航空發(fā)動機推重比技術(shù)指標研究

孟令勇，高海紅，鄭天慧，郭　琦（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

?

航空發(fā)動機推重比技術(shù)指標研究

孟令勇，高海紅，鄭天慧，郭琦
（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

摘要：以戰(zhàn)斗機動力中的推重比指標為研究對象，分析了歐美預研計劃中提出的推重比發(fā)展目標，及其在具體型號產(chǎn)品中的發(fā)展，重點分析了F119發(fā)動機推重比指標的實現(xiàn)情況。結(jié)果表明：推進系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展指導思想，已從將推重比和耗油率作為技術(shù)評價體系改為強調(diào)向系統(tǒng)綜合要效益；F119發(fā)動機采用了預研計劃中的高推重比先進技術(shù)，但其實際推重比并未達到10；戰(zhàn)斗機動力型號產(chǎn)品研發(fā)中應秉持全面平衡的指導思想，避免唯性能論。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；推重比；矢量噴管；平衡設(shè)計；F119；預研計劃；型號研制

1　引言

推重比是衡量戰(zhàn)斗機發(fā)動機性能水平和工作能力的一個綜合指標。歐美各國的發(fā)動機預研計劃中都將實現(xiàn)高推重比技術(shù)作為其重要目標，而業(yè)界之前也曾將推重比作為戰(zhàn)斗機動力劃代的重要標志。但對這一重要指標，國外鮮有專門的研究文獻，僅蘭德公司［1］曾統(tǒng)計了發(fā)動機推重比在1960～2000年間的發(fā)展情況。國內(nèi)的研究文獻中，江義軍［2］分析了依靠氣動熱力學的進步和相應材料、工藝等技術(shù)，提高發(fā)動機推重比的技術(shù)途徑；彭友梅［3］梳理了各國對推重比的計算方法，明確了國內(nèi)外換算關(guān)系。本文在既有研究成果的基礎(chǔ)上，從新的研究角度深入剖析推重比指標，為預研及型號發(fā)展提供參考思路。重點研究推重比在預研計劃中的要求和在型號產(chǎn)品中的實現(xiàn)情況，分析了F119發(fā)動機推重比的實際值，并總結(jié)提煉出戰(zhàn)斗機動力產(chǎn)品中系統(tǒng)平衡的工程研發(fā)指導思想。

2　預研計劃中的推重比技術(shù)目標

2.1美國

美國綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)（IHPTET）計劃的主要目標是采用漸進式發(fā)展計劃（表1），使軍用渦扇發(fā)動機推重比翻番。蘭德公司報告［1］中曾具體指出IHPTET的長遠目標是性能翻番，即將戰(zhàn)斗機用發(fā)動機的推重比相較于YF119初始設(shè)計值提高一倍。

表1 IHPTET計劃各階段目標［4］Table 1 Phase goal of IHPTET

IHPTET計劃的后繼計劃——多用途、經(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機（VAATE）計劃，集中關(guān)注多用途核心機、智能發(fā)動機與耐久性三大領(lǐng)域。旨在通過開發(fā)多用途發(fā)動機技術(shù)，驗證其經(jīng)濟性，并將先進的渦輪發(fā)動機技術(shù)轉(zhuǎn)化應用在型號產(chǎn)品上，以獲得革新的性能改進。VAATE計劃中提出了技術(shù)能力經(jīng)濟性指標，該指標不僅關(guān)注發(fā)動機的推重比與油耗，同時還強調(diào)研制、生產(chǎn)和維護成本。這反映美國在推進系統(tǒng)技術(shù)指導思路上發(fā)生了重要變化：改變了IHPTET計劃中主要以推重比和耗油率為主的評價體系，采用經(jīng)濟可承受性作為評價標準，強調(diào)向系統(tǒng)綜合要效益。同時，基于IHPTET計劃中對部件技術(shù)潛能探底的結(jié)果，VAATE計劃評估認為提高推重比和降低耗油率對提高發(fā)動機的經(jīng)濟可承受性貢獻有限，因此降低成本成為實現(xiàn)計劃目標的重要突破口［5］。如下式所示，以推進系統(tǒng)能力經(jīng)濟性（CCI）表征發(fā)動機能力與成本之比。表2給出了VAATE計劃的階段發(fā)展目標［6］。

表2 VAATE計劃階段目標Table 2 Phase goal of VAATE

為量化VAATE計劃目標，美國研究人員采用的CCI基準值是根據(jù)2000年技術(shù)水平的發(fā)動機計算得出的結(jié)果。由于難以獲取發(fā)動機成本信息，僅知VAATE計劃基準發(fā)動機的推進系統(tǒng)能力修正值是7.44（大型渦扇），為了更加準確地演示推進系統(tǒng)能力的發(fā)展歷程，圖1示出了國外公布的大型渦扇發(fā)動機能力歸一值隨時間的變化。圖中IHPTET計劃Ⅲ階段和VAATE計劃大型渦扇發(fā)動機能力目標歸一值在2005、2010、2017年，分別為2.18、3.13和4.17。

圖1 大型渦扇發(fā)動機的推進系統(tǒng)能力Fig.1 Propulsion capability of large turbofan aero-engines

2.2歐洲

英國于20世紀80年代啟動的先進核心軍用發(fā)動機計劃（ACME），是歐洲投資最多、規(guī)模最大的一個軍用發(fā)動機技術(shù)發(fā)展計劃，其總目標是提供未來先進戰(zhàn)斗機發(fā)動機所需技術(shù)。盡管該計劃的目標并不是研制一種發(fā)動機，但其第一階段的技術(shù)目標是推力達8 896～11 120 daN，推重比達到10～12；第二階段的技術(shù)目標為發(fā)動機的質(zhì)量降低50%，推重比達到20。1995年，英法雙方展開合作，制定了先進軍用發(fā)動機技術(shù)（AMET）計劃，該計劃全面吸收了ACME計劃取得的成果，目標是研制推重比達15甚至達18的下一代戰(zhàn)斗機發(fā)動機技術(shù)。

德國雖然沒有類似的大型發(fā)動機預研計劃，但其發(fā)動機研制行業(yè)的技術(shù)觀點認為：任何長期的戰(zhàn)斗機動力預研計劃的總目標，將始終聚焦于增大單位推力、提高推重比和降低油耗。如圖2所示，未來有人作戰(zhàn)系統(tǒng)中，對發(fā)動機除了要求低壽命周期成本、高耐久性、推力矢量、隱身性能外，依然強調(diào)高推重比技術(shù)［7］。

3　型號發(fā)動機推重比指標發(fā)展研究

3.1總體發(fā)展

從20世紀50年代出現(xiàn)第一代超聲速噴氣式戰(zhàn)斗機開始，目前已發(fā)展了四代，第五代正處于全面研制的最后階段。相應地，發(fā)動機的推重比也從2～3發(fā)展至現(xiàn)今的8～10一級。圖3（a）是蘭德公司研究報告中總結(jié)的型號發(fā)動機推重比指標的發(fā)展歷程，反映了發(fā)動機推重比在1960～2000年間的穩(wěn)步增長情況［1］。圖3（b）是本文根據(jù)文獻［8］統(tǒng)計的TF30、F100、F404、RD33、RB199、AL-31F、M53、F110、M88-2、F414、YF120和EJ200 12款典型戰(zhàn)斗機動力的推重比指標發(fā)展情況。這兩張圖反映出的技術(shù)發(fā)展水平趨勢基本一致，在第四代戰(zhàn)斗機（以下簡稱四代機）研制階段，發(fā)動機推重比的技術(shù)發(fā)展水平約處于8～9一級，且增幅明顯放緩。

圖2 未來推進系統(tǒng)的關(guān)鍵要求Fig.2 Key requirements for future propulsion systems

圖3 戰(zhàn)斗機發(fā)動機推重比發(fā)展趨勢Fig.3 Trend of T/W ratio of fighter engine

3.2F119發(fā)動機推重比分析

依托IHPTET計劃中的技術(shù)驗證與轉(zhuǎn)移，F(xiàn)119發(fā)動機已成為在役的、最具代表性的四代機發(fā)動機。國外現(xiàn)有公開文獻未明確給出過F119發(fā)動機的推重比，普惠公司官方對F119發(fā)動機推重比也以更高（此處應該是與F100相比，F(xiàn)100基準型推重比為7.1）來介紹，而英國《簡氏航空發(fā)動機》手冊認為F119發(fā)動機干質(zhì)量類似于F100（加裝矢量噴管的F100-PW-232質(zhì)量為1 860 kg，比基準型F100-PW-100約重432 kg［9］）。據(jù)此，下面從飛機對發(fā)動機的要求和推力矢量噴管兩方面對F119發(fā)動機的推重比進行分析。

3.2.1先進戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機（ATF）對發(fā)動機的要求

20世紀80年代左右，美國空軍和海軍正式聯(lián)手研究新一代戰(zhàn)斗機——先進戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機。在ATF項目中，對發(fā)動機提出的關(guān)鍵性能要求是不加力下持續(xù)的超聲速巡航能力、隱身或低可探測性、推力矢量、短距起降、高可靠性和低成本。其他特性要求還包括增加有效載荷半徑、改進超聲速/亞聲速/跨聲速的機動能力、提升后勤保障性等［10］。

1983年普惠和GE分別按合同研制地面驗證機，主要驗證超巡、二元噴管和推力達13 500 daN的能力。XF119地面驗證機關(guān)注的技術(shù)問題是減少壓氣機級數(shù)，以降低成本和質(zhì)量，并增加可靠性。1985年，空軍降低了ATF發(fā)動機的批生產(chǎn)目標單價，并對隱身性提出了更嚴格的要求。1986年空軍又提出發(fā)動機競爭雙方必須先飛再選，以確定哪家進入工程制造與發(fā)展階段（EMD）。這就意味著要重新設(shè)計驗證機，以達到飛行試驗所要求的質(zhì)量標準。而1987年，普惠和GE都從設(shè)計折衷研究中得出發(fā)動機推力需達15 750 daN的結(jié)論，這使得空軍的此項要求難度增加。普惠設(shè)計的用于飛行驗證的YF119與其地面驗證機XF119區(qū)別有：將XF119的風扇直徑稍作增加以提高15%的風扇流量，壓氣機前幾級改用阻燃Alloy C鈦合金，高壓渦輪工作葉片葉尖加耐磨涂層。由于這些差異極小，因此YF119沒能達到新的更高推力及其他飛行驗證要求。而GE的YF120發(fā)動機更接近全尺寸研制設(shè)計原準機的要求，且飛行試驗展現(xiàn)的性能也更優(yōu)。但空軍并未將此次競爭視為性能比拼，而是看重是否具備滿足EMD項目目標所要求的技術(shù)及管理能力，同時技術(shù)風險最小、成本最低。

3.2.2矢量噴管對推重比的影響

推力矢量技術(shù)已成為新一代戰(zhàn)斗機的基本要求。戰(zhàn)斗機發(fā)動機推力矢量的偏轉(zhuǎn)是通過噴管實現(xiàn)的，因此矢量噴管技術(shù)成為推力矢量技術(shù)的關(guān)鍵。為滿足新一代戰(zhàn)斗機要求的非常規(guī)機動能力（矢量推力），提高空戰(zhàn)時F-22的機敏度，美國在20世紀80年代二元推力矢量噴管地面和飛行試驗的基礎(chǔ)上，從1991年開始進行配裝二元矢量噴管的F119發(fā)動機的工程研發(fā)。F119發(fā)動機后期改進采用了第三代二元收-擴推力矢量噴管——球面收斂段矢量噴管（SCFN），見圖4。這種噴管結(jié)構(gòu)不僅機動性能優(yōu)越，而且對隱身很有幫助，與后機身融合較好，阻力小，可進行超聲速巡航［11］。SCFN與早期的二元矢量噴管相比，質(zhì)量稍有減輕；但與常規(guī)軸對稱收-擴噴管相比，缺點依然是結(jié)構(gòu)笨重。為了實現(xiàn)減重，提高技術(shù)指標，在F119發(fā)動機的后繼改進型發(fā)動機F135中，采用了全程可調(diào)的低可探測性軸對稱收-擴型噴管。其中F135-PW-100/600噴管質(zhì)量約為181.4 kg，F(xiàn)135-PW-400的為159.0 kg。

圖4 XTE-65上驗證的SCFN二元矢量噴管Fig.4 SCFN demonstrated on XTE-65

從ATF對發(fā)動機的要求可看出，四代機研制時，并未直接規(guī)定發(fā)動機的推重比要達到某一數(shù)值。而數(shù)據(jù)分析表明，安裝矢量噴管后，F(xiàn)119發(fā)動機的推重比指標必然會受到影響，難以達到推重比10，但可以推測F135發(fā)動機的推重比指標應比F119發(fā)動機有所提高。

4　與發(fā)動機推重比相關(guān)的設(shè)計思想

對航空發(fā)動機的一般設(shè)計要求是，在推力滿足飛機要求的前提下，推重比高、耗油率低、操作性好、可靠性高、維修性好、全壽命周期成本低和環(huán)境特性滿足有關(guān)條例要求。結(jié)構(gòu)設(shè)計成功與否，就表現(xiàn)在設(shè)計者所采用的各種技術(shù)措施能否妥善處理這些既有聯(lián)系又互相矛盾的要求上。在戰(zhàn)斗機動力型號產(chǎn)品研發(fā)中，要求工程師既要有豐富的經(jīng)驗，又要有辯證的思想方法，理性認識推重比技術(shù)指標。

4.1不同機型推重比要求的差異性

軍民用發(fā)動機在性能、環(huán)境性、低可探測性、可靠性、維護性、成本等各方面的要求都不盡相同。戰(zhàn)斗機用發(fā)動機通常是小涵道比、高單位推力發(fā)動機，強調(diào)發(fā)動機截面面積小和推重比高；而運輸機用大涵道比發(fā)動機單位推力小和低耗油率比推重比或截面面積都重要。如圖5所示，有人超聲速戰(zhàn)斗機要求高機動性以實現(xiàn)空對空作戰(zhàn)，因此會十分強調(diào)高推重比。而高空長航時無人機（HALE UAV）則要求極長耐久力，對機動性要求低，因此耗油率是主要考慮因素［12］。

圖5 推進系統(tǒng)要求與飛機要求（圖中H、M、L分別表示要求的高、中、低）Fig.5 Propulsion requirements vs. aircraft requirements

無人作戰(zhàn)飛機（UCAV）一度是下一代戰(zhàn)斗機的研究熱點。分析表明，UCAV設(shè)計時單位推力耗油率（TSFC）是最重要的考慮因素，重量/推力比（注：推重比是標準參數(shù)，而重量/推力比更反映重量對飛機的影響，兩者的換算關(guān)系是推重比提高100%相當于重量/推力比降低50%）是第二因素，發(fā)動機采購成本排第三。這是因為在任務決定型設(shè)計思想中，發(fā)動機質(zhì)量輕、燃油高效，則可實現(xiàn)給定任務下飛機尺寸更小、價格更便宜；或者是任務性能更佳，而不增加飛機尺寸和成本。也就是說，飛機中燃油所占的質(zhì)量權(quán)重大則更要求耗油率低，飛機中發(fā)動機所占的質(zhì)量權(quán)重大則更要求推重比（功重比）高［13］。

圖6顯示了典型軍機的燃油質(zhì)量占比、發(fā)動機質(zhì)量占比的關(guān)系。飛機包括結(jié)構(gòu)與子系統(tǒng)、發(fā)動機、燃油和有效載荷四部分質(zhì)量，后三者之和為可調(diào)整質(zhì)量。圖中飛行器所處的位置反映其任務航程、速度或機動性要求。如位于左上角的飛行器所執(zhí)行的任務對航程（耐久性）要求高，處在右下角的飛行器則對速度或機動性要求較高。對發(fā)動機的特性要求而言，UCAV與攻擊機相比，前者更看重TSFC，而對推重比的考慮次之。

圖6 典型軍用飛機的質(zhì)量分布特征Fig.6 Weight distribution characteristics of typical military aircrafts

4.2工程產(chǎn)品的平衡設(shè)計理念

在發(fā)動機工程產(chǎn)品研發(fā)中，推重比只是一個重要性能指標，而性能又僅為產(chǎn)品設(shè)計中的一個考慮因素。當前的航空發(fā)動機研制指導思想更強調(diào)全面平衡設(shè)計理念，以實現(xiàn)性能與可靠性、維修性、經(jīng)濟性、項目進度等的全面折衷。這一觀點是在既往研發(fā)經(jīng)驗教訓的基礎(chǔ)上形成的。

普惠公司的TF30是首臺帶加力的軍用渦扇發(fā)動機，經(jīng)過至少12年的研制和多次改進后，其可靠性和性能才勉強過關(guān)，但仍遺留諸多問題。隨后，普惠開展了第二代高性能加力式渦扇發(fā)動機F100的研制工作?？哲妼100的要求是性能提升，推重比與J79相比翻一倍（J79的推重比為4.67）。為此，普惠公司將提高發(fā)動機性能——推重比作為重點予以保證，研發(fā)中盡量控制發(fā)動機質(zhì)量且不影響性能。最終，F(xiàn)100成為第一款投入使用的推重比8一級的發(fā)動機，但其可靠性卻未能與性能的提高相匹配。配裝F-15裝備部隊后，使用中發(fā)動機暴露出許多影響可靠性的嚴重問題。如壓氣機失速，渦輪葉片超溫、燒傷等，造成大批F-15停飛，成為困擾美國空軍最棘手的問題之一。意識到單純追求高性能所帶來的巨大問題后，普惠公司著手對F100進行改進，重點是提高發(fā)動機的可靠性。改進型F100-PW-220，其推力維持在F100型的水平（即起飛推力為106.13 kN），但質(zhì)量增加了約61 kg，也即犧牲了推重比而獲得了高的可靠性［14］。

以F119發(fā)動機經(jīng)驗為例，在一個性能目標未具體明確的項目中，要確定是否已經(jīng)達到足夠的性能非常困難。用戶的節(jié)點要求和為追求完美而過度擴大試驗項目之間總有矛盾，應當取舍。如前所述，YF119與YF120發(fā)動機產(chǎn)品競爭中，用戶最終選擇技術(shù)風險低、成本少的一方也表明，產(chǎn)品競爭不僅僅是性能上的比拼，而是技術(shù)、進度、管理、成本等各方面的綜合較量。

5　結(jié)束語

高推重比是戰(zhàn)斗機動力在性能上力圖實現(xiàn)的方向性目標，但出于未來戰(zhàn)爭經(jīng)濟性的戰(zhàn)略考慮，推進系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展指導思路改變了之前主要以推重比和耗油率為主的技術(shù)評價體系，而強調(diào)向系統(tǒng)一體化要效益。因此，沿用之前單以推重比作為劃代標志的做法，已明顯不符合當前的發(fā)展現(xiàn)狀。

通過持續(xù)開展核心機及整機技術(shù)驗證預研計劃，可為型號研制儲備先進技術(shù)。而將預研技術(shù)成果工程化，既是型號產(chǎn)品研制的關(guān)鍵，更是難點。在四代機動力F119發(fā)動機的研發(fā)中，采用了預研計劃中開發(fā)的高推重比先進技術(shù)，但最終成功定型的型號產(chǎn)品的推重比并未達到10。這反映了在戰(zhàn)斗機動力型號研發(fā)思想中，應秉持技術(shù)性能、可靠性、維護性、經(jīng)濟性、研發(fā)進度、項目管理等各方面的平衡理念，遵循系統(tǒng)工程的思想，以成功研制出滿足飛機需求的型號產(chǎn)品為目標，應竭力避免唯性能論。

參考文獻：

［1］Younossi O，Arena M V，Moore R M，et al. Military jet en?gine acquisition［M］. USA：RAND，2002.

［2］江義軍.推重比12～15發(fā)動機技術(shù)途徑分析［J］.航空動力學報，2001，6（2）：103—107.

［3］彭友梅.航空燃氣渦輪發(fā)動機推重比概念和確定方法［J］.燃氣渦輪試驗與研究，1994，7（1）：30—33.

［4］Integrated high performance turbine engine technology［R］. USA：US Department of Defence，2006.

［5］季路成，陳江.從IHPTET到VAATE的技術(shù)方向探析［C］//.中國工程熱物理學會2005年學術(shù)會議. 2005.

［6］Ballal D R. Progress in aero engine technology （1939-2003）［R］. AIAA 2003-4412，2003.

［7］Ehrlich H，Kurz K H，Rued K P，et al. Trends in military aero engine design - from EJ200 to future manned and un?manned vehicle propulsion［R］. AIAA 2003-2612，2003.

［8］《世界航空發(fā)動機手冊》編委會.世界航空發(fā)動機手冊［K］.北京：航空工業(yè)出版社，2012.

［9］Daly M，Gunston B. IHS Jane's Aero-Engines 2013-2014 ［M］. UK：IHS Jane's，HIS Global Limited，2013：34—41.

［10］Kamman J H，Perryman D C. Propulsion system require?ments for advanced fighter aircraft［R］. AIAA 82-1143，1982.

［11］方昌德.飛機推力矢量技術(shù)發(fā)展綜述［J］.航空科學技術(shù)，1998，（2）：10—12.

［12］Bradbrook S J. Common solution to commercial and mili?tary propulsion requirements［C］//. International Congress of the Aeronautical Sciences. 2004.

［13］Nelson J R，Dix D M. Development of engines for un?manned air vehicles some factors to be considered［R］. IDA D-2788，2003.

［14］陳光.從F100-PW-100到Fll9-PW-100——談航空發(fā)動機研制觀點的轉(zhuǎn)變［J］.燃氣渦輪試驗與研究，1992，5（4）：8—15.

Research on thrust-weight ratio of aero-engine

MENG Ling-yong，GAO Hai-hong，ZHENG Tian-hui，GUO Qi
（China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

Abstract：Taking thrust-weight ratio of fighter as the research object，the goal of thrust-weight ratio pro?posed in advanced development programs in Europe and U.S. and its development in specific type was in?vestigated. And the realization of thrust-weight ratio goal for F119 was focused. The results show that the guideline of propulsion technology has been transferred from performance-oriented to comprehensive sys?tem integration in the latest decade. The thrust-weight ratio of F119 is far from class-10 though advanced technologies were adopted from advanced development programs. Compromise between performance，reli?ability，maintainability，affordability and program schedule should be taken into practice during fighter en?gine research and development.

Key words：aero-engine；thrust-weight ratio；vectoring nozzle；trade design；F119；advanced research programs；engine model development

中圖分類號：V23

文獻標識碼：A

文章編號：1672-2620（2016）02-0057-06

收稿日期：2015-09-30；修回日期：2016-04-15

作者簡介：孟令勇（1982-），男，江蘇徐州人，工程師，碩士，從事航空發(fā)動機項目管理與研究。