某现役发动机的后继机—WPX 发动机

1 引言
1993 年冬,SAeRI(沈阳航空发动机研究所)自行设计的祸喷发动机家族中又一名新成员
-WPX 涡喷发动机,在震耳欲聋的轰鸣声中装机首飞上天了.她是SAeRI 涡喷发动机系列
中的第五种型号.前四种型号分别是PFlA. HQ2,WP7ARWP7B.由图1 可以看出SAeRI 在
涡喷发动机技术方面经历了由简到致,由初级到高级,循序渐进不断发展的研究过程,PFlA
发动机只不过是一台供歼击/教练机用的结构简单固定喷口的小型单转子离心式涡喷发动
机.从研制HQ2 发动机开始,采用了轴流式压气机,加力燃烧室和可变面积喷管等技术.WP7
A 和WP7B 虽是在WP7 基础上改型设计的双转子涡喷发动机,但却在国内率先突破了当时具
有世界先进水平的高温涡轮气冷叶片技术.先后研制出锻造和铸造的气冷祸轮叶片,在发动
机上都获得了成功的应用,同时还首次采用了加力燃烧室分区分压供油技术.WPX 发动机在
强调技术继承性的基础上,有选择地采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室,定向凝固,无余量
精铸,复合冷却涡轮叶片,高级陶瓷涂层,数字式防喘系统和状态监控等多项先进技术,在国
内首次按GJB241-87+航空涡轮喷气和祸轮风扇发动机通用规范》研制的新m 高性能双转
子加力祸喷发动机.其单位推力和单位迎面推力两项设计指标接近80 年代中期世界先进水
平.该机于1987 年开始原型机研制计划1999 年设计定型.
2WPX 发动机的设计
2.1 某现役发动机的后继机—WPX 发动机
为改善飞机的飞行性能,同时又减少飞机换发的改动量,要求WPX 发动机在保持空气流
量,外廓尺寸,重量和安装节位置与某现役发动机相同或相近的前提下,大幅度改善发动机性
能为此,在WPX 发动机热力循环参数的选取上,采取了"三提高"的措施,即提高涡轮前温度
200℃以上,提高总增压比50%以上,提高加力温度100℃左右.与某现役发动机相比最大状
态推力提高了1696,而加力耗油率却降低了1296;不加力状态的性能改善幅度更大,中间状态
推力增大了29%,最大连续状态推力提高了2196.从而有可能在夏季使用不加力状态起飞.
2.2 发动机的结构设计力求降低风险
为减少技术风险.WPX 发动机的结构设计特别注重继承性,尽量采用成熟的结构设计;为
确保达性能指标,有选择地采用了一部份有予研基础和经过试验验证的新技术.该发动机的
承力系统和支点布局采用传统的内外混合传力方案,高,低压两个转子支承在五个轴承上.发
动机的基本结构剖视立体图如图2 所示.低压压气机四级;高压压气机七级;环形燃烧室有十
五
个带双油路空气雾化喷咀的头部;高压涡轮一级,其中导向叶片采用对流,撞击和气膜冷却,
................_
工作叶片(见图3)采用定向凝固镍基高沮合金先进材料无余量精铸和数控激光打孔等先进工
艺,以及对流,前缘撞击和气膜"三合一"的多孔回流复合冷却先进技术,祸轮外环喷徐氧化偌
高温陶瓷涂层;低压涡轮一级,其导向叶片为简单对流冷却,工作叶片为定向凝固精铸实心带
冠叶片,涡轮外环为小网格蜂窝结构;加力您烧室为全锥扩散器三圈带波梭裙边的V 形火焰
稳定器,全长隔热屏以及蜗轮蜗杆机械同步可调收敛喷管.
2.3 发动机的强度和寿命设计
发动机的强度和寿命设计是严格按国军标制定的型号规范要求进行的.材料容许的强度
和寿命性能数据以负三倍的标准差(-3 时为基准.发动机的机动过载和外部作用力如图4 所
示.要求发动机在向下,向前最大过载log,向上过载7g,向后和侧向过载4g 的条件下能良好工
作,不产生永久变形.承受上述数值1.5 倍的静载荷时发动机不破坏.型号规范不仅规定了发动
机寿命冷端件3000h,热端件1500h 还同时规定了低循环疲劳寿命要求和应力断裂/蠕变要求
(见表1),并明确指出要按表中给出循环数的两倍寿命目标和以材料的应力断裂寿命的一半进
行设计.根据飞机飞行包线,发动机构件受载状况和型号规范要求,在飞行包线边界上共选取
13 个静强度计算点;按飞行训练和作战经常使用的中,低空大负荷状态选取了8 个寿命计算点;
组合确定了200 多种安装节反力,支点反力,转/静子扭矩和轴向力载荷,进行了发动机静强度
和寿命计算.对压气机和涡轮叶片,轮盘,主轴,机匣,安装节等主要构件的静强度计算均符合
应力标准.转子动力学计算分析表明,发动机在工作转速范围内无弯曲型临界转速,裕度大于
2096.对各排叶片的振动计算和坎贝尔图分析表明没有低阶危险共振区.在飞行包线的16 个
状态点下进行的压力平衡计算表明,支点轴向力符合设计要求.
班1WPR 发动机设计工作循环
,ii
设计使
用寿命
(h)
低循环城劳要求(循环数)m 应力断裂/拐变要求.
那平面名飞
(0-.大一0)
会泊复飞
(反车-中周一怪韵
空中作盆
(.车一泛大一住车)
功率状右丁马井吸.时问(%)
冷件
30002 即刃100060(阅.
t 大口
最大中问
巡肮
空中待机
11000
巧阅0
3 的0
10700
禅平面
1.80
0.90
0.90
0.75
0a0
丈4
20070 5
热件
15UU13[旧印02 日阅.
①按表中所示循环数的两倍设什
②嫂表中要求,以材料应力断裂寿命的一半进行设计
⑧便用部门提供
④包括海平面起飞循环以担伤较大者为主循环
⑥全加力状态
⑥包括5%地面运转时间t 功率在sot's 以上)
2.4 发动机维护性设计
发动机的维护性设计不可能在设计图板上一次成功,而必须在"设计一试用一改进设计
一再试用一再改进"的多次反复过程中逐步完善.利用WPX 发动机的模型样机和金属样机提
前在飞机样机上试装,并请飞机设计,制造和使用,维修人员评审,是保证发动机维护性设计
质量的关键措施.对早期调整试飞中暴露出的维护性问题,认真研究,及时改进,是提高维护
{,
性设计水平的重要手段.WPX 发动机与某现役机相比,在维护性方面实现了以下七项改进:
1)前,后机身脱开时不必拆卸承力环和机尾罩,可节省很大部分拆装时的工作量;
2)主机及加力扩散器可以左,右发互换,能大量节省备份发动机的台数和费用;
3)采用蜗轮蜗杆机械同步装置,可保证喷管作动筒同步性好,不必频萦更换节流嘴调整
同步性,减少由此引起的高压液压油漏泄故障;
4)高压转速传感器可达性好,由原来的盲目拆装实现可视拆装;
5). T119 装电偶装在支板内,不易被外物打伤.采用了符合国际标准的NiCr-NiSi 偶丝,
克服了原NiCo-NiAIA 丝要求分三档准备备件的缺点;
6)数字式历程记录仪可自动记录工作时数,主循环,次循环数和高沮,大状态工作时间,
以及热端件寿命消耗指数,便于实现科学寿命管理.除有金属屑末信号器外,还在滑油箱放油
接头处增设磁性检测器,可与定期滑油光谱分析等手段结合,实现状态监控,故障早期发现;
7)滑油箱盖防丢设计,管路与接头防错设计.WPX 发动机在附件,管路数量增多的不利
条件下60 个维护点仍保持可达性.所需外场维护和检侧设备配套齐全,且大部分可与现役发
动机通用.
3WPX 发动机的试验
3.1 零,部件和子系统试验
遵循"部件试验在前,整机试车在后.的原则,完成了大量的零部件和子系统试骏.据不完
全统计,已完成约600 项试验,累计试验时数超过39000h.其中方案验证,部件性能调试试验为
370 项.例如高,低压压气机性能试验,进口流场崎变试验,主燃烧室1/3 扇形和全环性能试验,
高空点火试验,水流模拟试验,喷嘴雾化试验,燃烧室超温试验等,高压涡轮工作叶片和导向
叶片热冲击和冷却效果试验.高压涡轮工作叶片进行冷热疲劳试验5000 次循环,试验后无裂
纹,与美国F404 发动机高压涡轮叶片的冷热疲劳试验次数相同.此外,还进行了高空加力点火
试验,盘,轴及叶片光弹试验,轴承,中心锥齿轮等寿命试验,所有压气机和涡轮叶片的振动和
疲劳试验,以及外部管路的振频和应力侧量等.
按型号规范的严格要求进行了240 项考核试验.在两倍最大工作压力下进行了结构的压
力试验,在最高允许稳态转速的115%进行转子超转试验,在最高允许稳态转速的122%进行
轮盘破裂试验;按型号规范规定的总寿命的两倍进行转子和主要静子构件的低循环疲劳试验.
在上仰1050(相当'眼镜蛇'动作),900 俯冲,左,右最大坡度450 的各种飞行姿态下进行滑油系
统姿态试骏.电气系统和燃,滑油系统的附件进行了条件苛刻的环境试验(如:振动,冲击,加速
度,湿热,电磁兼容,霉菌,盐雾,电源特性,温度冲击,温度一高度,加速老化,室温持久,高温,
低温,汽蚀等试验).
3.2 发动机整机试车
据统计,发动机地面整机试车已累计运转3500h 以上.前期曾暴露出十几项技术问题,主
要有高,低压压气机匹配不好,喘振裕度小,压气机和涡轮叶片断裂,整机振动大,涡轮导向叶
片烧蚀,加力筒体裂纹和隔热屏过烧等.逐项攻克了这些技术关键以后,试车时数的增长变
快.除进行发动机性能调试,部件和系统的匹配调试,发动机温度,压力,应力与轴向力等多项
参数测量试车外,还按型号规范要求进行了高难度的13 项整机考核试车.例如在发动机转速
超转到103%时,在比涡轮排气最高允许沮度高出42℃的苛刻条件下进行持续5 分钟的发动
机
超温试车;在100.5%转速下进行断油30s 的发动机滑油中断试骏,远远超过了俄罗斯的断油
标准(17s).持久试车的载荷谱比实际工作和国内传统的标准都苛刻得多:中间和加力状态
时间比例高达32.596;加力状态的祸轮后温度比性能校准试车时提高8℃以上;每阶段(6h)试
车,甚至连模拟飞行最高M 数的进气加温试车,均要求"中间一全加力.连续工作20 分钟,部
份加力连续工作15 分钟.发动机还按规范进行了电源故障,吞水沐量高达空气流量的596)和
吞烟等恶劣条件的考核试验.这些都是我国发动机研制从来未遇到过的严格要求,一方面增
加了研制的难度,另一方面也促进了发动机技术的提高.
3.3 发动机商空试验
先后用六台WPX 发动机分别在暂冲式高空台,连续式高空台和飞行台上进行了八次高
空试验.目前累计高空试验超过80 小时.在飞行台上进行了空中起动(补氧,不补氧),推力瞬
变,接通/切断加力,风车状态,吞咽火药气体和防喘系统等项试验.在高空模拟试车台进行了
风车状态,空中起动,发动机稳态性能(包括中间和最大状态的H-V 特性,巡航特性,发动机
节流特性等),加力稳定性检查,进气加温加压循环和模拟飞机进气道出口流场晴变等试验.由
图5 可知,高空模拟试验状态点遥布飞行包线,达到了升限高度和最大M 数.在连续式高空舱
实测的推力高度一速度特性达到或优子计算性能(见图6).
3.4 发动机试飞
WPX 发动机装在某型超音速军用飞机上进行了试飞,目前已累积发动机飞行时数近500
小时.尽管在飞行前已按型号规范通过了24 项严格的飞行前鉴定试验(PFRT).但由于在地面
和商空台架的试验中不可能完全逼真地模拟装机飞行的真实工作条件,在试飞前期无例外的
必然会暴露出一些新间题.例如渗姆油,空中滑油消耗量超标,接通加力成功率低,部份加力
推力脉动,祸轮排气温度指示滞后,地面冷起动爆嫌,空中起动热悬挂,以及空中停车等.经过
分析和反复验证,均找准了故障原因,并采取有效措施,排除了故障.例如,在高空大M 数飞行
中曾发生喘振停车三次.经调整发动机二级加力状态,提高大M 数飞行时的高,低压转子转差
率,扩大了低压压气机喘振裕度;优化调整进气道斜板调节规律,改善了进气道与发动机的流
量匹配(见图7).经四台发动机,十八次大M 数飞行验证,证实已彻底排除了这一故障.随着一
个个问题的解决,发动机的可靠性大幅度地改善,飞行试验获得突破性进展.
4WPX 发动机的未来发展
WPX 发动机进一步发展的潜力很大(图8).只要对个别部件做一些局部改进,便可在外廓
尺寸不变的前提下使推力大幅度地提高.据估算,最大状态起飞推力可较快地增长到80KN 推
力级,以满足飞机对更大推力的需求.这种推力增大型还将装备全功能数字电子调节系
统(FADEC)和具有轴对称矢量收敛一扩散喷管,以适应未来军用飞机实现短距起落和超机动
飞行的特殊要求.
利用WPX 发动机的核心机和低压压气机放大改进型,可以派生发展一种高性能,低成本
的小涵道比加力涡扇发动机.其最大状态起飞推力可达83KN 以上,其中间状态推力为55KN
推力级.它适用于新的轻型歼击机,其不加力型则可用于教练/攻击机.
在WPX 发动机的基础上可以派生发展出一种输出功率为15000kW,热效率为30%以上
的工业或船用简单循环燃气轮机.还可以采用中冷一回热循环(ICR)(见图9).派生发展成输出
功率为25500kW,热效率为4196 以上的新一代船用燃气轮机.其突出的优点是直到4096 的部
份功率范围,其耗油率将一直保持在最低状态几乎不变.
5 结论
WPx 发动机是我国首次按GJB241-S7《航空涡轮喷气和祸轮风扇发动机通用规范》
自行研制的一种中等推力级的高性能双转子加力涡喷发动机.与现役中等推力涡喷发动机相
比,不仅性能有了大幅度提高,而且在维护性和总寿命方面也有明显改进.由于在设计时就贯
彻了飞机换发易改装的要求,所以特别适宜在我国歼x 和歼x 系列飞机上应用.该机在发动
机试验和试飞中取得了较大的进展,可望按预定计划实现设计定型.定型后,进一步发展的潜
力很大,可派生出推力增大型涡喷发动机,高性能,低成本小涵道比军用涡扇发动机和新一代
工业或船用燃气轮机.
参考文献
1 严成忠SARI 的航空发动机研制与发展,中国从空学会第三届动力年会,1993 年10 月,重庆
IO.H1995.He4ae9. 3axoua yupaaaesaR a XapaXTCPHCTexeAseauaeuumx Canoaax YcraHoBoK
李志广,卓为培.QC 一230(ICR)中冷回热循环舰用姗气轮机初步方案研究,沈阳航空发动机研
究所,1997
年弓月.
Ben.Fultonm. Marine WR 一21 Succeeds in 500 一hour ICR Production Engine Test Program.
GAS TURBINE WORLD. Nov 一Dec, 1997
单转子
离心式
压气机.加力坦烧室
变面积喷管
,双转子
.气冷渴轮叶片.
'加力分区
.分压供油
环形娜烧室
气动价化峨,
定向结.台金
无余月相幼
泣合冷却润轮叶片
策鱿
月.今
图1 SAeRI 的涡喷发动机系列
'刁诵!刁!!
图3 m 发动机的定向凝固复合冷却祸轮叶片
16
1 载荷系数,角速度和角加速度应取
在发动机重心或重心附近处
2 侧向级荷系数作用在任意一侧
3A 和a,是俯仰角速度和角加速度
前4'和犷是偏航角速度和角加速度
5 向下蔽荷发生在拉起时
6 向前载荷发生在着陆刹车时
上11-
飞行
(o 到最大推力)
A'=士firad/s'
击,训
9=土grad/s'
侧向载荷=4 刀
A =0
侧向载荷二1.5
侧向载荷二2 刀(0 到是大推力)
A =0} =o
士14 弧度/秒,
士6 弧度/秒,
一---
扩训
图4 外部作用力
高度
舀a
劫
0O
几O
O
a x 瓦
x 笼'
龙盆X
0
0
— 飞行包线
甘冲式高空筑拟
试军台高空试脸
连续式高空皿拟!
试车台空中起动i
.连续式高空樱拟试车台
离空试脸'J
M 致
图5WPX 发动机的高空台试验点分布
创长形挂创r 侧
注侣盆万空峨
招谧军台日甘
一叶耳.离改皿
住力
压气抓月压比
图7 进气道与发动机匹配的调整
鱿欣
SIB WP=助帆空中.大状全.力的
城.住Att 林对比
离性能低成本
小涵通比祸周
F > 83KN
推力增大型涡喷
Pz80KN
WPK 揭喷发动机
P--72KN
简单循环娜气轮机
,>15000KN1CRIfg 然黔
n>30%n>斗1%
图8WPX 发动机的派生发展
推进器
动力涡轮
图9 中冷一回热循环((ICR)
181 引言
1993 年冬,SAeRI(沈阳航空发动机研究所)自行设计的祸喷发动机家族中又一名新成员
-WPX 涡喷发动机,在震耳欲聋的轰鸣声中装机首飞上天了.她是SAeRI 涡喷发动机系列
中的第五种型号.前四种型号分别是PFlA. HQ2,WP7ARWP7B.由图1 可以看出SAeRI 在
涡喷发动机技术方面经历了由简到致,由初级到高级,循序渐进不断发展的研究过程,PFlA
发动机只不过是一台供歼击/教练机用的结构简单固定喷口的小型单转子离心式涡喷发动
机.从研制HQ2 发动机开始,采用了轴流式压气机,加力燃烧室和可变面积喷管等技术.WP7
A 和WP7B 虽是在WP7 基础上改型设计的双转子涡喷发动机,但却在国内率先突破了当时具
有世界先进水平的高温涡轮气冷叶片技术.先后研制出锻造和铸造的气冷祸轮叶片,在发动
机上都获得了成功的应用,同时还首次采用了加力燃烧室分区分压供油技术.WPX 发动机在
强调技术继承性的基础上,有选择地采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室,定向凝固,无余量
精铸,复合冷却涡轮叶片,高级陶瓷涂层,数字式防喘系统和状态监控等多项先进技术,在国
内首次按GJB241-87+航空涡轮喷气和祸轮风扇发动机通用规范》研制的新m 高性能双转
子加力祸喷发动机.其单位推力和单位迎面推力两项设计指标接近80 年代中期世界先进水
平.该机于1987 年开始原型机研制计划1999 年设计定型.
2WPX 发动机的设计
2.1 某现役发动机的后继机—WPX 发动机
为改善飞机的飞行性能,同时又减少飞机换发的改动量,要求WPX 发动机在保持空气流
量,外廓尺寸,重量和安装节位置与某现役发动机相同或相近的前提下,大幅度改善发动机性
能为此,在WPX 发动机热力循环参数的选取上,采取了"三提高"的措施,即提高涡轮前温度
200℃以上,提高总增压比50%以上,提高加力温度100℃左右.与某现役发动机相比最大状
态推力提高了1696,而加力耗油率却降低了1296;不加力状态的性能改善幅度更大,中间状态
推力增大了29%,最大连续状态推力提高了2196.从而有可能在夏季使用不加力状态起飞.
2.2 发动机的结构设计力求降低风险
为减少技术风险.WPX 发动机的结构设计特别注重继承性,尽量采用成熟的结构设计;为
确保达性能指标,有选择地采用了一部份有予研基础和经过试验验证的新技术.该发动机的
承力系统和支点布局采用传统的内外混合传力方案,高,低压两个转子支承在五个轴承上.发
动机的基本结构剖视立体图如图2 所示.低压压气机四级;高压压气机七级;环形燃烧室有十
五
个带双油路空气雾化喷咀的头部;高压涡轮一级,其中导向叶片采用对流,撞击和气膜冷却,
................_
工作叶片(见图3)采用定向凝固镍基高沮合金先进材料无余量精铸和数控激光打孔等先进工
艺,以及对流,前缘撞击和气膜"三合一"的多孔回流复合冷却先进技术,祸轮外环喷徐氧化偌
高温陶瓷涂层;低压涡轮一级,其导向叶片为简单对流冷却,工作叶片为定向凝固精铸实心带
冠叶片,涡轮外环为小网格蜂窝结构;加力您烧室为全锥扩散器三圈带波梭裙边的V 形火焰
稳定器,全长隔热屏以及蜗轮蜗杆机械同步可调收敛喷管.
2.3 发动机的强度和寿命设计
发动机的强度和寿命设计是严格按国军标制定的型号规范要求进行的.材料容许的强度
和寿命性能数据以负三倍的标准差(-3 时为基准.发动机的机动过载和外部作用力如图4 所
示.要求发动机在向下,向前最大过载log,向上过载7g,向后和侧向过载4g 的条件下能良好工
作,不产生永久变形.承受上述数值1.5 倍的静载荷时发动机不破坏.型号规范不仅规定了发动
机寿命冷端件3000h,热端件1500h 还同时规定了低循环疲劳寿命要求和应力断裂/蠕变要求
(见表1),并明确指出要按表中给出循环数的两倍寿命目标和以材料的应力断裂寿命的一半进
行设计.根据飞机飞行包线,发动机构件受载状况和型号规范要求,在飞行包线边界上共选取
13 个静强度计算点;按飞行训练和作战经常使用的中,低空大负荷状态选取了8 个寿命计算点;
组合确定了200 多种安装节反力,支点反力,转/静子扭矩和轴向力载荷,进行了发动机静强度
和寿命计算.对压气机和涡轮叶片,轮盘,主轴,机匣,安装节等主要构件的静强度计算均符合
应力标准.转子动力学计算分析表明,发动机在工作转速范围内无弯曲型临界转速,裕度大于
2096.对各排叶片的振动计算和坎贝尔图分析表明没有低阶危险共振区.在飞行包线的16 个
状态点下进行的压力平衡计算表明,支点轴向力符合设计要求.
班1WPR 发动机设计工作循环
,ii
设计使
用寿命
(h)
低循环城劳要求(循环数)m 应力断裂/拐变要求.
那平面名飞
(0-.大一0)
会泊复飞
(反车-中周一怪韵
空中作盆
(.车一泛大一住车)
功率状右丁马井吸.时问(%)
冷件
30002 即刃100060(阅.
t 大口
最大中问
巡肮
空中待机
11000
巧阅0
3 的0
10700
禅平面
1.80
0.90
0.90
0.75
0a0
丈4
20070 5
热件
15UU13[旧印02 日阅.
①按表中所示循环数的两倍设什
②嫂表中要求,以材料应力断裂寿命的一半进行设计
⑧便用部门提供
④包括海平面起飞循环以担伤较大者为主循环
⑥全加力状态
⑥包括5%地面运转时间t 功率在sot's 以上)
2.4 发动机维护性设计
发动机的维护性设计不可能在设计图板上一次成功,而必须在"设计一试用一改进设计
一再试用一再改进"的多次反复过程中逐步完善.利用WPX 发动机的模型样机和金属样机提
前在飞机样机上试装,并请飞机设计,制造和使用,维修人员评审,是保证发动机维护性设计
质量的关键措施.对早期调整试飞中暴露出的维护性问题,认真研究,及时改进,是提高维护
{,
性设计水平的重要手段.WPX 发动机与某现役机相比,在维护性方面实现了以下七项改进:
1)前,后机身脱开时不必拆卸承力环和机尾罩,可节省很大部分拆装时的工作量;
2)主机及加力扩散器可以左,右发互换,能大量节省备份发动机的台数和费用;
3)采用蜗轮蜗杆机械同步装置,可保证喷管作动筒同步性好,不必频萦更换节流嘴调整
同步性,减少由此引起的高压液压油漏泄故障;
4)高压转速传感器可达性好,由原来的盲目拆装实现可视拆装;
5). T119 装电偶装在支板内,不易被外物打伤.采用了符合国际标准的NiCr-NiSi 偶丝,
克服了原NiCo-NiAIA 丝要求分三档准备备件的缺点;
6)数字式历程记录仪可自动记录工作时数,主循环,次循环数和高沮,大状态工作时间,
以及热端件寿命消耗指数,便于实现科学寿命管理.除有金属屑末信号器外,还在滑油箱放油
接头处增设磁性检测器,可与定期滑油光谱分析等手段结合,实现状态监控,故障早期发现;
7)滑油箱盖防丢设计,管路与接头防错设计.WPX 发动机在附件,管路数量增多的不利
条件下60 个维护点仍保持可达性.所需外场维护和检侧设备配套齐全,且大部分可与现役发
动机通用.
3WPX 发动机的试验
3.1 零,部件和子系统试验
遵循"部件试验在前,整机试车在后.的原则,完成了大量的零部件和子系统试骏.据不完
全统计,已完成约600 项试验,累计试验时数超过39000h.其中方案验证,部件性能调试试验为
370 项.例如高,低压压气机性能试验,进口流场崎变试验,主燃烧室1/3 扇形和全环性能试验,
高空点火试验,水流模拟试验,喷嘴雾化试验,燃烧室超温试验等,高压涡轮工作叶片和导向
叶片热冲击和冷却效果试验.高压涡轮工作叶片进行冷热疲劳试验5000 次循环,试验后无裂
纹,与美国F404 发动机高压涡轮叶片的冷热疲劳试验次数相同.此外,还进行了高空加力点火
试验,盘,轴及叶片光弹试验,轴承,中心锥齿轮等寿命试验,所有压气机和涡轮叶片的振动和
疲劳试验,以及外部管路的振频和应力侧量等.
按型号规范的严格要求进行了240 项考核试验.在两倍最大工作压力下进行了结构的压
力试验,在最高允许稳态转速的115%进行转子超转试验,在最高允许稳态转速的122%进行
轮盘破裂试验;按型号规范规定的总寿命的两倍进行转子和主要静子构件的低循环疲劳试验.
在上仰1050(相当'眼镜蛇'动作),900 俯冲,左,右最大坡度450 的各种飞行姿态下进行滑油系
统姿态试骏.电气系统和燃,滑油系统的附件进行了条件苛刻的环境试验(如:振动,冲击,加速
度,湿热,电磁兼容,霉菌,盐雾,电源特性,温度冲击,温度一高度,加速老化,室温持久,高温,
低温,汽蚀等试验).
3.2 发动机整机试车
据统计,发动机地面整机试车已累计运转3500h 以上.前期曾暴露出十几项技术问题,主
要有高,低压压气机匹配不好,喘振裕度小,压气机和涡轮叶片断裂,整机振动大,涡轮导向叶
片烧蚀,加力筒体裂纹和隔热屏过烧等.逐项攻克了这些技术关键以后,试车时数的增长变
快.除进行发动机性能调试,部件和系统的匹配调试,发动机温度,压力,应力与轴向力等多项
参数测量试车外,还按型号规范要求进行了高难度的13 项整机考核试车.例如在发动机转速
超转到103%时,在比涡轮排气最高允许沮度高出42℃的苛刻条件下进行持续5 分钟的发动
机
超温试车;在100.5%转速下进行断油30s 的发动机滑油中断试骏,远远超过了俄罗斯的断油
标准(17s).持久试车的载荷谱比实际工作和国内传统的标准都苛刻得多:中间和加力状态
时间比例高达32.596;加力状态的祸轮后温度比性能校准试车时提高8℃以上;每阶段(6h)试
车,甚至连模拟飞行最高M 数的进气加温试车,均要求"中间一全加力.连续工作20 分钟,部
份加力连续工作15 分钟.发动机还按规范进行了电源故障,吞水沐量高达空气流量的596)和
吞烟等恶劣条件的考核试验.这些都是我国发动机研制从来未遇到过的严格要求,一方面增
加了研制的难度,另一方面也促进了发动机技术的提高.
3.3 发动机商空试验
先后用六台WPX 发动机分别在暂冲式高空台,连续式高空台和飞行台上进行了八次高
空试验.目前累计高空试验超过80 小时.在飞行台上进行了空中起动(补氧,不补氧),推力瞬
变,接通/切断加力,风车状态,吞咽火药气体和防喘系统等项试验.在高空模拟试车台进行了
风车状态,空中起动,发动机稳态性能(包括中间和最大状态的H-V 特性,巡航特性,发动机
节流特性等),加力稳定性检查,进气加温加压循环和模拟飞机进气道出口流场晴变等试验.由
图5 可知,高空模拟试验状态点遥布飞行包线,达到了升限高度和最大M 数.在连续式高空舱
实测的推力高度一速度特性达到或优子计算性能(见图6).
3.4 发动机试飞
WPX 发动机装在某型超音速军用飞机上进行了试飞,目前已累积发动机飞行时数近500
小时.尽管在飞行前已按型号规范通过了24 项严格的飞行前鉴定试验(PFRT).但由于在地面
和商空台架的试验中不可能完全逼真地模拟装机飞行的真实工作条件,在试飞前期无例外的
必然会暴露出一些新间题.例如渗姆油,空中滑油消耗量超标,接通加力成功率低,部份加力
推力脉动,祸轮排气温度指示滞后,地面冷起动爆嫌,空中起动热悬挂,以及空中停车等.经过
分析和反复验证,均找准了故障原因,并采取有效措施,排除了故障.例如,在高空大M 数飞行
中曾发生喘振停车三次.经调整发动机二级加力状态,提高大M 数飞行时的高,低压转子转差
率,扩大了低压压气机喘振裕度;优化调整进气道斜板调节规律,改善了进气道与发动机的流
量匹配(见图7).经四台发动机,十八次大M 数飞行验证,证实已彻底排除了这一故障.随着一
个个问题的解决,发动机的可靠性大幅度地改善,飞行试验获得突破性进展.
4WPX 发动机的未来发展
WPX 发动机进一步发展的潜力很大(图8).只要对个别部件做一些局部改进,便可在外廓
尺寸不变的前提下使推力大幅度地提高.据估算,最大状态起飞推力可较快地增长到80KN 推
力级,以满足飞机对更大推力的需求.这种推力增大型还将装备全功能数字电子调节系
统(FADEC)和具有轴对称矢量收敛一扩散喷管,以适应未来军用飞机实现短距起落和超机动
飞行的特殊要求.
利用WPX 发动机的核心机和低压压气机放大改进型,可以派生发展一种高性能,低成本
的小涵道比加力涡扇发动机.其最大状态起飞推力可达83KN 以上,其中间状态推力为55KN
推力级.它适用于新的轻型歼击机,其不加力型则可用于教练/攻击机.
在WPX 发动机的基础上可以派生发展出一种输出功率为15000kW,热效率为30%以上
的工业或船用简单循环燃气轮机.还可以采用中冷一回热循环(ICR)(见图9).派生发展成输出
功率为25500kW,热效率为4196 以上的新一代船用燃气轮机.其突出的优点是直到4096 的部
份功率范围,其耗油率将一直保持在最低状态几乎不变.
5 结论
WPx 发动机是我国首次按GJB241-S7《航空涡轮喷气和祸轮风扇发动机通用规范》
自行研制的一种中等推力级的高性能双转子加力涡喷发动机.与现役中等推力涡喷发动机相
比,不仅性能有了大幅度提高,而且在维护性和总寿命方面也有明显改进.由于在设计时就贯
彻了飞机换发易改装的要求,所以特别适宜在我国歼x 和歼x 系列飞机上应用.该机在发动
机试验和试飞中取得了较大的进展,可望按预定计划实现设计定型.定型后,进一步发展的潜
力很大,可派生出推力增大型涡喷发动机,高性能,低成本小涵道比军用涡扇发动机和新一代
工业或船用燃气轮机.
参考文献
1 严成忠SARI 的航空发动机研制与发展,中国从空学会第三届动力年会,1993 年10 月,重庆
IO.H1995.He4ae9. 3axoua yupaaaesaR a XapaXTCPHCTexeAseauaeuumx Canoaax YcraHoBoK
李志广,卓为培.QC 一230(ICR)中冷回热循环舰用姗气轮机初步方案研究,沈阳航空发动机研
究所,1997
年弓月.
Ben.Fultonm. Marine WR 一21 Succeeds in 500 一hour ICR Production Engine Test Program.
GAS TURBINE WORLD. Nov 一Dec, 1997
单转子
离心式
压气机.加力坦烧室
变面积喷管
,双转子
.气冷渴轮叶片.
'加力分区
.分压供油
环形娜烧室
气动价化峨,
定向结.台金
无余月相幼
泣合冷却润轮叶片
策鱿
月.今
图1 SAeRI 的涡喷发动机系列
'刁诵!刁!!
图3 m 发动机的定向凝固复合冷却祸轮叶片
16
1 载荷系数,角速度和角加速度应取
在发动机重心或重心附近处
2 侧向级荷系数作用在任意一侧
3A 和a,是俯仰角速度和角加速度
前4'和犷是偏航角速度和角加速度
5 向下蔽荷发生在拉起时
6 向前载荷发生在着陆刹车时
上11-
飞行
(o 到最大推力)
A'=士firad/s'
击,训
9=土grad/s'
侧向载荷=4 刀
A =0
侧向载荷二1.5
侧向载荷二2 刀(0 到是大推力)
A =0} =o
士14 弧度/秒,
士6 弧度/秒,
一---
扩训
图4 外部作用力
高度
舀a
劫
0O
几O
O
a x 瓦
x 笼'
龙盆X
0
0
— 飞行包线
甘冲式高空筑拟
试军台高空试脸
连续式高空皿拟!
试车台空中起动i
.连续式高空樱拟试车台
离空试脸'J
M 致
图5WPX 发动机的高空台试验点分布
创长形挂创r 侧
注侣盆万空峨
招谧军台日甘
一叶耳.离改皿
住力
压气抓月压比
图7 进气道与发动机匹配的调整
鱿欣
SIB WP=助帆空中.大状全.力的
城.住Att 林对比
离性能低成本
小涵通比祸周
F > 83KN
推力增大型涡喷
Pz80KN
WPK 揭喷发动机
P--72KN
简单循环娜气轮机
,>15000KN1CRIfg 然黔
n>30%n>斗1%
图8WPX 发动机的派生发展
推进器
动力涡轮
图9 中冷一回热循环((ICR)
18