颱風戰鬥機 EJ200發動機的結構特點|陳光談航發91

文/陳光

1 EJ200研製歷程

EJ200發動機(見圖1)是英國羅·羅公司、聯邦德國 MTU 公司、義大利菲亞特公司和西班牙塞納爾公司合作組成的歐洲噴氣渦輪公司為歐洲戰鬥機(EFA)即後來的EF2000「颱風」研製的。

該發動機的首台設計驗證機於1988年11月在 MTU公司進行了試驗,試驗中,推力超過了研製階段所確定的指標,溫度也在規定的極限內。後來生產了14台原型機即EJ200 01A,用以驗證發動機的設計與可靠性,首台原型機於1991年試車。

前3台原型機用於驗證設計,另外11台用於加速模擬任務耐久性試車(ASMET)。EJ200的預生產型 03A發動機裝在EF2000發展型 DA3於1995年6月首飛,1997年4月完成了飛行審定。在此之前,發動機共進行了超過10000h的試車,包括2800h的高空台試車。

歐洲噴氣渦輪公司於1991年1月獲得為148架颱風用的363台EJ200發動機的訂貨;用於首架生產型颱風的首兩台生產型發動機於2001年7月12日交付英宇航公司,2003年7月8日颱風完成了定型論證書的簽署,標誌颱風及其EJ200發動機正式投入使用。

圖1、EJ200發動機簡圖

2 設計準則

為滿足四國空軍參謀部對 EFA提出的要求,歐洲噴氣渦輪公司為 EJ200確定的設計準則是:

(1)加力推力為90kN;

(2)核心發動機尺寸要求足夠大,以提供大空氣量和推力;

(3)高的推重比(約10),以便飛機獲得良好的格鬥性能;

(4)低的加力與不加力耗油率;

(5)長的壓氣機和渦輪葉片壽命,以降低全壽命期費用;

(6)留有較大的空氣流量與溫度裕度,以滿足日後提高推力的要求;

(7)良好的可靠性與可維護性。

經過多方案設計分析、研究,以及經過多台發動機的調試,得到的 EJ200循環參數是:涵道比為0.4,風扇壓比為4.21,高壓壓氣機增壓比為 6.2,總增壓比為 26,渦輪前溫度為1750K,空氣流量為71.18kg/s。發動機的加力推力與不加力推力分別為90kN 和60kN,耗油率分別為23g/kN·s和49.8g/kN·s。

3 部件與系統的結構特點

EJ200為雙轉子加力式低涵道比渦扇發動機,羅·羅公司的 XG40為它驗證了所需要的技術。該發動機的結構設計基本上與XG40相同,由3級風扇、5級高壓壓氣機、具有空氣霧化噴嘴的環形蒸發燃燒室、單級高低壓渦輪、加力燃燒室和收斂擴散式可調噴口組成。

整台發動機有5個支點,共用2個滑油腔室、2個承力框架。由於採用了大量先進技術,不僅使它的結構較以前的由羅·羅公司研製的戰鬥機發動機(如「斯貝」MK202和 RB199)簡單得多,而且尺寸也小得多(見圖2)。在相同尺寸條件下,RB199的零組件數為2845件,而 EJ200僅為1800餘件,但後者的推力卻較前者約大50%。

圖2、三種發動機的尺寸和結構比較(在推力相同條件下)

3.1 轉子支承

EJ200發動機轉子支承方案(見圖3)不同於其他戰鬥機用發動機的方案,圖4示出的支承方案是目前採用得較為廣泛的形式(F101、F404、F110、F119等採用),圖3和圖4兩者對比,可以看出它的特點:

圖3、 EJ200發動機轉子支承方案簡圖

3.1.1 風扇轉子懸臂支承

在風扇部件中,由於無進口導流葉片,因此採用了類似高涵道比渦扇發動機的支點布局,即3級風扇轉子懸臂地支承著。而在F404等發動機中,由於有進口可變彎度進口導流葉片,可利用進口導流葉片固定不動的前緣部分作為傳力的承力件,因此在1級風扇前設一支點,風扇轉子由前後支點來支承。

3.1.2 高低壓渦輪間承力框架

高壓渦輪后支點及低壓渦輪前支點均支承於高低壓渦輪間承力框架上,這是繼承羅·羅公司三轉子發動機中採用的傳統設計,而 F404等發動機則是通過中介軸承將高壓渦輪支承於低壓轉子上。

圖4、 F404發動機轉子支承方案簡圖

3.1.3 圓弧端齒聯軸器

EJ200發動機中在3處採用了圓弧端齒聯軸器,即裝3號滾珠軸承的高壓壓氣機前短軸與高壓壓氣機前軸間、高壓壓氣機后軸與高壓渦輪前軸間和低壓渦輪后軸與低壓渦輪軸間。

採用圓弧端齒聯軸器使裝拆簡單,特別是使滾珠軸承的裝拆方便,易於在外場進行單元體更換;另外還能解決熱定心問題,這是歐洲幾家航空發動機公司常採用的結構。

3.1.4 風扇轉子通過中間軸與低壓渦輪軸相連接

為了便於風扇轉子的滾珠軸承裝拆問題,EJ200採用了一種獨特的設計,它的低壓渦輪軸不像其他發動機直接與風扇軸相連,而是通過套齒與中間軸(圖5)相連,中間軸再與1級風扇盤后軸通過套齒相連。

1號滾棒軸承、2號滾珠軸承均裝在中間軸上。裝配時,滾珠軸承先加熱套裝到中間軸上並固定於軸承座中,再將風扇轉子插入中間軸中,用大螺母將其擰緊即可。

圖5、EJ200的風扇

3.2 風 扇

3級風扇(圖5)的葉片均為寬弦設計,除不需設置進口可變彎度導向葉片外,葉身無減振凸肩,並按損傷容限準則設計。第1~2級轉子葉片用燕尾形榫頭與輪盤相連,輪盤則通過鼓環焊接一體。

第3級風扇為整體葉盤結構,即葉片底座用電子束焊接方法焊到輪盤的輪緣處。為避免葉片的某些損壞而使整個轉子報廢,第2~3級盤之間是用短螺栓連接的。風扇機匣沿軸向分為四段,每段均做成整環,靜子葉片被焊到機匣上。這種設計可得到較均勻的葉尖間隙。

3級風扇的增壓比為4.211,1.6147,平均級壓比為是目前研製的發動機中較高者,因而葉片的氣動負荷與 Ma均較高。採用高的風扇增壓比是為了保證加力時最大格鬥持續時間下具有較低的耗油率。據稱EJ200的風扇具有好的級間匹配性能和大的喘振裕度以及高的效率。

3.3 高壓壓氣機

5級高壓壓氣機氣流通道基本上是等外徑的,葉片按三元流設計成亞聲速葉型,以提高效率和減輕重量。

進口導流葉片是可調的,除第1級採用整體葉盤結構外,其餘4級葉片均用燕尾榫頭裝於輪盤的環形燕尾槽中。2~4級盤通過各自的鼓環焊接在一起。

由於第5級盤的溫度高而採用了高溫合金,因此它與2~4級轉子分開,並與其後的封嚴盤和后軸焊接成一體,這三段轉子間用短螺栓連接組成高壓壓氣機轉子。轉子的前軸與第2級盤焊在一起,其前端用圓弧端齒與前短軸相連,前短軸上裝有高壓轉子的滾珠軸承與傳動附件的主動錐齒。

后軸的後端面為圓弧端面齒以與高壓渦輪軸前端的圓弧端面齒相嚙合形成圓弧端齒聯軸器,並用短螺栓將二者連接起來。

高壓壓氣機的機匣沿用了 RB211的設計,做成全長雙層機匣(CFM56和 V2500等發動機只將高壓壓氣機後幾級做成雙層結構)。外層機匣直徑較大,以增加剛性,工作時,由它來承受並傳遞負荷。內層機匣只作為氣流通道的包容環,不傳遞負荷,因此不易變形,保證工作時葉尖間隙較均勻,效率高和性能衰減率較小。

第5級輪盤后裝有一封氣用的封嚴輪盤,其輪緣與刷式封嚴環的鋼絲刷接觸,起封嚴作用。這種刷式封嚴裝置(見圖6)是羅·羅公司的首創,也是一種封嚴效果較好的結構。

它是在兩個環形側壁中鋪填一束束極細的具有彈性的Satelite金屬絲組成的環形刷,每一束中有 300餘根Satelite絲,環形刷緊緊地與轉動的封嚴盤輪緣相貼合,起到接觸封嚴作用。

據稱,典型的刷式封嚴裝置的漏氣量相當於間隙為0.10mm的具有5齒的箆齒裝置的漏氣量,在過渡狀態發生間隙變化時,由於刷子在彈性的作用下仍然緊貼於旋轉面上,因而仍能起良好的封嚴作用。這種刷式封嚴裝置也用於 XG40和 V2500。其後,普惠公司的PW4000、GE公司的 GE90等發動機上也採用了這種封嚴裝置。

圖6、刷式封嚴裝置

3.4 燃燒室和加力燃燒室

燃燒室類似於 RB199的環形燃燒室,但擴壓器卻做成先緩擴后突擴的二級擴壓器(RB199為突擴式),火焰筒由鍛件機加工製成,噴嘴則採用了空氣霧化式的。這種燃燒室的壓力損失小、具有較好的過渡狀態性能和重新點火性能以及無可見煙。

加力燃燒室的外涵氣流通過環形摻混器與內涵氣流混合,燃油通過多根徑向插入的噴油桿噴入。火焰穩定器為多根徑向式。加力筒體內裝有全長的隔熱套筒,套筒有8圈通入空氣的Z形環,以形成冷卻氣膜。尾噴管為可調收斂擴散型,以提高高速時的效率。

3.5 高低壓渦輪

單級高壓渦輪導向葉片按三元流做成沿徑向呈曲線(與羅·羅公司的 RB211 535E4和524G/H的相同),以減少端壁附面層的影響和提高效率。

工作葉片用單晶材料製造,並採用了複雜的多孔冷卻通道,葉片表面用等離子噴塗含鉻 鎳 釔的陶瓷隔熱塗層。

輪盤用粉末冶金毛坯製成。前軸焊在輪盤的前端面,軸的前端為圓弧端齒,以便與高壓壓氣機后軸相連。后軸用短螺栓與輪盤后的安裝邊相連,安裝邊的外緣形成刷式封嚴裝置的摩擦面。

裝在後軸上的滾棒軸承支撐在高、低壓渦輪間的承力框架上,傳遞負荷的徑向支板穿過空心的寬弦低壓渦輪導向葉片與外機匣相連。這種支承方式是羅·羅公司的傳統做法。

單級低壓渦輪的工作葉片帶冠,渦輪軸用短螺栓與輪盤后的短軸相連,在軸上再用螺栓連接一安裝滾棒軸承的短軸套,滾棒軸承支承在渦輪間的承力框架上(與高壓轉子后滾棒軸承並列支承)。

渦輪軸不直接與輪盤的前端連接,而是在後端連接,然後再由輪盤孔心向前穿出,使結構變得複雜,但卻使低壓渦輪盤與支點間的距離小、懸臂短和好的轉子動力特性。

渦輪后裝有24片出口導流葉片,以便將流出低壓渦輪的打旋氣流導直,起到了1/2級渦輪和支承渦輪后內錐體的作用。這種1/2級渦輪的設計在高涵道比渦扇發動機上得到廣泛採用。

3.6 滑油與控制系統

為保證發動機能在零或負的過載條件下工作,滑油系統設計成能在負過載下工作。

控制系統採用全許可權數字式控制(FADEC)系統,具有精確的調節功能、重量輕和調整時間少等優點。另外,EJ200的FADEC還具有在飛機上對發動機的健康情況進行監測的功能。

4 其他特點

4.1 良好的可靠性與維修性

在EJ200的設計時,就考慮了提高可靠性與維修性要求,例如儘可能使壓氣機、渦輪級數和葉片數少,使發動機結構和支承方案簡單,這不僅改進了維修性,而且提高了可靠性;

採用單元體結構,由10個單元體組成;在發動機裝在飛機上時,考慮了可達性,很容易更換零部件和檢查附件、磁堵、油濾等;從飛機上拆下發動機后,很容易分解各單元體;發動機上裝有健康狀態監測系統、孔探儀座等,以便對發動機進行視情維護。使發動機的提前更換率和故障率將比以前使用中的戰鬥機發動機的低得多。

4.2 低的壽命期費用

在設計初期就考慮了降低壽命期費用問題。由於充分利用了各夥伴公司已驗證的技術,

特別是 XG40的技術、簡單而可靠的結構設計和先進的循環參數等,因此,EJ200的壽命期費用將比以前的戰鬥機發動機的低45%左右(見圖7)。

圖7、EJ200的壽命期費用與早期發動機的比較

發展計劃

第一階段(2000~2005)

研製一種稱為「EJ2X0」的發動機,其推力比原型 EJ200至少增加20%,採取的措施有:發展一種新的風扇,其增壓比為4.6,空氣流量增加10%,不開加力時的推力為72kN,加力推力為103kN。

第二階段(2005~2010)

使發動機推力比原型 EJ200增加30%,即不開加力時的推力達到78kN,加力推力為120kN,將採用新的風扇及低壓渦輪,提高總壓比等。