命名 “華山” 渦扇發動機
用途 軍用渦扇發動機
類型 渦輪風扇噴氣發動機
國家 中國
總設計師 江和甫
研製單位 中國燃氣渦輪研究院
生產廠商 西安發動機公司/貴州黎陽航空發動機公司
裝機對象
“華山-100”用於J-10M(出口型)和J-10C型
“華山-200”用於J-13單發常規布局腹部DSI進氣的隱身殲擊機
“華山-150”用於某在研的垂直降落/短距起飛的殲擊機.
“華山-300”用於雙發單座的重型隱身戰鬥機的領先試飛及出口
殲10於1998年首飛成功,而WS10的進展太慢。從87年到93年再從95年6月到98年9月的12年時間,WS10的樣機剛剛能夠適應SU27SK的機身尺寸,而樣機還沒有經過任何真正的飛行測試。同時俄羅斯不授予中國AL-31F的生產專利許可證,或要價太高,所以決定半引進半研製的新發動機作為WS-10的備選方案,同時用於殲10出口型殲10M和後續發展型的出口,還用於我國第四代單發隱身戰鬥機的過渡發動機和出口型(其實這才是最主要的目的)。通過考察與論證,我國選擇了雅克-141飛機的P-79B-300渦扇發動機。
中俄於1992年春天開始展開艱苦談判。俄羅斯當時的經濟狀況很差,用於軍工科研的經費很少。又因為在92年雅克-141項目被終止後,P-79發動機沒有了使用對象,所以“聯盟”航空發動機科研生產聯合體(原圖曼斯基發動機設計局)的經濟狀況很差,在1998年亞洲金融危機時俄羅斯經濟也陷入多重危機。在這種狀況下,1998年10月,中俄雙方又重新進行談判,簽訂了轉讓了雅克-141飛機的P-79B-300發動機生產專利許可證的協定。2001年初,簽訂了轉讓P-79B-300發動機生產專利許可證的協定(中國具有出口到第三國權利)。2001年7月俄羅斯的“聯盟”航空發動機科研生產聯合體向中國方麵交付了P-79B-300發動機的全套設計圖紙及技術資料,生產工藝資料,特別是引進了製造P-79發動機核心機所需的全套生產加工設備及製造工藝資料。原來P-79M改進型方案中具有軸對稱噴管技術(具有向上20°向下 20°矢量角控製功能),我國通過一定的途徑購買到了設計資料與圖紙(其中P-79B-300發動機的轉向噴口作為課題研究和技術儲備)。
引進了P-79B-300發動機的技術後,第一步研製推重比為8的“華山-100”渦扇發動機,“華山-100”渦扇發動機將用於J- 10M(出口型)和J-10C型。第二步在“華山-100”渦扇發動機的基礎上研製推重比為9.16的“華山-200”,第三步研製推重比為9.8的“華山-300”渦扇發動機。
首先研製推重比為8的“華山-100”渦扇發動機。
研製計劃一開始就對設計方案和性能指標完成精確定義,減少技術風險和防止在研製過程中的不切實際的亂上指標。“華山-100”渦扇發動機的研製中全麵貫徹了新的國軍標GJB241-87“航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規範和全麵貫徹發動機結構完整性大綱要求。“華山-100”發動機的研製過程遵循“部件試驗在前,整機試車在後”的原則,完成了大量的零部件和子係統試驗。對高、低壓匹配問題進行的大量艱苦工作,以P-79B-300發動機為基礎,通過運用大量成熟的先進技術和多項預研成果,從增加發動機渦輪前溫度和減輕結構重量兩個方麵對原型機進行改進,大幅度提高了發動機的技術性能,達到並超過了F110-GE-129IPE發動機的技術水平(F110-GE-129IPE發動機沒有矢量噴管,而“華山-100”卻有矢量噴管)。
“華山-100”渦扇發動機的研製分為三個階段實施
第一階段:2001年國慶節後-2006年初完成完成了三大核心部件的修改、完善以及核心機的工程設計和試製,並進行三大高壓部件匹配技術、亦即核心機的設計試驗研究。在2005年4月14日17時38分,在中國燃氣渦輪研究院地麵試車台上,我國自行研製的首台高推重比渦扇發動機核心機,檢查性點火試驗一次成功,並順利推到慢車狀態。對核心機進行了大量的地麵和高空性能試驗, 對可靠性與耐久性方麵的進行大量試驗,大幅度的提高熱端部件壽命。在此期間,2001年10月,624所展開了新型渦扇發動機關鍵技術預研工作,全麵研製工作於2003年國慶節後開始。
第二階段:2006年初-2006年第三季度,完成了驗證機設計與驗證工作。
第三階段:2006年國慶節後-2013年6月為原型機研製時期。原形機研製經過兩個階段,一是FRET(飛行前鑒定試驗階段),二是QT(定型試驗階段)。2007年1月原型機首次運轉並開始地麵台架試車,並且加速發動機的成熟,延長零部件的壽命,降低生產成本和後勤保障費用。飛行前鑒定試驗於2009年7月初完成。於2009年7月中旬,在J10X上實現首飛成功,定於2012年第二季度完成設計定型試驗。於2014年第四季度完成生產定型試驗。
按照飛機任務要求,“華山”航空發動機在循環參數選擇上采用較高的渦輪進口溫度、中等總增壓比和比較低的涵道比。采用的新技術主要有損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維粘性葉輪機設計方法、整體葉盤結構的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴、樹脂基複合材料外涵機匣、整體式加力燃燒室設計、陶瓷基複合材料噴管調節片、三元矢量噴管和具有故障診斷和狀態監控能力的雙餘度式全權數字式電子控製係統。發動機由10個單元體組成。
“華山-100”渦扇發動機與P-79B-300相比,“華山-100”渦扇發動機有以下幾方麵的改變:風扇由5級改為3級,壓比提高到3.8,直徑減小到1000mm,涵道比由1.00減到0.328。為適應低壓轉子轉速提高,重新設計了低壓渦輪。為滿足戰鬥機機動飛行要求,設計過載提高到10。對控製係統作了改進,增加了備份裝置。為適應J-10飛機的機體,對外部尺寸、管線和防冰係統作了必要的修改。最後,也是很容易被忽略的一點,就是為了減輕重量而不犧牲耐久性,對核心機以外的幾乎所有部件和係統都采取了減重措施。“華山”渦扇發動機的高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪與P-79B-300發動機幾乎相同,僅對少量部件做了改進。“華山”渦扇發動機繼承了P-79B-300發動機的核心機的90%的零、組件,少量部件做了改進。采用新材料,使渦輪進口溫度提高55℃-80℃;采用性能更好的全權限數字式電子控製器。
“華山-100”的特點如下:
一 對核心機的零部件進行優化設計,大幅度提高了可靠性與耐久性方麵的性能,大幅度的提高熱端部件壽命,對氣冷單晶葉片的加工工藝進了小幅度的改進,提高產品合格率和耐久性。
二 對加力燃燒室和尾噴管進行改進設計,加力燃燒室參照RD-33的設計方案進行重新設計,采用三維計算流體力學進行設計,使效率更高、點火特性更好。結構簡單,零件數減少,維修性得到改善。同時采用新的耐高溫合金材料,改進冷卻設計,減輕重量。尾噴管也進行重新設計,參照原先P-79M及p-179-300的軸對稱噴管方案設計,軸對稱噴管具有向上20°向下20°矢量角控製功能,用於調整飛機俯仰飛行姿態。
三 重新設計了3級風扇,風扇是采用中推核心機(驗證機)和高推預研中的風扇研究成果設計的一種3級整體葉盤結構的風扇。由於運用三維計算流體力學進行設計,風扇效率顯著提高,壓比為3.8。采用整體葉盤,消除了燕尾槽和阻尼凸台等處的應力集中,簡化了結構,減少了零件數,減輕了重量,第1級風扇為寬弦無凸台設計,前緣較厚。葉片表麵用激光衝擊硬化,減少裂紋擴展並進一步提高外來物損傷容限。
“華山”渦扇發動機結構和係統
進氣口 環形,進氣機匣為全鈦結構。帶18個可變彎度的進口導流葉片,其前部為徑向支板,後部為可調部分, 前緣則以來自高壓壓氣機的空氣防冰。
風扇 3級軸流式。增壓比約為3.8,寬弦實心鈦合金風扇葉片。第1級風扇葉片采用寬弦設計,葉片表麵用激光衝擊硬化,減少裂紋擴展並進一步提高外來物損傷容限。風扇葉片可拆換,帶有中間凸台。第2和第3級風扇為用線性摩擦焊技術焊接成的整體葉盤結構。風扇機匣是整環結構,風扇轉子作成可拆卸的,即第2級盤前、後均帶鼓環,用短螺栓分別與第1、3級盤連接。3級靜子和轉子均為三維流設計。
高壓壓氣機 六級軸流式。增壓比6.85。轉子為電子束焊和螺栓連接的混合結構,進口導流葉片和零-二級靜葉可調。
前2級盤用高溫鈦合金製成,用電子束焊焊為一體。第2-5級盤由鎳基高溫合金製成,用電子束焊焊為一體。第6級盤則為單盤,由粉末冶金製成,用短螺栓前與 5級盤連在一起。所有6級的榫頭均為環形燕尾槽式榫頭。鈦合金整體中介機匣和對開的壓氣機機匣, 前段為鈦合金,後段為鋼。設有孔探儀窺孔,用以觀察轉子和其他部件。
燃燒室 短環式。火焰筒采用激光打孔的多孔結構進行冷卻。火焰筒為整體雙層浮壁式結構,采用雙通路點火裝置。燃油經22個雙錐噴嘴和22個小渦流杯噴出並霧化,實現無煙燃燒,具有均勻的出口溫度場。
高壓渦輪 單級軸流式,不帶冠。采用氣膜冷卻加衝擊冷卻方式。轉子葉片和導向器葉片材料均為第一代單晶材料,葉身上有物理氣相沉積的隔熱塗層。機匣內襯扇形段通過冷卻空氣進行葉尖間隙控製。轉子葉片和導向器可單獨更換。渦輪部件采用單元體結構設計,由渦輪轉子、導向器、渦輪機匣、渦輪後機匣和軸承機匣等五個組件組成。
低壓渦輪 單級軸流式。 與高壓轉子對轉。空心氣冷轉子葉片,帶冠。轉子葉片均可單獨更換,導向器葉片可分段更換。仍然采用了低壓渦輪導向器。低壓渦輪輪盤中心開有大孔,以便安裝高壓轉子的後軸承(中介軸承)。
加力燃燒室 整體式設計。係在原基礎上參照“RD-33”發動機的設計方案重新設計而來,火焰穩定器由1圈“V”形中心火焰穩定器與 36根徑向穩定器組成。徑向穩定器用風扇空氣冷卻。防振措施為全長防振屏並在內尾錐處開有大量的防振孔。用回旋式混合器使內、外涵氣流有效混合,分5區供油,其中第5區為加力起動區,采用“熱射流”方式點火。
尾噴管 全程可調收斂-擴張式,采用三元矢量噴管,但隻能在俯仰方向可作±25°偏轉。從+20°到-20°的行程中隻需1.0秒鍾。用於調整飛機俯仰飛行姿態。裝有先進的陶瓷基複合材料的尾噴管調節片。
控製係統 雙通道全權數字電子控製係統(FADEC),按風扇轉速和核心機壓比調節發動機工作,有故障隔離功能。
技術數據
加力推力(daN) 15530
中間推力(daN) 10522
加力耗油率(kg/daN/h) 2.02
中間耗油率(kg/daN/h) 0.665
推重比 8.1
空氣流量(kg/s) 120
涵道比 0.382
總增壓比 26.03
渦輪進口溫度(℃) 1423
風扇直徑(mm) 1.00
最大外直徑 1.50
長度(mm) 5.01
質量(包括發動機附件和矢量噴管部分)(kg) 1918
點評:
這篇文章及其同類的源頭是一位馬甲在百度冒的泡。他打錯了字,將R打成了P。結果以訛傳訛,流傳至今。
我昨天向大家介紹了雅克141及其發動機R-79:
http://bbs.wenxuecity.com/military/752973.html
就是這麽一個名不見經傳的R-79,整好了可以弄個196千牛。AL41F的加力推力就是196千牛,不過它造價太高,幾億美元一台,沒人用得起。
我曾經分析過,J-20上麵安裝的WS-10G有可能是WS-15的縮水版。這個WS-15,如果存在的話,隻有兩種可能 - AL-41F或R-79。前者是老毛子的鎮國神器,後者是他被迫放棄了的定海神針。R-79隻是個半成品,但發展方向清晰,采用了蘇聯崩潰前夕開發的新技術,潛力巨大,將是世界軍用航空發動機的巔峰。當然,投資也將是巨大的。
作為一個專業軍迷,我特地買了本2010年出版的Jane's Aero-Engines。經過幾個月的摸索,終於確認這個“華山”就是R-79。所謂的WS-10G應該就是“華山-100”。其實洛馬公司也打過雅克141的主意,不過,洛馬公司對R-79不感興趣,因為它的主營業務不是航空發動機。洛馬公司隻是給它那個F-35D買了份垂直起降的設計。老毛子當時青黃不接,有可能貨賣兩家,也給了中國一個垂直起降的殼。