台风战斗机 EJ200发动机的结构特点|陈光谈航发91

1 EJ200研制历程

EJ200发动机(见图1)是英国罗·罗公司、联邦德国 MTU 公司、意大利菲亚特公司和西班牙塞纳尔公司合作组成的欧洲喷气涡轮公司为欧洲战斗机(EFA)即后来的EF2000“台风”研制的。

该发动机的首台设计验证机于1988年11月在 MTU公司进行了试验,试验中,推力超过了研制阶段所确定的指标,温度也在规定的极限内。后来生产了14台原型机即EJ200 01A,用以验证发动机的设计与可靠性,首台原型机于1991年试车。

前3台原型机用于验证设计,另外11台用于加速模拟任务耐久性试车(ASMET)。EJ200的预生产型 03A发动机装在EF2000发展型 DA3于1995年6月首飞,1997年4月完成了飞行审定。在此之前,发动机共进行了超过10000h的试车,包括2800h的高空台试车。

欧洲喷气涡轮公司于1991年1月获得为148架台风用的363台EJ200发动机的订货;用于首架生产型台风的首两台生产型发动机于2001年7月12日交付英宇航公司,2003年7月8日台风完成了定型论证书的签署,标志台风及其EJ200发动机正式投入使用。

图1、EJ200发动机简图

2 设计准则

为满足四国空军参谋部对 EFA提出的要求,欧洲喷气涡轮公司为 EJ200确定的设计准则是:

(1)加力推力为90kN; 

(2)核心发动机尺寸要求足够大,以提供大空气量和推力;

 (3)高的推重比(约10),以便飞机获得良好的格斗性能; 

(4)低的加力与不加力耗油率;

 (5)长的压气机和涡轮叶片寿命,以降低全寿命期费用;

 (6)留有较大的空气流量与温度裕度,以满足日后提高推力的要求; 

(7)良好的可靠性与可维护性。

经过多方案设计分析、研究,以及经过多台发动机的调试,得到的 EJ200循环参数是:涵道比为0.4,风扇压比为4.21,高压压气机增压比为 6.2,总增压比为 26,涡轮前温度为1750K,空气流量为71.18kg/s。发动机的加力推力与不加力推力分别为90kN 和60kN,耗油率分别为23g/kN·s和49.8g/kN·s。

3 部件与系统的结构特点

EJ200为双转子加力式低涵道比涡扇发动机,罗·罗公司的 XG40为它验证了所需要的技术。该发动机的结构设计基本上与XG40相同,由3级风扇、5级高压压气机、具有空气雾化喷嘴的环形蒸发燃烧室、单级高低压涡轮、加力燃烧室和收敛扩散式可调喷口组成。

整台发动机有5个支点,共用2个滑油腔室、2个承力框架。由于采用了大量先进技术,不仅使它的结构较以前的由罗·罗公司研制的战斗机发动机(如“斯贝”MK202和 RB199)简单得多,而且尺寸也小得多(见图2)。在相同尺寸条件下,RB199的零组件数为2845件,而 EJ200仅为1800余件,但后者的推力却较前者约大50%。 

 图2、三种发动机的尺寸和结构比较(在推力相同条件下)

3.1 转子支承

EJ200发动机转子支承方案(见图3)不同于其他战斗机用发动机的方案,图4示出的支承方案是目前采用得较为广泛的形式(F101、F404、F110、F119等采用),图3和图4两者对比,可以看出它的特点:

图3、 EJ200发动机转子支承方案简图

3.1.1 风扇转子悬臂支承

在风扇部件中,由于无进口导流叶片,因此采用了类似高涵道比涡扇发动机的支点布局,即3级风扇转子悬臂地支承着。而在F404等发动机中,由于有进口可变弯度进口导流叶片,可利用进口导流叶片固定不动的前缘部分作为传力的承力件,因此在1级风扇前设一支点,风扇转子由前后支点来支承。

3.1.2 高低压涡轮间承力框架

高压涡轮后支点及低压涡轮前支点均支承于高低压涡轮间承力框架上,这是继承罗·罗公司三转子发动机中采用的传统设计,而 F404等发动机则是通过中介轴承将高压涡轮支承于低压转子上。

图4、 F404发动机转子支承方案简图

3.1.3 圆弧端齿联轴器

EJ200发动机中在3处采用了圆弧端齿联轴器,即装3号滚珠轴承的高压压气机前短轴与高压压气机前轴间、高压压气机后轴与高压涡轮前轴间和低压涡轮后轴与低压涡轮轴间。

采用圆弧端齿联轴器使装拆简单,特别是使滚珠轴承的装拆方便,易于在外场进行单元体更换;另外还能解决热定心问题,这是欧洲几家航空发动机公司常采用的结构。

3.1.4 风扇转子通过中间轴与低压涡轮轴相连接

为了便于风扇转子的滚珠轴承装拆问题,EJ200采用了一种独特的设计,它的低压涡轮轴不像其他发动机直接与风扇轴相连,而是通过套齿与中间轴(图5)相连,中间轴再与1级风扇盘后轴通过套齿相连。

1号滚棒轴承、2号滚珠轴承均装在中间轴上。装配时,滚珠轴承先加热套装到中间轴上并固定于轴承座中,再将风扇转子插入中间轴中,用大螺母将其拧紧即可。

图5、EJ200的风扇

3.2 风 扇

3级风扇(图5)的叶片均为宽弦设计,除不需设置进口可变弯度导向叶片外,叶身无减振凸肩,并按损伤容限准则设计。第1~2级转子叶片用燕尾形榫头与轮盘相连,轮盘则通过鼓环焊接一体。

第3级风扇为整体叶盘结构,即叶片底座用电子束焊接方法焊到轮盘的轮缘处。为避免叶片的某些损坏而使整个转子报废,第2~3级盘之间是用短螺栓连接的。风扇机匣沿轴向分为四段,每段均做成整环,静子叶片被焊到机匣上。这种设计可得到较均匀的叶尖间隙。

3级风扇的增压比为4.211,1.6147,平均级压比为是目前研制的发动机中较高者,因而叶片的气动负荷与 Ma均较高。采用高的风扇增压比是为了保证加力时最大格斗持续时间下具有较低的耗油率。据称EJ200的风扇具有好的级间匹配性能和大的喘振裕度以及高的效率。

3.3 高压压气机

5级高压压气机气流通道基本上是等外径的,叶片按三元流设计成亚声速叶型,以提高效率和减轻重量。

进口导流叶片是可调的,除第1级采用整体叶盘结构外,其余4级叶片均用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中。2~4级盘通过各自的鼓环焊接在一起。

由于第5级盘的温度高而采用了高温合金,因此它与2~4级转子分开,并与其后的封严盘和后轴焊接成一体,这三段转子间用短螺栓连接组成高压压气机转子。转子的前轴与第2级盘焊在一起,其前端用圆弧端齿与前短轴相连,前短轴上装有高压转子的滚珠轴承与传动附件的主动锥齿。

后轴的后端面为圆弧端面齿以与高压涡轮轴前端的圆弧端面齿相啮合形成圆弧端齿联轴器,并用短螺栓将二者连接起来。

高压压气机的机匣沿用了 RB211的设计,做成全长双层机匣(CFM56和 V2500等发动机只将高压压气机后几级做成双层结构)。外层机匣直径较大,以增加刚性,工作时,由它来承受并传递负荷。内层机匣只作为气流通道的包容环,不传递负荷,因此不易变形,保证工作时叶尖间隙较均匀,效率高和性能衰减率较小。

第5级轮盘后装有一封气用的封严轮盘,其轮缘与刷式封严环的钢丝刷接触,起封严作用。这种刷式封严装置(见图6)是罗·罗公司的首创,也是一种封严效果较好的结构。

它是在两个环形侧壁中铺填一束束极细的具有弹性的Satelite金属丝组成的环形刷,每一束中有 300余根Satelite丝,环形刷紧紧地与转动的封严盘轮缘相贴合,起到接触封严作用。

据称,典型的刷式封严装置的漏气量相当于间隙为0.10mm的具有5齿的箆齿装置的漏气量,在过渡状态发生间隙变化时,由于刷子在弹性的作用下仍然紧贴于旋转面上,因而仍能起良好的封严作用。这种刷式封严装置也用于 XG40和 V2500。其后,普惠公司的PW4000、GE公司的 GE90等发动机上也采用了这种封严装置。

图6、刷式封严装置

3.4 燃烧室和加力燃烧室

燃烧室类似于 RB199的环形燃烧室,但扩压器却做成先缓扩后突扩的二级扩压器(RB199为突扩式),火焰筒由锻件机加工制成,喷嘴则采用了空气雾化式的。这种燃烧室的压力损失小、具有较好的过渡状态性能和重新点火性能以及无可见烟。

加力燃烧室的外涵气流通过环形掺混器与内涵气流混合,燃油通过多根径向插入的喷油杆喷入。火焰稳定器为多根径向式。加力筒体内装有全长的隔热套筒,套筒有8圈通入空气的Z形环,以形成冷却气膜。尾喷管为可调收敛扩散型,以提高高速时的效率。

3.5 高低压涡轮

单级高压涡轮导向叶片按三元流做成沿径向呈曲线(与罗·罗公司的 RB211 535E4和524G/H的相同),以减少端壁附面层的影响和提高效率。

工作叶片用单晶材料制造,并采用了复杂的多孔冷却通道,叶片表面用等离子喷涂含铬 镍 钇的陶瓷隔热涂层。

轮盘用粉末冶金毛坯制成。前轴焊在轮盘的前端面,轴的前端为圆弧端齿,以便与高压压气机后轴相连。后轴用短螺栓与轮盘后的安装边相连,安装边的外缘形成刷式封严装置的摩擦面。

装在后轴上的滚棒轴承支撑在高、低压涡轮间的承力框架上,传递负荷的径向支板穿过空心的宽弦低压涡轮导向叶片与外机匣相连。这种支承方式是罗·罗公司的传统做法。

单级低压涡轮的工作叶片带冠,涡轮轴用短螺栓与轮盘后的短轴相连,在轴上再用螺栓连接一安装滚棒轴承的短轴套,滚棒轴承支承在涡轮间的承力框架上(与高压转子后滚棒轴承并列支承)。

涡轮轴不直接与轮盘的前端连接,而是在后端连接,然后再由轮盘孔心向前穿出,使结构变得复杂,但却使低压涡轮盘与支点间的距离小、悬臂短和好的转子动力特性。

涡轮后装有24片出口导流叶片,以便将流出低压涡轮的打旋气流导直,起到了1/2级涡轮和支承涡轮后内锥体的作用。这种1/2级涡轮的设计在高涵道比涡扇发动机上得到广泛采用。

3.6 滑油与控制系统

为保证发动机能在零或负的过载条件下工作,滑油系统设计成能在负过载下工作。

控制系统采用全权限数字式控制(FADEC)系统,具有精确的调节功能、重量轻和调整时间少等优点。另外,EJ200的FADEC还具有在飞机上对发动机的健康情况进行监测的功能。

4 其他特点

4.1 良好的可靠性与维修性

在EJ200的设计时,就考虑了提高可靠性与维修性要求,例如尽可能使压气机、涡轮级数和叶片数少,使发动机结构和支承方案简单,这不仅改进了维修性,而且提高了可靠性;

采用单元体结构,由10个单元体组成;在发动机装在飞机上时,考虑了可达性,很容易更换零部件和检查附件、磁堵、油滤等;从飞机上拆下发动机后,很容易分解各单元体;发动机上装有健康状态监测系统、孔探仪座等,以便对发动机进行视情维护。使发动机的提前更换率和故障率将比以前使用中的战斗机发动机的低得多。

4.2 低的寿命期费用

在设计初期就考虑了降低寿命期费用问题。由于充分利用了各伙伴公司已验证的技术,

特别是 XG40的技术、简单而可靠的结构设计和先进的循环参数等,因此,EJ200的寿命期费用将比以前的战斗机发动机的低45%左右(见图7)。

图7、EJ200的寿命期费用与早期发动机的比较

发展计划

第一阶段(2000~2005)

研制一种称为“EJ2X0”的发动机,其推力比原型 EJ200至少增加20%,采取的措施有:发展一种新的风扇,其增压比为4.6,空气流量增加10%,不开加力时的推力为72kN,加力推力为103kN。

第二阶段(2005~2010)

使发动机推力比原型 EJ200增加30%,即不开加力时的推力达到78kN,加力推力为120kN,将采用新的风扇及低压涡轮,提高总压比等。