玉柴柴油机备件-中国航空工业发展研究中心航空技术所方昌德1中小型航空发动机的范围作用和地位航空发动机发展现状

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中小型航空发动机发展研究 中小型航空发动机发展研究 中小型航空发动机发展研究 方常德，中国航空工业发展研究中心航空技术研究所1 中小型航空发动机的范围、作用和地位中小型航空发动机主要是指目前应用范围最广的燃气涡轮发动机和少量推力和功率中等以下的活塞发动机。 关于中小型发动机的定义船舶电子与信息设备保养，根据国内外业内人士的共识，可分为中型涡喷涡扇发动机和中型涡桨涡轴发动机。 相应小型发动机的推力上限和功率上限分别设定为500kW和500kW。 之所以这样定义，是因为它们对应的核心发动机气流大致相似。 前者为0，后者为500kW。 因此，它们具有相同的设计和测试技术。 典型的例子就是中型发动机上端的涡扇发动机。 涡桨发动机与T406涡轴发动机采用相同的核心发动机。 目前使用的活塞发动机的功率一般不超过350kW。 对于推力分别小于 和 的微型和微型及T406涡轴发动机，不属于本文讨论范围。 中小型航空发动机型号多、推力功率等级不同、结构型式大。 它们广泛应用于军事和民用领域。 它们在国民经济和国防建设中发挥着重要作用和地位。 1、从军事上来说，现代战争是三维作战。 陆、海、空、天构成了完整的作战体系。 使用中小型发动机的直升机、巡航导弹和无人机，以及教练机、轻型攻击机和轻型运输机，发挥着非常重要的作用。 2 民用方面，一般采用支线客机。 在飞机、直升机以及大型飞机机载辅助动力装置中具有广阔的应用前景。 3 地面应用方面，中小型航空发动机改装的轻型燃气轮机可用于坦克、船舶、移动电站、天然气、石油管道泵站等。 4 经济性方面 在航空燃气涡轮发动机市场中，中小型发动机占有较大份额。 近年来，中小型航空发动机在世界市场上的份额已接近90%的生产量和接近60%的销量。 分别如表1和表2所示。 中小型发动机用途及市场份额 表1 中小型航空发动机目前应用范围 军用涡喷 涡扇 中高级教练机 轻型攻击机 轻型运输机 预警机 巡航导弹 大型高速无人机车辆 军用涡桨活塞初级教练机 轻型运输机 轻型攻击机、轻型低速无人机、军用涡轴活塞、各类直升机辅助动力装置、民用涡喷涡扇、支线客机、公务机、大型高速无人机、民用涡桨活塞农用机林业飞机、公务机、轻型运输机、通用飞机、轻型低速无人机、民用涡轴活塞各种直升机辅助动力装置表年份世界航空燃气轮机发动机市场预测台数台数份额销量十亿美元销量份额小型发动机及辅助动力装置 涡轴发动机 涡轮螺旋桨发动机 涡喷和涡扇发动机 中小型及轻型战斗攻击教练机 131 轻型运输机 支线客机 公务机 大型重型战斗机 53744 重型运输机 干线客机 73023 特种飞机 小型总技术特征中小型航空发动机 中小型发动机是燃气涡轮发动机的一个特殊领域。 他们可以借鉴大型发动机的研究成果，并且试验条件并不是大型发动机的还原，因此他们有自己独特的设计和制造技术，需要专门的测试和制造设施。 主要有1、中小型发动机的空气流量和尺寸较小，造成气动结构和强度上的“尺寸效应”。 “即发动机下降，其气动和机械效率下降。因此，应重视小尺寸、小流量和低雷诺数工况的研究。边界层和叶顶间隙对压气机影响较大涡轮及整机气动热技术、小型高温大热强环形回流燃烧室设计技术、小型风冷涡轮叶片冷却设计与制造技术、小尺寸部件紧凑化设计技术2 中小型发动机特别是涡轴发动机常采用轴流离心压气机甚至双级离心压气机，因此应重视高压比离心压气机技术、轴流式离心压气机级间匹配技术的研究流动级和离心级以及离心级级间匹配技术 3、中小型发动机的转子转速通常远高于大型发动机。 例如，低于功率的涡轮轴发动机的燃气发生器的转速往往达到很高的水平。 因此，高速转子动力学的研究和测试非常重要。 需要根据其速度范围内多阶临界速度的出现情况来研究和选择最佳速度。

优化支撑刚度和阻尼系数，采取有效的减振措施，研究小刚度细长转子特有的高速甚至全速动平衡技术4.对于军用，特别是武装直升机发动机船舶物资，有必要研究进口颗粒分离器和排气红外抑制技术5 对于无人机，尤其是高空无人机，不同的发动机需要解决各自的问题。 对于往复式活塞发动机，需要开发增压发动机。 对于旋转活塞发动机来说，需要解决高空补氧燃烧的冷却问题。 对于涡喷涡轮机来说，风扇发动机需要解决高海拔、低雷诺数条件下压气机和涡轮的性能问题，以及系统在高海拔条件下的各种特殊问题。 6 对于巡航导弹发动机，其特殊设计要求是长期储存、一次性使用、启动快、抗变形能力强、抗过载能力强、容量小、重量轻、结构简单、无需维护或维护成本低、可靠性低、环境适应性高。 因此，有必要开发相关的设计和制造技术。 因此，在航空发达的国家，都有专门研发和生产中小型航空发动机的制造商。 加拿大的普惠公司、法国的透博梅卡公司、美国的霍尼韦尔公司等企业都是由通用电气、劳斯莱斯等一些大型航空发动机集团在专门的部门或工厂开发和生产的。 政府还有专门的中小型飞机发动机技术研究计划，如美国综合高性能涡轮发动机技术计划中的联合涡轮先进气体发生器JTAGG计划3。 国外中小型航空发动机的发展情况如下： 活塞发动机 涡轮喷气发动机 涡轮螺旋桨发动机 涡轮轴发动机和涡轮风扇发动机 介绍国外中小型航空发动机的现状和发展趋势。 由于中小型发动机种类繁多，其推力功率等级和结构形式差异很大。 其技术进步难以与大型军用和民用发动机相比。 这样就用推重比和油耗率来明确表征或者用“代”来划分。 因此，在某些地方，他们的技术发展只能说是恰如其分。 31 自涡轮喷气发动机发明以来，特别是在第二次世界大战之后，一直使用活塞发动机。 虽然活塞发动机在大型和高速飞机上已逐渐让位于航空燃气涡轮发动机，但功率350kW以下的水平对置缸活塞发动机在国内外低速轻型飞机和直升机上也得到广泛应用。 目前，最著名的卧式发动机制造商是美国的和 。 他们拥有一系列48缸发动机，功率从70到80千瓦到300多千瓦。 它们主要用于通用飞机，例如莱康明的6缸发动机。 O-540系列包括功率范围小于100kW的涡轮增压平缸活塞发动机。 它们也广泛用于无人机。 从 20 世纪 60 年代中期开始，旋转活塞发动机就开始用于汽车和卡车。 它被少量使用。 到20世纪90年代中期，日本东洋公司的10,000辆马自达轿车配备了旋转活塞发动机。 自20世纪80年代以来，它们已被用于一些轻型飞机，特别是无人驾驶飞机。 它们在最近的无人机热潮中轮换。 活塞发动机有很大用处。 目前使用的旋转活塞发动机的功率一般小于100kW。 正在开发的分层进气旋转活塞发动机功率达到200kW。 表3和表4分别显示了代表性的往复活塞发动机。 表3 往复式活塞发动机主要技术数据 型号 转速 rmin 功率 kW 重量 kg 功重比 kWdaN 油耗率 kgkW h 气缸数 无人机 UAV TIO-360-通用飞机 TIO- 520-T276 通用飞机 无人机 无人机 表4 无人机用旋转活塞发动机参数及用途 型号 转速 rmin 功率 kW 重量 kg 功率重量 燃油消耗率 kgkW h 转子数量 用途 无 人力-机用无人机 无人机 AS-24482 无人机 无人机 在无人机用活塞发动机方面，美国NASA正在活塞发动机的基础上，开发用于长航时无人机的三级涡轮增压活塞。 组合发动机 这款组合发动机工作高度超过24km，采用涡轮增压。

目的是解决活塞发动机的高空供氧和冷却问题。 研究认为，这种组合式发动机在油耗方面比涡扇发动机具有更大的优势。 例如，与涡扇发动机相比，组合发动机在相同推力条件下的燃油消耗更低。 40 如果“全球鹰”配备这种组合发动机，则可以在不改变起飞重量的情况下减少起飞重量或增加有效载荷。 对于高空无人机来说，涡轮增压活塞组合发动机将非常有吸引力。 Power 32 涡轮喷气发动机 涡轮喷气发动机是最早的航空燃气涡轮发动机。 它于20世纪40年代和20世纪60年代投入使用。 推力从几百牛顿增加到十牛顿。 推重比从23提高到6570，使飞机的飞行马赫数达到3。广泛应用于军用飞机和巡航导弹以及民用客机。 后来涡扇发动机的兴起，在军用和民用领域逐渐取代了涡喷发动机。 目前，中型涡轮喷气发动机继续在一些轻型战斗攻击机和教练机上使用。 小型涡轮喷气发动机继续被使用。 例如，著名的美国“战斧”对地攻击巡航导弹和“鱼叉”反舰巡航导弹均采用表5中的J402涡喷发动机提供动力。在用中小型涡喷发动机的性能参数及用途表5 在用中小型涡喷发动机参数及用途 85-GE-21 US-5战斗机 T38教练机 J69美军教练机靶机 J402 US-107靶机 鱼叉导弹 美军靶机 CL-89瞄准手卫拍二鹰教练机目标机 公务机 TRI60-2 法国 37622 巡航导弹目标机 TRS18 法国 74 目标机 无人机 法国巡航导弹国际无人机 C22J 教练机 33 涡流 40 年来，已成功研制两代螺旋桨发动机，并用于支线客机和通用飞机。 第三代产品正在陆续研发并投入生产。 第一代是20世纪70年代之前投放市场的主要代表机。 第二代是达特PT6A和-4AI-20，功率航程为500，燃油消耗率为035~·h，主要是12至60座的中短程民用飞机。 此类发动机的主要技术数据为-5和-1415。 该型发动机主要技术数据为压力比11~16，涡轮前部温度1273~1533K，燃油消耗率0280~·h。 第三代产品是指20世纪90年代以后的发动机，主要包括和-20发动机，是美国艾里逊公司为劳斯莱斯公司开发的大功率涡轮螺旋桨发动机。 通过提高高压涡轮功率可以增加发动机的功率。 -20是美国公司的子公司。 霍尼韦尔为40座支线客机开发的中功率螺旋桨涡轮螺旋桨发动机原型机功率达100%。 通过使用新的压缩机，功率可以提高到100%。 该发动机是在F109和-14的技术基础上设计的。 发展潜力巨大。 此外，普惠加拿大公司还正在开发PW200系列发动机，其中包括涡轮轴发动机和涡轮螺旋桨发动机。 表6列出了第二代和第三代涡桨发动机的相关性能参数。 表6 涡轮螺旋桨发动机性能及设计参数 国别型号 起飞功率 kW 起飞油耗 kgkW·h 总增压比 涡轮前部温度 K 空气流量 kgs 功重比 kWdaN 装备飞机 第二代 ~-120加美CT7--235美链400第三代英50美TP351-

-123支线运输机 美国CT7-涡扇发动机，推力比中小型涡扇发动机小，主要用于军用教练机、轻型作战攻击机、轻型运输机、无人机和巡航导弹，以及民用支线飞机和公务机 341 教练机 飞机、轻型攻击机、中高端教练机、轻型攻击机和公务机的涡轮风扇发动机通常使用相同的基本发动机，不带加力燃烧室。 该推力范围目前应用广泛，包括Razak Adul-25DV-2和FJ44。 见表 7。 表 7 教练机 轻型攻击机 公务机 涡扇发动机 主要参数及用途 加拿大 PW500 加拿大 Razak Fa Adul 英法美 AI-5 乌克兰 DV-2 乌克兰 FJ44 美英 F3-30俄罗斯 AL-55 起飞推力~起飞油耗 kgdaN·总增压比 涡轮前部温度涵道比 推重比 0 目的 S211 奖状 T47A 奖状 掌声奖状 奖状 优秀 阿尔法喷气机 MiG-ATT-2F-1 捷豹 T-45鹰 AT-3 猎鹰 -10T--8 L-39 Yak-40L- Jet T-4 教练机轻型战斗机 加力状态在括号内 342 涡扇发动机巡航导弹 巡航导弹有亚音速和超音速两类。 亚音速巡航导弹早期的动力是涡轮喷气发动机，但随着射程的增加和经济性的追求，涡扇发动机得到了更广泛的应用。 在前苏联，超音速巡航导弹经常使用液体或固体火箭与涡轮喷气发动机的组合。 在美国，使用了涡轮喷气发动机和冲压发动机的组合。 20世纪50年代的巡航导弹使用J79、J79等航空涡轮喷气发动机。 但由于航空涡轮发动机结构复杂、重量高、体积大、使用和维护不便，在20世纪60年代被液体和固体火箭发动机所取代。 采用火箭发动机的巡航导弹该导弹具有使用方便、体积小、可靠性高、易于维护等优点。 但航程一般只有50km左右，而涡喷涡扇发动机则可以增加航程。 到20世纪70年代末，出现了一批充分体现巡航导弹发动机设计要求的涡轮喷气发动机。 见表。 4涡扇发动机如表8所示。巡航导弹涡轮发动机下一步的发展方向是改善循环参数、提高部件效率、集成整体部件、广泛采用复合材料和发动机-导弹一体化设计。 巡航导弹和小型无人机也在计划之中。 机用有限寿命涡喷涡扇发动机的目标是到2005年分三阶段进行技术验证，单位推力提高100%，油耗降低40%，生产成本降低60%。 目前，第二阶段的目标已达到第三阶段的研究工作。 采用高压比大小叶片风机、铸造复合材料、带状前掠式风机、接近化学计量比燃烧室、碳-碳化硅复合非冷却涡轮部件、碳-碳等新技术材料非冷却喷嘴组件。 表 8 国外巡航导弹用涡扇发动机技术参数 型号 推力 daN 燃油消耗率 kgdaN·h 空气流量 kgs 涡轮前部温度 K 总增压比 推重比 直径 mm 寿命美俄3架无人机用hF107-WR-100涡扇发动机主要用于高空长航时无人机和正在进行概念验证的无人战斗机，均是由现有民用或军用发动机改装而成。 表9为国外情况。 无人机涡扇发动机主要技术参数及用途。 目前的无人机涡扇发动机是由现有公务机或轻型战斗机发动机改装而成。 未来将研发新型无人机涡扇发动机。 美国普惠公司正在开发一种具有宽推力范围的涡轮发动机，可用于未来新型美国海军和美国空军无人机。

根据与美国海军航空系统司令部签订的为期39个月、价值1270万美元的合同，普惠公司将在基于PW800发动机核心机的新技术验证机上使用性能更佳的发动机。 更高效技术表 9 国外无人机涡扇发动机主要技术参数 型号 推力 daN 重量 kg 起飞油耗率 kgdaN·h 涵道比 用途 巡航 全球鹰 r3-暗星 F124-GA--45A 无人机演示机 F404-GE -中45B无人战斗机演示机 JT15D-5CT-47无人战斗机演示机 支线飞机用344涡扇发动机 自20世纪80年代以来，支线飞机的需求逐渐从19座以下转向30座以上，未来5090座以上的飞机将占据主导地位。 20世纪90年代末以来，支线飞机的发展出现了一个新的趋势，即涡扇发动机逐渐取代涡桨发动机成为支线飞机的主要动力装置。 表10所列发动机基本上都是在20世纪90年代定型并投入使用的。 他们在推力较小的发动机上采用大涵道比技术。 涵道比为4263，全压比达到1333。以前中小型涡扇发动机的涵道比只有0633全压比。 对于613来说，只有通用电气的CF34发动机系列在20世纪80年代初投入使用。 它的前身是20世纪70年代初定型的TF34。 预计到2015年，支线飞机涡扇发动机涡轮前温度和全压比将分别达到1922K。 表 10 支线飞行涡扇发动机主要参数及使用参数 型号 起飞推力 daN 起飞油耗率 kgdaN·h 涡轮前部温度 K 总压比 涵道比 推重比 用途 里尔 60 猎鹰 喷气机 银河 猎鹰 2000 牦牛 145 4 Jet 支架是巡航状态 35 涡轮轴发动机。 自20世纪50年代初法国阿道斯特发动机装备的“云雀”直升机投入使用以来，已经发展了四代。 第三代涡轮轴发动机出现在20世纪70年代。 20世纪80年代末或初期投入使用的主要型号是T700-GE-700 “Gem”41-1和TV7-117。 现在正处于生产和使用的高峰期。 这一代发动机的循环参数得到了很大的改善并开始被采用。 全功率数字电控系统T700全压比达到17，采用冷却叶片后透平入口温度达到1533K。 第四代涡轴发动机主要包括——20世纪80年代末开始工程开发，20世纪90年代中期以来不断投入运行。 功率最接近的直升机是为多用途直升机设计的。 后两者是专门为功率较小的武装直升机设计的。 其技术特点是采用两级离心式压缩机，压力比为14。回程环形燃烧室内装有气动雾化喷嘴。 首次在功率小于发动机上采用风冷叶片，使涡轮入口温度达到1420K。 单位功率达到可拆卸的整体颗粒分离器和喷射红外抑制器。 第三代、第四代先进的全权限数字电控系统见表11。 涡轴发动机参数及用途 表 11 第三代、第四代涡轴发动机参数及用途 发电型号 起飞功率 kW 起飞燃油消耗率 kgkW·h 总压比 涡轮前部温度 K 功重比 kWdaN 用途 第三代 T700-GE - UH-60AH-64 Gem- 第四代

科曼奇虎的涡轴发动机技术未来将进一步发展。 发动机的压力比将达到1626。涡轮入口温度将达到2016年。美国将开始实施JTAGG计划。 其目的是为未来涡轴涡轮螺旋桨发动机提供技术基础。 该计划分为三个阶段，并有具体目标。 它是一款针对空气流量水平的气体发生器，于2005年经过验证，与1987年的T700发动机技术基础相比，功率重量比分别提高了4080和120，到2030年降低了燃油消耗率和40。 JTAGG计划的顺利完成，美国准备实施负担得起的涡轮发动机技术VAATE计划，重点是提高负担能力，即能力功率重量比、燃油消耗率和寿命循环成本方面，涡轮发动机以2000年技术为基准，以2017年为前提，进一步提高性能。 轴发动机小型涡扇发动机和一次性涡喷发动机的经济承受能力将分别提高到55倍、89倍和10倍。 36 飞机辅助动力装置 飞机辅助动力装置APU 是一组安装在飞机上的独立动力装置。 任何能源的独立系统的小型动力装置，用于启动地面飞机的主机，向机舱空调系统供应压缩空气，并向飞机电网提供电力。 主机正常运行后，辅助动力装置自动停止。 当发动机停止时，辅助动力装置可以重新启动，作为应急动力源，为飞机提供空气和动力。 早期辅助动力装置的功率较小，只有几十千瓦。 设计力求简单，一般采用低压比离心式单转子布局。 压气机压力比仅为3比4，涡轮为单级径流式或两级轴流式涡轮。 入口温度低于1000K航空发动机的发展，功重比小于2kWkg。 到20世纪90年代初，辅助动力装置的总输出功率已达到500%，并大部分被使用。 双转子布局，压力比达到8，涡轮进口温度提高到1350K，功率重量比达到表12列出了目前生产的代表性辅助动力机组的技术参数和用途。 表 12 代表了生产中的代表性辅助动力装置。 技术参数及应用型号 公司 最大功率 kW 排量 kgmin 油耗 Lh 空气流量 kgs 增压比 涡轮前部温度 K 重量 kg 应用 T62T Han-Sang-47C-135F-16V- 50200 等数十种军民飞机 0A3C- 5 发动机更换 霍尼韦尔-霍尼韦尔环球快车 多尼尔 霍尼韦尔-普惠加拿大 8T312 劳斯莱斯 欧洲战斗机 未选 龙卷风战斗机 Rubis 微型涡轮发动机 幻影 IV 幻影 2000 阵风压力 同时输出功率 2× ×结论 中小型发动机品种较多，它们的功率和推力水平差异很大。 它们被广泛使用。 除用作航空动力外，还广泛应用于辅助动力装置、船舶、战车、电力、机车等领域。 虽然研发工作有很多独特之处，技术需要专门研究，但气动热结构控制材料和工艺的基本方面可以从领先的大型发动机技术中学习和利用，而且规模相对较小，因此研发成本更少，周期更短。 例如，在美国航空发动机的发展，每年计划约3亿美元的研究经费中，涡轮螺旋桨和涡轴发动机的研究经费只有近2000万美元。 战斗机用F119涡扇发动机和武装直升机用T800涡轴发动机的研制经费分别约为20亿美元。 中小型发动机产量和产值分别占整个航空燃气涡轮发动机市场的近90%和60%。 因此，中小型发动机是一个产投入比较高的领域，值得投入加强研发工作。 更好地服务国民经济和国防建设 作者：方长德，中国航空工业发展研究中心技术研究所

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