1 性能與可靠性兼顧的F110發動機
F110是美國 GE公司為F-16戰鬥機在F101(用於B-1轟炸機)的基礎上研製的發動機,其第1個型號F110-GE-100推力為124.7kN,於1984年裝在F-16C/D戰鬥機上進入空軍服役;為海軍改型的F110 GE 400於1984裝於艦載戰鬥機F 14B/D上進入海軍服役, 400型的零部件有82%與-100型通用。
根據美國空軍的要求,GE公司於1991年完成了F110的提高性能的衍生改進型F110-GE-129(推力為129.1kN級)的研製工作,並於同年裝在F 16交付空軍使用,同時-129型還用於F-15戰鬥機。
由於F110-GE-100具有較好的性能、高的可靠性、在飛行包線內油門杆的運動無任何約束,且可提高飛機的爬升率。
因此,它不僅被美國空軍選作F-16戰鬥機的與普惠公司研製的F100發動機相競爭的發動機(F-16於1978年投入空軍服役時用的發動機為F100-PW-200, 由於當時F100的可靠性差,影響F-16的正常使用,美國空軍才讓GE公司發展F110的),而且訂購量超過 F100。
例如,1985年空軍為 F-15、F-16(二型飛機的發動機均為 F100與F110)採購的發動機中,F110佔75%,F100僅佔25%;又如,截至1994年,美國空軍對 F110訂貨為1065臺,F100為1021臺。
美國空軍在歐洲、太平洋地區使用的F-16C/D中也多採用F110。1986年前後,巴林、埃及、以色列、希臘和土耳其等國政府均選用了以F110為動力的F-16。
由F110-GE-100發展衍生為F110-GE-129時,GE公司採用了低風險的衍生技術,繼承了-100型的高可靠性,採用了-100型中的81%零、組件,使-129型也具有在飛行包線內油門杆的運動無任何約束且不會發生失速,因此使駕駛員可將精力集中於作戰任務。-129型還具有高的循環壽命,因此使用它的戰鬥機具有單發戰鬥機中最好的安全記錄與高的出勤率。
發動機的維修工作設計成能在基地級完成,不僅節約了費用,而且提高了作戰部隊的自給能力。F110-GE-129於 1992年投入空軍使用 (裝於 F-16、F-15A/C)。1999年,F110-GE-129成功地作為雙座戰鬥 轟炸機F15E的動力完成了飛行試驗,並已取得用於F-15E或F -15E的換發的批准。
2 性能與可靠性更好的F110-GE-129EFE
20世紀90年代末,GE公司在F110-GE-129的基礎上,沿用了低風險衍生的途徑,發展了F110 GE 129「提高性能的戰鬥機發動機」(EFE),以滿足戰鬥機未來的要求與擴大市場機遇。
在-129EFE設計中採用了以下幾項技術:3級整體葉盤的風扇,第1級風扇為寬弦葉片,先進的帶徑向穩定器的加力燃燒室,重量輕的複合材料絲纏繞的風扇機匣,通過對現有發動機的部件改進計劃(CIP)提高了渦輪(改善材料與冷卻)與尾噴管擴散段調整片、封嚴片的壽命,加強了電子控制器的功能等,使發動機的推力在維持 129型的壽命下提高到151.4kN,提高了17.2%。
如果選用新設計的引射噴管,還可提高尾噴管部件的壽命且可降低排氣系統的重量。
F110-GE-129EFE可提供兩種推力級/檢查周期供選用(均以海平面標準大氣下,實際平均的全加力的最大推力計):131.6kN/6000TAC翻修檢查周期與146.9kN/4300TAC
翻修檢查周期。例如,檢查周期為6000TAC時,最大推力為131.6kN,中間推力為84.62kN。在衍生改進時,用提高循環參數來獲得性能的提高要與結構強度承受能力(特別是渦輪部件)進行權衡,否則會影響發動機特別是熱端部件的壽命。
1999年10月美國空軍正式通知GE公司,將142.0kN(32000lbf)推力/4300TAC檢查周期的F110 GE 129EFE命名為F110 GE 132,將131.6kN推力/6000TAC檢查周期的命名為 132A,而將推力為151.4kN(34000lbf)的命名為F110 GE 134,即型號名稱中
最後2位數字乘1000即為發動機以磅為單位的推力值。
2.1 F110-GE-129EFE風扇設計與試驗結果
-129EFE最主要的特點或基礎是它的空氣流量比-129型大、3級整體葉盤的風扇,第1級為寬弦葉片,這是採用了用於B-2轟炸機的F118-GE-100發動機的技術而研製的。
整體葉盤的設計不僅利用了F118及IHPTET幾種風扇的技術,而且吸收了F110外場使用經驗,從而獲得高的風扇效率,並使發動機的耐久性、性能與推力均得到提高。
在發動機的試驗中,-129EFE的整體葉盤風扇的效率高於目前外場使用的-129型的風扇1個百分點以上,且超過了IHPTET第Ⅱ、Ⅲ階段的目標值,同時在維修性、可靠性與安全性均有顯著的改善。
表1列出了-129型、-129EFE兩型發動機風扇氣動設計點的參數比較。從表1中可以看出,-129EFE風扇的流量、增壓比均有較大的提高,再加上它的風扇的效率明顯高於-129型的,在保持 129型的推力條件下,渦輪前燃氣溫度顯然要低許多,因而可提高熱端部件的壽命。如果維持熱端部件壽命,推力則可以增加。
表1 F110-GE-129、-129EFE兩型發動機風扇氣動設計點參數
圖1示出了F110-GE-129EFE風扇部件(上半部)的某些設計特點,為了比較,圖的下半部為-129型的風扇。由圖1可以看出,在-129EFE的改型設計中,維持了原型機的外廓尺寸,以便能裝入F-16、F-15戰鬥機。
129EFE風扇3級全部採用了整體葉盤設計,這是基於 GE公司在直升機用 T700,艦船及工業用LM2500、ATF/JSF用F120、F/A-18 E/F用F414等發動機積累的設計、發展、修理及外場使用經驗的基礎上設計的。
眾所周知,整體葉盤結構不僅可減少部件零件數(-129EFE減少65%),降低部件重量,消除了榫槽的應力集中處提高了組件的強度,而且消除了榫槽縫隙中的漏氣,可提高效率;另外,可靠性也得到提高。
-129EFE風扇機匣採用了對半開的,這種設計不如F119的整體機匣好;所有3級整體葉盤均單獨做成,級與級間用短螺栓連接而未焊接成—體(F119中,1,2級焊為一體),但前軸與1級整體葉盤作為一體,其形狀較為特殊(見圖2),有點像鼓環加厚的無盤轉子,實際上它仍是盤心直徑大、盤厚度大的整體葉盤,類似的結構在以往的大發動機中實屬罕見。
圖1 F110-GE-129EFE風扇設計特點
第1級風扇採用了寬弦葉片,葉片的厚度加大(見圖3),增大了葉片的強度,提高了葉片抗外物打擊的能力(能承受1.135kg鳥的打擊),取消了葉身突肩,並且可加大在外場對葉片前緣修磨的深度。
最新發展的雷射衝擊強化(LSP)技術已用於對該葉片進行強化處理,以防止裂紋的擴展,並進—步提高抗外物打擊的能力。在發動機試車中,經 LSP處理過的並人為地造成傷痕的葉片,通過了整個的加速任務(AMT)持久試車的考驗。
圖2 -129EFE第1級風扇
雷射衝擊強化(LaserShockPeening)處理是一種對材料或零件表面進行強化的技術,利用雷射衝擊在材料或零件表面上產生壓縮殘餘應力,其壓縮殘餘應力層厚約1mm,比常規噴丸處理(層厚0.25mm)的大4倍,因而其壓縮殘餘應力比常規的大4倍。
採用這種強化處理後,零件的使用壽命可加長,並可防止表面裂紋。在IHPTET計劃中,曾用它對風扇葉片進行處理,GE公司已獲得將這種技術用於對 F110-GE-129風扇葉片進行強化的批准,因此在129EFE中也用於對1級風扇葉片進行強化處理。
風扇葉片採用了最新發展的三維黏性流的設計體系以增加效率,並消除由於葉片厚度加大對風扇性能產生的不利影響。
第1級風扇靜子葉片採用了在 F118發動機上採用過的複合傾斜的設計,以減小輪轂進口 Ma,且可使氣流沿靜葉擴散流動時不產生衝擊,從而提高效率。
圖3 葉片葉型厚度的比較
在改型設計中,為了保持 129型的外廓尺寸,129EFE的風扇部件長度不能變,但第1級風扇葉片採用了寬弦,因此必須減少其他零、組件的軸向尺寸。
由圖1可見,129型設計中風扇出口導葉與中介機匣的支板間留有較大間距,約 1.5倍於出口導葉的弦長;而在129EFE中,出口導葉與中介機匣支板間間距縮短了35.6mm。
這種出口導葉與中介機匣支板靠得很緊的設計雖然縮短了軸向尺寸,但它不僅使風扇出口壓力不理想,有可能對性能與氣動穩定性帶來壞影響,而且也會對風扇造成不利的畸變傳到高壓壓氣機中。
為此,將出口導葉按三元流設計成掠形的複合傾斜的形狀(見圖4),即沿軸嚮導葉做成向後彎曲的形狀(參見圖1的風扇縱剖面圖),沿周向也做成彎曲的形狀(見圖4)。由於出口導葉沿軸向做成彎曲的,緊鄰的中介機匣支板前緣也做成彎曲的。
圖4 風扇出口導葉(由後往前看)
寬弦整體葉盤的風扇已累積了700h以上的試驗,其中包括在高空條件的試驗500餘小時。試驗的範圍非常廣泛,由飛行條件看,從海平面一直到12200m/Ma2.0;從推力範圍看,從標準大氣及熱天下的慢車狀態一直到151kN。
試驗是在 GE公司的試驗臺及 NASA的阿洛德工程發展中心 AEDC的高空試驗臺上進行的。氣動機械試驗的數據表明-129EFE風扇所有的工作葉片與靜子葉片共振響應均低於 GE公司的設計實踐值,且低於美國空軍高循環疲勞(HCF)準則的規定值。
另外,由於對氣動 機械設計進行了優化,使-129EFE風扇的效率高於設計目標值1.5%,同時能滿足全部風扇適應性的要求。
2.2 帶徑向火焰穩定器的加力燃燒室
在-129EPE中,另—個改動較大的部件是加力燃燒室,它採用了徑向火焰穩定器取代了-129型的三圈環形火焰穩定器,它是採用了 F136 及 F414 的技術發展的,圖 5 示出了-129EFE、-129型二者加力燃燒室的比較。
圖5 -129EFE與-129型加力燃燒室的比較
129EFE加力燃燒室中,沿圓周均布8個長的與8個短的、截面呈 V 形的徑向火焰穩定器,長的外端緊靠加力筒體;內端緊鄰中心內錐體;二個長的徑向火焰穩定器間夾一個短的火焰穩定器,短的外端仍緊靠加力筒體,內端則距中心內錐體較遠。
這樣,既可滿足穩定火焰的要求,又不會在中心處嚴重堵塞。在渦輪風扇發動機加力燃燒室中,採用徑向火焰穩定器有其特殊意義:開加力時可將中心部分已燃的高溫燃氣向外引出,加熱穩定器的 V形槽道,有利於由外涵引入的冷空氣與燃油混合氣的汽化、蒸發,同時利用引出的燃氣使其燃燒;不開加力時,它可作為摻混器,將外涵道空氣引向加力燃燒室中部,加強外、內涵氣流的摻混。
採用徑向火焰穩定器後,使-129EFE加力燃燒室結構較-129型簡單,零件號減少了50%,零件數減少了15%,重量減輕3%,而且外場可換組件(LRU)的拆換與返修率也降低了。由於中心內錐體做成截錐,便於錐體前的隔熱罩(為外場可換組件)拆換,使維修工時降低90%。
帶徑向火焰穩定器的加力燃燒室也像風扇—樣,採用了複雜的三維流體計算力學的分析技術進行設計,使該加力燃燒室具有較好的性能,在發動機上進行的450h試車中,已證實它有好的效率與點火特性(快而穩定的點火)。
在450h試車中,99h為海平麵條件下的試車,351h在高空條件下的試車,其中又有85h的試車是在最大加力狀態及部分加力狀態下進行的。-129EFE加力燃燒室的零、組件在覆蓋整個飛行包線下的苛刻試驗中,已證實具有極好的可靠性。徑向火焰穩定器能在較高的加力溫度下工作而不會燒壞穩定器,嘯聲也較小。
另外,在 129EFE中,摻混器由 129型的20個瓣的菊花瓣型改為16個槽的漏鬥型;風扇/核心機的噴油杆由 129型的40根改為32根;擴散段與中心內錐體也做了一些改動還取消了 129型的點火罐。
在 129型的基礎上改進衍生的 129EFE加力燃燒室不僅提高了可靠性,而且成本與維修費用均有所降低。
2.3 尾噴管
生產中的-129型的尾噴管具有高的可靠性,且使發動機推力在飛行包線內能平滑過渡,在-129EFE尾噴管設計中繼承了-129型多年的使用經驗,做得與-129型的相近,但在壽命與維修性上有顯著改進。
圖6示出了F110的尾噴管,它做成收斂 擴散形,喉道面積與噴管膨脹比均可調,以獲得高的巡航性能與低的阻力,且使推力能平滑過渡。FADEC連續地調節噴管喉道面積以使發動機推力最大,同時使風扇維持足夠的喘振裕度,以使發動機在整個飛行包線內均有特別好的適應性。
圖6 F110發動機尾噴管
加力筒體內的隔熱防震襯筒除了消除或抑制嘯聲外,還將氣膜冷卻空氣引至後端的調節片與封嚴片中。
尾噴管的收斂段與擴散段均由調節片與封嚴片組成。在擴散段的調節片與封嚴片上噴塗有隔熱塗層,以降低熱疲勞,提高壽命並減少維修工作。
129EFE的尾噴管做得基本與 129型的一樣,但在結構上稍做了些改進,使其具有裝三維矢量噴管的能力,如圖6中的下圖所示。
129EFE還有另一個可選用的尾噴管方案,那就是引射噴管,它是在收斂段調節片與封嚴片中作有冷卻槽,將發動機短艙內的空氣引射流入尾噴管中,此時,在尾噴管外形成了一個用以冷卻的氣膜,從而大幅度提高了尾噴管零、組件的壽命(4倍),並可大幅度降低 LRU更換時間(50%~90%)。另外,引射噴管還可減少零、組件數,降低備件費用,減少檢查時間以及減輕排氣系統的重量。
3 F110-GE-129EFE主要參數
F110-GE-129EFE(132)的主要參數為:空氣流量為124.8kg/s,涵道比為0.68,最大加力推力為144kN。但在試車中已驗證了它的最大加力推力大於151.4kN,並將以151.1kN的推力通過定型審定。
2002年12月 GE公司向洛克希德·馬丁公司交付了第1臺生產型發動機,2003年6月完成了在F-16戰鬥機上的試飛,2003年9月飛機/發動機聯合體通過了定型審定,1994年裝-132型的F-16戰鬥機開始交付阿聯空軍。
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