中国高空台建设计划航空发动机.docx

中国高空台建设计划航空发动机.docx

《中国高空台建设计划航空发动机.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《中国高空台建设计划航空发动机.docx（10页珍藏版）》请在冰点文库上搜索。

中国高空台建设计划航空发动机

世界航空强国"高空台"一瞥及二十一

世纪xx"高空台"建设计划

航空发动机是飞机的心脏，是提高飞机性能和更新换代的决定因素之一。

作为典型的高科技军民两用产品，航空发动机对科学技术和国民经济的发展具有重要的意义，是一个国家科技、工业和国防实力的重要标志。

我国至今还没有实现从引进、仿制到自行设计的战略转变，没有一个发动机型号走过自行研制的全过程并装备部队。

目前，我国不仅民用航空动力市场几乎已全部被外国占领，而且所有已研制的的军用飞机也是在买装或仿制国外发动机，这种状况不但与我国在世界上有重要影响的大国地位极不相称，而且一旦国际形势突变，或者在周边地区发生局部战争，我空军将因动力受制于人而陷入极大的被动。

落后就要挨打!

这种局面令人十分担忧!

造成这种局面的原因是多方面的。

客现上，航空发动机技术复杂，研制难度大、花钱多、周期长，国家工业和技术基础薄弱;主观上，对航空发动机研制的复杂性和规律性认识不足，技术储备不够，经验少；加之摊子大，战线长，重复建设，造成力量分散，包袱重，投资不足；引进、仿制机种过多又没有良好地消化、吸收和创新，特别是一直比较注重型号研制，而对预先研究、打基础的工作却重视不够。

世界肮空动力发展的历史说明，一个国家想成为航空强国，建立强大的、高水平的国家级航空发动机试验条件是十分必要的。

从1937年德国建立起第一座冲压式发动机高空试验设备起，全世界已有德、美、英、法、前苏联和中国相继建立了包括不同类型的高空台在内的大型航空动力装置试验研究基地几十个，高空试验舱近百个，以及不计其数的部件试验设备，这对世界航空动力装置的快速发展起到了极大的推动作用。

世界各国航空动力装置试验条件建设的发展历程

1、二十世纪40年代至60年代中期的蓬勃发展阶段

这一时期，由于航空涡轮喷气发动机的诞生和发展使飞机突破了音障，并很快发展到两倍以上的音速。

这样，单从部件试验和海平面试车台的试验结果己难以准确地确定发动机高空性能和工作稳定性。

因此，大型试验设备建设在美、英、苏、法等国得到大力发展。

在这段时间内，美国了建立近10个试验基地，拥有10座高空台，包括几十个高空试验舱。

英国建立了3个发动机试验基地，拥有3座高空台，5个高空试验舱。

法国建立了一个试验基地，4个高空试验舱。

前苏联也建立了一个试验基地，4个高空试验舱。

英国国家燃气涡轮研究院（NGTE）在1958年建成投产的3号连接式试验舱，其直径达

6.1米，长

24.4米,空气流量272k公斤/秒，模拟高度25000米，模拟马赫数达到3。

该台可广泛用于发动机的性能试验和标定试验。

艰难的航空发展,使前苏联政府时刻认识到，没有高空台很难发展大推力和高性能的航空发动机,从50年代开始，前苏联中央航空发动机研究院（CIAM）在距离莫斯科45公里的杜拉耶夫村开始集中兴建前苏联唯一的大型航空动力装置试验研究基地，建成了多个高空舱和配套的零部件试验设备。

真正令世人震惊的是美国空军阿诺德工程发展中心（AEDC）在1956年耗资7870万美元，建成了世界上第一座推进风洞16T和16S。

这是全世界第一座进行全尺寸进气道/发动机/尾喷管联合试验的高空台，能非常真实地模拟飞行时的状态。

60年代末至80年代的发展成熟期

为适应“协和号”超音速运输机的奥林帕斯593发动机的研制，英国在NGTE建立了大型自由射流舱4号舱。

这个舱能对协和号飞机在各种不同飞行姿态下的进气道进口条件进行模拟。

4号舱最初的设计目标为:

在xx

1.5-

3.5连续变化范围内，能进行带进气道与尾喷管的全尺寸发动机试验，其马赫数变化速率每秒为

0.1;侧仰角和侧滑角的模拟角度可达20度变化速率可达10度/秒。

典型的试验项目有:

侧滑飞行试验、飞机超音速特性评定和冷天试验等。

在此期间，美国也增建了类似的设备，而且还可以对飞机前机身的影响进行模拟试验。

美国GE公司1968年投产的43号连接式高空舱，可测温度392点、压力400点、频率10点（燃油流量和转速），桥路24点、振动10点、液体压力21点、共计857个测量困道。

其瞬态测试能力己达400个模拟量，采样速度达200-1000通道/秒。

采样后3min内即可得到发动机试验性能数据和飞行数据。

前苏联在这一时期也继续对杜拉耶夫村试验基地进行扩建，不但新建了一个大型气源站和大量零部件试验设备，还新建了一个可进行自由流试验的高空舱。

使基地能力扩展到:

最大供气量650kg/s,最大抽气能力1000--1100立方米/秒,进口空气温度-60℃—300℃（改建后可达400℃），模拟飞行高度0-22000米,模拟飞行马赫数为3（高度为12000m3时），总装机功率达6000kW,目前拥有四个实验舱，直径均为6米（在莫斯科总部还有一个

3.2m直径的小高空舱）。

此外还可以模拟热带地区和雨天气候条件，进行发动机高低温起动试验。

在马赫数为

1.8-

2.5范围内,也可对飞机进气道进行试验。

巨型高空台的兴建

xx在80年代投资

6.5亿美元，花了近10年时间，在AEDC进行大规模技术改造，在90年代建成了目前世界上最大的航空发动机高空台〔AST）。

这座高空台的主要特点是:

有两个试验舱，一个是直接连接式试验舱，另一个是自由射流试验舱。

舱体直径达

8.5米,长度为26米,总空气流量为725kg/s，供气温度从-100℃至800℃;冷却用循环水量达400立方米/小时,软化水处理能力为700立方米/小时:

管网系统结构非常紧凑，所有管道全部采用不锈钢，无锈蚀，既解决试验供气的清洁度，又延长使用寿命。

前苏联为了适应大型民用涡扇发动机试验研究的需要，80年代末，CIAM又决定在该基地增建一个直径为10米的特大型高空试验舱，并继续扩建其气源能力。

该项目原定1999年投产。

后因苏联解体，国家经济困难而中途暂停。

值得指出的是，虽然俄罗斯经济十分困难，特大型高空试验舱建设流产，但是近几年政府仍投入资金将碳钢管道逐步更新为不锈钢，并更换一部分老化的气源机组。

与此同时，与我国毗邻的日本和印度也各自投资10亿美元在90年代末启动了日本和印度航空动力装置试验基地建设计划。

在此期间，世界各国高空台的各项试验技术和测试技术都已趋成熟。

直接连接式高空舱显示出试验范围广、功能强、精度高、费用低、周期短和效率高等无无可比拟的优越性，其试验项目已从一般性能鉴定和调试试验，发展到功能试验、进气畸变试验和环境试验，以及结构完整性试验等。

英、美等国逐步将原在其它试验台的许多试验转移到高空台上进行而且以军用规范的形式，确立了高空台在航空发动机研制定型中的地位和作用。

为此集中国家的人力、物力和财力，统一规划建设具有国际水平的航空动力试验装置是十分必要的。

中国航空动力装置试验研究条件建设的发展历程

早在1964年，聂荣臻xx就指出:

“要抓紧空气动力中心和高空模拟试车台的建设，若再迟迟不动，将来必将造成大的被动。

”遵照聂帅指示，1965年开始在四川省江油地区建设以高空模拟试车台为中心的中国航空动力装置试验研究基地。

至70年代末，基地的大部分零部件试验设备陆续建成投产，并开始承担试验研究任务，至今已经运行20多年。

从1980年~1989年拟完成我国第一个按系统工程组织管理的“高性能推进系统工程预研;1989--1990年顺利完成了推重比8一级核心机研制，在自行设计的道路上跨出了关键性一步;与此同时，1990年又开始进行第四代背景战斗机动力推重10一级的发动机关键技术预研及其对俄合作，至今己取得了良好进展。

除完成以上预研任务外，零部件试验区还承担并完成了许多在研或在役发动机的部件研究或排故性试验，如:

涡桨5。

涡桨

6、WP7系列、WPI3系列、10号机、涡扇10等10多个机种的部件试验，以及推重比

8、推重比10和中俄、中印、中德、中美等多项国际合作课题中的压气机、涡轮、燃烧室、叶栅、盘、轴、转子等零部件的强度、振动、气动、性能等试验研究任务。

高空模拟试车台建设从1965年开始，几经周折，历时30年，于1995年建成投产，荣获国家科技进步特等奖和“九五”全国十大科技成就奖。

自1984年直接排大气调试成功后，SB101高空台即开始承担型号试验任务，至今己完成P11一

300、WP一

7、WP13AII、WP13B,AL一25,RD-

33、FWP-14,WS10,推比10核心机等10多个机种的研究试验、排故试验和定型试验等任务，目前正在准备迎接FWS-10和10号机的试验，为我国航空动力装置的测绘仿制、改进改型和自行研制作出了应有的贡献。

同时，也培养和造就了一支从事发动机预先研究和试验研究的高素质科研技术队伍。

早在50年代开始，在原苏联的帮助下，我国开始在沈阳、株州等地相继建成了以发动机三大部件试验研究为基础的试验设备,同时在各生产厂家建成了整机的地面试车台，主要是为生产和修理的定型发动机出厂验收。

航空发动机高空模拟试验

根据我国国情和基地现有条件，吸收前苏联的成功经验和世界各国同类试验基地承担的任务情况，并结合国防科研院所体制改革的总体思路，以及总装和科工委领导对航空动力装置的发展规划的指示，确定航空动力装置试验研究基地的发展方向和全要任务是:

航空发动机高空模拟试验

主要承担各型航空发动机研制阶段中的研究性排故（RT）、飞行前规定试验（PFRT）定型试验（QT）和使用过程中的改进改型试验与排故性试验,提供航空发动机在标准大气条件件下的海平面性能和高度速度特性。

主要试验项目有:

航空发动机地面和高空校准试验，高空性能试验，推力6瞬变试验，功能试验，进气畸变试验，空中启动和再起动试验和高空风车旋转试验。

航空发动机稳定性评定试验

主要承担航空发动机在飞机机动飞行条件下进气压力畸变和武器发射条件下进气温度畸变等不稳定因素对航空发动机稳定性影响的研究性试验和评定试验，确定航空发动机的稳定裕度。

主要试验顶目有:

航空发动机进气压力畸变试验，温度畸变试验:

压力，温度组合畸变试验，自由射流高空模拟试验，发动机的逼喘试验。

航空发动机的环境和特种试验

主要承担航空发动机模拟高、低温启动及高原启动试验，吞水试验，结冰和吞冰试验，吞鸟试验，吞烟试验，抗外物损伤试验，排气污染和噪声试验，核心机进气加温、加压试验，整机振动试验,腔温腔压试验,应力应变试验,矢量推力试验等。

发动机预先研究中的零部件研究性和鉴定性试验

主要承担高性能发动机预研和型号研制中所需要的部分零部件试验，包扩全台风扇、压气机试验，主燃烧室试验，加温加压的压气机试验，双轴压气机试验，单、双轴涡轮试脸，加力燃烧室单独试验,燃烧室高空点火试验，压气机和涡轮叶栅试验，喷管模型试验，压气机和涡轮盘,转子及叶片的强度试验，应力试验,振动试验以及燃调和控制系统的试验等。

航空动力试验研究基地发展建设的原则

统一规划，避免重复建设的原则

按照江泽民总书记对国防工业体制改革的指示精神，为避免重复建7设，进行统筹考虑，一次规划。

分步实施的原则，就应将需要气源的整机和零部件试验设备建在同一基地，以提高设备的利用率,减小设备的维护保养费用和缩减人员编制，保证型号急需,兼顾基础保障条件的原则。

为保今后5一10年内，FWS-10和10号机等型号试验和推比10发动机预先研究试验的需求，同时兼顾基础保障条件建设“十五”规划，就应立足在对现有试验设备进行适应性改造的基础上，新建部分国内尚属空白的急需设备，这样才能解决建设周期与型号急需之间的矛盾。

重点试验设备建设

加力燃烧室试验舱

世界上先进航空大国的军民用飞机已经发展到相当高的水平，飞机对发动机的需求越来越高。

第四代战斗斗机更向高机动性、高速、高推重比

（9一10）、推力矢量、小涵道比的方向发展，以美国的F119,欧洲的EJ-200,俄罗斯AL-41，将是21世纪的先进代表，推重比都在9-10左右，配装的战斗机机动性、速度却越来越高。

作为超音速飞机的加力燃烧室是发动机的主要部件之一，到目前为止仍不能采用小尺寸模拟试验，而它在高空条件下的问题更多，如高空加力点火、稳定燃烧、冷却问题等都随着很多因素而改变，而燃烧效率也是随高度的增加而减少。

因此，为了保证加力燃烧室稳定工作。

必须要在高空模拟试车台进行反复多次的试验。

要研制一台加力燃烧室，一般要在高空台上进行2000小时试脸，若要用主机与加力燃烧室联合进行多次试验，则需要4到6台主发动机。

况且主发动机是新研制的，且联台试验出现问题就比较难以分析，势必影响整个发动机的研制周期。

国外加力燃烧室研究开始较早，凡有高空台的国家都建有专门的试验加力燃烧室的高空舱，俄罗斯CAIM有一个舱专门试验燃烧室，英国国家燃气涡轮研究所50年代就建成有加力燃烧室高空试验舱，也就是2号舱。

纵观当今在役和在研的高性能民用和军用航空发动机，几乎无一例外都采用部件研制----核心机研制--验证机验证--型号研制及发展的研制途径。

例如:

美国F100,F119；欧洲的RB199,EJ200。

罗-罗公司的瑞达发动机，在瑞达700的核心机上，发展了瑞达

800、500、8104等多个型号发动机以满足不同飞机的需要。

我国的军用航空发动机从仿制到自制仍然没有走过一个全过程。

目前，我国在研的先进航空发动机，核心机也是利用国外的成熟核心机。

中国燃气涡轮研究院在九五期间己走过部件到核心机研制历程，并获得成功。

实践证明走这条路研制先进发动机是行之有效的。

随着世界航空的发展，航空发动机发展起来越快，发动机的推重比己在8（第三代战斗机），甚至9-10（第四代战斗机）以上,相应地核心机进口气流的压力已达。

4-

0.7MPa,进口温度在425-523K之间，甚至更高，己经不可能在普通地面试车台上进行核心机工况的直接模拟。

核心机的部件性能匹配、工况变化时对其工作的性能、操作性、可靠性和寿命等均有显著的影响，不能仅仅依靠数值技术来模拟，必须借助真实工况模拟来考核和完善核心机的设计。

为此必须建设核心机试车台。

发动机稳定性评定试验

随着现代飞机的发展对发动机的要求越来越高，战术机动越来越复杂。

先进飞机如苏27,F-16MATY几乎都能完成普加乔夫“眼镜蛇”机动飞行、柯比特机动（Kulbit）、赫布斯特机动飞行、榔头机动、大远角下滑侧转机动等。

在进行机动飞行时一侧发动机进气流场压力崎变相当严重，如果发射武器，发动机进口同时存在压力、温度崎变，这将影响发动机的稳定工作，从而影响作战性能。

影晌发动机稳定因素很多，但压力、温度崎变影响发动机稳定性较强，国外在50年代就开始进行压力、温度崎变的研究，并建有相应的试验台和标准，如美国的ARP1420和AIR1419燃气祸涡轮协发动机进口流场畸变评定指南，英国的DEFSTAN00-971《飞机燃气涡轮发动机通用规范》，俄罗斯的《航空动力装置稳定裕度的选择和检查指南》等。

我国在80年代初期开始进行了发动机稳定性研究，掌握了进口压力畸变板、畴变网、峭变发生器、擂板式压力畸变装置研制技术，走过了从模型--1:

1--型号试验的过程，并在WP13AII、WP-14,FWS-10型号上成功运用。

90年代开始温度崎变发生器的研制，全套引进俄罗期规范,建立自己的温度畸变发生器并调试成功。

根据型号发展，要完成温度压力的组合畸变，仍然不能满足要求。

因此要对现有温度畸变发生器进行改造,建立自己的稳定性评定试验设备。

全温全压全尺寸压气机试验台

作为发动机的主要部件，压气机向高转速、大功率、高压比方向发展，以减小耗油率，增加有效负载，提高经济性。

现代民机的压气机总压20-40，军机的发动机总压比20-35,对发动机的部件研制试验台要求越来越高。

国外在60年代就建有全温全压压气机试验台，如英国国家燃气涡轮研究院的压气机试验设备，因此，有必要在利用现有气源的基础上，建设全温全压全尺寸压气机试验台。

高温高压全尺寸涡轮试验台

涡轮部件是发动机的三大部件之一，始终处于最恶劣的环境—高温、高转速，也是发动机最容易出现问题的部件。

英国国家燃气涡轮研究院在60年代就建有25000马力的涡轮试验器。

我国70年代在燃气涡轮研究院建有国内最大的涡轮综合试验器，最大功率为

3697.2马力，进气温度383K-783K，进气总压不大于

0.5MPa，πt不大于12，因此。

有必要建立我国自己的高温高压全尺寸涡轮试验器

全温全压全尺寸燃烧室试验器

现代飞机要向大流量、高压气比方向发展，军机达100kg/s以上，压比达35，民机更高，压比达40左右。

作为发动机的主要部件燃烧室，空气流量、压比、温度更高，温度达800K,压力达35MPa/平方米，一般的燃烧室试验器，已不能满足试验要求。

作为中国最大气源动力的燃气涡轮研究院建有:

主燃烧高空点火试验器，常压燃烧试验器，喷嘴试验器，环形燃烧室试验器等，设备能力:

流量220kg/平方米,温度773K,压力8kg/平方厘米，只能进行模型和研究性试验。

我国自行设计的某型发动机燃烧烧室，在研制阶段由于受条件限制只能进行扇型件和空气直接加温试验，对局部超温、效率等始终不能给出出准确的结论，原因是试脸工况和实际工况相差太大。

1999年受设计单位委托，中国燃气涡轮研究院为委托方完成了在全温全压的燃烧室试验找到了问题，给出准确的结论，实践证明要发展高性能燃烧室部件，有必要建立全温全压全尺寸燃浇室试验台。

完成了以上主要试验设备的建设，我国航空发动机综合试验能力，基本上达到国外水平，能满足我国未来20至50年的航空发动机试验的需要，但在建设中应注意以下几个问题：

气源是关键，也是投资较大的设备，应根据我国的现有条件综合考虑特别要考虑高空台已经建有的气源设备，其它部件设备要与我们现有的条件结合，充分利用现有部件试验设备。

国家财力有限，要集中考虑，分步实施。