文/陳光
客機的發展要求不斷提高發動機的推力
美國通用電氣公司對13種噴氣客機發展過程進行了調查分析,歸納出飛機發展規律之一是飛機載重量(即起飛總重)在投入使用後會不斷增加,這可能是為了加大有效載重,也可能是為了加大航程,或者兩者兼而有之。
飛機在投入使用10年後,有些飛機的起飛總重會加大25%左右;而在10年中,改型的飛機約占全部飛機的75%,僅25% 為初始型號,而且90%的初始型號是在頭三年中售出的。 例如:波音 777-200型 (1995年)的起飛總重為 247t,200ER型(1997 年)為297t,到了200LR 型(2005年)則增大為340t,為200型的約1.4倍。
這一調查表明,為飛機提供的發動機需要有推力增長的潛力,以滿足不斷加大的飛機起飛總重的需要。
另一方面,新型客機的不斷出現,要求有新的發動機來適應客機的要求。 例如,1989年波音747的最新型號波音747 400投入使用,1993年空中客車公司推出 A330,1995年波音公司又推出波音777。
在不到六年時間內,相繼有三種型號的客機投入使用,它們所用的發動機推力是逐漸加大的,且增幅較大,分別為260kN級、300kN級與340~500kN。
為了適應上述兩方面的需要,發動機研製公司廣泛採用改進衍生的措施來不斷增加發動機的推力。
採用改進衍生的措施提高發動機推力
在已有性能較好的發動機基礎上,可以在基本維持核心機結構不變的條件下,通過採用新技術、新設計,加大風扇直徑,增加增壓壓氣機與低壓渦輪級數,改進高壓壓氣機、高壓渦輪葉型設計,提高高壓渦輪葉片材料與塗層的耐高溫性能等來提高部件效率和發動機的推力。
加大風扇直徑以提高發動機的空氣流量,可提高推力;增加增壓壓氣機級數,可提高進入高壓壓氣機進口處空氣的壓強,從而提高了發動機總壓比,且增大了流入核心機的空氣流量,其結果是提高了發動機熱效率與推力;
由於風扇直徑加大及增壓壓氣機級數加大,勢必增加低壓渦輪級數;為了提高高壓渦輪後燃氣能量以驅動級數加多的低壓渦輪,需對核心機部件在基本結構不變的條件下進行適當改進,以提高部件效率。
普惠公司為波音747 400、A330與波音777研製的三型PW4000發動機,是改進衍生途徑的典型範例,採用了上述的幾種措施。
20世紀80年代中期,普惠公司在保持JT9D 7R4(用於B747早期型號)外徑不變的條件下,全新研製了風扇直徑為2.38 m 的 PW4000 系列,其型號有 PW4050、PW4052、PW4056、PW4152與 PW4158等(型號後兩位元數字×1000表示以磅力為單位的推力值,1磅力=4.45N),繼而採取改進衍生措施發展了風扇直徑為2.54m的PW4164與 W4168,隨後,又發展了風扇直徑為2.84 m的 PW4084、PW4090與 PW4098。
表1所列為PW4000系列發動機的結構資料與主要性能參數,從表可以看出它的改進衍生過程。 圖3所示為用於B777的PW4084發動機。
表1、PW4000系列發動機結構參數與主要性能參數
圖3、用於B777的PW4084發動機
美國通用電氣公司在 GE90的發展中,也採用改進衍生的方法,使它的推力增幅達到1.5倍。GE90的第1個型號為 GE90 75B,推力338kN,在總體結構未變的條件下,發展了推力分別為378kN、400kN、409kN與418kN的 85、90、92與 94四個型號;
隨後,將風扇直徑加大0.14m(由3.12m增大到3.26m)、將增壓壓氣機增加1級(由3級改為4級),但將高壓壓氣機級數減少1級(由10級改為9級),發展了 GE90 110B(推力為489kN)與 GE90115B,後者的推力達到511kN,為當前世界上推力最大的發動機。表2 所列為 GE90 系列發動機的主要參數。
表2、GE90系列發動機結構參數與主要性能參數
英國羅·羅公司一直在不斷研究如何利用最新技術改進現有發動機,從而增強其性能。以用於 A330的遄達700發動機為例,說明能夠通過採用那些針對最新的發動機開發的技術而獲益。
遄達700採用了獨特的三軸設計,能夠確保發動機零件數少,性能保持好。它採用的最新技術包括高強度、高效率的擴散連接/超塑性成型(DB/SPF)的鈦金屬寬弦風扇葉片等,這些技術可以為發動機提供一流的性能和可靠性。
(1)寬弦風扇葉片,風扇葉片後緣與分流環前緣有較大的間距(如圖4所示),這為寬弦風扇葉片提供了將所有污垢(砂石與雨水等)分離至外涵的機會,能減少核心中的損壞和污垢堆積;(2)三軸設計中,各轉子更短,大大提高了轉子的剛度,使轉子的彎曲度可以減少,這不僅能保持壓氣機與渦輪在工作中有較均勻的葉尖間隙,且不易使葉尖與機匣相磨碰;
(3)遄達700 採用了雙層機匣的設計,由中壓壓氣機到低壓渦輪所有的機匣均做成雙層的,其外層機匣作為承力與傳力的構件,而內層機匣僅作為氣流通道,這樣,不論外層機匣在大負荷作用下可能產生多大的變形,仍有較均勻的葉尖間隙,保持較高的效率。
(4)高壓渦輪工作葉片帶冠,這是羅·羅公司的傳統設計,其它公司的發動機尚未見到有採用的。由於高壓渦輪工作葉片比中、低壓渦輪葉片短,採用帶冠後會大大降低相對洩漏損失,提高效率。高壓渦輪工作葉片帶冠要求有耐高溫強度更好的材料和高效率的冷卻技術。
圖4、風扇葉片後緣與分流環間有較大的距離
表3所列為遄達系列發動機的主要參數。
表3遄達(Trent)系列發動機結構參數與主要性能參數
性能優良的核心機是改進衍生的基礎
國外的經驗表明,在發動機研製與發展過程中,在既能滿足飛機要求又能有較大發展潛力的前提下,利用最先進的技術,設計並生產一台性能優良的核心機是非常重要的。但是,並不是所有發動機的核心機均有發展潛力,例如,通用電氣公司研製的第1型高涵道比渦扇發動機 CF6-6,其核心機沿用了J79軍用渦輪噴氣發動機多級壓氣機設計特點,採用了16級的高壓壓氣機,是所有高涵道比渦扇發動機中級數最多,也是結構複雜、零件多、重量大的發動機。
因此,通用電氣公司並未在它的基礎上採取改進衍生的方法來發展推力增大的發動機,而是將核心機進行了改造,將高壓壓氣機減少2級(14級)發展了CF650系列發動機。
CFM56的核心機是在用於B 1轟炸機的F101發動機核心機的基礎上發展而成的,這是一款能適應小推力(85~150kN)範圍的核心機。
CFM56的第1個型號為CFM562,在基本保持核心機結構不變的情況下,通過改變風扇直徑及增壓壓氣機與低壓渦輪級數,以改變發動機的空氣流量、總壓比與涵道比,達到增減發動機推力與降低耗油率的目的。
CFM56被業內人士公認為是“通過一台好的核心機,發展多型能滿足不同要求的發動機系列”發展途徑的典範。圖5所示為CFM56系列發動機中最後一個型號 CFM56 7B裝車試車臺上準備試車的情況。
圖5、CFM56 7B裝車試車臺上準備試車
在採用核心機改進衍生措施發展系列發動機的過程中,並非核心機一成不變,而是隨著技術的發展,在保持基本結構不變的條件下,不斷用新技術對核心機的某些零、元件進行改進。
最常用的方法是:將壓氣機與渦輪的葉片用准三元流、全三元流以及更先進的氣動設計方法重新設計效率較高的葉片;在高壓壓氣機、高壓渦輪與低壓渦輪中採用先進的主動間隙控制技術;用FADEC取代常規的液壓機械燃油調節器,且不斷升級;用耐溫更高的材料與塗層更換渦輪葉片材料;提高高壓渦輪工作葉片的冷卻效率;改變氣路中的封嚴結構以減少漏氣損失;採取降低雜訊與排放措施等。
有的發動機在改進衍生時,還對燃燒室進行較大的改進,例如從風扇直徑2.39 m的 PW4000 系列發展成風扇直徑2.54m 的PW4000系列時,其火焰筒的結構作了大的改變;同樣,CFM56 5A發展成 CFM56 5B時,燃燒室既可採用單環腔(SAC)也可採用雙環腔(DAC)設計,由用戶選擇採用何種設計。
對燃燒室進行的改進,均是為降低排放所採取的措施。
有的發動機在發展中,還利用縮放原則在原有發動機上通過按比例縮小或放大,發展新發動機。例如,羅·羅公司用於B777的遄達800,就是將遄達700按比例放大,並採用當時的一些新技術研製成的;遄達500的核心機是遄達800核心機的80%縮型,而用於 A380的遄達900又是將遄達500按比例放大而成的。當然在縮放過程中,均引入了當時的最新技術。
2009年羅·羅公司將最新的遄達發動機(遄達1000)工藝及設計技術用於A330 的遄達700發動機中,使遄達700發動機的燃油效率提高了1.3%,這意味著10年中每架飛機可以節約價值達300萬美元的燃料。 這個改進的發動機命名為遄達700EP(EnhancedPerform-ance)。
遄達700 發動機在880萬小時的運行經驗中,有1/3的時間都在中東炎熱的沙質環境中運行,A330機隊所有該型發動機的額定推力為320kN,現在它的性能保持優勢依然在不斷地接受檢驗中。遄達700超強的推力與卓越的燃料燃燒性能相結合,使該發動機成為採用新技術及改進衍生措施來提高發動機推力的優秀代表。
結束語
作為幹線客機的動力,高涵道比渦扇發動機從誕生時起,就在滿足飛機需要的前提下,不斷完善性能,包括提高推力,降低發動機耗油率與性能衰減率,提高發動機可靠性與耐久性,降低發動機雜訊值與排放值等。特別是進入21世紀後,為用戶提供經濟性好、能滿足新世紀嚴格環保要求的發動機,已成為參與新型旅客機發動機市場競爭的必備條件。
為此,需進行多方面的理論與試驗研究,開發新的結構設計與新型金屬、非金屬及塗層材料,開展低排放燃燒室與降低雜訊技術的研究,發展智慧化的發動機維修技術等。在上述基礎上,研製一台既能滿足飛機要求,又有發展前途的性能優良的核心機是十分必要的。
圖3、用於B777的PW4084發動機
美國通用電氣公司在 GE90的發展中,也採用改進衍生的方法,使它的推力增幅達到1.5倍。GE90的第1個型號為 GE90 75B,推力338kN,在總體結構未變的條件下,發展了推力分別為378kN、400kN、409kN與418kN的 85、90、92與 94四個型號;
隨後,將風扇直徑加大0.14m(由3.12m增大到3.26m)、將增壓壓氣機增加1級(由3級改為4級),但將高壓壓氣機級數減少1級(由10級改為9級),發展了 GE90 110B(推力為489kN)與 GE90115B,後者的推力達到511kN,為當前世界上推力最大的發動機。表2 所列為 GE90 系列發動機的主要參數。
表2、GE90系列發動機結構參數與主要性能參數
英國羅·羅公司一直在不斷研究如何利用最新技術改進現有發動機,從而增強其性能。以用於 A330的遄達700發動機為例,說明能夠通過採用那些針對最新的發動機開發的技術而獲益。
遄達700採用了獨特的三軸設計,能夠確保發動機零件數少,性能保持好。它採用的最新技術包括高強度、高效率的擴散連接/超塑性成型(DB/SPF)的鈦金屬寬弦風扇葉片等,這些技術可以為發動機提供一流的性能和可靠性。
(1)寬弦風扇葉片,風扇葉片後緣與分流環前緣有較大的間距(如圖4所示),這為寬弦風扇葉片提供了將所有污垢(砂石與雨水等)分離至外涵的機會,能減少核心中的損壞和污垢堆積;(2)三軸設計中,各轉子更短,大大提高了轉子的剛度,使轉子的彎曲度可以減少,這不僅能保持壓氣機與渦輪在工作中有較均勻的葉尖間隙,且不易使葉尖與機匣相磨碰;
(3)遄達700 採用了雙層機匣的設計,由中壓壓氣機到低壓渦輪所有的機匣均做成雙層的,其外層機匣作為承力與傳力的構件,而內層機匣僅作為氣流通道,這樣,不論外層機匣在大負荷作用下可能產生多大的變形,仍有較均勻的葉尖間隙,保持較高的效率。
(4)高壓渦輪工作葉片帶冠,這是羅·羅公司的傳統設計,其它公司的發動機尚未見到有採用的。由於高壓渦輪工作葉片比中、低壓渦輪葉片短,採用帶冠後會大大降低相對洩漏損失,提高效率。高壓渦輪工作葉片帶冠要求有耐高溫強度更好的材料和高效率的冷卻技術。
圖4、風扇葉片後緣與分流環間有較大的距離
表3所列為遄達系列發動機的主要參數。
表3遄達(Trent)系列發動機結構參數與主要性能參數
性能優良的核心機是改進衍生的基礎
國外的經驗表明,在發動機研製與發展過程中,在既能滿足飛機要求又能有較大發展潛力的前提下,利用最先進的技術,設計並生產一台性能優良的核心機是非常重要的。但是,並不是所有發動機的核心機均有發展潛力,例如,通用電氣公司研製的第1型高涵道比渦扇發動機 CF6-6,其核心機沿用了J79軍用渦輪噴氣發動機多級壓氣機設計特點,採用了16級的高壓壓氣機,是所有高涵道比渦扇發動機中級數最多,也是結構複雜、零件多、重量大的發動機。
因此,通用電氣公司並未在它的基礎上採取改進衍生的方法來發展推力增大的發動機,而是將核心機進行了改造,將高壓壓氣機減少2級(14級)發展了CF650系列發動機。
CFM56的核心機是在用於B 1轟炸機的F101發動機核心機的基礎上發展而成的,這是一款能適應小推力(85~150kN)範圍的核心機。
CFM56的第1個型號為CFM562,在基本保持核心機結構不變的情況下,通過改變風扇直徑及增壓壓氣機與低壓渦輪級數,以改變發動機的空氣流量、總壓比與涵道比,達到增減發動機推力與降低耗油率的目的。
CFM56被業內人士公認為是“通過一台好的核心機,發展多型能滿足不同要求的發動機系列”發展途徑的典範。圖5所示為CFM56系列發動機中最後一個型號 CFM56 7B裝車試車臺上準備試車的情況。
圖5、CFM56 7B裝車試車臺上準備試車
在採用核心機改進衍生措施發展系列發動機的過程中,並非核心機一成不變,而是隨著技術的發展,在保持基本結構不變的條件下,不斷用新技術對核心機的某些零、元件進行改進。
最常用的方法是:將壓氣機與渦輪的葉片用准三元流、全三元流以及更先進的氣動設計方法重新設計效率較高的葉片;在高壓壓氣機、高壓渦輪與低壓渦輪中採用先進的主動間隙控制技術;用FADEC取代常規的液壓機械燃油調節器,且不斷升級;用耐溫更高的材料與塗層更換渦輪葉片材料;提高高壓渦輪工作葉片的冷卻效率;改變氣路中的封嚴結構以減少漏氣損失;採取降低雜訊與排放措施等。
有的發動機在改進衍生時,還對燃燒室進行較大的改進,例如從風扇直徑2.39 m的 PW4000 系列發展成風扇直徑2.54m 的PW4000系列時,其火焰筒的結構作了大的改變;同樣,CFM56 5A發展成 CFM56 5B時,燃燒室既可採用單環腔(SAC)也可採用雙環腔(DAC)設計,由用戶選擇採用何種設計。
對燃燒室進行的改進,均是為降低排放所採取的措施。
有的發動機在發展中,還利用縮放原則在原有發動機上通過按比例縮小或放大,發展新發動機。例如,羅·羅公司用於B777的遄達800,就是將遄達700按比例放大,並採用當時的一些新技術研製成的;遄達500的核心機是遄達800核心機的80%縮型,而用於 A380的遄達900又是將遄達500按比例放大而成的。當然在縮放過程中,均引入了當時的最新技術。
2009年羅·羅公司將最新的遄達發動機(遄達1000)工藝及設計技術用於A330 的遄達700發動機中,使遄達700發動機的燃油效率提高了1.3%,這意味著10年中每架飛機可以節約價值達300萬美元的燃料。 這個改進的發動機命名為遄達700EP(EnhancedPerform-ance)。
遄達700 發動機在880萬小時的運行經驗中,有1/3的時間都在中東炎熱的沙質環境中運行,A330機隊所有該型發動機的額定推力為320kN,現在它的性能保持優勢依然在不斷地接受檢驗中。遄達700超強的推力與卓越的燃料燃燒性能相結合,使該發動機成為採用新技術及改進衍生措施來提高發動機推力的優秀代表。
結束語
作為幹線客機的動力,高涵道比渦扇發動機從誕生時起,就在滿足飛機需要的前提下,不斷完善性能,包括提高推力,降低發動機耗油率與性能衰減率,提高發動機可靠性與耐久性,降低發動機雜訊值與排放值等。特別是進入21世紀後,為用戶提供經濟性好、能滿足新世紀嚴格環保要求的發動機,已成為參與新型旅客機發動機市場競爭的必備條件。
為此,需進行多方面的理論與試驗研究,開發新的結構設計與新型金屬、非金屬及塗層材料,開展低排放燃燒室與降低雜訊技術的研究,發展智慧化的發動機維修技術等。在上述基礎上,研製一台既能滿足飛機要求,又有發展前途的性能優良的核心機是十分必要的。