由20世纪70年代初期为空中优势战斗机F-15发展高性能的发动机起,到90年代为下一代先进战斗机 ATF(用于21世纪)即F-22发展推重比为10一级的发动机,历时20余年。
其间研制观点(指导思想)有两个大的转变,即从单纯追求性能转变为可靠性、可维修性与性能并重,再转为推行“同期工程”,(或“并行工程”、“一体化制造与发展”工程)。
这两大转变,三种指导思想是吸取了发动机研制、外场使用等中积累的经验而总结出来的。以美国普惠公司为例,它从研制第一种推重比为8.0的F100 PW 100(200)发动机起,到衍生改型的具有高可靠性的F100PW 220,到发展新一代的、用于F-22的、推重比为10.0的F119发动机,长达四分之一世纪多的整个发展过程充分说明了发动机研制观点转变的过程与背景,能代表世界航空发动机发展的趋势。
2 早期的F100发动机
20世纪60年代末70年代初,美国普惠公司为准备用于下一个25年的空中优势战斗机F-15发展了新一代的高性能发动机,即F100发动机。为满足飞机要求,发动机推重比需达到8.0一级才行。
为此,普惠公司将提高发动机性能即推重比作为重点予以保证,也即以提高发动机性能为F100研制的指导思想。在F100的研制、发展中,尽量控制发动机重量而不影响性能,最终达到了目的,使F100成为第一种投入使用的推重比为8.0一级的发动机。
当F100的第1个、用于F15的生产型F100 PW 100转入批生产并开始装备美国空军时,与当时其他发动机相比,性能有明显的改进,特别是其跨声/超声条件下的性能有显著的提高。事实上,时至今日,当今在役的大多数战斗机发动机的推重比也仍同等或稍高于30年前 F100的推重比。
用于F-15战斗机的F100 PW100(装2台)发动机的起飞推力为106.13kN,F-15于1974年11月开始装备美国空军,与 100型推力相等的 200型用于 F-16战斗机(装1台),F-16于1978年底开始装备美国空军。
F100的性能的确不错,但它的可靠性与耐久性却未能与性能的提高相匹配,F-15战斗机装备部队后,在使用中暴露出发动机有许多影响可靠性的严重问题。
例如压气机失速,大量涡轮叶片超温、烧伤等,曾使大批F 15战斗机趴地不能起飞,成为困扰美国空军的最棘手问题之一,使美国空军不得不让GE公司利用用于B 1轰炸机的F101发动机的核心机,发展一种适用于F 15,F 16的发动机,即F110,形成了由两家发动机公司同时为F 15和F 16提供不同型号发动机的局面,一直沿用至今。
F100 PW 100(200)出现可靠性不高的原因是多方面的,例如在使用中,由于飞机的要求需来回快速拉、推油门杆,因而使发动机的温度与转速快速变化,造成发动机主要零件应力循环变化多,而当时的军用发动机定型试车仅包含极少循环的耐久试车。
因为在70年代初期,标准的定型试车为150h试车,这种试车的目的是考核在最长的稳态时间内发动机在高温下的工作能力,而不是考核多次循环下的工作能力等,因而定型后发动机仍然出现大量故障。
当然,主要原因还是由于研制中,单纯追求了高的性能,忽视了可靠性、可维修性和耐久性问题,发动机的设计没有在可靠性,可维修性、成本和可生产性等以及性能等诸方面取得平衡而造成的。
3 提高可靠性的F100 PW220发动机
普惠公司从F100 PW 100的发展、使用过程中遇到的问题,吸取了一条很重要的经验,那就是忽视可靠性、可维修性而单纯追求性能的发展先进发动机的道路是行不通的。为了使F100发动机能满足空军既有高的可靠性又有高性能的发动机需要,普惠公司着手对F100进行改进,以提高发动机的可靠性。
虽然由1975年到1980年,普惠公司与美国空军在改善F100的可靠性方面做了一些小的改进,但收效不显著。直到1981年,才开始利用先进技术对F100进行重大改进,以提高可靠性、耐久性与安全性。
这些改进包括:重新设计的“加大寿命的核心机”(ILC)、单晶材料作的涡轮叶片、第一种用于战斗机发动机的全功能数字式电子调节器(FADEC)、齿轮泵作的燃油泵等。此改进型被命名为F100 PW 220,其推力维持 100型的即起飞推力为106.13kN,但重量加大约61kg,也即牺牲了推重比而获得高的可靠性。
为考核 220型的耐久性与可靠性,补充进行了三种试验,即4000个 TAC循环的加速任务试验(AMT)、高 Ma下的耐久性试验与高周疲劳试验。
4000个TAC循环的加速任务试验(AMT)
加速任务试验 AMT试验是以前未曾进行过的,是按飞机的飞行任务剖面,归纳出发动机的任务剖面图,如图1所示。然后按油门杆位置变化情况进行加速模拟试验,即每1个试验循环模拟飞机作战时的油门变化,但时间却大大缩短。
用这种试验,模拟发动机在外场使用时,温度与转速的变化以及由此产生的离心负荷与温度负荷的变化,用以考核发动机低循环疲劳寿命以及在这种多变工况下发动机的可靠性。
作为战斗机特别是高性能战斗机的发动机,就不能按飞机一次起降作为1个循环计。因为在飞机作战中,往往要反复将油门杆从最低位置推到最高位置,或反之。这样,在飞机一次起降中,零件上应力的变化就不单纯是一种从零到最大再到零的过程。
为此,采用了 TAC循环(TAC为总的积累循环,也称战术空军循环,TAC=总的起飞循环数+1/4全程油门过渡次数,一般,1发动机飞行小时(EFH)=2TAC循环)来计算它们的低循环数。
图 1、 发动机的任务剖面图
目前,作为战斗机的发动机,需要完成一次4000个 TAC循环试验。在F100PW 220发展试验中,美国空军根据外场使用情况,要求进行一次4000TAC循环的 AMT试验,每1个TAC循环的 AMT约耗时15min,4000TAC循环 AMT约耗时1000h。
若按每架飞机每年使用 250h即 500TAC循环,则 4000TAC循环 AMT,相当外场使用 8年。实际上,F100 PW 220前后共进行了两次4000TAC循环 AMT,第1次4000个TAC循环试验中,在90天时间内共试验了953h,其中全程油门过渡84649次,加力燃烧室点火8254次,加速34551次,相当外场工作九年。
试验后,核心机完好无损,于是又进行了第2次4000个 TAC 循环试验,两次共进行了8191个循环,1826h,其中全程油门过渡172847次,加力燃烧室点火19308次,发动机加速76738次,相当外场使用18年。
两次试验中,由核心机引起的换发率、空中停车率、推力损失率均为0,说明该型发动机达到了提高可靠性的目的。据称这是战斗机用发动机中,第1种通过2次4000个 TAC循环试验的发动机。
3.2 高 Ma下的耐久性试验
模拟高速飞行下的进口压力、温度条件,考验发动机在高温、高应力下的耐久性,在下述四种状态下共试验了6h:
1.H=10688m,Ma=1.6 下 3.0h,
2.H=12184m,Ma=2.0 下 1.5h,
3.H=12184m,Ma=2.3 下 1.0h,
4.H=13822m,Ma=2~2.5 下 0.5h。
3.3 高周疲劳试验
在高周疲劳试验中,发动机装在试车台上进行试验,由慢车转速到最大转速间分成九个转速台阶,如图2所示,在加速及减速过程中,在每个转速台阶下各积累107次振动循环,共进行了22h。
图2、高周疲劳试验按转速分阶段情况
通过这三种考核试验后表明 220型较 100型在可靠性、耐久性方面均得到大幅度提高,而且它在外场不需对发动机的调节系统进行调节(因为它的 FADEC具有自调特性),还取消了对移动油门杆的一些限制,能满足空军的需要,220型于1985年底正式投产。
由于220型在使用中反映出有较好的可靠性,因此美国空军让普惠公司用 220型的改进措施换装在外场使用的 100型上,这种改装的发动机命名为F100 PW 220E。
4 一体化制造与发展、并行工程、同期工程
F100发动机由 100型改进到 220型,可靠性得到大大提高,这种用牺牲性能来提高可靠性的措施,得到空军的赞许。这就是航空发动机研制观点的第一次转变,即由单纯追求性能转变为可靠性、可维修性与性能并重,也即所研制的发动机是在可靠性、性能等诸方面得到平衡的设计。
但是,在发展 220型时并不是十全十美的,虽然它做到了在可靠性、维修性、耐久性及性能等方面进行平衡,成为一种进行平衡后的设计。
由于采用一些先进技术,在正式转产时却遇到了麻烦,即在投产的第l年(1986年)中,在组织生产中出现了许多重大难题,结果花了很大力气去克服才使生产工作进行下去,不仅延误了投入使用的时间,而且也增加了额外费用。这是普惠公司在发展220型中吸取的一个重要教训,即仅由设计人员参与发展一种新型发动机,特别是在采用许多先进技术时是不够的。
根据 220的教训,引发了普惠公司在1987年对发动机的研制观点(指导思想)做了一个重大转变,建立了称之为“设计到加工”多功能小组的概念,使得在发动机设计过程中,就吸收制造、材料、供应和质量等方面的工程人员参与。
即在设计之初,就全盘考虑各方面问题,使得在此基础上通过验证的先进发动机,能很快转入生产,投入使用中去。美国空军在普惠公司这一新思想的基础上,于1990年采用了更为广泛的多功能小组概念,它包括了整个发动机寿命循环中从方案论证到外场支援的各阶段参与工作的各种人员。
这种由几十个到一百多个的多功能小组参与发动机发展全过程的系统工程称为“一体化制造与发展(IntegratedProductDevelopment,IPD”)工程,其最终目的是让用户能得到一种各方面得到平衡的产品。据普惠公司称,目前该公司已将IPD概念应用到各种军、民用发动机的研制中。
无独有偶,与此同时其他的大公司也做了类似的指导思想转变过程,采用了类似IPD的概念,例如 GE公司开展了并行工程(ConcurrentEngineering,CE),罗·罗公司开展了同期工程(SimultaneousEngineering,SE)。
三者名称不一,但内容基本是一致的。以并行工程为例,它是由美国国防先进研究计划局(DARPA)主持,GE公司航空发动机部研究发展中心(GE CRD)进行研究的。他们认为并行工程是一种革命性的工程发展方法,它同时考虑研究、发展、设计、制造与使用的问题,以期在相对较短的时间内,了解在采用高、新技术,先进材料与工艺时对部、组件最终结果的影响,以便快速的获得最优设计,使从方案设计到形成可供使用的产品的周期缩短1/3到1/2,并相应减少研制费用与风险。
当然,这项概念更新的研究工作,也是耗资巨大的工程,仅在1988~1992年的初始阶段研究中即投资9300万美元。DARPA除在西弗吉利亚大学建立了一个并行工程研究中心(CERC)外,还由 GE公司航空发动机部联合卡内基、梅隆大学,瑞塞勒斯工学院组成联合研究小组,分工合作进行研究。除上述单位外,还有近20个单位参与这项研究、开发工作。
IPD或CE、SE不仅在发展先进的军用发动机中采用,在发展新型民用发动机中同样也采用,例如三大发动机公司为波音公司的波音777双发型客机分别发展的 PW4084(普惠)、GE90(GE)和遄达800(罗·罗)发动机中,均采用了IPD 等工程。
为使波音777在服役之初即可获得FAA的180minETOPS(双发客机延程飞行)批准(现行标准是为获得120minETOPS批准,所采用的发动机必须具备:积累的工作时间不少于25万小时,空中停车率低于0.04次/1000h;180minEPOPS的条件是:120minETOPS已有1年经验,空中停车率低于0.02次/1000h),三公司分别采用了IPD,CE和SE来提高发动机的可靠性,以达到空中停车率为0的目标,另外,罗·罗公司还将SE用于发展遄达800的称为第二代宽弦夹层结构的风扇叶片与称为第5阶段的燃烧室的发展工作。
普惠公司为PW4084研制的空心钛合金宽弦风扇叶片也采用IPD而使研制工作在不到2.5年的时间完成,如按传统作法则需5.0年时间。当时参与研制该叶片的多功能小组有70余人。GE公司采用CE研制了一种空心的钛合金叶片,其研制周期比按常规程序研制要短60%。