文/陈光
客机的发展要求不断提高发动机的推力
美国通用电气公司对13种喷气客机发展过程进行了调查分析,归纳出飞机发展规律之一是飞机载重量(即起飞总重)在投入使用后会不断增加,这可能是为了加大有效载重,也可能是为了加大航程,或者两者兼而有之。
飞机在投入使用10年后,有些飞机的起飞总重会加大25%左右;而在10年中,改型的飞机约占全部飞机的75%,仅25% 为初始型号,而且90%的初始型号是在头三年中售出的。 例如:波音 777-200型 (1995年)的起飞总重为 247t,200ER型(1997 年)为297t,到了200LR 型(2005年)则增大为340t,为200型的约1.4倍。
这一调查表明,为飞机提供的发动机需要有推力增长的潜力,以满足不断加大的飞机起飞总重的需要。
另一方面,新型客机的不断出现,要求有新的发动机来适应客机的要求。例如,1989年波音747的最新型号波音747 400投入使用,1993年空中客车公司推出 A330,1995年波音公司又推出波音777。
在不到六年时间内,相继有三种型号的客机投入使用,它们所用的发动机推力是逐渐加大的,且增幅较大,分别为260kN级、300kN级与340~500kN。
为了适应上述两方面的需要,发动机研制公司广泛采用改进衍生的措施来不断增加发动机的推力。
采用改进衍生的措施提高发动机推力
在已有性能较好的发动机基础上,可以在基本维持核心机结构不变的条件下,通过采用新技术、新设计,加大风扇直径,增加增压压气机与低压涡轮级数,改进高压压气机、高压涡轮叶型设计,提高高压涡轮叶片材料与涂层的耐高温性能等来提高部件效率和发动机的推力。
加大风扇直径以提高发动机的空气流量,可提高推力;增加增压压气机级数,可提高进入高压压气机进口处空气的压强,从而提高了发动机总压比,且增大了流入核心机的空气流量,其结果是提高了发动机热效率与推力;
由于风扇直径加大及增压压气机级数加大,势必增加低压涡轮级数;为了提高高压涡轮后燃气能量以驱动级数加多的低压涡轮,需对核心机部件在基本结构不变的条件下进行适当改进,以提高部件效率。
普惠公司为波音747 400、A330与波音777研制的三型PW4000发动机,是改进衍生途径的典型范例,采用了上述的几种措施。
20世纪80年代中期,普惠公司在保持JT9D 7R4(用于B747早期型号)外径不变的条件下,全新研制了风扇直径为2.38 m 的 PW4000 系列,其型号有 PW4050、PW4052、PW4056、PW4152与 PW4158等(型号后两位数字×1000表示以磅力为单位的推力值,1磅力=4.45N),继而采取改进衍生措施发展了风扇直径为2.54m的PW4164与 W4168,随后,又发展了风扇直径为2.84 m的 PW4084、PW4090与 PW4098。
表1所列为PW4000系列发动机的结构数据与主要性能参数,从表可以看出它的改进衍生过程。图3所示为用于B777的PW4084发动机。
表1、PW4000系列发动机结构参数与主要性能参数
图3、用于B777的PW4084发动机
美国通用电气公司在 GE90的发展中,也采用改进衍生的方法,使它的推力增幅达到1.5倍。GE90的第1个型号为 GE90 75B,推力338kN,在总体结构未变的条件下,发展了推力分别为378kN、400kN、409kN与418kN的 85、90、92与 94四个型号;
随后,将风扇直径加大0.14m(由3.12m增大到3.26m)、将增压压气机增加1级(由3级改为4级),但将高压压气机级数减少1级(由10级改为9级),发展了 GE90 110B(推力为489kN)与 GE90115B,后者的推力达到511kN,为当前世界上推力最大的发动机。表2 所列为 GE90 系列发动机的主要参数。
表2、GE90系列发动机结构参数与主要性能参数
英国罗·罗公司一直在不断研究如何利用最新技术改进现有发动机,从而增强其性能。以用于 A330的遄达700发动机为例,说明能够通过采用那些针对最新的发动机开发的技术而获益。
遄达700采用了独特的三轴设计,能够确保发动机零件数少,性能保持好。它采用的最新技术包括高强度、高效率的扩散连接/超塑性成型(DB/SPF)的钛金属宽弦风扇叶片等,这些技术可以为发动机提供一流的性能和可靠性。
(1)宽弦风扇叶片,风扇叶片后缘与分流环前缘有较大的间距(如图4所示),这为宽弦风扇叶片提供了将所有污垢(砂石与雨水等)分离至外涵的机会,能减少核心中的损坏和污垢堆积;(2)三轴设计中,各转子更短,大大提高了转子的刚度,使转子的弯曲度可以减少,这不仅能保持压气机与涡轮在工作中有较均匀的叶尖间隙,且不易使叶尖与机匣相磨碰;
(3)遄达700 采用了双层机匣的设计,由中压压气机到低压涡轮所有的机匣均做成双层的,其外层机匣作为承力与传力的构件,而内层机匣仅作为气流通道,这样,不论外层机匣在大负荷作用下可能产生多大的变形,仍有较均匀的叶尖间隙,保持较高的效率。
(4)高压涡轮工作叶片带冠,这是罗·罗公司的传统设计,其它公司的发动机尚未见到有采用的。由于高压涡轮工作叶片比中、低压涡轮叶片短,采用带冠后会大大降低相对泄漏损失,提高效率。高压涡轮工作叶片带冠要求有耐高温强度更好的材料和高效率的冷却技术。
图4、风扇叶片后缘与分流环间有较大的距离
表3所列为遄达系列发动机的主要参数。
表3遄达(Trent)系列发动机结构参数与主要性能参数
性能优良的核心机是改进衍生的基础
国外的经验表明,在发动机研制与发展过程中,在既能满足飞机要求又能有较大发展潜力的前提下,利用最先进的技术,设计并生产一台性能优良的核心机是非常重要的。但是,并不是所有发动机的核心机均有发展潜力,例如,通用电气公司研制的第1型高涵道比涡扇发动机 CF6-6,其核心机沿用了J79军用涡轮喷气发动机多级压气机设计特点,采用了16级的高压压气机,是所有高涵道比涡扇发动机中级数最多,也是结构复杂、零件多、重量大的发动机。
因此,通用电气公司并未在它的基础上采取改进衍生的方法来发展推力增大的发动机,而是将核心机进行了改造,将高压压气机减少2级(14级)发展了CF650系列发动机。
CFM56的核心机是在用于B 1轰炸机的F101发动机核心机的基础上发展而成的,这是一款能适应小推力(85~150kN)范围的核心机。
CFM56的第1个型号为CFM562,在基本保持核心机结构不变的情况下,通过改变风扇直径及增压压气机与低压涡轮级数,以改变发动机的空气流量、总压比与涵道比,达到增减发动机推力与降低耗油率的目的。
CFM56被业内人士公认为是“通过一台好的核心机,发展多型能满足不同要求的发动机系列”发展途径的典范。图5所示为CFM56系列发动机中最后一个型号 CFM56 7B装车试车台上准备试车的情况。
图5、CFM56 7B装车试车台上准备试车
在采用核心机改进衍生措施发展系列发动机的过程中,并非核心机一成不变,而是随着技术的发展,在保持基本结构不变的条件下,不断用新技术对核心机的某些零、组件进行改进。
最常用的方法是:将压气机与涡轮的叶片用准三元流、全三元流以及更先进的气动设计方法重新设计效率较高的叶片;在高压压气机、高压涡轮与低压涡轮中采用先进的主动间隙控制技术;用FADEC取代常规的液压机械燃油调节器,且不断升级;用耐温更高的材料与涂层更换涡轮叶片材料;提高高压涡轮工作叶片的冷却效率;改变气路中的封严结构以减少漏气损失;采取降低噪声与排放措施等。
有的发动机在改进衍生时,还对燃烧室进行较大的改进,例如从风扇直径2.39 m的 PW4000 系列发展成风扇直径2.54m 的PW4000系列时,其火焰筒的结构作了大的改变;同样,CFM56 5A发展成 CFM56 5B时,燃烧室既可采用单环腔(SAC)也可采用双环腔(DAC)设计,由用户选择采用何种设计。
对燃烧室进行的改进,均是为降低排放所采取的措施。
有的发动机在发展中,还利用缩放原则在原有发动机上通过按比例缩小或放大,发展新发动机。例如,罗·罗公司用于B777的遄达800,就是将遄达700按比例放大,并采用当时的一些新技术研制成的;遄达500的核心机是遄达800核心机的80%缩型,而用于 A380的遄达900又是将遄达500按比例放大而成的。当然在缩放过程中,均引入了当时的最新技术。
2009年罗·罗公司将最新的遄达发动机(遄达1000)工艺及设计技术用于A330 的遄达700发动机中,使遄达700发动机的燃油效率提高了1.3%,这意味着10年中每架飞机可以节约价值达300万美元的燃料。 这个改进的发动机命名为遄达700EP(EnhancedPerform-ance)。
遄达700 发动机在880万小时的运行经验中,有1/3的时间都在中东炎热的沙质环境中运行,A330机队所有该型发动机的额定推力为320kN,现在它的性能保持优势依然在不断地接受检验中。遄达700超强的推力与卓越的燃料燃烧性能相结合,使该发动机成为采用新技术及改进衍生措施来提高发动机推力的优秀代表。
结束语
作为干线客机的动力,高涵道比涡扇发动机从诞生时起,就在满足飞机需要的前提下,不断完善性能,包括提高推力,降低发动机耗油率与性能衰减率,提高发动机可靠性与耐久性,降低发动机噪声值与排放值等。特别是进入21世纪后,为用户提供经济性好、能满足新世纪严格环保要求的发动机,已成为参与新型旅客机发动机市场竞争的必备条件。
为此,需进行多方面的理论与试验研究,开发新的结构设计与新型金属、非金属及涂层材料,开展低排放燃烧室与降低噪声技术的研究,发展智能化的发动机维修技术等。在上述基础上,研制一台既能满足飞机要求,又有发展前途的性能优良的核心机是十分必要的。
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