f1发动机寿命(GE如何造出性能和可靠性兼顾的航空发动机，F110的发展与设计特点)

文/陈光

1 性能与可靠性兼顾的F110发动机

F110是美国 GE公司为F-16战斗机在F101(用于B-1轰炸机)的基础上研制的发动机,其第1个型号F110-GE-100推力为124.7kN,于1984年装在F-16C/D战斗机上进入空军服役;为海军改型的F110 GE 400于1984装于舰载战斗机F 14B/D上进入海军服役, 400型的零部件有82%与-100型通用。

根据美国空军的要求,GE公司于1991年完成了F110的提高性能的衍生改进型F110-GE-129(推力为129.1kN级)的研制工作,并于同年装在F 16交付空军使用,同时-129型还用于F-15战斗机。

由于F110-GE-100具有较好的性能、高的可靠性、在飞行包线内油门杆的运动无任何约束,且可提高飞机的爬升率。

因此,它不仅被美国空军选作F-16战斗机的与普惠公司研制的F100发动机相竞争的发动机(F-16于1978年投入空军服役时用的发动机为F100-PW-200, 由于当时F100的可靠性差,影响F-16的正常使用,美国空军才让GE公司发展F110的),而且订购量超过 F100。

例如,1985年空军为 F-15、F-16(二型飞机的发动机均为 F100与F110)采购的发动机中,F110占75%,F100仅占25%;又如,截至1994年,美国空军对 F110订货为1065台,F100为1021台。

美国空军在欧洲、太平洋地区使用的F-16C/D中也多采用F110。1986年前后,巴林、埃及、以色列、希腊和土耳其等国政府均选用了以F110为动力的F-16。

由F110-GE-100发展衍生为F110-GE-129时,GE公司采用了低风险的衍生技术,继承了-100型的高可靠性,采用了-100型中的81%零、组件,使-129型也具有在飞行包线内油门杆的运动无任何约束且不会发生失速,因此使驾驶员可将精力集中于作战任务。-129型还具有高的循环寿命,因此使用它的战斗机具有单发战斗机中最好的安全记录与高的出勤率。

发动机的维修工作设计成能在基地级完成,不仅节约了费用,而且提高了作战部队的自给能力。F110-GE-129于 1992年投入空军使用 (装于 F-16、F-15A/C)。1999年,F110-GE-129成功地作为双座战斗 轰炸机F15E的动力完成了飞行试验,并已取得用于F-15E或F -15E的换发的批准。

2 性能与可靠性更好的F110-GE-129EFE

20世纪90年代末,GE公司在F110-GE-129的基础上,沿用了低风险衍生的途径,发展了F110 GE 129“提高性能的战斗机发动机”(EFE),以满足战斗机未来的要求与扩大市场机遇。

在-129EFE设计中采用了以下几项技术:3级整体叶盘的风扇,第1级风扇为宽弦叶片,先进的带径向稳定器的加力燃烧室,重量轻的复合材料丝缠绕的风扇机匣,通过对现有发动机的部件改进计划(CIP)提高了涡轮(改善材料与冷却)与尾喷管扩散段调整片、封严片的寿命,加强了电子控制器的功能等,使发动机的推力在维持 129型的寿命下提高到151.4kN,提高了17.2%。

如果选用新设计的引射喷管,还可提高尾喷管部件的寿命且可降低排气系统的重量。

F110-GE-129EFE可提供两种推力级/检查周期供选用(均以海平面标准大气下,实际平均的全加力的最大推力计):131.6kN/6000TAC翻修检查周期与146.9kN/4300TAC

翻修检查周期。例如,检查周期为6000TAC时,最大推力为131.6kN,中间推力为84.62kN。在衍生改进时,用提高循环参数来获得性能的提高要与结构强度承受能力(特别是涡轮部件)进行权衡,否则会影响发动机特别是热端部件的寿命。

1999年10月美国空军正式通知GE公司,将142.0kN(32000lbf)推力/4300TAC检查周期的F110 GE 129EFE命名为F110 GE 132,将131.6kN推力/6000TAC检查周期的命名为 132A,而将推力为151.4kN(34000lbf)的命名为F110 GE 134,即型号名称中

最后2位数字乘1000即为发动机以磅为单位的推力值。

2.1 F110-GE-129EFE风扇设计与试验结果

-129EFE最主要的特点或基础是它的空气流量比-129型大、3级整体叶盘的风扇,第1级为宽弦叶片,这是采用了用于B-2轰炸机的F118-GE-100发动机的技术而研制的。

整体叶盘的设计不仅利用了F118及IHPTET几种风扇的技术,而且吸收了F110外场使用经验,从而获得高的风扇效率,并使发动机的耐久性、性能与推力均得到提高。

在发动机的试验中,-129EFE的整体叶盘风扇的效率高于目前外场使用的-129型的风扇1个百分点以上,且超过了IHPTET第Ⅱ、Ⅲ阶段的目标值,同时在维修性、可靠性与安全性均有显著的改善。

表1列出了-129型、-129EFE两型发动机风扇气动设计点的参数比较。从表1中可以看出,-129EFE风扇的流量、增压比均有较大的提高,再加上它的风扇的效率明显高于-129型的,在保持 129型的推力条件下,涡轮前燃气温度显然要低许多,因而可提高热端部件的寿命。如果维持热端部件寿命,推力则可以增加。

表1 F110-GE-129、-129EFE两型发动机风扇气动设计点参数

图1示出了F110-GE-129EFE风扇部件(上半部)的某些设计特点,为了比较,图的下半部为-129型的风扇。由图1可以看出,在-129EFE的改型设计中,维持了原型机的外廓尺寸,以便能装入F-16、F-15战斗机。

129EFE风扇3级全部采用了整体叶盘设计,这是基于 GE公司在直升机用 T700,舰船及工业用LM2500、ATF/JSF用F120、F/A-18 E/F用F414等发动机积累的设计、发展、修理及外场使用经验的基础上设计的。

众所周知,整体叶盘结构不仅可减少部件零件数(-129EFE减少65%),降低部件重量,消除了榫槽的应力集中处提高了组件的强度,而且消除了榫槽缝隙中的漏气,可提高效率;另外,可靠性也得到提高。

-129EFE风扇机匣采用了对半开的,这种设计不如F119的整体机匣好;所有3级整体叶盘均单独做成,级与级间用短螺栓连接而未焊接成—体(F119中,1,2级焊为一体),但前轴与1级整体叶盘作为一体,其形状较为特殊(见图2),有点像鼓环加厚的无盘转子,实际上它仍是盘心直径大、盘厚度大的整体叶盘,类似的结构在以往的大发动机中实属罕见。

图1 F110-GE-129EFE风扇设计特点

第1级风扇采用了宽弦叶片,叶片的厚度加大(见图3),增大了叶片的强度,提高了叶片抗外物打击的能力(能承受1.135kg鸟的打击),取消了叶身突肩,并且可加大在外场对叶片前缘修磨的深度。

最新发展的激光冲击强化(LSP)技术已用于对该叶片进行强化处理,以防止裂纹的扩展,并进—步提高抗外物打击的能力。在发动机试车中,经 LSP处理过的并人为地造成伤痕的叶片,通过了整个的加速任务(AMT)持久试车的考验。

图2 -129EFE第1级风扇

激光冲击强化(LaserShockPeening)处理是一种对材料或零件表面进行强化的技术,利用激光冲击在材料或零件表面上产生压缩残余应力,其压缩残余应力层厚约1mm,比常规喷丸处理(层厚0.25mm)的大4倍,因而其压缩残余应力比常规的大4倍。

采用这种强化处理后,零件的使用寿命可加长,并可防止表面裂纹。在IHPTET计划中,曾用它对风扇叶片进行处理,GE公司已获得将这种技术用于对 F110-GE-129风扇叶片进行强化的批准,因此在129EFE中也用于对1级风扇叶片进行强化处理。

风扇叶片采用了最新发展的三维黏性流的设计体系以增加效率,并消除由于叶片厚度加大对风扇性能产生的不利影响。

第1级风扇静子叶片采用了在 F118发动机上采用过的复合倾斜的设计,以减小轮毂进口 Ma,且可使气流沿静叶扩散流动时不产生冲击,从而提高效率。

图3 叶片叶型厚度的比较

在改型设计中,为了保持 129型的外廓尺寸,129EFE的风扇部件长度不能变,但第1级风扇叶片采用了宽弦,因此必须减少其他零、组件的轴向尺寸。

由图1可见,129型设计中风扇出口导叶与中介机匣的支板间留有较大间距,约 1.5倍于出口导叶的弦长;而在129EFE中,出口导叶与中介机匣支板间间距缩短了35.6mm。

这种出口导叶与中介机匣支板靠得很紧的设计虽然缩短了轴向尺寸,但它不仅使风扇出口压力不理想,有可能对性能与气动稳定性带来坏影响,而且也会对风扇造成不利的畸变传到高压压气机中。

为此,将出口导叶按三元流设计成掠形的复合倾斜的形状(见图4),即沿轴向导叶做成向后弯曲的形状(参见图1的风扇纵剖面图),沿周向也做成弯曲的形状(见图4)。由于出口导叶沿轴向做成弯曲的,紧邻的中介机匣支板前缘也做成弯曲的。

图4 风扇出口导叶(由后往前看)

宽弦整体叶盘的风扇已累积了700h以上的试验,其中包括在高空条件的试验500余小时。试验的范围非常广泛,由飞行条件看,从海平面一直到12200m/Ma2.0;从推力范围看,从标准大气及热天下的慢车状态一直到151kN。

试验是在 GE公司的试验台及 NASA的阿洛德工程发展中心 AEDC的高空试验台上进行的。气动机械试验的数据表明-129EFE风扇所有的工作叶片与静子叶片共振响应均低于 GE公司的设计实践值,且低于美国空军高循环疲劳(HCF)准则的规定值。

另外,由于对气动 机械设计进行了优化,使-129EFE风扇的效率高于设计目标值1.5%,同时能满足全部风扇适应性的要求。

2.2 带径向火焰稳定器的加力燃烧室

在-129EPE中,另—个改动较大的部件是加力燃烧室,它采用了径向火焰稳定器取代了-129型的三圈环形火焰稳定器,它是采用了 F136 及 F414 的技术发展的,图 5 示出了-129EFE、-129型二者加力燃烧室的比较。

图5 -129EFE与-129型加力燃烧室的比较

129EFE加力燃烧室中,沿圆周均布8个长的与8个短的、截面呈 V 形的径向火焰稳定器,长的外端紧靠加力筒体;内端紧邻中心内锥体;二个长的径向火焰稳定器间夹一个短的火焰稳定器,短的外端仍紧靠加力筒体,内端则距中心内锥体较远。

这样,既可满足稳定火焰的要求,又不会在中心处严重堵塞。在涡轮风扇发动机加力燃烧室中,采用径向火焰稳定器有其特殊意义:开加力时可将中心部分已燃的高温燃气向外引出,加热稳定器的 V形槽道,有利于由外涵引入的冷空气与燃油混合气的汽化、蒸发,同时利用引出的燃气使其燃烧;不开加力时,它可作为掺混器,将外涵道空气引向加力燃烧室中部,加强外、内涵气流的掺混。

采用径向火焰稳定器后,使-129EFE加力燃烧室结构较-129型简单,零件号减少了50%,零件数减少了15%,重量减轻3%,而且外场可换组件(LRU)的拆换与返修率也降低了。由于中心内锥体做成截锥,便于锥体前的隔热罩(为外场可换组件)拆换,使维修工时降低90%。

带径向火焰稳定器的加力燃烧室也像风扇—样,采用了复杂的三维流体计算力学的分析技术进行设计,使该加力燃烧室具有较好的性能,在发动机上进行的450h试车中,已证实它有好的效率与点火特性(快而稳定的点火)。

在450h试车中,99h为海平面条件下的试车,351h在高空条件下的试车,其中又有85h的试车是在最大加力状态及部分加力状态下进行的。-129EFE加力燃烧室的零、组件在覆盖整个飞行包线下的苛刻试验中,已证实具有极好的可靠性。径向火焰稳定器能在较高的加力温度下工作而不会烧坏稳定器,啸声也较小。

另外,在 129EFE中,掺混器由 129型的20个瓣的菊花瓣型改为16个槽的漏斗型;风扇/核心机的喷油杆由 129型的40根改为32根;扩散段与中心内锥体也做了一些改动还取消了 129型的点火罐。

在 129型的基础上改进衍生的 129EFE加力燃烧室不仅提高了可靠性,而且成本与维修费用均有所降低。

2.3 尾喷管

生产中的-129型的尾喷管具有高的可靠性,且使发动机推力在飞行包线内能平滑过渡,在-129EFE尾喷管设计中继承了-129型多年的使用经验,做得与-129型的相近,但在寿命与维修性上有显著改进。

图6示出了F110的尾喷管,它做成收敛 扩散形,喉道面积与喷管膨胀比均可调,以获得高的巡航性能与低的阻力,且使推力能平滑过渡。FADEC连续地调节喷管喉道面积以使发动机推力最大,同时使风扇维持足够的喘振裕度,以使发动机在整个飞行包线内均有特别好的适应性。

图6 F110发动机尾喷管

加力筒体内的隔热防震衬筒除了消除或抑制啸声外,还将气膜冷却空气引至后端的调节片与封严片中。

尾喷管的收敛段与扩散段均由调节片与封严片组成。在扩散段的调节片与封严片上喷涂有隔热涂层,以降低热疲劳,提高寿命并减少维修工作。

129EFE的尾喷管做得基本与 129型的一样,但在结构上稍做了些改进,使其具有装三维矢量喷管的能力,如图6中的下图所示。

129EFE还有另一个可选用的尾喷管方案,那就是引射喷管,它是在收敛段调节片与封严片中作有冷却槽,将发动机短舱内的空气引射流入尾喷管中,此时,在尾喷管外形成了一个用以冷却的气膜,从而大幅度提高了尾喷管零、组件的寿命(4倍),并可大幅度降低 LRU更换时间(50%~90%)。另外,引射喷管还可减少零、组件数,降低备件费用,减少检查时间以及减轻排气系统的重量。

3 F110-GE-129EFE主要参数

F110-GE-129EFE(132)的主要参数为:空气流量为124.8kg/s,涵道比为0.68,最大加力推力为144kN。但在试车中已验证了它的最大加力推力大于151.4kN,并将以151.1kN的推力通过定型审定。

2002年12月 GE公司向洛克希德·马丁公司交付了第1台生产型发动机,2003年6月完成了在F-16战斗机上的试飞,2003年9月飞机/发动机联合体通过了定型审定,1994年装-132型的F-16战斗机开始交付阿联酋空军。