林左鸣的裤衩太白了：美第三代发动机终极改型推比9.5， ...

2010-06-08 14:00:54关键词：F110 F404 衍生发展
　　GE公司通过以先进发动机核心机为基础，不断吸取各种预先研究计划和部件改进计划中获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术，研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110和F404系列发动机，满足了战斗机对动力装置不断提高的要求，其经验值得借鉴
　　美军 F-15、F-16和F-18的动力装置F110和F404是GE公司70年代开始研制的军用涡扇发动机。经过多年发展，F110有了F110-GE- 100、F110-GE-129IPE、F110-GE-129EFE等改型;F404也有F404-GE-400、F414-GE-400、F414增推型等改型。
　　GE公司在不断改善这两种发动机的可靠性、耐久性和可维护性的同时，其推重比也由7增加到10。这两种发动机是GE公司、也是美国低风险改型发动机的典范，走出了一条起点高、风险小、成本低、周期短、性能好、可靠性高、寿命长、使用维护费用低的型号衍生发展道路。
　　采用成熟技术衍生发展F110系列
　　F110是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机，1986年装F- 16C/D服役。之后，在F110 -GE-100的基础上改进发展了F110-GE-129IPE(改进性能发动机)，推力达129千牛，推重比为7.28，1991年装F-16C/D和 F-15A/C服役。在F110-GE-129IPE装备部队后，又以该发动机的技术为基础，采用综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划等预先研究计划和部件改进计划(CIP)的成果，研制F110-GE-129EFE发动机。1991年10月，其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛，推重比接近9.5。转入工程研制阶段后，历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究，取得了巨大进展，并以最大推力为 151.4千牛通过定型审定，2002年投产。按美空军的建议，将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132;将推力为 151.4千牛的命名为F110-GE-134。
　　F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的，由2级改为3级，压比由2.0提高到3.2，涵道比由2.01减到0.87，直径减小到 0.97米。高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同。低压涡轮以F101的为基础重新设计，仍保持2级，但为适应新风扇的需要，提高了转速。加力燃烧室是F101的缩小型。排气喷管由F404的改进而来。轴承除5支点外，其余与F101的相同。GE公司对核心机以外的部件和系统进行了比例缩小和减轻重量的处理。
　　F110-GE-129IPE继承了F110-GE-100型81%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮进口温度提高55℃～80℃;采用改进性能的全权限数字式电子控制器，代替模拟式电子控制器和液压机械式控制器;涵道比由0.87降为0.76。
　　F110-GE-129EFE(增强型战斗机发动机)的风扇是采用F118和IHPTET的风扇研究成果设计的一种3 级整体叶盘结构的风扇。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显著提高，空气流量增加7%，压比由3.4提高到4.2;采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏;第1级采用宽弦叶片，用激光冲击强化技术，进一步提高抗外来物损伤能力，这些都提高了可靠性和可维护性。
　　加力燃烧室从F120和F414加力方案衍生而来，以径向火焰稳定器取代三圈环形稳定器，使结构更简单，零件数减少 15%，重量减轻3%，维修性和可靠性得到改善;由于采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火特性更好。尾喷管在继承F110-GE- 129IPE高可靠性的基础上，其外套的隔热防震衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片中，使寿命、可靠性和维修性都有明显改善;结构上稍做改进，使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力。燃油系统采用全权限双通道数字式电子控制器(FADEC)，实现连续调节尾喷管的喉道面积，提高了发动机推力和风扇的喘振裕度，减少了尾喷管的阻力，改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片的材料和冷却技术等一系列改进措施，改善了发动机性能、减轻了重量、提高了寿命，降低了使用和维护成本。
　　
　　直接移植技术衍生发展F404系列
　　F404是以YJ101发动机为基础，发展而来的一种海军主力战斗机F/A18-E/F的发动机。之后，以它为基础，采用低风险、成熟的先进部件技术，改进研制了F414-GE-400，使推重比由8提高到9，1998年达到生产定型，计划到2012年生产1300台。 GE公司下一步计划是在 GE23A、JTDE和IHPTET计划下研制技术改进的F414增推型发动机，使其推重比达到10。
　　F414-GE-400的3级风扇取自RM12，第2和3级采用整体叶盘，进口直径加大，叶片采用三维技术设计，最后流量增加17%，压比提高15%，抗外物损伤能力增强。7级压气机从F412衍生而来，前3级采用整体叶盘，大大减轻了重量和减少了零件数。燃烧室从 F412移植而来，采用多孔冷却设计，提高了耐久性，减轻了重量。
　　单级高压涡轮由GE23A/F412发展而来，采用单晶叶片，叶片采用物理气相沉积(PVD)的涂层，延长了寿命。单级低压涡轮采用冷却设计，叶片为单晶材料，并采用PVD涂层。加力燃烧室取自YF120，采用气冷径向燃烧室稳定器，减小了温度梯度，提高了可靠性。
　　尾喷管取自F110-129，采用可调出口面积和CMC材料，提高了寿命，改善了可维护性。控制系统来自YF120，是一个双通道、全权限数字式电子控制系统。通过上述改进，F414的推力比F404的增加了35%，推重比提高到9，可靠性和耐久性明显提高，耗油率有所降低。表1示出了F404-GE- 400和F414-GE-400发动机的参数对比。

　　F414增推型发动机的风扇采用IHPTET计划下研究的2级高压比风扇。转子采用前掠设计，提高了气动性能;叶片采用金属基复合材料和空心叶型，减轻了重量;风扇吸力面采用放气系统，提高了风扇的气动性能和稳定性，最终使风扇的空气流量增加10%，效率提高2%。
　　其压气机采用在GE23A上试验过的压气机。6级全都采用整体叶盘结构，减轻了重量，减少了零件数;前3级转子采用前掠设计，降低了对畸变的敏感性，提高了在较小失速裕度下的效率;转子采用叶尖处理，前3级为周形槽，其他级为斜槽，降低了转子对畸变的敏感性;静子采用弓形和倾斜设计，卸掉静子端壁的气动负荷，推迟端壁失速，降低对畸变的敏感性;叶片采用先进叶型形状，提高了性能，改进了可操作性。
　　根据CFM56、CF6和GE90发动机的经验，可使效率提高1%～2%。通过这些技术最后使压气机的流量增加5%，效率提高约3%。
　　其燃烧室头部重新设计，适应大流量和更高温度;采用陶瓷材料，降低了冷却要求和成本;采用先进的燃油系统，适应宽范围供油要求，提高了燃油温度。此外，还采用降低排放、改进起动和贫油熄火裕度的技术。
　　高压涡轮采用IHPTET的技术，是一种新的大流量、高负荷涡轮，其叶型采用三维气动程序设计，改进了流量分布，减弱了端壁尾流，减少了主气流迁移，从而降低了叶尖温度，加上采用先进叶尖冷却技术，使叶尖工作温度降低121℃，为主燃气温度补偿了65.5℃;改进二次流系统，以在最小的损失下提供冷却空气;转子采用新的密封技术;静子也采用长寿命、低成本设计;采用机匣处理，以改善静子的热响应。

　　这些改进使冷却空气减少0.5%，涡轮前温度提高65.5℃，效率提高2%。低压涡轮重新设计，适应了新的风扇和高压涡轮;新设计一个新的后框架，降低了进入加力燃烧室的气动损失，效率提高1%。
　　由于重新设计加力燃烧室进口气动力，使效率提高3%～4%;重新设计排气出口导向叶片，使最大推力增加2%。
　　这一设计保持了已验证的耐久性和最大的通用性。控制系统与F414-GE-400一样，采用双通道全权限电子控制系统。预计上述技术使增推型F414的推力增大25%，推重比达到10。

左盟主当年混职称的论文？

天外飞仙2008 发表于 2012-10-10 14:18
左盟主当年混职称的论文？
我觉的应该是YF119时是推比是10，F119时推比是11.67，

天外飞仙2008 发表于 2012-10-10 14:18
左盟主当年混职称的论文？
http://lt.cjdby.net/thread-397250-1-1.html
关于IHPTET和推比20的一些想法和看法

林总的论文还是当真的好，他可以接触不少绝密的资料
真正干实事的很多都是BKC的

林总还是有能力、有知识、有技术的，也很懂政治！严重支持！

Nightstalkers 发表于 2012-10-10 17:13
林总的论文还是当真的好，他可以接触不少绝密的资料
真正干实事的很多都是BKC的
可以接触MD的绝密资料？他是哪锅人啊？

wshdyyyy 发表于 2012-10-10 17:25
林总还是有能力、有知识、有技术的，也很懂政治！严重支持！

懂政治就当政治场角斗去，还搞啥技术啊。难怪只能搞八股，嘴皮子功夫绝顶。

天外飞仙2008 发表于 2012-10-10 14:18
左盟主当年混职称的论文？
就科普性的东西能混职称？怪不得，东西做不出来啊

那些三代发动机的改进型都是用毛标的，推重比都很漂亮。

太行是7.5吗？

Nightstalkers 发表于 2012-10-10 17:13
林总的论文还是当真的好，他可以接触不少绝密的资料
真正干实事的很多都是BKC的
必须是BKC，因为只有理性的认识到和Best之间差距才能去进步，整天穿HKC，就不要去上班了。

feijieguo 发表于 2012-10-10 17:57
可以接触MD的绝密资料？他是哪锅人啊？
我们的情报人员搞回来的技术资料不是技术人员看，难道你去看？

feijieguo 发表于 2012-10-10 17:59
懂政治就当政治场角斗去，还搞啥技术啊。难怪只能搞八股，嘴皮子功夫绝顶。
一个不懂政治的大集团公司总裁不懂政治，尤其在中国这种复杂背景的体制内，很容易给人卖了还帮人数钱的。

feijieguo 发表于 2012-10-10 17:57
可以接触MD的绝密资料？他是哪锅人啊？
你当只能霉鳖搞中国的情报，就不许兔子搞人家的，你算哪根草！？

feijieguo 发表于 2012-10-10 17:59
懂政治就当政治场角斗去，还搞啥技术啊。难怪只能搞八股，嘴皮子功夫绝顶。
嘿嘿，人家还真没搞技术，就是把航空搞的有钱了

不强调和发达国家差距哪里来的拨款啊，陆军兔和海军兔就是例子。

八成是为了混职称才搞的论文

wshdyyyy 发表于 2012-10-10 18:31
你当只能霉鳖搞中国的情报，就不许兔子搞人家的，你算哪根草！？
您这是公然指责中国盗窃MD的军事机密和知识餐券喽

你这个“我们”是谁啊。
反正，中国根本就不会窃取你们MD家的技术资料，这是中国外交部多次严正驳斥了的东西。
再说了，哦，一个公开网络的上谁都能随便说的所谓12.8，算技术资料了？你搞过技术木有啊。一个公共网路数字就等于机密资料？扯的很呐。

这类半仙似的“预测未来”，根本就木有啥科技含量。说恰当些，就是个木有文采的科学幻想而已。

Nightstalkers 发表于 2012-10-10 18:23
我们的情报人员搞回来的技术资料不是技术人员看，难道你去看？

你这个“我们”是谁啊。
反正，中国根本就不会窃取你们MD家的技术资料，这是中国外交部多次严正驳斥了的东西。
再说了，哦，一个公开网络的上谁都能随便说的所谓12.8，算技术资料了？你搞过技术木有啊。一个公共网路数字就等于机密资料？扯的很呐。

这类半仙似的“预测未来”，根本就木有啥科技含量。说恰当些，就是个木有文采的科学幻想而已。

feijieguo 发表于 2012-10-10 18:01
就科普性的东西能混职称？怪不得，东西做不出来啊
可以的！新闻归类的都有用而且发表在正规学报上，看啥人了。。。。

feijieguo 发表于 2012-10-10 18:39
您这是公然指责中国盗窃MD的军事机密和知识餐券喽
哟哟！上纲上线了啊，有证据吗？你兔爷就搞来了，你咬我，摆出证据来啊！

112jiayihai 发表于 2012-10-10 18:48
可以的！新闻归类的都有用而且发表在正规学报上，看啥人了。。。。
那就算个情报分析员吧

wshdyyyy 发表于 2012-10-10 18:49
哟哟！上纲上线了啊，有证据吗？你兔爷就搞来了，你咬我，摆出证据来啊！
你要指责中国盗窃你们家MD的军事机密和知识餐券，那么你就，摆出证据来啊。不要信口雌黄，OK

胡扯的吧 F22发动机有1700多公斤重 哪来的11的推重比啊 最多只有9 我们的WS10G也有155KN的推力 一点不输给 F22的发动机

feijieguo 发表于 2012-10-10 18:53
你要指责中国盗窃你们家MD的军事机密和知识餐券，那么你就，摆出证据来啊。不要信口雌黄，OK
呵呵！你说对了嘛，霉鳖、霉粉都不些东西，都是些狗娘养的！对不对！？

wshdyyyy 发表于 2012-10-10 18:56
呵呵！你说对了嘛，霉鳖、霉粉都不些东西，都是些狗娘养的！对不对！？
少拿你们US盎格鲁殖民流亡政权的鸡毛当令箭来恶心中国，OK？

那个，各位，吵架的不要,咱们拿数据说话吧

说林这篇文章是混职称的，也看看林的简历再喷好不好！
林在91年就是420厂的副总工了，
这篇文章是06年的，当年林已经是中航一把手了！

论文发的期刊也分三六九等的

feijieguo 发表于 2012-10-10 18:46
你这个“我们”是谁啊。
反正，中国根本就不会窃取你们MD家的技术资料，这是中国外交部多次严正驳斥了 ...
“中国根本就不会窃取你们MD家的技术资料，这是中国外交部多次严正驳斥了的东西。”这句话听着好喜感。外交部，呵呵。

林左鸣李克安杨胜群中国航空工业集团公司北京100022湖南理工学院机械与电气工程系
湖南岳阳414006
中航工业沈阳黎明航空发动机集团公司沈阳110043
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摘　要：探讨航空发动机转子叶片受迫振动可能存在的共振形式,分析叶片振动的诱因机理.指出发动机静子可调叶片的调节规律如果出现错误,就会象簧鸣乐器中的簧片一样发出声波,在某种条件下可能成为转子叶片的激振源.当可调叶片发出的声波频率与转子叶片的某阶固有频率或其整数倍、分数倍接近时,会使转子叶片发生共振.此外,由声波引起的气动力也可能导致叶片颤振.上述两种情况都会造成叶片损坏.

【分　类】【航空、航天】>航空>航空发动机(推进系统)>空气喷气式发动机>燃气涡轮发动机>涡轮喷气发动机
【关键词】航空发动机叶片振动声激励
【出　处】《湖南理工学院学报》2009年 第3期5 页 47-51页
【收　录】中文科技期刊数据库

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长沙理工大学汽车与机械工程学院导师介绍 李克安
2012-09-29 14:21　论坛【大中小】【我要纠错】
姓名：李克安 性别：男 出生年月：1950年5月生
籍贯：湖南耒阳市
1982年7月本科毕业于南京航空学院发动机设计专业，后即到四机部贵州无线电工业专科学校、株洲工学院、湖南理工学院等高校任教，主要担任《理论力学》、《材料力学》、《机械设计》等课程的教学和科研工作，1999年晋升教授。
现为湖南理工学院校学术委员会委员，机电学院教授、省级重点建设学科带头人，长沙理工大学硕士研究生导师，享受国务院颁发政府特殊津贴的专家。社会兼职：湖南省力学学会常务理事、湖南省机械工程学会应用力学学会常务理事。主要研究方向为：航空发动机和大型船舰发动机转子及整机的结构分析，强度计算，动力学分析等。长期承担国防科研和国防预研的相关项目研究工作，在双转子发动机的振动分析以及大推比航空发动机高压压气机转子叶片的声激振研究等领域有所建树并取得初步成绩。
一、教学情况
1982年7月到高校任教至今29年。其中，在湖南理工学院工作期间先后获校级教学优秀奖5次，教学特别奖1次，2005年获学校的“师德十佳”荣誉称号。
二、近年来主持的科研项目
1. 2011年主持中国人民解放军总装备部“十二五”某国防预研项目相关课题的研究工作（2010年底启动，2011年4月8号通过答辩，确定立项，年内下文。研究期限5年，研究经费：待批。预研）。
2. 2010年主持中国人民解放军总装备部“十一五”某国防973“国家安全重大基础研究”项目（机密。总装批文号：略；项目编号：XXXXXX0201），研究期限4年；研究经费410万元，2010年度已下拨80万元。2011年度计划下拨100万元。在研。
3. 2009年，主持中航工业科技部创新基金项目（973预研）：“航空发动机压气机转子叶片声激振研究”（项目编号：[2009]1186）；下拨经费39万元。2010年结题。
4. 2009年主持国家863项目（2004AA503010）子课题“R0110重型燃机静子机匣（原型及改型）动力学分析计算”，子课题编号：2009-04AA-016；下拨经费：18.4万元。2010年结题。
5. 2008年主持国防预研项目“某型航空发动机整机动力学特性仿真分析”(项目编号：08/0G 004 1152)；下拨经费：36.8万元。2009年结题。
6. 2007年主持国家863项目（2002AA503010）子课题“R0110重型燃气轮机发电机组轴系计算”，子课题编号：2007-02AA-004；下拨经费：20万元。2008年结题。
7. 2006年主持国家863项目（2002AA503010）子课题“R0110重型燃气轮机总装配架强度、刚度、稳定性分析与计算”，子课题编号：2006-02AA-019；下拨经费：22.44万元。2007年结题。
8．2005年主持国家863项目（2002AA503010）子课题“R0110重型燃
气轮机整机吊具强度、刚度分析与计算”，子课题编号：2005-02AA-012；下拨经费：10.56万元。2006年结题。
9． 2004年主持湖南省自然科学基金项目“对铸铁构件现行抗压强度条件的补正”(项目编号：2004JJ40008)；下拨经费：2万元。2006年结题。
三、晋升教授后发表的主要论文：
1．转子叶片撞击瞬态响应分析[J].湖南大学学报，2010（12）；EI收录。
2．声波激振的微观机理探讨[J].南京航空航天大学学报，2010（6）；EI收录。
3．Bifurcation Control of Nonlinear Oscillator in Primary and
Secondary Resonance.Journal of Central South University of Technology, 2007(6); SCI收录。
4．发动机气门的动力学计算[J].机械强度，2006（5）；EI收录。
5．V带传动轮系的优化设计[J].机械强度，2005（5）；EI收录。
6．Bifurcations of a parametrically excited oscillator with strong
nonlinearity.Chinese physics, 2002(10); SCI收录。
7．铸铁承压构件的横向变形研究[J].机械强度，2002（1）；EI收录。
8．航空发动机压气机转子叶片声激振试验研究[J].动力学与控制学报，2010（1）。
9．航空发动机转子叶片的声波激振机理探讨[J].湖南理工学院学报，2009（3）。
10．重型燃气轮机吊具有限元结构分析[J].湖南理工学院学报，2008（1）。
11．粱摆系统耦合振动分析[J]. 动力学与控制学报，2006（4）。
12．一类耦合强非线性系统的近似解[J].湖南理工学院学报，2006（4）。
13．一类非线性动力系统的时滞反馈分岔控制[J].国防科技大学学报，2005（5）。
14．铸铁压缩试样的鼓胀变形分析[J].钢铁研究学报，2001（6）。
15．承压灰口铸铁构件的强度分析[J].材料科学与工程，1999（4）。
16．弹塑性轮盘塑性区的实验应力换算[J].力学与实践，1999（2

发动机差距40年总有吧

一面美鳖强，一面土鳖弱，三代中推推比数字比大推好看有啥奇怪的

micory626 发表于 2012-10-10 20:28
发动机差距40年总有吧
太行和高推核心机搞出来前有，眼下差距应该缩短到了30年以内。

差距最大的可能还不是航发，而是海军的核动力，估计有40年的样子。

献

航空发动机转子叶片自由振动固有频率的数值计算方法 Numerical Calculation Method of Natural Frequency for Free vibration of Aero-engine Rotor Blade

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【作者】 余晶晶； 李克安； 陈岭；

YU Jing-jing1,LI Ke-an1,2,CHEN Ling1(1.College of Automobile and Mechanical Engineering,Changsha



【Author】

University of Science and Technology,Changsha 410076,China;2.College of Mechanical Engineering,Hunan Institu te of Science and Technology,Yueyang 414006,China)

【机构】 长沙理工大学汽车与机械工程学院； 湖南理工学院机械工程学院；

【摘要】 航空发动机转子叶片主要有以下三种振动形式:弯曲振动、扭转振动、弯扭耦合振动.在叶片的振动中,当强迫 振动的频率与叶片的固有频率相同时就会引起共振而造成叶片破坏,故知道叶片自由振动的固有频率就显得尤为重要. 根据有限元分析,叶片一阶振型表现为弯曲变形,二阶振型表现为扭转变形,本文分别讨论了叶片的自由弯曲振动及自由

湖南理工学院学报(自

扭转振动固有频率的理论计算方法,为航空发动机转子叶片振动理论做一些基础性的准备工作

天策府属 发表于 2012-10-10 20:36
太行和高推核心机搞出来前有，眼下差距应该缩短到了30年以内。

差距最大的可能还不是航发，而是海军的 ...
算上直升机的 我说的差距估计还有些保守

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美F-35B发动机涡轮叶片损坏首飞时间将推迟
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来源： 中国航空信息网  发布者：admin
热度1票  浏览2次 【共0条评论】【我要评论】 【濠滨论坛】时间：2009年4月15日 12:51
英国《飞行国际》2008年2月8日报道 洛克希德·马丁公司F-35的普惠公司F135动力装置2月4日遭到第2次涡轮叶片破坏,同一天,美国国防部力图第三次取消通用电气/罗罗公司F136替换发动机。
在飞行试验发动机(FTE)6验证试验期间，第3级低压涡轮叶片损坏，而该F135发动机计划安装于第一架短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机F-35B,即SF-1飞机上。这样，该机的首飞预计要延期。
STOVL F135发动机的第一次叶片损坏是在2007年8月的地面试验期间，这是因振动产生的高周疲劳破坏，而振动是由该叶片同第3级低压涡轮导向叶片上升气流交互作用所引起的。
普惠公司设计了一项验证试验故意激起振动，以确定每个涡轮叶片是否易于破坏。两架常规起降F135发动机，FTE 1 和3，已完成了验证试验并已批准飞行。
为了替换已损坏的STOVL发动机，普惠公司已计划于2月8日开始验证试验FTE 2，但是这次事故将推迟在洛克希德·马丁公司BF-1上开始试验推进系统。推迟多长时间尚未确定。(中国航空信息中心 洪山)
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