文/陳光
1 前 言
由20世紀70年代初期為空中優勢戰鬥機F-15發展高性能的發動機起,到90年代為下一代先進戰鬥機 ATF(用於21世紀)即F-22發展推重比為10一級的發動機,歷時20餘年。
其間研製觀點(指導思想)有兩個大的轉變,即從單純追求性能轉變為可靠性、可維修性與性能並重,再轉為推行「同期工程」,(或「並行工程」、「一體化製造與發展」工程)。
這兩大轉變,三種指導思想是吸取了發動機研製、外場使用等中積累的經驗而總結出來的。以美國普惠公司為例,它從研製第一種推重比為8.0的F100 PW 100(200)發動機起,到衍生改型的具有高可靠性的F100PW 220,到發展新一代的、用於F-22的、推重比為10.0的F119發動機,長達四分之一世紀多的整個發展過程充分說明了發動機研製觀點轉變的過程與背景,能代表世界航空發動機發展的趨勢。
2 早期的F100發動機
20世紀60年代末70年代初,美國普惠公司為準備用於下一個25年的空中優勢戰鬥機F-15發展了新一代的高性能發動機,即F100發動機。為滿足飛機要求,發動機推重比需達到8.0一級才行。
為此,普惠公司將提高發動機性能即推重比作為重點予以保證,也即以提高發動機性能為F100研製的指導思想。在F100的研製、發展中,儘量控制發動機重量而不影響性能,最終達到了目的,使F100成為第一種投入使用的推重比為8.0一級的發動機。
當F100的第1個、用於F15的生產型F100 PW 100轉入批生產並開始裝備美國空軍時,與當時其他發動機相比,性能有明顯的改進,特別是其跨聲/超聲條件下的性能有顯著的提高。事實上,時至今日,當今在役的大多數戰鬥機發動機的推重比也仍同等或稍高於30年前 F100的推重比。
用於F-15戰鬥機的F100 PW100(裝2臺)發動機的起飛推力為106.13kN,F-15於1974年11月開始裝備美國空軍,與 100型推力相等的 200型用於 F-16戰鬥機(裝1臺),F-16於1978年底開始裝備美國空軍。
F100的性能的確不錯,但它的可靠性與耐久性卻未能與性能的提高相匹配,F-15戰鬥機裝備部隊後,在使用中暴露出發動機有許多影響可靠性的嚴重問題。
例如壓氣機失速,大量渦輪葉片超溫、燒傷等,曾使大批F 15戰鬥機趴地不能起飛,成為困擾美國空軍的最棘手問題之一,使美國空軍不得不讓GE公司利用用於B 1轟炸機的F101發動機的核心機,發展一種適用於F 15,F 16的發動機,即F110,形成了由兩家發動機公司同時為F 15和F 16提供不同型號發動機的局面,一直沿用至今。
F100 PW 100(200)出現可靠性不高的原因是多方面的,例如在使用中,由於飛機的要求需來回快速拉、推油門杆,因而使發動機的溫度與轉速快速變化,造成發動機主要零件應力循環變化多,而當時的軍用發動機定型試車僅包含極少循環的耐久試車。
因為在70年代初期,標準的定型試車為150h試車,這種試車的目的是考核在最長的穩態時間內發動機在高溫下的工作能力,而不是考核多次循環下的工作能力等,因而定型後發動機仍然出現大量故障。
當然,主要原因還是由於研製中,單純追求了高的性能,忽視了可靠性、可維修性和耐久性問題,發動機的設計沒有在可靠性,可維修性、成本和可生產性等以及性能等諸方面取得平衡而造成的。
3 提高可靠性的F100 PW220發動機
普惠公司從F100 PW 100的發展、使用過程中遇到的問題,吸取了一條很重要的經驗,那就是忽視可靠性、可維修性而單純追求性能的發展先進發動機的道路是行不通的。為了使F100發動機能滿足空軍既有高的可靠性又有高性能的發動機需要,普惠公司著手對F100進行改進,以提高發動機的可靠性。
雖然由1975年到1980年,普惠公司與美國空軍在改善F100的可靠性方面做了一些小的改進,但收效不顯著。直到1981年,才開始利用先進技術對F100進行重大改進,以提高可靠性、耐久性與安全性。
這些改進包括:重新設計的「加大壽命的核心機」(ILC)、單晶材料作的渦輪葉片、第一種用於戰鬥機發動機的全功能數字式電子調節器(FADEC)、齒輪泵作的燃油泵等。此改進型被命名為F100 PW 220,其推力維持 100型的即起飛推力為106.13kN,但重量加大約61kg,也即犧牲了推重比而獲得高的可靠性。
為考核 220型的耐久性與可靠性,補充進行了三種試驗,即4000個 TAC循環的加速任務試驗(AMT)、高 Ma下的耐久性試驗與高周疲勞試驗。
4000個TAC循環的加速任務試驗(AMT)
加速任務試驗 AMT試驗是以前未曾進行過的,是按飛機的飛行任務剖面,歸納出發動機的任務剖面圖,如圖1所示。然後按油門杆位置變化情況進行加速模擬試驗,即每1個試驗循環模擬飛機作戰時的油門變化,但時間卻大大縮短。
用這種試驗,模擬發動機在外場使用時,溫度與轉速的變化以及由此產生的離心負荷與溫度負荷的變化,用以考核發動機低循環疲勞壽命以及在這種多變工況下發動機的可靠性。
作為戰鬥機特別是高性能戰鬥機的發動機,就不能按飛機一次起降作為1個循環計。因為在飛機作戰中,往往要反覆將油門杆從最低位置推到最高位置,或反之。這樣,在飛機一次起降中,零件上應力的變化就不單純是一種從零到最大再到零的過程。
為此,採用了 TAC循環(TAC為總的積累循環,也稱戰術空軍循環,TAC=總的起飛循環數+1/4全程油門過渡次數,一般,1發動機飛行小時(EFH)=2TAC循環)來計算它們的低循環數。
圖 1、 發動機的任務剖面圖
目前,作為戰鬥機的發動機,需要完成一次4000個 TAC循環試驗。在F100PW 220發展試驗中,美國空軍根據外場使用情況,要求進行一次4000TAC循環的 AMT試驗,每1個TAC循環的 AMT約耗時15min,4000TAC循環 AMT約耗時1000h。
若按每架飛機每年使用 250h即 500TAC循環,則 4000TAC循環 AMT,相當外場使用 8年。實際上,F100 PW 220前後共進行了兩次4000TAC循環 AMT,第1次4000個TAC循環試驗中,在90天時間內共試驗了953h,其中全程油門過渡84649次,加力燃燒室點火8254次,加速34551次,相當外場工作九年。
試驗後,核心機完好無損,於是又進行了第2次4000個 TAC 循環試驗,兩次共進行了8191個循環,1826h,其中全程油門過渡172847次,加力燃燒室點火19308次,發動機加速76738次,相當外場使用18年。
兩次試驗中,由核心機引起的換發率、空中停車率、推力損失率均為0,說明該型發動機達到了提高可靠性的目的。據稱這是戰鬥機用發動機中,第1種通過2次4000個 TAC循環試驗的發動機。
3.2 高 Ma下的耐久性試驗
模擬高速飛行下的進口壓力、溫度條件,考驗發動機在高溫、高應力下的耐久性,在下述四種狀態下共試驗了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 高周疲勞試驗
在高周疲勞試驗中,發動機裝在試車臺上進行試驗,由慢車轉速到最大轉速間分成九個轉速臺階,如圖2所示,在加速及減速過程中,在每個轉速臺階下各積累107次振動循環,共進行了22h。
圖2、高周疲勞試驗按轉速分階段情況
通過這三種考核試驗後表明 220型較 100型在可靠性、耐久性方面均得到大幅度提高,而且它在外場不需對發動機的調節系統進行調節(因為它的 FADEC具有自調特性),還取消了對移動油門杆的一些限制,能滿足空軍的需要,220型於1985年底正式投產。
由於220型在使用中反映出有較好的可靠性,因此美國空軍讓普惠公司用 220型的改進措施換裝在外場使用的 100型上,這種改裝的發動機命名為F100 PW 220E。
4 一體化製造與發展、並行工程、同期工程
F100發動機由 100型改進到 220型,可靠性得到大大提高,這種用犧牲性能來提高可靠性的措施,得到空軍的讚許。這就是航空發動機研製觀點的第一次轉變,即由單純追求性能轉變為可靠性、可維修性與性能並重,也即所研製的發動機是在可靠性、性能等諸方面得到平衡的設計。
但是,在發展 220型時並不是十全十美的,雖然它做到了在可靠性、維修性、耐久性及性能等方面進行平衡,成為一種進行平衡後的設計。
由於採用一些先進技術,在正式轉產時卻遇到了麻煩,即在投產的第l年(1986年)中,在組織生產中出現了許多重大難題,結果花了很大力氣去克服才使生產工作進行下去,不僅延誤了投入使用的時間,而且也增加了額外費用。這是普惠公司在發展220型中吸取的一個重要教訓,即僅由設計人員參與發展一種新型發動機,特別是在採用許多先進技術時是不夠的。
根據 220的教訓,引發了普惠公司在1987年對發動機的研製觀點(指導思想)做了一個重大轉變,建立了稱之為「設計到加工」多功能小組的概念,使得在發動機設計過程中,就吸收製造、材料、供應和質量等方面的工程人員參與。
即在設計之初,就全盤考慮各方面問題,使得在此基礎上通過驗證的先進發動機,能很快轉入生產,投入使用中去。美國空軍在普惠公司這一新思想的基礎上,於1990年採用了更為廣泛的多功能小組概念,它包括了整個發動機壽命循環中從方案論證到外場支援的各階段參與工作的各種人員。
這種由幾十個到一百多個的多功能小組參與發動機發展全過程的系統工程稱為「一體化製造與發展(IntegratedProductDevelopment,IPD」)工程,其最終目的是讓用戶能得到一種各方面得到平衡的產品。據普惠公司稱,目前該公司已將IPD概念應用到各種軍、民用發動機的研製中。
無獨有偶,與此同時其他的大公司也做了類似的指導思想轉變過程,採用了類似IPD的概念,例如 GE公司開展了並行工程(ConcurrentEngineering,CE),羅·羅公司開展了同期工程(SimultaneousEngineering,SE)。
三者名稱不一,但內容基本是一致的。以並行工程為例,它是由美國國防先進研究計劃局(DARPA)主持,GE公司航空發動機部研究發展中心(GE CRD)進行研究的。他們認為並行工程是一種革命性的工程發展方法,它同時考慮研究、發展、設計、製造與使用的問題,以期在相對較短的時間內,了解在採用高、新技術,先進材料與工藝時對部、組件最終結果的影響,以便快速的獲得最優設計,使從方案設計到形成可供使用的產品的周期縮短1/3到1/2,並相應減少研製費用與風險。
當然,這項概念更新的研究工作,也是耗資巨大的工程,僅在1988~1992年的初始階段研究中即投資9300萬美元。DARPA除在西弗吉利亞大學建立了一個並行工程研究中心(CERC)外,還由 GE公司航空發動機部聯合卡內基、梅隆大學,瑞塞勒斯工學院組成聯合研究小組,分工合作進行研究。除上述單位外,還有近20個單位參與這項研究、開發工作。
IPD或CE、SE不僅在發展先進的軍用發動機中採用,在發展新型民用發動機中同樣也採用,例如三大發動機公司為波音公司的波音777雙髮型客機分別發展的 PW4084(普惠)、GE90(GE)和遄達800(羅·羅)發動機中,均採用了IPD 等工程。
為使波音777在服役之初即可獲得FAA的180minETOPS(雙發客機延程飛行)批准(現行標準是為獲得120minETOPS批准,所採用的發動機必須具備:積累的工作時間不少於25萬小時,空中停車率低於0.04次/1000h;180minEPOPS的條件是:120minETOPS已有1年經驗,空中停車率低於0.02次/1000h),三公司分別採用了IPD,CE和SE來提高發動機的可靠性,以達到空中停車率為0的目標,另外,羅·羅公司還將SE用於發展遄達800的稱為第二代寬弦夾層結構的風扇葉片與稱為第5階段的燃燒室的發展工作。
普惠公司為PW4084研製的空心鈦合金寬弦風扇葉片也採用IPD而使研製工作在不到2.5年的時間完成,如按傳統作法則需5.0年時間。當時參與研製該葉片的多功能小組有70餘人。GE公司採用CE研製了一種空心的鈦合金葉片,其研製周期比按常規程序研製要短60%。
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