浅析变循环发动机

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浅析变循环发动机

本文核心词:空军,航空,航空发动机,喷气式发动机,变循环发动机

航空,这一自诞生之处就在不断渴求强劲动力的行业,在经历近百年的飞速发展之后,又迎来了一次说大不大,说小不小的变革。说它不大是因为它没有螺旋桨到喷气动力这么革命性的变化,说它不小,是因为它又有媲美涡喷带涡扇的效能提升,它就是—变循环发动机。

要说这东西怎么来的,先了解一个常识:在亚音速段,涡轮喷气发动机的油耗随着涵道比的减小而上升,而超音速段反之,大致情况如图。

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而现在军机常见的涡扇发动机,解决了涡喷发动机在亚音速时油耗大的问题,但是在高速飞行段,涡扇发动机的涵道比随着速度的增大而增大,这就意味着更大的阻力和更大的油耗,解决这个问题比较直接的方式就是缩小进气道入口来减少涵道比,但是这样一来,由于进气道溢流阻力和喷管后体阻力的上升,带来的是更大的安装阻力,由此增加的油耗甚至有可能得不偿失(此处可以理解为,任一飞机在某速度段均有一设计状态,此状态下各项阻力推力升力均为最理想状态,只要各部件工作与本状态范围不符,就会产生额外阻力)。记住这些问题,因为此后全人类的所以努力,都是为了解决这个矛盾的问题(笑)。

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近期人们开始知道变循环这个东西,多半是因为美国的AETD和AETP项目,既自适应变循环发动机和下一代自适应变循环发动机技术转移项目,计划给F-22和F-35升级使用做为六代机(美标)的动力系统(现在F-22和F-35换发的计划现在已经被国会山姥爷砍了)。不过这也无妨无数人借此开始大肆鼓吹“美国发动机nb”,“又领先中国二十年”,也不知道这一张PPT养活了多少自媒体(笑)。很多人也因此把它当成一项高“新技术”,其实不然。

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开局一张图,内容全靠编,老少皆宜

其实变循环这个东西,目前并没有(也不太会有)一个明确的定义,要说起源,就是上世纪50到60年代美国研究人员为了解决上面提到的问题而提出的一个概念(其实说是概念倒不如说更像是一种解题方法)。美国军方要求制造一种发动机能在亚声速段做到高推力、低油耗,而在超声速段,除了保持高推力还要近可能减小阻力的增加,于是变循环这个东西就这么被挤出来了(变态的甲方总是能促进乙方进步?)。最早的成果,就是我们所看到的涡喷-6(雾),不是,J-58涡轮冲压组合变循环发动机。有的人可能不认识它,但是说到它的适用机型,我猜没有几个人不知道,就是大名鼎鼎的SR-71“漏尿鸟”(笑)。

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图中可见六条标志性的旁通路管道

J-58使用了单转子涡喷发动机的基本框架,但是在此基础上,加装了6条旁路管道,旁路管道上开有12个外部放气活门,而在第四级压气机后开有24个内部旁路放气活门以及可调进口导流叶片。其工作基本思路就是在低速段内部放气活门关闭,以一种“漏气涡喷”的方式工作。而在高马赫数飞行时,内管道放气活门打开,相当一部分气体通过旁路管道绕过核心机后直接进入加力燃烧室,以一种“类冲压”的方式工作,当进口气流捕获量超过发动所需时,外部的旁路活门开放,将多余气体排入发动机短舱中,从而减小进气道溢流而导致的安装阻力。但是很明显,这么大一个整体结构不太可能安装到战斗机身上(强行安上就是后体阻力爆炸的派大星)。

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早期提出的变循环方案有变吸气压气机方案(外涵道可开关的涡扇),但是因为压气机流量调节负担太大,推力损失超过增益,失败。柔性循环方案则是在外涵道设立外涵燃烧室,低压涡轮拆开放置在高压涡轮之后和核心涵道出口截面的地方,但是双燃烧室过于复杂,低压涡轮难度过大,失败。此外还有涡轮增强循环方案(涡扇涡喷串联),涵道可调方案,单外涵变循环方案,但是碍于自身设计理念和当时技术条件,都失败了。这里不再多说,毕竟我不是讲历史的。

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后来的70年代SCR研究(超声速巡航)的子项目“先进超声速推进系统研究”中,洛马、麦道、波音三家,在通用电气和普惠的研究上分别进行了超声速运输机或客机的变循环发动机一体化设计的研究(记住这点,超声速运输机和战机都是现代变循环发动机从新得到重视的原因)。值得一提的是,普惠其中的一个并联/串联变循环方案的设计思想,最终在JSF计划中得以实现,起最终结果,就是大家所熟知的F-35b“垂起球形闪电”。

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所以其实F135也能算一种串/并联模式转化的变循环发动机

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我不做常规发动机了,R79!

后来SCR项目暴毙(主要是因为资金严重超支),变循环项目单独列出,成了一根独苗。此图中可以看到,变循环发动机部件资金占比高的惊人,所以不要老埋怨中国发动机项目为什么起步晚,毕竟当时国内温饱问题都没解决呢。

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70到90年代百花齐放,又大浪淘沙,实践证明高效的技术大致分为两类:第一类为RVABI(“可变面积涵道引射器”就是一种效果更好的涵道口活门),CDFS(核心机驱动风扇级),FLADE(叶片外围安了一圈风扇,用于多外涵发动机),本质都是为了实现大涵道比到小涵道比、分排与混排(外涵道气体是否单独排放出来)的变化。第二类,则是为了实现工作模式的彻底转变换,而安排不同气流流通路径与结构,成果就是法国的MCV99中间风扇变循环发动机和英国的串联风扇变循环发动机,已经法国投降(雾)与英国合体的中间串联风扇思路。

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2000年后对变循环发动机的研究,基本也就是两条路:

一是2005年美国重启的超声速运输/客机项目,要求在革新涡轮加速器的基础上验证高速风扇稳定性、低噪声喷管、几何可调低压涡轮等技术。航发三巨头,罗罗、通用电气、普惠三家分别提出了自己的方案,各有不同,但是共通的技术有:多股流变循环(多层外涵道或者交叉流动的前后外涵道),可调风扇扇叶,陶瓷基涡轮转子和静子,变面积涡轮,以及先进燃烧室等。具体要求都在表中展示了,这里就不再赘述。

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二就是研制下一代战斗机的动力系统的AETD项目,说到AETD就不得不说到让人遗憾的YF120,这里拿一个表格鞭尸一下YF120(“变循环也好,大推也好,明明是我先来的,可是,为什么~”)。

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斜着来的,凑活看。

从表中各项指标都可以可以看出,同样是80年代的产品,YF120在各项纸面指标上都超过YF119(两者都满足ATF的要求),而且原型机零件比F110减少了40%,同时也更加符合下一代航发小体积、高密度趋势。`但是省掉低压涡轮导向器叶片和2级风扇的过于超前的设计,所带来的技术难度可能会导致项目延误和经费大幅增加。而普惠因为技术保守加强调可维护性的原因,使YF119对地面保障设备和人员的需求比YF120少50%,定期维修次数少75%,既然两者都符合标准,在加上F-15配用F100-PW-100的前车之鉴,那么后面的事情大家都知道了,YF119搭配YF-22,横空出世。

回到现代,在面对下一代的双模态超燃冲压和RBCC(引射模式+压燃冲压+超燃冲压+纯火箭推进)的其它部分等动力形式遇到技术瓶颈,热防护技术(这里主要指主动热防护,也就是HTV-2项目为什么失败的原因之一)跟不上飞行器速度的发展,其它子设备的耐受能力不足等全面开花的情况,面对穷追不舍的中俄欧,美军为了保证其“技术抵消”战略的有效性,美军战机又从新拾起了变循环发动机这一路子。可以说是孤儿变循环因为超声速运输机项目而复活,又救了抛弃它的战斗机项目,也是蛮讽刺的(笑)。

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AETD项目设想是一种三外涵道的,所谓带“自适应”性质的变循环发动机,通过较复杂的后端RVABI设计,实现发动机涵道比从0.2到0.8(此处存疑,一说0.1到0.6,找不到准确数据)的可调范围,因为使用了水平极高的全权数控,可以将RVABI整合到完全控制范围中,意味着机载计算机可以像高水平飞控随时调节各翼面偏转水平以获得最大程度的气动效率一样,随时调节风扇、涡轮叶片偏转和外涵道空气流量从而实现发动机效率的最大化。根据美国军方给出的数据,若是将该发动机用在F-35身上,能使常规起落作战半径增加30%,加速时间减少18%等,其它数据上面AETP那张表里都有,这里不多解释。不过比较有意思的一点是有消息说能让F-35实现1.25Ma的巡航速度,不过并未找到可靠消息来源,如果说的是真的(力大超巡?),那带来的将是目前F-35为重要组成部分的网络节点体系的重大进步(类似从winXP升级到win7的进步),我们应该庆幸它被砍了(笑)。

同时在别的方面,不得不说这个孤儿还是很堪用的,这里有一组仿真模拟数据:在亚声速巡航状态,核心机驱动风扇级变循环发动机相对常规混排涡扇,进口流量增大11.2%,进气道阻力减少37.7%,后体阻力减少约4.8%,油耗率降低2.4%,而自适应变循环发动机进口流量增大约20%,安装阻力减小约60%,但是后体阻力增大约10%。说道这里,大家一定很好奇,变循环这么好用,国内有没有进行研究?肯定有啊,不然我数据哪来的?国内最早可查的变循环设计研究报告是606所的胡岩松展开的变几何涡轮的研究,到2010年,国内基本攻克全部技术问题,并且在国产三代航发(恰好符合2010年左右爆出的第四个太行项目组的消息,四个项目组分别为,增推,可靠性“疑似舰载”,寿命,改核心机)上试验了将高压压气机第一级改为核心机驱动风扇级,增加模态选择阀门、可变面积涵道引射器等变循环关键技术,具体结果无从知晓,但是从国内近年变循环研究井喷式发展来看,很有可能是因为测试效果拔群(笑)。大胆“推测”,目前歼-20a使用的WS-10c可能就使用了部分变循环和四代航发技术。

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