中途下马的歼-9战斗机,现在还有谁记得?
16年的心血,得到的竟是这样一个结果,606人欲哭无泪,总结会变成追悼会,有些人从此就离开了自己心爱的事业,的航空动力之路怎么就这么难,此时的动力人是拔剑四顾心茫然,念天地之悠悠,独怅然而泪下。而此时,三十而立的共和国在航空发动机自主研制方面还是一片空白。“心脏病”,再次成为航空的阿喀琉斯之踵;涡扇6,是航空动力人永远的痛。
秦岭发动机(涡扇9)主要装备国产“飞豹”战斗轰炸机
战功赫赫的086飞行试验台
普惠公司研制的PW1120发动机
1970年代尼克松访华之后,回暖曾给航空发动机带来过春天
1990年代,引进俄罗斯苏-27飞机,曾对航空发动机大有助益
材料是工业的基础,发动机也不例外。而且发动机对材料的要求更苛刻。以下简单介绍一下两种正在应用的先进材料。
高温合金是铁基、镍基和钴基高温合金的总称,又称超合金。铁基合金使用温度一般比镍基合金低,可做中温使用的零部件,如700℃以下使用的涡轮盘。镍基合金用来制造受力苛刻的热端部件,如涡轮叶片、导向叶片、燃烧室等,在先进的发动机中,镍基合金占总重量的一半。钴基合金因其具有良好的抗热腐蚀性能和抗冷热疲劳性能广泛用作导向叶片。国外铸造合金随定向凝固、单晶、超纯熔炼技术的发展,从定向正发展至单晶。单晶合金也已先后研制出三代产品。单晶合金是提高涡轮前温度、高推比的必须。国外现役发动机叶片材料主要采用第二代和第三代单晶合金,目前发展低成本(少Re)三代单晶合金,发展多孔单晶发散叶片。开发出第四代单晶。 我国先后发展了2代单晶合金,即DD3和DD6。DD3已经开始用于涡轴发动机,DD6可能在太行发动机生产型上得到应用。
涡轮盘是发动机重要的热端部件之一。它在极为苛刻的条件下工作,飞行时承受着启动-停车循环中的机械应力和温差引起的热应力的迭加作用,因而要求材料具有足够的力学性能和理化性能,特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周循环疲劳和热疲劳性能,这是确定涡轮盘工作寿命的关键因素。1960年代末期,随着高纯预合金粉末制造技术的兴起,PW公司首先将当时的盘件合金ASTROLOY制成了粉末盘。粉末盘的出现,解决了涡轮盘合金高合金化造成的凝固偏析和变形困难,提高了力学性能,而且性能波动小。在目前的涡轮盘制造技术中,粉末冶金已成为制造高性能涡轮盘最成熟可靠的方法,粉末盘已广泛用于美俄等国多种先进发动机的研制和生产中。
粉末(镍基)高温合金晶粒细小,组织均匀,无宏观偏析,合金化成度高,屈服强度高,疲劳性能好,是制造高推比新型发动机涡轮盘等部件的最佳材料。目前在粉末高温合金领域,和俄罗斯工艺各异,但都居于世界领先地位。
用于高推重比发动机涡轮盘的粉末合金第一代有In100、Rene95、APK-1、ЗП74НП合金等。GE用HIP,HIP+热模锻,HIP+HIF(等温锻)和EX(挤压)+HIF的Rene95粉末盘、轴等高温部件。俄罗斯研制的ЭП741HП合金用量最大,1550MPa以上,750℃,100h的持久应力达750MPa。
主导制造工艺路用温度达700℃的ЭП962П高强合金与Rene95类似。使用母合金熔炼及电极棒浇注加工→等离子旋转电极制粉→粉末处理→粉末装套及封焊→热等静压成形→热处理→机加工→检验→成品。推重比10发动机涡轮盘用的二代粉末合金有Rene88DT、N18、MERL-76、ЗП975合金。
盘件合金实现了由高强型向耐损伤型的转变,强度稍有降低,但疲劳裂纹扩展速率下降较多,工艺性能得到改善,设计的使用温度达到750℃或更高。采用铸造及激光打孔工艺直按制造发散冷却孔道。第三代粉末盘发展有双组分(AF115+MER-76)、双重热处理组合盘。该粉末盘是推比12-15的发动机所用的关键技术。
650℃第一代高温合金粉冶FGH95在1977年进行研制,从德国Heraeus公司引进了部分研究设备仿制Rene95合金。1984年底模锻出Φ420mm的全尺寸涡轮盘,基本达到Rene95性能。展开母合金熔炼,氩气雾化制粉,粉末处理,热等静压成形,等温锻,热处理,超声检验及表面强化等研究,发现工业生产等工艺问题严重。
从俄罗斯引进工业化生产的等离子旋转电极制粉设备及盘件生产线,1995年底全部投产,从根本上解决了粉冶高温合金的粉末质量问题。1995年,西南铝加工厂用包套锻造工艺成功地模锻出10A盘用的φ630mm的粉冶FGH95合金涡轮盘,经过潜心研究度过了淬火关,得到快速冷却而不裂的涡轮盘。但是发现问题,以后倾向于采用HIP+等温锻(或热模锻)工艺路线。FGH95合金使用温度为650℃,拉伸强度可以达到1500MPa。在650℃、1035MPa应力条件下,持久寿命大于50小时。现已由红原采用1万吨油压机等温锻出太行发动机需要的全尺寸FGH95粉末冶金涡轮盘。
另外也在搞第二代粉末冶金FGH96、FGH97合金,可在750℃下使用。2004年,红原试制出推比10发动机用的全尺寸FGH96粉末冶金涡轮盘。北京科技大学高温材料及应用研究室根据高推重比研究计划和设计部门要求,填补国内先进涡轮盘材料空白,为高推重比航空发动机材料储备关键技术,进行“十五”攻关项目高推重比发动机用粉末高温合金第三代双性能涡轮盘研究,750-850℃难变形高性能高温合金盘材的研制。863“高熔点结构材料快速凝固喷射成形制备技术”子课题,研究喷射成形高温结构材料的特殊微观结构及其与高温蠕变和疲劳性能的关系,为应用建立基础。
终于登上“太行”山
2006年2月24日,航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力涡扇发动机太行发动机定型的消息,消息传来,大家都欢呼雀跃,欢欣鼓舞。但太行究竟是怎样的发动机,他的由来是怎样的呢?
1980年代初期,搞到一批CFM56-3,这种发动机的核心机就是F101的核心机,而F101的核心机的衍生就是F110的核心机。F110是一种十分优秀的发动机。它的生产商是通用电气公司(GE)。1980年代初期,GE公司通过以先进发动机核心机为基础,不断吸取各种预先研究计划和部件改进计划中获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术,研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110系列发动机。
F110 是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机,1986年装F-16C/D服役。之后,在F110-GE-100的基础上改进发展了F110-GE-129IPE(改进性能发动机),推力达129千牛,推重比为7.28,1991年装F-16C/D和 F-15A/C服役。在F110-GE-129IPE装备部队后,又以该发动机的技术为基础,采用综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划等预先研究计划和部件改进计划(CIP)的成果,研制F110-GE-129EFE发动机。1991年10月,其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛,推重比接近9.5。转入工程研制阶段后,历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究,取得了巨大进展,并以最大推力为151.4千牛通过定型审定,并于2002年投产。按照空军的建议,将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE- 132;将推力为151.4千牛的命名为F110-GE-134。 F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的,由2级改为3级,压比由2.0提高到3.2,涵道比由2.01减到0.87,直径减小到 0.97米。
高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同。低压涡轮以F101的为基础重新设计,仍保持2级,但为适应新风扇的需要,提高了转速。加力燃烧室是F101的缩小型。排气喷管由F404的改进而来。轴承除5支点外,其余与F101的相同。GE公司对核心机以外的部件和系统进行了比例缩小和减轻重量的处理。 F110-GE-129IPE继承了F110-GE-100型81%的零、组件,少量部件做了改进。采用新材料,使涡轮进口温度提高55-80℃;采用改进性能的全权限数字式电子控制器,代替模拟式电子控制器和液压机械式控制器;涵道比由0.87降为0.76。
F110-GE-129EFE(增强型战斗机发动机)的风扇是采用F118和IHPTET的风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。由于运用三元流技术进行设计,风扇效率显著提高,空气流量增加7%,压比由3.4提高到4.2;采用整体叶盘,消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中,简化了结构,减少了零件数,减轻了重量,减少了泄漏;第1级采用宽弦叶片,用激光冲击强化技术,进一步提高抗外来物损伤能力,这些都提高了可靠性和可维护性。
加力燃烧室从F120和 F414加力方案衍生而来,以径向火焰稳定器取代三圈环形稳定器,使结构更简单,零件数减少15%,重量减轻3%,维修性和可靠性得到改善;由于采用三维计算流体力学进行设计,使效率更高、点火特性更好。尾喷管在继承F110-GE-129IPE高可靠性的基础上,其外套的隔热防震衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片中,使寿命、可靠性和维修性都有明显改善;结构上稍做改进,使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力。
燃油系统采用全权限双通道数字式电子控制器(FADEC),实现连续调节尾喷管的喉道面积,提高了发动机推力和风扇的喘振裕度,减少了尾喷管的阻力,改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片的材料和冷却技术等一系列改进措施,改善了发动机性能、减轻了重量、提高了寿命,降低了使用和维护成本。
F110XX,是F110X的衍生型。F110XX在海平面静态推力额定值与F110X相同,但在高马赫数飞行时将产生更大的推力。为此将装一台正在研制的新型压气机。F110X及F110XX的核心机与F101的核心机没有大的变化。
1980年代初期,以TF30,F100为动力的三代战斗机F-14、F-15、F-16由于发动机的问题大面积停飞,空海军战斗机面临着无法上天的窘境,此时F110就应运而生了。
F110的原型机F101DFE曾在F-14“雄猫”战斗机上进行过大量的试飞
F110的原型机F101DFE在F-16和F-14上进行了大量的试飞,结果达到甚至超过了原先预期的目标,如在F-14的试飞中显示,飞机的留空时间和作战半径比原装的TF30提高25%;1982年的一次试验中达到了5004个战术空军循环,其热部件寿命是当时的F100-PW-100以及F100-PW-200 的3倍,1984年,F110被美军定为F-14B/D、F-15、F-16的动力装置,1986年,F110作为应急动力,装上F-15投入使用,解了美空军的燃眉之急,但F110作为正式动力装配F-15则是在20年之后,2005年,F110-GE-129作为标准动力装上韩国的F-15K战斗机,此前F-15的正式动力还是F100。
另外,在1980年代的F-16生产型上就开始应用F110,先后使用F110的F-16有批次30,批次40,批次50和批次60。特别是批次60,首批出口阿联酋,选用了F110家族中最先进的F110-GE-132发动机,强劲的推力使该批次的战斗机拥有无与伦比的实力。至于应用于 F-14B/D上的F110-GE-400发动机,可以这样说由于换了F110,“雄猫”(F-14)才真正成为了天空的主宰,才真正成为飞行员放心的恋人。增加了超过4吨推力的“雄猫”,推比超过了1,过去为飞行员所病诟的喘振裕度低、失速等问题被一脚踢进了垃圾桶,过去的短处成为海军飞行员最值得夸许的长处。
1986 年,为了配合歼-10战斗机的研制,以CFM56核心机经改进发展出一款大推力涡扇发动机配装歼-10战斗机的规划正式立项。当时瞄准的目标就是F110-GE-129,随后就开始了核心机的改进工作,1987年,开始进入验证机研制阶段,1993年完成。之后开始型号研制,考虑将其作为歼-11和歼-10两种战机的动力,并申请了一架苏-27飞机作为试飞平台。
可以说,这是一个极具风险的选择,我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上,一旦失败,对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。1997年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年底开始高空台试车。2002年6月装单台太行发动机的苏-27试飞台进行了首飞,2002到2003年开始试装歼-10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车,2005年11月10日通过长久初始寿命试车,2005年12月28日完成定型审查考核。
2003年,太行发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距,加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题,导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验:一次是发动机在试车时,发生了高压压气机四级盘破裂事故;第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中,先后暴露出一些技术问题,如高空小表速发动机加速慢等。
飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中,5个起落出现3次 “特情”。2004年夏天,太行发动机在进行规定试飞时,发生发动机空中停车,虽然最后安全返回,但使太行发动机机研制陷入被动。606所与行业内外的专家共同分析排故对策,并进一步做好故障研究和故障分析工作,先后完成17份故障计算、研究、分析报告,最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。
曾经在珠海航展上震惊世人的航发集团太行发动机
太行发动机
太行发动机
太行发动机的某些细节
在太行的早期型上,其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金,但定型批产估计会采用DD6单晶合金,涡轮盘据信早期型应用的是GH4169高温合金,如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构,这在第三代发动机上是极其罕见的,也只是在第四代发动机F119上开始采用了对转结构,这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷,使机匣可以作得轻些;还可以省去低压涡轮导向器,使发动机零件数、长度、重量均减少。
据型号总师张恩和透露,太行的最大推力在132KN,推比7.5,涡前温度1747K,这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。
涵道比0.78,风扇是3级轴流式,可变弯度进口导叶,压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机(压比12,绝热效率85),高压压气机0-3级静叶可调,5级后放气,燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴,高压涡轮是1级轴流式,低压涡轮是2级轴流式,加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器,尾喷管是收敛-扩张可调喷管控制系统,这是我国首次在发动机上采用这种喷管,并很快换装自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。
发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统,后期将采用电子全权数字控制系统(FADEC),支承系统为高压转子为1-0-1,低压转子为1-1-1。
太行的改进型涡前温度已经达到1800K,推力可能接近F110-GE-134为155KN,如果在太行基本型上继续发展,推比达到9.5左右也不是没有可能,太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机,而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。
在太行发动机的研制的同时,我们也接触到了俄罗斯苏-27战斗机的发动机AL31F的技术,AL31F发动机的喘振余度大,抗畸变能力强的特点也体现到了太行的身上,可以说太行是集东西方之大成的发动机,它汇集了航空动力几代人的智慧和汗水,也凝聚着总师张恩和的心血。
太行发动机定型之后,我国的主力战斗机及其发展型就有了心,我们在先进战斗机的动力上就不再受制于人了,尽管今后的战斗机动力还需要我们的努力,或许还会进口,但有了这第一步,以后就会容易许多,因为里面涉及到的许多东西都是我们的第一次。有了太行发动机,就意味着我们的发动机出师了,如果说昆仑发动机是意味着人来了,那太行发动机就意味着我们在发动机大国的行列中有了一席之地。
2006年2月初,媒体妄称某商人将F-16战斗机的引擎F100-PW-220E偷运到,但2月24日,航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力涡扇发动机“太行发动机”定型的消息,这无疑给了自以为是的人一记响亮的耳光。从来也不需要靠偷运来获得发动机技术,靠技术封锁来限制发动机发展的时代已经一去不复返了。(两机动力控制)
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