西方及中国的地军用涡扇航空发动机技术资料收集与对比.docx

1、西方及中国的地军用涡扇航空发动机技术资料收集与对比中国国产涡扇发动机与国外涡扇发动机对比表发动机AL-31FAL-31FNM53-P2M88-2EJ200F404-GE- 400F100-PW-229F101-GE-102F110-GE-129F119-PW- 100WS10WS10改WS13天山(仿RD33)WS9秦岭(仿斯贝MK202)WS9改进型(秦岭MK220)国家俄罗斯俄罗斯法国法国英国美国美国美国美国美国中国中国中国中国中国装机对象苏27系列歼10幻影系列阵风系列EF2000F/A-18E/FF15/16早 期B-1BF15/16后期F22/35系列歼-10/11歼-14*枭龙飞豹

2、飞豹改 进型加力推力 (daN)1285012255950075009000712012890136811289915568132401550086379118.99800中间推力(daN)7620762063304871600048007918756175629790790056755445.96370巡航推力(daN)51204598.16加力耗油率(kg/daNh)1.981.982.121.81.7651.6522.242.052.42.022.022中间耗油率(kg/daNh)0.7950.9070.8980.8270.760.660.560.70.6220.730.670.65巡航

3、耗油率(kg/daNh)0.6830.6950.65推重比7.146.5699.27.247.97.697.2811.77.59.57.85.056.55空气流量(kg/s)11211294657564.4112.41591181268092.596.9总增压比23.8239.824.526253226.5322632232021.5涡轮前温度(K或 )1665K1665K126015771850K1316139913711728K1853K1747K1800K1650K11671550K涵道比0.60.60.360.50.40.340.42.010.760.30.780.570.620.62

4、发动机寿命(h)15004000*2200大修间隔(h)500*1000*810长宽 (m)4.991.284.851.145.071.0553.5381.0033.5560.8634.0330.8844.8561.1814.61.3974.6261.1814.8261.1434.141.025.2051.0935.2111.095重量(kg)18001478850900983165618141809136017951665*113518421527注：带*号为推测。名词解析1）推重比：发动机推力与重量之比。是反映发动机性能的最重要指标之一，发动机推重比越大，战斗机的机动能力越强。2）空气流量

5、：单位时间里流过的空气质量，单位是：公斤/秒。3）单位耗油率：产生1牛顿或10牛顿或1千牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油每公斤单位质量，即公斤/牛顿时（kg/Nh）、公斤/十牛顿时（kg/daNh）、公斤/千牛顿时（kg/kNh）、公斤/公斤力时（kg/kgh）。4）涡轮前温度：燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度。提高涡轮前温度，某种程度上可以提高发动机性能，涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平。5）总增压比：发动机进口和发动机出口的压力比，又称总压缩比，简称总压比，第三代发动机的增压比一般在2030左右，提高发动机增压比可以提高发动机性能，但也会带来喘振裕度低的问题。法国M53与M88涡

6、轮风扇发动机简介M53系列牌号M53用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家法国厂商国营航空发动机研究制造公司生产现状生产装机对象M53-2“幻影”2000原型机。M53-5“幻影”4000原型机。M53-P2 “幻影”2000。M53-PX2“幻影”2000。研制情况为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试 验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以 后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”

7、2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试 验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；结 构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。 M53服役计划将超过2025年。M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低1015%，长度缩短约1米。M53的特点是采用三支点

8、的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。M53-2早期的原型机。M53-5在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。M53-P2 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985年1月开始生产。M53-PX3型发动机具有

9、高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。结构和系统进 气 口环形，带尖进气锥，用热空气防冰。风扇3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。压 气 机5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。燃 烧 室环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.53mm。气膜孔环与二股气流进气段用电子束焊接。有1

10、4个预蒸发燃油喷嘴。涡轮2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。加力燃烧室平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。 尾 喷 管可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为28505550cm2。控制系统M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油

11、系统。燃油系统来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或JP-4。滑油系统由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。起动系统燃气涡轮起动机。点火系统主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。技术数据加力推力(daN)M53-28330M53-58820M53-P2 9500中间推力(daN)M53-55440M53-P2 6330加力耗油率kg/(daNh)M53-52.09M53-P

12、2 2.12中间耗油率kg/(daNh)M53-50.887M53-P2 0.907推重比M53-56.12M53-P2 6.56空气流量(kg/s)M53-586M53-P2 94涵道比M53-2，-50.35M53-P2 0.36总增压比M53-P2 9.8涡轮进口温度()M53-21200M53-51230M53-P2 1260直径(mm) 1055长度(mm)M53-P2 5070M53-54844质量(kg)M53-51470M53-P2 1478M88系列牌号M88用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家法国厂商国营航空发动机研究制造公司生产现状生产装机对象M88-1“阵风”A。M

13、88-2“阵风”D(早期型)。M88-3“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。CFM88行政机和支线飞机。研制情况M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。19831986年第1阶段核心机试验 时，涡轮进口温度为1427，1987年第2阶段核心机试验时达到1577。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始 地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产 型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试

14、验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮 进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料(PMR- 15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高 88%。初始故障间隔时间100150h。M88-1结构与早期M88 MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。M88-2标准生产型。包括无污染

15、燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2 的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部采购代办的认 证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4M88-3考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围84519341daN。采用一种新的3级风扇。预计19992000年可供使用。M88-4拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围934110230daN。采用全新的风扇、低压涡轮和加力燃烧室。M88-2S/M88-3S分别是M88-

16、2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计2000年可供使用。CFM88在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90122座的支线飞机。结构和系统进 气 口环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。风扇3级轴流式。压 气 机6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。燃 烧 室环形。多孔气膜冷却。L/H=2。高压涡轮单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，生产型用N18合金。低压涡轮单级轴流式。气冷。加力燃烧室整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。尾 喷 管引

17、射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。控制系统ELECM的双余度FADEC。最大加力推力(daN)M88-18318M88-27500M88-380009300中间推力(daN)M88-24871加力耗油率kg/(daNh)M88-21.80中间耗油率kg/(daNh)M88-20.898推重比M88-29.0空气流量(kg/s)M88-265M88-372涵道比M88-20.5M88-30.3总增压比M88-124M88-224.5M88-327涡轮进口温度()M88-21577M88-31577最大直径(mm)M88-21003进口直径(mm)M88-269

18、6M88-3790长度(mm)M88-23538M88-33618质量(kg)M88-2850M88-3985EJ200加力涡轮风扇发动机牌号EJ200用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家国际合作厂商欧洲喷气涡轮公司生产现状研制中装机对象欧洲战斗机EF2000研制情况EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有 英国罗罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由 英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年

19、9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累 运转650h，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生 产型EJ200。在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如：平均故障间隔时间大于 100EFH*，空中停车率小于0.1/1

20、000EFH，维修工时不大于0.5MMH*/EFH。采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三 维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执 行EJ200研制计划之前英国罗罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。为EJ200打下技术基础。除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的L

21、CA战斗机。结构和系统风扇3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。压比约4.0。高压压 气 机5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。燃 烧 室环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。高压涡轮单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料U720。低压涡轮单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。加力燃 烧 室燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。尾 喷 管全程可调收敛-扩张式。 控制系统FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。滑油系统零过载或负过载滑油系统。最大加力推力(daN) 9000中间推力(daN) 600

22、0加力耗油率(kg/daN/h) 1.661.73耗油率(kg/daN/h) 0.740.81推重比 10空气流量(kg/s) 7577涵道比0.40总增压比 26.0涡轮进口温度() 1477最大直径(mm)863长度(mm)3556质量(kg) 900在发美国的发动机之前先看看国产的一些战斗机用航空发动机的情况飞豹的新心脏涡扇9（WS9）改进型秦岭MK220涡扇发动机“斯贝”引进专利，全国产化后的“秦岭”WS9涡扇发动机，成为“飞豹”歼轰机的不二之选。“秦岭”MK220涡扇发动机在保持WS-9发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和

23、 多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对WS-9（斯贝MK202）原型机进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了 法国M53-P2发动机的技术水平。“秦岭”MK220发动机从1994年开始进行原型机研制到2005年通过设计定型审查，历经12个春秋。国产涡扇-9最大加力推力9305千克(91.189千牛)，最大军用推力5557千克(54.4586千牛)，中间状态推力4692千克 (45.9816千牛)，最大连续推力4692千克(45.9816千牛)，最大军用耗油率0.67千克/ daN小时，最大加力耗油率2.02千克/千克/小时，推重比5.05，空气流量92.5

24、千克/秒，涵道比0.62，总增压比20，涡轮前温度1167摄 氏度，直径1093.32毫米，最大长度5205毫米(喷口全张开)。从数据来看，涡扇-9的推力固然无法与AL-31等先进发动机相比，但以当时的技术 水平已经相当不错了。尤其耗油率则远远优于当时国内的涡喷发动机，使得歼轰-7的航程得到了保证。从弹程指数(载弹量与作战半径乘积)，“飞豹”的弹程指 数为3150tkm，”狂风“为3120tkm,F/A-18为2960tkm。“秦岭”MK220涡扇发动机在WS-9原型机的基础上作了如下几个方面改进：1. 采用全新设计研制的带气动雾化喷嘴的环形燃烧室，高压涡轮叶片采用气膜加对流复合冷却技术。2.

25、对风扇，压气机的结构重新进行了设计，在设计过程中借鉴了国外一些先进涡扇发动机的结构设计方案，风扇由原来的5级改为4级，高压压气机由12级 改为10级，风扇和压气级数减少了，但总增压比却提高了，由原来的20增加到21.5，空气流量由原来的92.5公斤/秒增加到96.9公斤/秒。3.采用鱼鳞板结构的收敛-扩散超音速尾喷管。通过上述改进，秦岭MK220发动机效之原WS9推力进一步提高。技术参数：最大加力推力(daN)9800中间推力(daN)6370加力耗油率(kg/daN/h) 2.02耗油率(kg/daN/h) 0.67推重比 6.55空气流量(kg/s) 96.9涵道比 0.62总增压比 21.5涡轮进口温度(K)1550最大直径(mm) 1095长度(mm) 5211质量(kg) 1527涡扇13(WS13)天山发动机主要性能数据：机长4.14米最大外直径1.02米交付使用重量1135千克推重比7.8加