量推力增加，燃油耗油率降低。

2、總壓縮比(TPR) = 壓氣機后出口壓力 / 壓氣機前進口壓力。高總壓縮比使壓氣機和進氣裝置的調(diào)節(jié)成為必要，且越來越復雜。高總壓縮比也使渦扇引擎的壓氣機穩(wěn)定性裕度面臨極大考驗，壓力越大越容易造成失速。所以遠程轟炸機或民航機因為不須作激烈的機動，不需極復雜的調(diào)節(jié)裝置，可由提高TPR，來降低燃油耗油率，增加航程。但對于戰(zhàn)斗機，提高TPR 必須有節(jié)制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B 1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本設計，將TPR從原來的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不變。與其一味提高TPR，不如以最少的壓縮級數(shù)來達到所需的壓縮比。

3、前渦輪進氣溫度(TIT)，戰(zhàn)機引擎的發(fā)展是通過提高TPR與TIT，來增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好渦輪效率，高溫氣體足夠有效帶動渦輪的運動，所以渦輪級數(shù)可降低。在研制時，AL-31F超重，將均為二級的高低渦輪，各改為單級，導致渦輪效率比設計值低4%，通過提高TIT從1350C到1392C來補償。BPR的選擇與TIT的極限有密切關系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的極限下，戰(zhàn)斗機的 BPR應選擇0.15~0.5之間，TPR = 20~30。

由于軍用引擎設計參數(shù)不容易取得，但通過幾個特徵約可一窺全貌：

推重比(T/W)，TIT，TPR，BPR

第一代渦輪噴射引擎的特征(用于Mig-17，Mig-19)：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

第二代渦輪噴射引擎的特征(用于Mig-21)：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

第三代渦輪噴射引擎的特征(用于Mig-23)：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。

第四代渦扇噴射引擎的特征(用于F-16或Su-27)：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。

太行發(fā)動機-WS-6G發(fā)動機

WS-6G(在1982年試驗達設計指標)的參數(shù)：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7?？梢奧S-6G的性能劣于第四代渦扇噴射引擎，但比第三代渦輪噴射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8 (compressor: 4 low pressure + 12 high pressure)。從設計指標看來，WS-6G比WS-9先進。與西方第四代渦扇噴射引擎相比，WS-6G設計之主要差距，表現(xiàn)在壓縮機效率與渦輪葉片合金的性能。

WS-6G是典型缺乏市場觀念，中央計劃經(jīng)濟的產(chǎn)物。上面一聲令下，科研人員只負責把東西研制出來。首先最大138kn推力量級本就與現(xiàn)實不符合，WS-6G 的最大推力應該是90~110kn量級才是，無論是單發(fā)或雙發(fā)都適合。

發(fā)動機的好壞對飛行性能有極大影響。高BPR發(fā)動機高空高速性能不好，F(xiàn)100-PW-100的BPR為0.71，到了F100-PW-129 的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到強化，BPR變成0.33，總壓比達到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飛機持續(xù)轉彎率來說，與速度成反比，與(n**2-1)**0.5成正比，n為過載因子。提高過載必須(1)低翼載，(2)高推力，(3)低零升阻力(簡言之，非升力產(chǎn)生的阻力)與低誘導組力(因升力產(chǎn)生的阻力)。因為發(fā)動機推力與高度、速度有關，飛機能否飛出大過載，實際上受限于發(fā)動機的高空高速性能，這在超音速機動中尤其重要。

太行發(fā)動機-主要性能

渦扇10性能如何?對其設計可說一無所知。但燃氣渦輪研究院有幾篇研究報告，提到三級壓氣機，應指LPC。至于級壓縮比未知，608所研制的 WJ9用來取代Y-12上P&W的PT-6A-27渦槳發(fā)動機，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準計算，三級LPC可獲得3.44的壓縮比， AL-31F四級LPC獲得3.6(級壓縮比1.377)，印度GTX-35VS三級LPC為3.2(級壓縮比1.474)。葉片的三維黏流體設計，631所與西北工業(yè)大學研究水準不差。GTX-35VS(3 LPC + 5HPC)的TPR~21，AL-31F的TPR~24(4 LPC + 9HPC)，F(xiàn)100-PW-100的TPR~25

AL-31FN渦扇發(fā)動機尾噴口內(nèi)部結構

(3 LPC + 10 HPC)。最合理的推論是渦扇10的TPR約為在25。至于級數(shù)。渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機研究所研制的FADEC，AL-31F為機械液壓系統(tǒng)，F(xiàn)100-PW-129裝有FADEC。 燃燒器確定是短環(huán)噴霧式，與WP-13比，其長度可減少1/2。渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運轉產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結晶構造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態(tài)，提高高溫強度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進氣溫度。也就是說，單級高壓渦輪與單級低壓渦輪就足以產(chǎn)生足夠的效率，推動壓氣機的運轉。而不需要像 F100-PW-100一般，用二級高低渦輪。F100的后續(xù)系列因受限于基本設計，無法更動，只能不斷完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采單級高低渦輪，其葉片是用定向凝固高溫合金，后續(xù)發(fā)展型才用單晶渦輪葉片。

渦扇10的旁通比，如果TPR為25，那么旁通比約在0.5與0.6之間。更低的旁通比，表示要壓縮更多的空氣，難度越大，除非增加級數(shù)。換言之渦扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

渦扇10的推重比高于8應該沒問題，與AL-31F比，因為渦扇10有比AL-31F更有效的壓縮機，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統(tǒng)也比較先進?？傊?，渦扇10的壓縮機用多少級來產(chǎn)生多少的總壓比是判斷性能的關鍵。

網(wǎng)上經(jīng)常有人將渦扇10與渦扇10A混淆，其實兩者之間有本質(zhì)的區(qū)別，最大區(qū)別就是核心機的不同，當然空氣流入量、渦輪溫度、推比、推力都不盡相同。其中渦扇10的全加力推力比渦扇10A的要小，渦扇10早在九十年代中期，就在殲十與SU―27上試驗，該機已于2000年定型。渦扇10A于98年裝在殲十上首飛，并進行過長達四十分鍾的超音速試驗，在2000年第一次裝在SU―27上試驗，在與AL― 31F混裝試飛當中，曾發(fā)生空中熄火險情。渦扇10A正隨殲十的預生產(chǎn)型進行邊試飛邊定型試驗，估計2004年能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機大批量入役。

太行發(fā)動機-研究背景

要了解渦扇10的性能，就必須了解其研制的背景、技術基礎等情況。為此先分析渦扇10產(chǎn)生的背景。據(jù)信10號工程是1984年啟動，估計與之配套的渦扇 10應當也應該是啟動于1984年。以中國當時的技術，要獨立自主地生產(chǎn)一種先進的高推重比、高推力的渦扇發(fā)動機應是相當不容易。一是渦噴-15，源于蘇聯(lián)的米格-23飛機，當時中國以20多架殲-6飛機從埃及換回了一架米格-23飛機，自然也掌握了其P-29-300發(fā)動機(中國編號WP-15)，該機推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是從英國引進的斯貝軍用發(fā)動機技術，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是從美國引進的CFM-56民用發(fā)動機，推力10886公斤，自重2005公斤，推重比5.4。四是中國自行研制的WS6G發(fā)動機，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。這幾種發(fā)動機都在10000公斤級，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做為渦扇10的核心機。這是還要特別介紹一個CFM-56民用發(fā)動機。

中華人民共和國正等待批準向它出口兩臺CFM-56II型渦輪風扇發(fā)動機，然后再開始核準一項計劃，根據(jù)這項計劃，中國可能將更換它的多達30多架的霍克德利飛機公司生產(chǎn)的三叉戟運輸機的發(fā)動機?！瓏啦抗賳T對可能向中國出售CFM-56II型渦輪風扇發(fā)動機表示關切，因為這種商用發(fā)動機的核心技術，同羅克韋爾國際公司制造的B-1B轟炸機所采用的通用電氣公司生產(chǎn)的F-101-GE-102發(fā)動機是相同的。正是由于可能進行這種技術轉讓，以及中國人可能運用逆工程技術取得把同樣技術應用到其他方面的能力，所以國防部官員建議不要批準頒發(fā)出口許可證?！北M管有人反對，但在中美蜜月的 80年代，美國政府最終還是批準了這項計劃。

太行發(fā)動機-重要意義

國產(chǎn)太行發(fā)動機

對渦扇10的評價，綜合WS-6G和CFM-56的技術和該試飛員的“坐騎”被人為安裝了兩個不匹配的發(fā)動機的情況來分析，渦扇10的推力應大于AL- 31F的12500公斤，估計在13000公斤左右，推重比應在7.5以上，技術上相當于國際上70年代中期的水平。估計比F-16、F-15早期型的 F100-PW-100要好。從“昆侖”研制成功到短時間內(nèi)又研制成功“昆侖II”的情況來看，渦扇10定型后，估計兩年內(nèi)又會研制出性能更好的渦扇10 -II，推重比會大于8，推力可能會達到14000公斤左右，其生產(chǎn)型的渦扇10-II可望達到國際上80年代中期的技術水平。

殲十定型后的發(fā)動機乃是渦扇10A，不是什么AL―31F，所謂進口AL―31FN之說，是為沈飛殲11生產(chǎn)之用。殲十裝備渦扇10A后，無論空戰(zhàn)推重比、載彈量還是飛機的機動性、靈活性方面，其綜合飛行性能要大大高于裝備AL―31F的殲十。今后國產(chǎn)殲11也要裝備渦扇10A，渦扇10A將成為我國殲十、殲11的標準發(fā)動機。渦扇10A經(jīng)過嚴酷苛刻的國軍標試驗，其性能、壽命、可靠性要遠遠高于俄制標準的AL―31F，606所再彷制AL― 31F已沒什么意義。606所對渦扇10A的評價，渦扇10A的研制成功將使中國航空動力事業(yè)達到發(fā)達國家的八十年代中期水平，在中國航空發(fā)動機發(fā)展史上具有里程碑式的重要意義。

太行發(fā)動機-奠基人物

自主研發(fā)

新中國成立60年來，中國的航空發(fā)動機走出了一條從測繪仿制、改進改型向自主研制轉變的自強之路，成為世界上僅有的5個擁有自主研制航空發(fā)動機能力的國家。在這段光榮而滄桑的歷史中，一個名字深深地鐫刻在共和國的記憶中。他就是中國航空發(fā)動機科研事業(yè)的奠基人和開拓者——吳大觀。他曾在學習筆記中寫道：“在核心技術領域，一個偉大而自尊的民族決不能幻想別人的恩賜，自主創(chuàng)新之路，注定是一條艱辛之路，但更是一條希望之路?！闭沁@些話語點燃了中國航空事業(yè)的希望。航空發(fā)動機研制投入高、周期長，且技術研發(fā)難度大，因此在航空發(fā)動機領域，自主創(chuàng)新是一條艱苦卓絕的道路，更何況是在建國初期處于“一窮二白”的新中國。但吳大觀卻明知山有虎，偏向虎山行。吳大觀很清楚，即使能從蘇聯(lián)引進發(fā)動機，但關鍵技術是學不到的，最終還是要靠自己進行自主研發(fā)。1956年9月，吳大觀到沈陽黎明發(fā)動機制造廠出任新中國第一個發(fā)動機設計室主任。5年后，他在沈陽主持創(chuàng)建了我國第一個發(fā)動機設計研究所——國防部第六研究院航空發(fā)動機研究所。經(jīng)過不懈的努力，1958年5月，由吳大觀主持研制的中國第一臺“噴發(fā)-1A”發(fā)動機試制成功并通過了20小時的長期試車。7月26日，我國裝備著“噴發(fā)-1A”的“殲教-1”型飛機首次試飛成功。緊接著，1959年9月，吳大觀帶頭設計、試制的“紅旗2號”噴氣發(fā)動機上臺試車，為慶祝國慶10周年獻禮。

吳大觀給毛澤東主席匯報

自主創(chuàng)新

1978年，吳大觀負責英國“斯貝”發(fā)動機專利技術的引進和試制工作。他要求所有派出學習的技術人員對于每天學習到的東西都要整理成文?；貒笏M織大家對學習成果進行集中總結，并將經(jīng)驗總結編寫成3冊厚厚的技術書籍。2003年9月，正當“斯貝”發(fā)動機全面國產(chǎn)化進入關鍵時刻，突然發(fā)生了葉片斷裂故障，已經(jīng)87歲高齡的吳大觀在關鍵時刻再次趕到，幫助和指導技術人員進行故障調(diào)查和實驗分析，保證了第二臺發(fā)動機順利通過了驗證試車。在吳大觀的努力下，沈陽航空發(fā)動機設計研究所建成了我國第一個初具規(guī)模的航空發(fā)動機試驗基地，組織設計和建造了新中國第一批試驗設備。2005年，我國自主設計的第一臺大推力渦扇發(fā)動機——“太行”實現(xiàn)設計定型，標志著中國航空發(fā)動機行業(yè)完成了由仿制、測繪仿制向自主研制、自行發(fā)展的轉變，中國戰(zhàn)機從此將實現(xiàn)第二代機到第三代機的跨越。此外，吳大觀主持編寫的《渦噴、渦扇發(fā)動機通用規(guī)范》和《渦槳、渦軸發(fā)動機通用規(guī)范》，于1987年經(jīng)國防科工委批準并頒布試行，填補了我國航空發(fā)動機通用標準規(guī)范的空白。吳大觀一生都在為航空發(fā)動機的自主創(chuàng)新而不懈努力。2009年3月18日，93歲的吳大觀安詳?shù)亻]上了眼睛。彌留之際，唯一讓他牽掛的還是中國航空事業(yè)的發(fā)展。從青春少年到耄耋老人，吳大觀毫不動搖地堅持走自主創(chuàng)新之路，滿腔熱忱地為祖國的飛機提供動力，給中國的戰(zhàn)機裝上“中國心”!