核心機技術發展研究

■ 韓玉琪 董芃呈 王翔宇 / 中國航發研究院

20世紀60年代以來，美國空軍通過核心機計劃開展技術驗證和提高技術成熟度，建立了豐富的經過驗證的核心機關鍵技術儲備，此后投入使用的先進航空發動機均為這一技術途徑的產物。

由高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪組成的發動機核心機（如圖1線框內所示），包括了推進系統中溫度最高、壓力最大、轉速最高的組件，其成本和周期在發動機研制中占比重大，是發動機研制主要難點和關鍵技術最集中的部分。據統計，發動機研制過程中發生的80%以上的技術問題都與核心機密切相關。

圖1 美國F119發動機的核心機

核心機研究的起源

20世紀50年代后期，受“要導彈不要飛機”發展思路的影響，美國航空發動機技術的研究和發展縮減到了最小規模，技術水平和發展速度也落后于蘇聯。同時，飛機對發動機的需求也更具有針對性，特別是加力渦扇發動機的出現，使發動機各部件之間的匹配問題變得更加突出。在研究經費大幅減少的情況下，為降低發動機型號研制中的技術風險，確保發動機研制成功，美國在航空發動機技術的發展中增加了一個預先發展階段，即在將技術研究成果用于型號研制以前，盡可能在接近發動機真實工作狀態下進行試驗和驗證。

1959年，美國空軍航空推進實驗室（后并入美國空軍研究實驗室）正式向國防部提出了優先發展包括高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪3大關鍵部件的燃氣發生器（核心機）的想法，對應用研究中發展的3大部件技術進行驗證，并開始實施輕型燃氣發生器（LWGG）計劃。1963年，LWGG計劃取得初步成功，美國國防部開始撥專款予以支持，并將其更名為先進渦輪發動機燃氣發生器(ATEGG)計劃。該計劃利用應用研究中獲得的先進部件組成核心機，并在真實環境狀態下考核這些部件和核心機的性能。

為與ATEGG計劃相配合，美國空軍在1967年開始實施飛機推進分系統綜合（APSI）計劃，目的是發展低壓系統部件技術，如進氣道、風扇、低壓渦輪、加力燃燒室、噴管和調節系統等。利用APSI計劃發展核心機以外的部件和系統技術，是美國航空發動機技術發展中不可或缺的一個環節，這一途徑也一直沿用至今。20世紀70年代，為集成驗證ATEGG計劃和APSI計劃的研究成果，美國開始實施聯合技術驗證機（JTDE）計劃，將上述兩項計劃的研究成果綜合起來，組成一臺可工作的發動機，并驗證所需的先進技術。

驗證核心機的發展歷程

ATEGG 計劃由空軍推進實驗室管理，年度經費平均為3000萬～4000萬美元。ATEGG計劃是一個持續發展的計劃，在1988年以后作為綜合高性能渦輪發動機技術（IHPTET）計劃的子計劃繼續實施。在隨后的VAATE計劃中，通用核心機（MACE）成為重點研究的3大技術領域之一，分別是通用核心機、智能發動機、耐久性。截至目前，美國已形成了10代驗證核心機（見表1），每一代技術驗證核心機都在前代基礎上改進發展，具有連續性和繼承性。

通過長期的摸索，在核心機驗證技術的基礎上，美國得出了航空發動機技術“基礎研究—部件—核心機—技術驗證機—工程驗證機—原型機”的發展途徑和規律。通過核心機和技術驗證機，使發動機部件和系統技術在用于型號研制之前就在真實的發動機環境中得到驗證，充分暴露問題。通過不斷改進，核心機和驗證機不僅是先進技術的驗證平臺，也是型號發展的基礎，同時還發揮了篩選技術的重要作用。

從美國核心機發展的歷程可以看出，采用成熟核心機衍生發展發動機產品的主要優點包括：一是原核心機的可靠性、耐久性和維修性得到繼承和提高；二是大量成熟技術得到繼承，創新的相對較少，技術臺階低，研制難度小，可節省研制經費、縮短研制周期、降低研制風險；三是創新的先進技術提前在發動機產品中得到驗證和成熟度提升，降低了下一代全新研制產品的風險和費用；四是可以對軍民用戶的不同任務需求做出快速反應，迅速形成產品，例如，GE航空集團的民用發動機CF34-10的研制周期僅為24個月。

表1 美國主要的驗證核心機發展情況

核心機衍生發展發動機產品

核心機衍生發展發動機產品的理論基礎

從理論上來說，沒有統一的發動機類型或固定的工作過程參數組合能以最佳方式適用于不同用途的飛機。針對不同的用途設計渦扇發動機時，在設計點上可以獨立地選取發動機的工作過程參數，來綜合平衡單位推力和耗油率的需求，具體的考慮主要有以下幾條：一是在渦輪葉片材料水平、冷卻技術和期望壽命的綜合考量下，選取盡可能高的渦輪前總溫，以提高單位推力和循環熱效率；二是總增壓比的選取主要考慮單位推力和耗油率的比例分配，在最佳增壓比附近對應較大的單位推力,選取比最佳增壓比更大一些的增壓比則可降低耗油率；三是混合排氣渦扇發動機有內、外涵道氣流總壓在混合室進口近似相等的條件限制，要獲得大的單位推力，就必須要有較高的風扇壓比，同時，在給定的壓氣機壓比和渦輪前總溫情況下,風扇的高壓比則導致低涵道比；四是分別排氣渦扇發動機有內、外涵噴管出口速度近似相等的條件限制，為了追求經濟性，渦輪前總溫、高壓氣機增壓比使發動機具有較高的循環熱效率，高涵道比使推進效率較大，同時高涵道比使得風扇壓比的最佳值減小。

全新研制渦扇發動機時，在完成高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪部件預研后，集成為核心機開展迭代試驗，一般需要2～3年，以評定性能穩定性和構件的結構完整性，解決部件之間的匹配問題，驗證內容包括：高壓壓氣機喘振裕度、效率、出口流場及與燃燒室的相容性；燃燒室的溫度場、熱點溫度對高壓渦輪的影響；高壓渦輪效率、冷卻效果、渦輪前溫度等；3大部件的材料特性、新工藝、部件使用壽命也可以根據需要在核心機上考核。此外，考慮到后續衍生系列發展的需求，核心機應有一定的高壓壓氣機性能儲備、燃氣溫度儲備、轉速儲備，以及可供傳輸大功率和大扭矩的低壓軸穿過的幾何儲備。

基于成熟的核心機，可采用匹配不同低壓部件的方式來衍生發展發動機產品，具體包括：對于混合排氣渦扇發動機，可采用混合室的進口內、外涵道氣流總壓近似相等為風扇壓比、涵道比是否合適的判定準則，并同時確保推力滿足衍生需求；對于分排渦扇發動機，可采用內、外涵噴管出口速度近似相等為風扇壓比、涵道比是否合適的判定準則，并同時確保推力滿足衍生需求。

核心機衍生發展發動機產品的主要方式

ATEGG計劃最初的目的是在研究經費不足的情況下，重點開發驗證核心機。隨著該計劃的發展，美國20世紀70年代后投入使用的先進航空發動機都是這一技術途徑的產物，例如，F119基于XTC-65核心機，F100 基于JTF-22的核心機。在產品研發中，可采用在核心機平臺上驗證過的新技術來改進已有型號，滿足新的需求；也可選擇合適的驗證核心機平臺研制型號核心機，進而衍生發展系列發動機，滿足廣泛的動力需求。核心機衍生發展發動機產品的主要方式有以下幾種。

圖2 F101核心機的衍生系列化發展

一是核心機不動，改低壓部件。例如，F101發動機與F110-GE-100發動機。F110-GE-100發動機的風扇是F404發動機風扇的比例放大；核心機與F101發動機的基本相同，為了適應直徑減小的風扇流路，少量改動了高壓壓氣機靜子的作動系統、放氣系統、燃油管路和燃燒室機匣的后部構件；低壓渦輪以F101發動機的低壓渦輪為基礎重新設計；加力燃燒室是F101發動機燃燒室的縮小型，噴管基于F101和F404發動機的噴管改型。

二是改變流道件或者改變高壓軸轉速。例如，F110-GE-100發動機 與F110-GE-129發 動 機。F110-GE-129發動機繼承了F110-GE-100發動機81%的零部件；使用新材料，提高了渦輪進口溫度和轉子速度，增大了渦輪壓力；采用改進性能的全權限數字式電子控制（FADEC）系統，代替了模擬式電子控制器和機械-液壓式控制器。

三是核心機加減級。增加級數的如F100-PW-220發動機與F100-PW-229發動機，將9級高壓壓氣機的前4級改成5級，增大了流量。減少級數的如GE90-76B發動機與GE90-90B發動機，GE90-90B發動機按照三維氣動力技術設計高壓壓氣機葉片，并取消了第10級，總級數減少為9級。

四是核心機按比例縮放。例如，英國羅羅公司的遄達 800發動機與遄達900發動機。遄達900發動機高壓壓氣機是遄達800按90%比例的縮小型；遄達900高壓渦輪幾何尺寸基本與遄達800相同，高壓渦輪的轉速比遄達800高。

核心機衍生發展發動機產品的典型代表

GE航空集團將經過充分考驗和鑒定的F101發動機作為通用核心機，改型研制了多型發動機（如圖2所示），F110發動機配裝F-15和F-16飛機使用，發展了F118發動機配裝B-2遠程轟炸機，改進改型發展了CFM56發動機。其中，CFM56發動機是民用航空發動機界的傳奇，迄今為止累計交付超過30000臺，累計飛行超過10億h，自1979年取得適航證以來，共衍生發展出CFM56-2、CFM56-3、CFM56-5、CFM56-7等4個系列、20多個改型，推力范圍為82.3 ～151.2kN。

結束語

美國軍工領域有句口頭禪：“今天的研究是明天的技術，明天的技術就是后天的產品。”這句話在核心機的發展及作用上得到了充分的體現。核心機的最初目的是為了驗證技術，提高技術成熟度，但隨著該計劃的發展，美國20世紀70年代后投入使用的先進航空發動機都是這一技術途徑的產物，可以說衍生發展發動機產品是其水到渠成的結果。