航空推进系统总体设计.docx

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航空推进系统总体设计

浅析国内外航空推进系统发展现状

学号：

20150825007姓名：

施强

摘要：

航空推进系统是一类实现能量转换的机械，主要涉及的基础性学科方向包括:

工程热力学、结构动力学、空气动力学、传热学、燃烧学、控制学、材料与工艺，等等。

本文主要通过阐述美俄等国家推进系统的发展现状以及当前我国在航空推进系统领域各专业方向上所取得的进展，并进一步对比了国内外在军用航空推进系统的差距，对我国在该领域的发展做出了一下展望。

关键词：

航空，推进系统，发展现状

一、世界主要国家航空推进系统总体发展趋势

新军事变革和信息技术的飞速发展，使航空武器装备得到了更为精确的运用。

制空权与制信息权、有人驾驶飞机与无人机、“软硬兼施”与空天一体、平台作战与体系对抗等战斗力构成要素已经对当前与未来作战思想和作战模式产生了广泛而深远的影响从而对航空武器装备的发展起到极大的促进作用。

无人机继续成为世界各国研究与开发的热点；美俄重点改进现役轰炸机，主要改进方向是，提高其全天候作战和突防能力、扩展机载武器使用种类、完善一体化导航和信息保障能力、研制新型非核高精度机载武器以及延长使用寿命等；美国实施多个直升机计划，V-22倾转旋翼机成功研制；近太空飞行器成为研究热点。

这些飞行器的技术发展对动力装置的需求极大牵引和促使了吸气式发动机向更高的技术水平发展，推进技术取得了很大进展。

更高的推重比、更大的飞行M数、更好的安全性和可靠性更少的燃油消耗更低的污染和噪声、更佳的生存性和维修性将始终是军用航空发动机追求的目标。

为达到目标，研究采用先进材料达到更高的涡轮前温度和带复杂冷却系统的涡轮叶片等新技术、变循环发动机、使用矢量推力条件下大迎角飞行时的发动机稳定性控制等成为热点。

高涵道比涡扇发动机继续朝着高经济性（包括低耗油率与低加工维护费用）、低排放和低噪声的方向发展。

紧凑的叶轮机、新颖的结构和材料等将是提高发动机经济性的关键技术，而高效的低排放燃烧室和低噪声风扇与喷管则是满足环保要求的关键技术。

吸气式高超声速（飞行马赫数大于5）飞行器是未来民用飞机的发展方向之一涡轮基组合循（TBCC）动力装置可使未来的高超声速飞行器像飞机一样工作，可重复使用（大于1000次任务，每年可飞100次），用途多样且有灵活的发射和着陆地点，耐久性高，单位推力大，能采用普通的燃料和润滑剂、成本低等特点成为国内外的研究重点。

未来无人作战飞行器（UCAV）将需要一个低可探测的平台，进气道和排气将作为发动机和机体的一部分，成分高度综合的推进系统，变循环发动机可能是满足这一用途的动力形式；未来军用飞机特别是无人机的自主飞行任务对发动机提出了预兆和诊断的要求，这项要求将促进智能发动机的发展，智能发动机可大大改善推进系统的经济性、可靠性和战备完好率，降低使用和维修成本。

二、当前我国在航空推进系统领域各专业方向上所取得的进展

（一）总体进展

2011-2012年期间，我国某大推力涡扇发动机的定型，是继2010年某小推力涡扇发动机定型之后，在航空发动机领域的又一收获。

该产品的定型，一方面标志着我国在涡扇发动机设计方面的日渐成熟，成为国际上继美、英、俄、法之后，第五个能够自主设计制造涡轮风扇发动机的国家；一方面体现了涡扇发动机产品所对应的各个学科方向取得了前所未有的进步。

通过“十五”期间国家的持续投人，特别是国家先进推进技术验证计划实施的顺利结束，使得航空发动机各相关技术取得了长足的进展，积累得到了进一步的夯实，大量面向产品研制验证的相关应用基础研究得到了显著的提升。

航空发动机设计体系是规范指导和实施各类航空发动机设计活动的技术系统。

美英俄法等国的相关设计部门均具有相关技术系统和经验数据库的常年积累，从而在设计方面通常能够有章可循、有据可查，所设计的发动机通常不会过于偏离成功的目标。

2011-2012年.我国在航空发动机设计体系方面.初步建立了以13个专业方向和PDM技术为基础的设计过程技术管理系统，形成了涡喷、涡扇、涡轴、FADEC系统等几大设计体系；建立了“航空发动机数值仿真研究中心”，初步建立了航空发动机数值仿真系统，以最终实现各类航空发动机内部流动与结构强度的部件/系统及整机数值仿真，成为航空发动机设计体系的补充，实现航空发动机设计的数值试验考核评估。

（二）压缩系统

在压缩系统方面，风扇/增压级/压气机方面的流场数值模拟达到国际先进水平，并在压缩系统部件气动与结构设计方面取得了不亚于欧美设计的水平。

这一水平主要体现为:

初步建立了基于复合弯掠概念的转静子叶片优化设计体系，实现了以3级风扇取代原4级的试验考核；初步完成了基于变稠度概念的轴流压气机设计与试验，并将应用于多个型号的改进发展；初步建立了风扇/增压级的内外涵气动/声学联合优化设计体系，实现了明确的短舱消声效果，等等。

（三）燃烧室

在燃烧室方面，开展了高温升（1200-1500K）燃烧室设计技术及实验室验证研究，涉及气量分配、头部油雾两相流场的测试与数值模拟、燃烧室壁的冷却、稳定工作边界、燃烧室结构及寿命预估等内容，得到并掌握了高温升条件下合理的气量分配比例、头部旋流杯设计与精确模拟方法、燃烧室壁的冲击/发散复合冷却技术、贫油熄火边界的数值模拟方法、合理的燃烧室结构及燃烧室寿命预估方法等。

开展了加力燃烧室高效低阻喷油/稳定器一体化研究，涉及一体化方案、高效低阻稳定器等内容。

对航空发动机燃烧室低雷诺数燃烧进行了研。

（四）涡轮

涡轮方面，开展了气动结构优化设计、低雷诺数效应、流一固热藕合数值模拟、盘腔冷却模拟与试验等方面的研究工作。

开展了叶片内部冷却的旋转换热研究，揭示了各种力（哥氏力、离心力及浮升力）对旋转叶片内冷的影响机理。

（五）空气系统

在空气系统和热分析方面，解决了边界条件的适定问题，把三维数值分析的湍流模翌问题转换成了一维网络法的工程模型问题，初步完成数据缩放。

同时，可以进行非稳态训算。

在空气系统数据库积累方面，开始由单纯的实验数据库向实验与计算结合的“数据续放数据库”转变，开展了数据缩放的理论研究并开始在叶片外换热及三维特性较强的部训内冷上开展应用。

发动机热分析技术是航空发动机设计中的关键技术之一，目前初步掌握了高性能发动机主要零件热分析设计技术。

在提高冷却空气品质方面，采用优化的夕}涵换热器，使得冷却空气温度大幅下降，形成了一套提高冷却空气品质的设计方。

（六）数值仿真

在数值仿真技术方面，以整机多维气动热力仿真、叶轮机部件全三维气动仿真和涡轮部件气一固热藕合仿真为重点，开展了多项关键技术的研究工作，实现了整机一/二维气动热力性能稳态及过渡态仿真、带处理机匣的压气机内部流动的高保真气动仿真、多级涡轮全三维非定常气动仿真、带内部冷却的涡轮叶片气一固的热藕合仿真、考虑进气畸变条件下的风扇全环非定常数值仿真、压气机叶片气一固祸合仿真、带声衬的风扇/压气机进气道三维高精度气动声学仿真、叶盘结构振动应力数值仿真等，为进一步开展航空发动机主要部件的非定常、高保真、多学科综合仿真奠定了技术基础。

初步完成了航空发动机数值仿真平台的开发。

在该平台上，集成了我国第一代“航空发动机数值仿真系统”。

利用该系统，完成了多个整机（包括涡扇、核心机、单轴涡喷、双轴涡喷、涡轴等）和部件的仿真计算和分析.并将仿真结果与设计和试验数据进行了初步的对比分析。

（七）结构完整性及可靠性

在结构完整性、可靠性方面，开展了非定常气动载荷精确模拟、叶盘非谐设计、振动响应预估方法等内容的研究，开始进行高温结构复杂应力、应变历程的精确模拟、高温结构复杂应力状态下的破坏理论、高温结构复杂热一机械载荷作用下的寿命模型、高温复合材料结构的宏细观破损理论与模型、高温复合材料结构的增强理论与模型等建模工作。

（八）控制系统

在数字式电子控制方面，开展了数字式电子控制器的研制工作，在某涡喷、涡轴发动机上已取得了试飞验证，正在开展鲁棒控制先进技术在涡扇发动机控制器设计中的研究。

三、国内外军用航空推进系统的差距

经过半个多世纪的发展，军用航空发动机的单位燃油消耗率和推重比不断改善，大大提高了军用飞机的任务能力。

今后在追求更高的推重比、更大的飞行M数、更好的安全J性和可靠性、更少的燃油消耗、更低的污染和噪声、更佳的生存性和维修性的同时，发动机的经济可承受性也将成为一个重要技术指标。

更高的推重比、更大的飞行M数、更好的安全性和可靠性、更少的燃油消耗、更低的污染和噪声、更佳的生存性和维修性将始终是军用航空发动机追求的目标。

对于新一代战斗机来说为提供更好的空中优势和低空攻击能力提高推重比将继续成为未来战斗机发动机的一个重要设计要求。

为了不断提高发动机推重比，改进军用发动机性能，其突出特点是采用先进材料达到更高的涡轮前温度和带复杂冷却系统的涡轮叶片等新技术，使涡轮前燃气温度有明显提高达到1850K以上（如F119和F135的涡轮进口温度达1649-1760℃）。

三维豁性叶轮机设计方法、小展弦比叶片、前掠叶片整体叶环转子、大小叶片转子、压气机稳定性主动控制等新技术应用使压缩系统的级数减少（在IHPTET第三阶段中，2级风扇与4级压气机的组合性能相当于F-10发动机3级风扇与10级压气机的组合性能，法国斯奈克玛公司验证的5级高压压气机的压比达到0.4）且性能和稳定性得以提高。

新型材料及整体叶盘结构设计使整体叶盘重量轻40%。

在F119和F135发动机中还采用浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双裕度FADEC等经IHPTET验证的新技术。

据普·惠公司2006年4月25日报道，当今世界最具先进型的F135发动机项目已经达到500多小时的系统验证和研制阶段（SDD）地面试验，按照进度将在今年秋天装在F-35联合攻击战斗机（JSF）上首次飞行。

SDD的试验时数是在F-35项目概念验证阶段积累的360多小时之外的。

变循环发动机是通过改变发动机一些部件的几何形状尺寸或位置来改变其热力循环的燃气涡轮发动机。

F120是世界上第一种经飞行验证的VCE。

作为联合攻击战斗机（JSF）的备选发动机F136以F120为基础发展而来，F136继承了F120发动机的变循环特征，并采用了许多美国国防部实施的综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中的新技术，包括三维气动设计三级风扇、整体叶盘结构设计5级高压压气机、对转涡轮的，“ICE”冷却技术和由艾利逊公司研究的用于燃烧室的层板合金发散冷却材料等。

2005年5月，罗·罗公司战斗机发动机小组（FET）的F136项目在完成了常规起降（CTOL）和短距起飞/垂直着陆（STOVL）型发动机的所有性能、操纵性和空气动力学试验后，正向系统设计与验证（SDD）阶段迈进。

CTOL型发动机进行的试验包括性能评估、风扇失速风险降低和达到中间额定功率（MILPOWER）试验，同时还进行了平稳启动、油门瞬态、无失速运行和低振动水平验证试验。

另外还运行了105%的最大设计转速。

STOVL型发动机与罗·罗公司的升力风扇成功进行了啮合，滚转喷管也做了气动结构试验，并用3轴承旋转喷管（3BSD）引导试验了低功率和高功率下的盘旋能力。

目前这两台发动机的累计试验时数超过了190小时。

大迎角飞行时的发动机稳定性控制取得重要进展推力矢量技术的应用可以使飞机在大迎角和大侧滑角条件下飞行，攻角可达70~90。

但大迎角飞行时进气道出口流场品质恶化，造成压缩部件喘振裕度减小，甚至造成不稳定工作。

发动机稳定性控制就是要使发动机在大攻角飞行时，进气畸变严重的条件下能稳定工作。

为此发展飞行/推进综合控制用于定量关联飞行姿态和进气流场畸变和喘振裕度的关系，根据飞行姿态估算进气畸变量，按预先设定的算法确定喘振裕度损失和发动机最小需要喘振裕度。

美国NASA刘易斯研究中心主持的高稳定性发动机控制（HISTEC）计划其目的就是研究能够容忍强烈进气畸变的推进形态控制的方案。

该控制系统通过测量进口少量压力参数估计畸变值，利用机载稳定性评定方法，生成时变的需要喘振裕度控制指令，通过发动机控制系统，控制发动机。

四、未来发展展望

我国航空发动机与国外先进技术水平的差距大约15年-20年，成为制约我国航空技术发展的“瓶颈”。

目前少量生产的还是仿美的五六十年代的产品，大型运输机发动机、高超声速涡轮-冲压组合推进技术、变循环发动机以及无人机动力相关关键技术的研究也均处于刚刚起步阶段。

对于长寿命先进发动机的要求是，性能好、功率大、耗油低、重量轻、寿命长、可靠性高、维护保养方便。

要实现这一目标，最为关键的是坚持自主创新发展之路，投之以人力、物力和时间。

美国审计长1980年向美国国会报告时，就美国70年代以来航空发动机管理进行了总结，指出新发动机的发展比飞机机体需要更长的时间，如果后者是决定进度的因素，二者就不应同时开始。

我国长期以来重飞机轻动力，往往在飞机立项的过程中才去要求研制动力，以至于发展到今天，航空发动机推力级严重断档，很多预研项目走不了从设计到验证、到型号的全过程，国家投入也因此而浪费，不但造成发动机整体水平低下，最终也拖累了飞机的定型发展。

由于航空发动机内部温度高，转速高，压力高，使用寿命长，构件的机械负荷和热负荷大，工作条件十分苛刻和复杂，其研究和发展工作的技术难度大，耗资多，周期长，是一个世界公认的复杂的多学科综合性系统工程，必须有一个技术积淀和储备的过程，才能得到快速发展。

因此从决策层必须彻底摒弃“急功近利”的思想，切实充分重视学科发展的基础研究和预先研究，对于那些尚不具备强烈的“背景”色彩、短期内难以转化为实际应用、但确实是相关学科发展的关键技术也应给予足够的重视和加大研究资金投入。

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