陳光/文
2.5 加力燃燒室和可調噴口
加力燃燒室採用了YF120的結構設計方案。 火焰穩定器由中心環狀V形穩定器與12根徑向穩定器組成,如圖4所示。
每根徑向穩定器均帶有隔熱罩,其內通有由風扇後引來的空氣進行冷卻,以減小其中的溫度梯度,提高耐久性。 中心環形穩定器為非冷卻結構,沿圓周做成12段,以允許工作時自由膨脹。
採用中心環形穩定器可保證小加力比時獲得穩定的燃燒。 噴油杆系冷卻型的。 帶有噴油裝置的點火器裝在一根徑向穩定器中,以免被弄髒;
環境溫度較低,以便獲得較長的使用壽命。 整套火焰穩定器可在發動機裝在飛機上的條件下進行更換。
圖4、F414火焰穩定器
F414加力燃燒室的原型,曾裝在 F404/RM12上進行試驗,到1993年底已進行了550h的試車,其中加力燃燒室工作了152h,9300次點火,高空試驗也累積進行了100多小時。 該加力燃燒室設計壽命為2000h,5700次點火。
GE公司的經驗表明,採用徑向火焰穩定器時常會引起加力燃燒室振盪燃燒。 F414由於採用了 YF120的結構,在海平面及高空條件下進行的試驗中還未發生過這種情況。
F414的尾噴管是可調的收斂(主)擴散(副)型噴口。 在 GE公司所有的軍用發動機中, F414的加力燃燒室效率最高,這是因為用於調節噴口魚鱗片的冷卻空氣較少。
然而這對噴口的壽命會帶來影響,因此,調整試驗時間較長。 經過計算與分析,在上述工作條件下,F404的主噴口可滿足F414的壽命要求,副噴口則需加以改進。
為此,將其調節片、封嚴片設計成可拆卸的雙層結構,即在主承力結構底板上加裝用耐溫性能更好的金屬材料製成的蓋板。 但加力燃燒室原型模擬F414總任務的試車表明,其壽命仍不能達到設計要求。
因此,採用 F404和F414加力燃燒室原型的設計資料,建立了熱應力模型作為修改設計的條件。 多次反復設計說明,將封嚴片底板做成倒弧形可以提高壽命;如用陶瓷材料製作封嚴片,在副噴口的受熱條件下,不會出現變形。
為了驗證這一判斷,將11片改進了的金屬封嚴片(倒弧形的)及1片陶瓷材料平面封嚴片(每台發動機共有12片封嚴片)裝在加力燃燒室原型機上進行了試驗。
倒弧形封嚴片成功地滿足了最小壽命的要求,而陶瓷材料封嚴片經過試車後仍完整如新。 考慮到採用陶瓷材料還有減輕重量的優點,故對裝了整套陶瓷基複合材料(CMC)封嚴片和調節片的加力燃燒室進行了加長的耐久性試驗(比一般耐久性試驗所要求的時間多4倍),同時還加長了暴露於鹽分/濕度環境下的時間,已確認該材料適應這種環境條件的能力,結果令人滿意。
基於這些試驗結論,F414副噴口的封嚴、調節片均採用CMC製作(這是 GE公司在生產型發動機上的首次使用),其應用情況將為在F404、F110的改型中採用CMC噴口提供依據。
3 廣泛的試驗
為了儘量減少F414投產後的更改設計,也為了減少費用和風險,GE公司與美國海軍為F414安排了一個廣泛的試驗計畫,包括全尺寸的部件試驗與整台發動機試驗。
具體內容有:全尺寸部件試驗,首台發動機試車(FETT),首飛前定型試車(PFQ),飛行試驗,小批量投產定型試車(LPQ)及大批量投產定型試車(FPQ)。
FETT前的全尺寸部件(包括風扇、高壓壓氣機、燃燒室、低壓渦輪、加力燃燒室及可調尾噴口等)試驗是減少風險的關鍵措施。由於高壓渦輪是在F412相應部件的基礎上發展起來的,其性能已在F412試車中得到了驗證,因此,F414未進行該部件的試驗。
在風扇及高壓壓氣機部件試驗台的試驗中,需驗證流量、效率、喘振裕度及氣動性能。燃燒室部件試驗要驗證效率、壓力損失及出口溫度場。用空氣進行的低壓渦輪部件試驗目的是驗證效率及出口導向葉片的壓力損失。全尺寸加力燃燒室試驗驗證海平面及高空條件下的效率與壓力損失,同時還考驗其耐久性。
在整機試驗計畫中,地面試車用14台發動機(另有10台備份)。飛行試驗用21台發動機(7架飛機)。
試飛前試車6523h,總的試車時間達到10164h。雖然這個計畫與1977年開始的F404GE 400的試車計畫有些相似(F404地面試車用14台發動機,10台備用發動機,試車總對數為9532h),但在實質上卻有較大的差別。
首先,F404試車計畫是按 MIL E 5007D的規定安排的,即只有飛行前規定試驗(PFRT)與定型試驗(QT)兩項,而F414有前述的PFQ、LPQ和FPQ三項;
F404從 FETT到 QT完成花了約2.5年時間,而 F414到完成 FPQ用5年時間(即由1993年起到1997年底)。
其次,F404的持久試車進行了PFRT中的60h與 QT中的兩個150h的持久試車,而F414持久性鑒定試車的苛刻度則大大提高,即在有進氣畸變的條件下進行300h加速類比任務持久試車(ASMET),試車前後還要進行45h的高迴圈疲勞的上下“臺階”試車(即在慢車轉速到最大轉速之間,均勻地分成若干個轉速段,從小到大再從大到小,在每個轉速段下積累107高迴圈的試車)。
需要指出的是,ASMET與5007DPFRT中的60h持久試車及 QT中的兩個150h持久試車程式完全不同,前者比後者要複雜與苛刻得多。
第三,官方進行的 LPQ試車已從300h即 QT的兩個150h增加到1000h,而且在其前後還要進行上下“臺階”的試車,官方的 FPQ試車也是1000h,且試車時熱端部件中應採用經過 LPQ試車後的硬體。除此之外,還要根據F404試驗計畫中發現的問題對試車內容作些修訂。
為了減小計畫的風險,執行初期即進行部件的應力試驗、耐久性試驗與高空試驗。
官方要求所有試驗應在 GE公司與美國政府的試驗場所進行。例如,全尺寸高空試驗在美國空軍的阿諾德工程發展中心(AEDC)進行;吞水,防冰,低、高溫啟動試驗,生存力試驗,雜訊與陀螺試驗分別在位於三處的美國海軍空戰中心(NAWC)完成。
根據F404和F412的經驗,GE公司認為應該儘早對低壓渦輪葉片進行應力測定試驗。因此,在FETT試車時便完成了這一工作。
結果表明,其應力水準在允許範圍之內。另外,還安排第2台發動機開始進行ASMET試車,以便儘早地判定其耐久性;用第3台發動機進行高空台試驗,以確定在F/A 18E/F整個飛行包線內的F414發動機性能、適應性及過渡態的回應特性。
從 FETT第1次啟動開始,便採用了計畫在外場飛機上使用的監測系統對所有部件的壽命進行追蹤記錄,不僅自動錄取了所需資料,同時也考驗了這種飛機用的監測系統。
4 研製進展概況
F414研製進展比較順利,首台(001)發動機比原訂計畫提前兩周於1993年5月20日進行了首次試車,第2天便達到100%轉速。
1993年共有4台發動機進行了試車(包括1台發動機在AEDC進行了160h高空台試驗,另1台進行了165h持久試車),累積試驗了1000多小時;到1994年底有8台發動機用於地面試車,累積試車時間達4300h;1995年底開始有21台發動機用於完成包括7架飛機在內的飛行計畫。8台用於地面試驗的發動機分別為: 001號第1台試車用發動機,主要進行應力與機械性能試驗;
002號主要進行耐久性試驗;
003號在 AEDC進行高空台試驗;
004號用以校準各試驗艙的儀錶; 006號進行 ASMET,1994年1月~4月進行; 007號 AEDC進行高空台試驗;
008號用於高壓渦輪的應力試驗與傳熱研究,安裝許多測試感頭與儀錶;
009號用於耐久性試驗,1994年7月開始。
在F414的研製中,採用了先進的並行工程方法,還吸取以往的經驗教訓,進行了大量的部件試驗,因而研製計畫完成得比較順利。這些成功的經驗的確值得借鑒。
3 廣泛的試驗
為了儘量減少F414投產後的更改設計,也為了減少費用和風險,GE公司與美國海軍為F414安排了一個廣泛的試驗計畫,包括全尺寸的部件試驗與整台發動機試驗。
具體內容有:全尺寸部件試驗,首台發動機試車(FETT),首飛前定型試車(PFQ),飛行試驗,小批量投產定型試車(LPQ)及大批量投產定型試車(FPQ)。
FETT前的全尺寸部件(包括風扇、高壓壓氣機、燃燒室、低壓渦輪、加力燃燒室及可調尾噴口等)試驗是減少風險的關鍵措施。由於高壓渦輪是在F412相應部件的基礎上發展起來的,其性能已在F412試車中得到了驗證,因此,F414未進行該部件的試驗。
在風扇及高壓壓氣機部件試驗台的試驗中,需驗證流量、效率、喘振裕度及氣動性能。燃燒室部件試驗要驗證效率、壓力損失及出口溫度場。用空氣進行的低壓渦輪部件試驗目的是驗證效率及出口導向葉片的壓力損失。全尺寸加力燃燒室試驗驗證海平面及高空條件下的效率與壓力損失,同時還考驗其耐久性。
在整機試驗計畫中,地面試車用14台發動機(另有10台備份)。飛行試驗用21台發動機(7架飛機)。
試飛前試車6523h,總的試車時間達到10164h。雖然這個計畫與1977年開始的F404GE 400的試車計畫有些相似(F404地面試車用14台發動機,10台備用發動機,試車總對數為9532h),但在實質上卻有較大的差別。
首先,F404試車計畫是按 MIL E 5007D的規定安排的,即只有飛行前規定試驗(PFRT)與定型試驗(QT)兩項,而F414有前述的PFQ、LPQ和FPQ三項;
F404從 FETT到 QT完成花了約2.5年時間,而 F414到完成 FPQ用5年時間(即由1993年起到1997年底)。
其次,F404的持久試車進行了PFRT中的60h與 QT中的兩個150h的持久試車,而F414持久性鑒定試車的苛刻度則大大提高,即在有進氣畸變的條件下進行300h加速類比任務持久試車(ASMET),試車前後還要進行45h的高迴圈疲勞的上下“臺階”試車(即在慢車轉速到最大轉速之間,均勻地分成若干個轉速段,從小到大再從大到小,在每個轉速段下積累107高迴圈的試車)。
需要指出的是,ASMET與5007DPFRT中的60h持久試車及 QT中的兩個150h持久試車程式完全不同,前者比後者要複雜與苛刻得多。
第三,官方進行的 LPQ試車已從300h即 QT的兩個150h增加到1000h,而且在其前後還要進行上下“臺階”的試車,官方的 FPQ試車也是1000h,且試車時熱端部件中應採用經過 LPQ試車後的硬體。除此之外,還要根據F404試驗計畫中發現的問題對試車內容作些修訂。
為了減小計畫的風險,執行初期即進行部件的應力試驗、耐久性試驗與高空試驗。
官方要求所有試驗應在 GE公司與美國政府的試驗場所進行。例如,全尺寸高空試驗在美國空軍的阿諾德工程發展中心(AEDC)進行;吞水,防冰,低、高溫啟動試驗,生存力試驗,雜訊與陀螺試驗分別在位於三處的美國海軍空戰中心(NAWC)完成。
根據F404和F412的經驗,GE公司認為應該儘早對低壓渦輪葉片進行應力測定試驗。因此,在FETT試車時便完成了這一工作。
結果表明,其應力水準在允許範圍之內。另外,還安排第2台發動機開始進行ASMET試車,以便儘早地判定其耐久性;用第3台發動機進行高空台試驗,以確定在F/A 18E/F整個飛行包線內的F414發動機性能、適應性及過渡態的回應特性。
從 FETT第1次啟動開始,便採用了計畫在外場飛機上使用的監測系統對所有部件的壽命進行追蹤記錄,不僅自動錄取了所需資料,同時也考驗了這種飛機用的監測系統。
4 研製進展概況
F414研製進展比較順利,首台(001)發動機比原訂計畫提前兩周於1993年5月20日進行了首次試車,第2天便達到100%轉速。
1993年共有4台發動機進行了試車(包括1台發動機在AEDC進行了160h高空台試驗,另1台進行了165h持久試車),累積試驗了1000多小時;到1994年底有8台發動機用於地面試車,累積試車時間達4300h;1995年底開始有21台發動機用於完成包括7架飛機在內的飛行計畫。8台用於地面試驗的發動機分別為: 001號第1台試車用發動機,主要進行應力與機械性能試驗;
002號主要進行耐久性試驗;
003號在 AEDC進行高空台試驗;
004號用以校準各試驗艙的儀錶; 006號進行 ASMET,1994年1月~4月進行; 007號 AEDC進行高空台試驗;
008號用於高壓渦輪的應力試驗與傳熱研究,安裝許多測試感頭與儀錶;
009號用於耐久性試驗,1994年7月開始。
在F414的研製中,採用了先進的並行工程方法,還吸取以往的經驗教訓,進行了大量的部件試驗,因而研製計畫完成得比較順利。這些成功的經驗的確值得借鑒。