军用发动机之欧阳美创编.docx

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军用发动机之欧阳美创编

罗尔斯·罗伊斯公司『RR』TF41系列

时间：

2021.01.01

创作：

欧阳美

TF41

牌　　号　TF41

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　美国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司/艾利逊发动机公司

生产现状　停产

装机对象　单发攻击机A-7D（空军型）、A-7E（海军型）、A-7H及其教练型TA-7H

研制情况

　　TF41是美国艾利逊公司和英国罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的涡轮风扇发动机。

该发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司斯贝RB168-25的一种改型，用来装A-7攻击机。

1966年美空军与这两家公司签订合同，艾利逊公司负责研制和生产TF41发动机特有的零部件，罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零部件。

TF41-A-1发动机于1967年10月首次试车，1968年6月通过试飞前规定试验。

1969年6月正式完成定型试验。

在研制过程中，发动机积累了3600h以上的试验。

经过多年的修改设计，使发动机翻修寿命达到1500h。

　　主要改型有TF41-A-1、TF41-A-2和TF41-A-100/-A-400。

结构和系统

（TF41-A-1）

进气口　整体钢机匣。

无进口导流叶片。

风扇及外涵　3级轴流式。

水平对开机匣。

全外涵。

低压压气机　2级轴流式，与风扇同轴。

高压压气机　11级轴流式。

燃烧室　环管形。

有10个火焰筒和10个双油路喷嘴。

高压涡轮　2级轴流式。

2级导向器叶片和第1级转子叶片气冷。

低压涡轮　2级轴流式。

尾喷管　内、外涵气流经简单混合在喷管排气段内混合后排出。

控制系统　机械液压式。

转速和加速自动控制，应急时人工超控。

技术数据

（TF41-A-2）

起飞推力（daN）　　　　　　　　　6679

最大起飞耗油率[kg/（daN·h）]　　0.66

推重比　　　　　　　　　　　　4.97

空气流量（kg/s）　　　　　　　　119.3

涵道比　　　　　　　　　　　　0.74

总增压比　　　　　　　　　　　21.4

涡轮进口温度（℃）　　　　　　　1155

直径（mm）　　　　　　　　　　　1004

长度（mm）　　　　　　　　　　　2900

质量（kg）　　　　　　　　　　　1370

RTM322

RTM322系发动机结构

牌　　号　RTM322

用　　途　军用涡轴发动机

类　　型　涡轮轴发动机

国　　家　法国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司/透博梅卡

生产现状　研制完毕，准备投入批生产

装机对象　RTM322-01　EH-101、AS322/AS.532、NH90、AH-64A、S-70C、UH-60A/B、SH-60B、WS-30、A129、卡-62R。

研制情况

　　RTM322是英国罗尔斯·罗伊斯公司与法国透博梅卡公司共同研制的新一代涡轴发动机。

1980年英、法、意三国的发动机制造商组成联合公司，制定了共同研制新一代涡轴发动机的计划。

后来意大利退出，计划就由英国的罗尔斯·罗伊斯和法国的透博梅卡公司执行。

研制工作包括1300h地面台架试验、400h飞行试验及一项合格鉴定试验。

研制工作从1984年开始。

同年12月燃气发生器开始台架运转。

1985年1月发动机首次运转。

1987年RTM322装在SH-60H上完成首次飞行试验。

1990年装UK-101的RTM322取得合格证。

1993年7月装备RTM322的EH-101首次飞行。

预计1994年晚些时候该发动机将交付英国皇家海军使用。

预计1995年中期装卡-62R的RTM322将取得合格证，同年晚些时候装RTM322的NH90将首次飞行。

　　RTM322发动机的研制目的是与美国通用电气公司的T700和普拉特·惠特尼加拿大公司的PW100竞争，以占领本世纪末一万多台发动机的销售市场。

RTM322的研制分工是：

透博梅卡公司负责研制组合式压气机、功率输出轴、体内减速器及附件齿轮箱。

罗尔斯·罗伊斯公司负责研制进气装置、进口粒子分离器、回流环形燃烧室、燃气发生器涡轮和自由涡轮。

　　RTM322具有很高的安全循环寿命，各部件基本循环次数是：

轴流压气机转子为15000次。

离心压气机转子为10000次，燃气发生器涡轮为10000次，自由涡轮为15000次。

　　RTM322采用单转子燃气发生器、单元体结构、大容积燃烧系统和全权数字式电子控制系统。

可以任意选择前传或后传传动轴。

RTM322还采用了进口粒子分离器和红外抑制器，军用型的RTM322在战斗中经得住各种战斗机动动作的考验，用作海洋油气平台/舰船载机的动力装置时，还具有良好的抗腐蚀能力。

发动机维护方便。

附件都装在发动机上部，装拆方便，可达性好，孔探仪可伸入主要部件进行检查，并采用视情维修和状态监控，安全可靠。

发动机与飞机的界面少，外部管路少，发动机可以左右安装。

　　RTM322的核心机适于1342～2237kW级的发动机，压比可由15提高到23。

为满足未来军、民用直升机和中、小型固定翼飞机市场日益扩大的需要，透博梅卡公司和罗尔斯·罗伊斯公司将在RTM322-01的基础上将功率提高到1939～2088kW作为未来的直升机动力装置；将功率提高到1790～2237kW作为未来的涡轮螺桨飞机的发动机；还可将自由涡轮改成带风扇的燃气涡轮，派生出涡轮风扇发动机。

所以RTM322发动机系列将有涡轴型、涡桨型和风扇型。

主要型别如下：

　　RTM321　　RTM322的原型机。

　　RTM322-01　RTM322的第一个型别。

1984年底首次运转，1986年6月装在S-70C上作首次飞行试验。

　　RTM322-03　RTM322-01的功率增大型。

通过增加空气流量和涡轮进口温度来提高其功率。

　　RTM322-05　RTM322的功率缩小型。

采用非冷却涡轮、空气流量比RTM322-01减少7%。

将作为民用直升机的动力装置。

　　RTM322-11　由RTM322-01派生的涡轮螺桨型发动机。

　　RTM322-20　由RTM322-01派生的涡轮风扇发动机。

结构和系统

进气装置　由内、外锥体和轴对称进口粒子分离器组成。

内、外锥之间有径向支板。

进口粒子分离器无涡流叶片和移动部件。

外机匣上装有附件和前安装节。

压气机　3级轴流加1级离心组合式。

压比15，将来再增加1级轴流压气机时，压比可达到17.7，空气流量将增加30%。

前两级进口导流叶片可调。

叶片与盘皆为钛合金整体铸造，经机械加工而成。

机匣带有缝、孔和槽，可改变附面层，抑制叶片失速，扩大喘振边界。

燃烧室　回流环形。

可燃烧劣质燃油，排放物少，易起动。

采用蒸发式喷嘴。

高能点火电嘴。

燃气发生器涡轮　2级轴流式。

第1级转子叶片和第1、2级导向器叶片采用气冷。

非气冷转子叶片用单晶材料制成。

自由涡轮　2级轴流式。

叶片带冠，功率输出轴速为20400r/min。

排气装置　固定面积喷口。

控制系统　全权数字式电子控制系统。

手动油门杆作为备份系统。

起动系统　起动-发电机。

支承系统　燃气发生器由两个轴承支承。

轴流压气机前为滚珠轴承。

燃气发生器涡轮后为滚棒轴承。

自由涡轮由2个滚棒轴承支承，都位于自由涡轮前端。

功率输出轴向前穿过燃气发生器转子，前端用一滚珠轴承支承。

技术数据

起飞功率（kW）

　　RTM322-01　　　　1566

　　　　　-03　　　　1715～1789

　　　　　-05　　　 1342

　　　　　-11　　　　1790

最大应急功率（kW）

　　RTM322-01　　　　1724

最大连续功率（kW）

　　RTM322-01　　　　1411

巡航功率（kW）

　　RTM322-01　　　　940

　　　　　-05　　 805

　　　　　-11　　　 1514

最大连续耗油率[kg/（kW·h）]

　　RTM322-01　　　　0.270

巡航耗油率[kg/（kW·h）]

　　RTM322-01　　　　0.293

　　　　　-05　　　 0.308

　　　　　-11　　　 0.255

功重比（kW/daN）

　　RTM322-01　　　　6.65

总增压比

　　RTM322-01　　　　15

涡轮进口温度（℃）

　　RTM322-01　　　　1327

最大直径（mm）　　  604

长度（mm）　  1171

宽度（mm）　　　　　　647

高度（mm）　　　　　　609

质量（kg）

　　RTM322-01　　　　240（含燃油系统、滑油系统、扭矩计、进口粒子分离器、导管和导线）

斯贝RB168

（Spey-RB-168）

加力型斯贝RB168-25R涡扇发动机结构

牌　　号　斯贝RB168

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　英国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司

生产现状　罗尔斯·罗伊斯公司已不再生产，但某些型号仍在由它的合作厂商生产。

装机对象　Mk101　　　“掠夺者”NA.39攻击机。

　　　　　Mk202/203　F-4M/K战斗机。

　　　　　Mk250/251　“猎迷”HS.801反潜机。

　　　　　Mk807　　　AMX教练机/攻击机。

研制情况

　　军用斯贝RB168是民用斯贝改型发展出来的。

1963年装在英国皇家空军的“掠夺者”攻击机上进行首次飞行的军用斯贝是Mk101。

它是一种非加力型军用斯贝，由民用斯贝Mk505改型而得。

1964年为满足作战时要求更大的推力，又以民用斯贝Mk511和Mk512为基础发展出加力型军用斯贝Mk202。

70年代卖给中国的军用斯贝就是这种加力型Mk202。

罗尔斯·罗伊斯公司发展的军用斯贝有以下几个型别。

　　RB168-1AMk101　最早发展的军用斯贝。

　　RB168-20Mk250/251　它是以民用斯贝Mk512为基础发展的，是一种海军用航空发动机，因此采用了一些抗腐蚀零件。

这种型别现已不再生产。

　　RB168-25RMk202/203　1964年初开始设计，1965年4月首次运转，1968年正式投产使用。

该型别为加力型，加力燃烧室有4条燃油总管和3圈V形火焰稳定器。

主喷管全程可调，副喷管不可调。

压气机设有供飞机附面层控制系统用的补气系统。

这种型别现已不再生产。

　　RB168Mk807　以Mk101和Mk555为基础改型发展而得。

1983年意大利获得生产专利。

现在由意大利和巴西共同生产。

　　RB168Mk821　Mk807的推力增大型。

1989年4月开始研制，1989年11月首次运转。

　　TF41　美国艾利逊公司与罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的一种军用斯贝。

它是RB168-25的改型。

1966年，美国空军与艾利逊公司和罗尔斯·罗伊斯公司签订一项价值2.27亿美元的合同。

由这两家公司联合进行研制和生产。

艾利逊公司负责研制和生产TF41的特有的零件，罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零件。

　　首台TF41-A-1于1967年10月首次运转，1968年7月交付生产，但发动机定型工作拖得较晚，一直到1969年3月才正式定型。

　　与RB168-25相比，TF41采用全新的风扇和低压压气机，将原来的5级风扇改为3级风扇和2级低压压气机，风扇直径由826mm增加到950mm，使空气流量和压比都有所增大，取消进口导流叶片，高压压气机由12级改为11级，涡轮导向器叶片和转子叶片的安装角作了修改，由于这些修改，使发动机推力提高17%。

艾利逊公司还曾提出过设计一种推力为10230daN的加力型TF41912-B52用于A-7的改型计划。

这项计划后来被取消。

　　自1968年开始生产到1988年结束，共生产1419台TF41，其中仍有850～950台列在装备序列。

结构和系统

（Mk202）

进气口　整体钢板焊接机匣，19个固定进口导流叶片（TF41无进口导流叶片）。

热空气防冰。

风　　扇　镁合金对开机匣。

5级轴流式（TF41为3级风扇加2级低压压气机），压比2.86（TF41-A-1为2.45；-A-2为2.49），转速8760r/min（TF41-A-1为8950r/min；-A-2为9150r/min）。

高压压气机　12级轴流式（TF41为11级）。

进口导流叶片可调，设有放气活门。

水平对开不锈钢机匣。

转速12514r/min（TF41-A-1为12770r/min；-A-2为13000r/min），压比6.9。

燃烧室　环管形。

10个火焰筒，10个双油路燃油喷嘴。

钢制对开机匣。

高压涡轮　2级轴流式。

第1级转子叶片和第1、第2级导向器叶片采用空气冷却。

整体钢制机匣。

低压涡轮　2级轴流式。

叶片均不冷却。

加力燃烧室　内外涵气流混合后在加力燃烧室补燃。

采用V形火焰稳定器和催化点火器。

加力比调节范围为1.10～1.65（TF41无加力燃烧室）。

尾喷管　主喷口面积可调，副喷口为不可调的引射喷口。

全程可调的主喷口由6个液压作动筒操纵。

控制系统　机械液压式控制系统（TF41从1980年起采用史密斯工业公司的电子控制系统）。

燃油系统　普莱赛公司BP240/Mk9低压燃油泵，卢卡斯公司P1001高压燃油泵和CASC310燃油流量调节器，道蒂公司Eng810Mk14加力燃油调节器，卢卡斯公司NPC302加力喷口控制泵。

燃油规格为DERD2486、2498、2453和2454。

（TF41采用卢卡斯公司的GTD-400燃油泵，出口压力为6865kPa。

燃油规格为MIL-T-5624，JP4或JP5）。

滑油系统　回路系统。

压力245kPa（TF41为343kPa）。

滑油规格为DERD2487、2493（TF41-A-1为MIL-L-7808，-A-2为MIL-L-23699，滑油消耗量为0.45kg/h）。

起动系统　普莱赛公司的SolentMk200燃气涡轮起动机（TF41-A-1为航空研究公司的JFS100-13A燃气涡轮起动机，-A-2为本迪克斯公司36G-118空气涡轮起动机）。

点火系统　卢卡斯公司的C105TS/101高能点火系统，2个YA-30-45AR114/1高能电嘴（TF41采用本迪克斯公司的双电容放电点火系统）。

支承系统　5支点支承（TF41为7支点支承）。

技术数据

起飞推力（daN）

　　Mk101　　　　　　　　4900

　　Mk250/251　　　　　　5330

　　Mk202/203　　　　　　5440（中间）

　　　　　　　　　　　　   9120（加力）

　　Mk807　　　　　　　　4900

　　TF41-A-1　　　　　　6453

　　TF41-A-2　　　　　　6679

起飞耗油率[kg/（daN·h）]

　　Mk202　　　　　　　   2.218（加力）

　　　　　　　　　　　　   0.693（中间）

　　TF41-A-1　　　　　　0.676

　　TF41-A-2　　　　　　0.659

涡轮进口温度（℃）

　　Mk202　　　　　　       1167

　　TF41-A-1　　　　　　1155

　　TF41-A-2　　　　　　1155

推重比

　　Mk202　　　　　　　　5.05

　　Mk807　　　　　　　　4.72

　　TF41-A-1　　　　　　4.86

　　TF41-A-2　　　　　　4.97

空气流量（kg/s）

　　Mk202　　　　　　　　92.5

　　TF41-A-1　　　　　　117

　　TF41-A-2　　　　　　119.3

涵道比

　　Mk202　　　　　　　　0.62

　　TF41-A-1　　　　　　0.76

　　TF41-A-2　　　　　　0.74

总增压比

　　Mk202　　　　　　　　20

　　TF41-A-1　　　　　　20.1

　　TF41-A-2　　　　　　21.4

最大直径（mm）

　　Mk202　　　　　　　　1093

　　TF41-A-1　　　　　　1004

　　TF41-A-2　　　　　　1004

长度（mm）

　　Mk202　　　　　　　　5205

　　TF41-A-1　　　　　　2900

　　TF41-A-2　　　　　　2900

质量（kg）

　　Mk202　　　　　　　　1842（不含起动机）

　　TF41-A-1　　　　　　1353

　　TF41-A-2　　　　　　1370

“飞马”

（Pegasus,F402）

“飞马”涡轮风扇发动机剖视图

牌　　号　“飞马”

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　英国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司

生产现状　生产

装机对象　“飞马”11-21（Mk103）　　　　“鹞”GR.Mk3（英皇家空军）。

　　　　　“飞马”11-21（Mk104）　　　　“海鹞”（英皇家海军）。

　　　　　“飞马”11-21（Mk150）　　　　AV-8S（西班牙海军）。

　　　　　“飞马”11-21（Mk105）　　　　“鹞”GR.Mk5（英皇家空军）。

                     F402-RR-4061-406A　　　　  AV-8B。

                 “飞马”11-61（F402-RR-408）　  AV-8B等。

研制情况

　　“飞马”是英国罗尔斯·罗伊斯公司为“鹞”式垂直/短距起落战斗/攻击机研制的转喷口涡扇发动机。

　　发动机原始方案于1954年提出，1957年6月英国前布里斯托尔·西德利公司（现罗·罗公司军用航空发动机公司）开始设计，1959年9月第1台试验型发动机首次运转，并定名为“飞马”1。

1960年2月，试飞用的“飞马”2首次运转，1960年10月开始“飞马”发动机的首次试飞。

此后进行了一系列的改进，1964年底，为实用型改进的“飞马”6首次运转，经过改进于1967年10月完成150小时定型试验，1968年1月开始交付，此为“飞马”系列发动机的第一个生产型。

后来几经改型，至1990年初，最新的“飞马”11-61定型。

　　针对垂直/短距起落的特殊要求，发动机的主要设计特点是采用了排气喷管可旋转的推力换向方案，可用一台发动机既提供升力又提供推力，结构简单、紧凑、短距起落性能好。

由于在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，飞机无气动力，其操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制，所以在燃烧室外套和火焰筒之间设有放气环腔。

　　“飞马”是首先采用两个转子反向旋转的双转子发动机，它消除了陀螺力矩，改善了悬停和过渡飞行时的稳定性。

　　目前，“飞马”仍在进行新的改进，“飞马”/F402系列得到了美国和英国政府的大力支持，罗尔斯·罗伊斯公司和普拉特·惠特尼公司已经完成了推力为10580daN的“飞马”11-61发动机的研制。

未来推力将达到13770daN，以满足新的垂直/短距起落战斗机的要求。

　　“飞马”发动机的主要改型情况如下：

　　“飞马”6Mk101，“飞马”10Mk102　早期生产型发动机，推力分别为8451daN和9118daN，装备早期的“鹞”战斗机。

　　“飞马”11-21（Mk103）（美军方编号F402-RR-402）　供英空军、美海军陆战队和出口用。

　　“飞马”11-21（Mk104）　Mk103的海军型，防腐设计。

1979年9月投入使用。

性能和结构与Mk103相同，但风扇机匣和中介机匣材料由钛合金改为锻造铝合金。

　　“飞马”11-21（Mk105）　用作“鹞”GR.Mk5的动力。

　　“飞马”11-03PCB　采用了外涵加力（PCB），全加力推力可达12009daN。

1983年6月开始试验。

用于超音速垂直起落飞机。

PCB最终可提供17792daN的推力，按英国先进核心军用发动机计划（ACME），罗·罗公司和国家燃气轮机研究院正为此而努力。

　　“飞马”11-21D/E/F　D和E型（美军方编号为F402-RR-404）采用了内封严环，使高压涡轮的冷却空气温度降低60℃。

F型（美军方编号为F402-RR-406）高压压气机装有改进的“鹅颈”形中介机匣改善了核心空气流量。

通过F型将验证可靠性、耐久性和发动机寿命的改善。

寿命目标是冷端达到1000h，热端达到500h（目前的寿命为800/400h）。

　　“飞马”11F-35　主要改进有：

重新设计低压压气机的叶片和轴、新的排气喷管和无切口喷管等。

其不加力推力可达12454daN。

　　“飞马”11-61（F402-RR-408）　矢量推力动力装置。

由ACME计划资助，也称为XG-15。

它采用了新的较高压比的风扇（2.7）、先进燃烧室和单晶高压涡轮叶片等。

1985年10月此验证机首次运转。

1988年5月发动机首次试车，1990年初定型，同年7月投入使用。

　　“飞马”19　罗尔斯·罗伊斯公司自筹资金的发展项目，目标是将推力提高到12010～12450daN。

主要途径是提高涡轮进口温度和风扇压比，可能要增加第4级低压压气机。

“飞马”涡轮风扇发动机结构

结构和系统

风　　扇　3级轴流式，第1级26个叶片有中间凸台。

风扇气流分开，主要部分换向至前喷管。

直径为1220mm，压比为2.3，风扇叶片材料为铝合金。

压气机　8级轴流式。

压气机转子与风扇转子反转。

叶片材料为钛合金。

燃烧室　环形。

18个低压燃油蒸发管，2个高能点火器。

高压涡轮　2级轴流式。

第1和第2级转子叶片材料分别为IN100和Rene95，第1和第2级导向器叶片材料分别为X-40钴基合金和PD21镍基合金。

1991年初以后使用了单晶叶片。

低压涡轮　2级轴流式。

转子叶片材料为IN100，第1和第2级盘材料分别为IN100和Rene95，第2级导向器叶片材料C-1023镍基合金。

尾喷管　4个可换向喷管，由余度空气马达和轴/链式驱动机构驱动。

控制系统　全权数字式电子控制系统。

燃油系统　液压机械燃油系统，具有离心式增压泵和齿轮压力泵。

滑油系统　独立系统。

以压力和重力两种方式供油。

起动系统　燃气涡轮起动机。

技术数据

最大起飞推力（daN）

　　“飞马”11-21（Mk103/104/150/151-32/106）　　　　　9560

　　“飞马”11-21（Mk105/152-42）　　　　　　　　　　　9780

　　F402-RR-406/-406A　　　　　　　　　　　　　　      9780

　　“飞马”11-61（F402-RR-408）　　　　　　　　　        10580

　　“飞马”11F-35　　　　　　　　　　　　　　　　　11120

　　“飞马”19　　　　　　　　　　　　　　　　　         12010～12450

额定耗油率[kg/（daN·h）]

　　“飞马”11-21（Mk103/104）　　　　　　　　　　　　0.612

推重比

　　“飞马”11-21（Mk103）　　　　　　　　　　　　　　7.01

　　“飞马”11-21（Mk104）　　　　　　　　　　　　　　6.83

空气流量（kg/s）

　　“飞马”11-21（Mk103/104）　　　　　　　　　　　　196

涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　   1.4

总增压比

　　“飞马”11-21（Mk103/104）　　　　　　　　　　　　14.8

涡轮进口温度（℃）

　　“飞马”11-21（Mk103/104）　　　　　　　　　　　　1210

最大直径（mm）