2024年5月9日发(作者：次春海)
世界先进航空发动机点评
世界先进航空发动机点评
李晓婉/文 2002.9.兵工科技
目前,世界上只有美国、俄罗斯、英国和法国具备了独立研制和生
产第三、四代战斗机动力装置的能力。由于国情不同,各种型号的涡扇
发动机
在研制发展、结构设计和性能水平等方面各有不同。在现役第三
代战斗机中,美国空军的F15、F-16战斗机安装了F100系列、F110系
列涡扇发动
机,美国海军的F/A18战斗机先后装备了F404系列发动机,俄罗斯
的米格-29战斗机和苏-27战斗机分别装有RD-33和AL-31F涡扇发
动机,西欧的"狂
风"战斗机和法国的"幻影"2000战斗机分别装备了RB199和M53
涡扇发动机。美国实刀雄厚美国第三代战机上的典型发动机主要有
F100、F110、
F404三大系列。作为世界上最早配置在第三代战斗机上的发动
机,F100发动机为达到推重比8.0的设计目标,在工作参数和结构材料方
面率先采用
了许多前所未有的技术。一是"两高一低"的工作参数,即高增压比、
高涡轮前温度和低涵道比;二是采用高强度重量比的耐高温合金,使涡轮
前温
度超过167OK,从而使最大推力达到66千牛,加力推力达到106千
牛。另外,F100发动机率先采用了平衡梁式可调喷管和5个单元体结构,
前者具有性
能好、重量轻的特点,后者有利于外场维护更换。然而,由于单纯注
重发动机的性能,F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、
耐久性和
维修性方面的问题,曾经一度使美国空军的F-15、F-16战斗机处
于停飞状态。为此,普惠公司采取一系列措施来解决所存在的问题,从而
发展出
F100-PW220发动机,开始改装到F-15和F-16战斗机上。随后,
该系列发动机又进一步发展出229、229IPE等型号,主要改进是采用了
高流量风扇、
浮壁式火焰筒、单晶合金导向涡轮叶片、定向凝固涡轮转子叶片
和数字式控制系统等部件,从而使加力推力分别增加到129千牛和156
千牛。通用
电器公司在研制F110发动机时，充分吸取了普惠公司的教训，研
制工作中贯彻了完整性大纲，使F100发动机的可靠性和耐久性在投入
使用时就
得到保证。F110-GE-100发动机成为F-15和F-16战斗机的动力
装置,最大推力为122.3千牛,推重比7.07。目前,正在广泛使用的是
F110-GE－
129IPE发动机。与早期型相比,该发动机提高了转速,涡轮前温度
增大80度,涵道比减小到0.76,使最大加力推力增大到133.4千牛。同
时,采用全
权限数字式电子控制,油门杆在飞行包线内元任何约束,有利于飞行
员集中精力执行作战任务。90年代末,通用电气公司在此基础上又发展
出
129EFE型发动机,充分利用了整体叶盘风扇、宽弦叶片、径向火焰
稳定器等最新技术,将推力进一步提高了17.2%,达到151千牛。美国海
军F/A-18
舰载战斗机的F404涡扇发动
机在研制过程中,更加突出可靠性和维护性要求,通用电气公司将作
战适用性放在首位,并不追求过高的性能指标,而
且采用经过验证的最新技术,保持发动机结构简单、使用可靠,这对
于F404发动机的成功研制起到了关键作用。F404加力推力为71.2千
牛,推重比
7.24,高压压气机的稳定工作裕度达到25%。除了F/A-18战斗机
外,为满足不同战斗机的需求,通用电气公司还研制出F404发动机的多
种改型,分别
用于A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基础上改进而来的RMl2)和
LCA等战斗机上,还曾经计划用于A-12隐形攻击机的改进型。根据美
国海军发展F/A
-18E/F战斗机的需要,通用电气公司以F404发动机为基础,充分利
用多项成熟技术,成功地研制出F414发动机。为提高推重比,F414发动
机主要通
过增大空气流量、提高增压比、增加涡轮前温度、减轻结构重量
等措施,使加力推力达到98千牛、最大推力达到60千牛,分别比F404
发动机提高
了38%和28%,从而使推重比达到9.1,通过渐改使发动机达到一个
新的水平。俄罗斯毫不逊色俄罗斯战机上配备的典型发动机主要是
RD-33和AL-31
。为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要,俄罗斯的克
里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机,特别突出了高度、速度特性。
由于米格
-29战斗机是一种轻型前线歼击机,因此RD-33发动机的最大直径
受到限制,空气流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有
81.4千牛,与
美国的主要发动机相比略低一些,但在总体性能上却毫不逊色。首
先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器
等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。为提高
涡轮前温度,RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金
盘,单级
低压涡轮采用了对流冷却叶片,从而在起飞状态达到154OK,在高
速飞行状态可达到169OK,这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作
瘟度。其次是
稳定工作性能好。为保证工作稳定性,RD-33发动机在第1级风扇
采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态,在第4级静子叶片采用双
排串列式叶
栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片
和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片,能够根据不同工作状态改变叶
片工作
角度,第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计,RD-33发动
机的工作非常稳定,可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力,
从而满
足米格29战斗机的机动性要求。作为苏-27系列战斗机的动力装
置,AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到
之处。
AL31F发动机在设计上突出了推重比指标,为此留里卡设计局在结
构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求
较高推重比的研制过程中,该发动
机分别从空气流量和结构重量等方面着手,最终在性能水平上超出
了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径
为938毫
米,设计中选择了较大的涵道比0.6,以得到较大的外涵空气流量,使
发动机最大状态推力达到76千牛,全加力状态推力达到125千牛。同
时,在总增
压比不太高的情况下,较大的涵道比可以降低发动机耗油率,有利于
增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。二是减轻结构重量。AL-
31F发动机
在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛
合金材料,风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构,使发动机重量得以
减轻,整
机重量只有1530千克,推重比达到8.17,略高于目前已投入使用的
西方同类发动机。因此,当苏-27战斗机的"眼镜蛇"机动进入垂直状态
时,完全借
助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。与此同时,留里卡设计局
针对苏-27战斗机高机动性的特点,还充分考虑到AL-31F发动机的稳定
工作特性。
由于进口条件的急剧变化,AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作
裕度,并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数,始终保
持发动
机持续可靠地工作。因此,为满足这一设计目的,AL-3lF发动机在设
计参数的选取上,只采用了中等增压比23.8,以降低各增压级的负荷,并
在结构
设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多
种调节措施。英法独辟蹊径20世纪60年代,为了满足研制"狂风"多用
途战斗机的
需要,英国的罗?罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的
菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据"狂风"
战斗机的作
战任务要求,新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大
加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的
较大剩
余推力。为此,RB199发动机在热力循环参数的选择上,采用了中等
流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度,相应在结构设计上独
具特色
。RB199涡扇发动机采用了三转子结构,风扇、中压压气机和高压
压气机分别为3级、3级和6级。作为罗?罗公司的独家技术,三转子设
计的目的是
追求高增压比与较大稳定工作裕度,这样不仅有利于发动机推力的
快速响应,以满足战斗机机动飞行的要求,而且有利于降低发动机的耗油
率,增
加战斗机的航程。更为独特的是,该发动机的高压转子与中压、低
压转子的旋转方向相反,其优点是大大减小陀螺力矩。RB199发动机的
加力燃烧
室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看,内涵
道后面设有两圈V型火焰稳定器,外涵道设有倒置"漏斗"式稳定器和径
向传焰肋
。
这一设计,可以明显缩短加力燃烧室长度,使发动机结构更加紧凑。
工作时,内、外涵分别喷油和组织燃烧,然后再进行混合,加力温度达
190OK
。以最初安装在"狂风"战斗机上的RB199MK103型发动机为例,
其加力推力达到71.1千牛,推重比达到7.93。作为世界上第四大航空发
动机公司,法
国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机,以满足80
年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以"阿塔"系列涡喷
发动机为基
础,设计过程中沿用了单转子结构,这在加力式涡扇发动机中是独一
无二的。这样设计主要考虑到技术的沿承性,以便总体结构简单,降低技
术风
险,缩短研制周期,但也在很大程度上限制了发动机的性能。由于单
轴结构上的限制,M53发动机的涵道比只有0.3。这样才能兼顾风扇和
高压压气
机叶尖速度的要求,却无法充分发挥高压压气机的作用。M53发动
机具有高速飞行时单位推力大、低空巡航时耗油率低的优点,油门使用
上没有限
制,可以在低速到M2.2的范围内任意操纵。为了提高"幻影"2000-
5战斗机的性能,斯奈克玛公司在提高M53-P2发动机性能方面的主要
措施包括:采
用先进的风扇设计,增大了涵道比,使空气流量增加近10％；增加
一级涡轮,重新设计热端部件,采用气膜加对流冷却方式,涡轮前温度提高
了40度
。这些技术的应用有利于增大发动机推力,使加力推力达到97千牛,
从而提高了飞机的推重比,改善飞机的速度特性和机动性能。值得指出
的是,
由于未采用进口导流叶片,M53发动机也存在着潜在的设计缺陷。
M53-P2发动机的三级风扇叶片直接与进气道相连,迎面而来的飞鸟极
有可能被进
气道进口处强大的气流吸入,以极大的相对速度产生巨大撞击力,直
接打坏高速旋转的风扇叶片,并进一步破坏发动机内部结构,导致M53-
P2发动
机不能正常工作,失去应有的推力。特别是对于采用单台发动机的"
幻影"2000战斗机来说,极易发生机毁人亡的事故。第三代半和第四代
战机发
动机点评为了满足第四代战斗机的需求,美、英、法、俄等国家从
80年代初开始研究推重比为10的发动机方案,经过部件设计、核心机
试验和验
证机的研制,新一代加力式涡扇发动机己经陆续投入装备使用。其
中,美国倚仗技术优势为F-22战斗机研制出推力155.7千牛的F119涡
扇发动机,
英国、德国、意大利和西班牙通过国际合作为"台风"战斗机研制
出推力90千牛的EJ200涡扇发动机,法国依然立足本国为"阵风"战斗机
研制出推
力75千牛的M88系列涡扇发动机,瑞典为其JAS-39配备的
RM12C推力达89千牛,俄罗斯正在为新一代战斗机全力研制AL-41F
涡扇发动机,推力有可能
达到180千牛。从战术技术要求来看,美国的F-22战斗机对F199-
PW-1
00发动机的技术和性能要求最具有代表性。首当其冲的是超音速
巡航能力要
求发动机推重比高。为此,新一代发动机在循环参数上都采用了偏
小的涵道比,如F119为0.2,M88-2为0.5，EJ200为0.4,可以使不加力
状态下推力
增大,加力状态下耗油率降低。从结构技术角度来看,较小的涵道比
要求风扇增压比较大,因此风扇设汁上分别采用了非定常三维有粘计算
方法、
低展弦比、高稠度和大安装角叶型等技术,并通过减小第一级轮毅
比和增大进口气流马赫数实现发动机的高流通能力,考虑到结构重量的
限制,发
动机还采用整体叶盘结构,这样可减轻部件重量达30%。增大涡轮
前温度也是提高推重比的一条主要途径。通过采用单晶材料、定向结
晶材料、
隔热涂层和复合冷却技术,新一代发动机的涡轮前温度已经达到很
高水平,如F119的197OK,EJ200的180OK,而M88-2发动机尽管推
重比未达到10,但
其涡轮前温度却高达185OK,比最先进的第三代战斗机发动机高出
近200度。而Fl19发动机的对转涡轮设计还有可能取消高、低压涡轮
之间的导向
器,缩短发动机长度和减轻结构重量。紧随其后的是良好的机动能
力要求发动机具有响应能力和推力矢量能力。这些发动机无一例外采
用了全权
限数字式电子控制系统,控制参数从上一代发动机的6~10个增加
到11~20个,这有利于发动机时刻工作在最佳参数状态。增压部件的快
速调节、加
力燃烧室可靠工作都增大了喘振裕度,便发动机稳定工作在整个包
线范围内,确保战斗机充分发挥飞行性能。由于第四代战斗机的敏捷性
要
求,F119发动机、AL-41F发动机分别采用了二元矢量喷管和轴对
称矢量喷管,EJ200发动机的矢量喷管也在研制之中。值得一提的还有
隐形能力要
求发动机具有较低的雷达反射和红外辐射的特征,高可靠性要求发
动机采用多种新颖结构,可维修性要求发动机具有良好的后期保障和维
修能力
。F119、EJ200、M88、AL-4lF在这些方面都有不俗的表现。
2024年5月9日发(作者：次春海)
世界先进航空发动机点评
世界先进航空发动机点评
李晓婉/文 2002.9.兵工科技
目前,世界上只有美国、俄罗斯、英国和法国具备了独立研制和生
产第三、四代战斗机动力装置的能力。由于国情不同,各种型号的涡扇
发动机
在研制发展、结构设计和性能水平等方面各有不同。在现役第三
代战斗机中,美国空军的F15、F-16战斗机安装了F100系列、F110系
列涡扇发动
机,美国海军的F/A18战斗机先后装备了F404系列发动机,俄罗斯
的米格-29战斗机和苏-27战斗机分别装有RD-33和AL-31F涡扇发
动机,西欧的"狂
风"战斗机和法国的"幻影"2000战斗机分别装备了RB199和M53
涡扇发动机。美国实刀雄厚美国第三代战机上的典型发动机主要有
F100、F110、
F404三大系列。作为世界上最早配置在第三代战斗机上的发动
机,F100发动机为达到推重比8.0的设计目标,在工作参数和结构材料方
面率先采用
了许多前所未有的技术。一是"两高一低"的工作参数,即高增压比、
高涡轮前温度和低涵道比;二是采用高强度重量比的耐高温合金,使涡轮
前温
度超过167OK,从而使最大推力达到66千牛,加力推力达到106千
牛。另外,F100发动机率先采用了平衡梁式可调喷管和5个单元体结构,
前者具有性
能好、重量轻的特点,后者有利于外场维护更换。然而,由于单纯注
重发动机的性能,F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、
耐久性和
维修性方面的问题,曾经一度使美国空军的F-15、F-16战斗机处
于停飞状态。为此,普惠公司采取一系列措施来解决所存在的问题,从而
发展出
F100-PW220发动机,开始改装到F-15和F-16战斗机上。随后,
该系列发动机又进一步发展出229、229IPE等型号,主要改进是采用了
高流量风扇、
浮壁式火焰筒、单晶合金导向涡轮叶片、定向凝固涡轮转子叶片
和数字式控制系统等部件,从而使加力推力分别增加到129千牛和156
千牛。通用
电器公司在研制F110发动机时，充分吸取了普惠公司的教训，研
制工作中贯彻了完整性大纲，使F100发动机的可靠性和耐久性在投入
使用时就
得到保证。F110-GE-100发动机成为F-15和F-16战斗机的动力
装置,最大推力为122.3千牛,推重比7.07。目前,正在广泛使用的是
F110-GE－
129IPE发动机。与早期型相比,该发动机提高了转速,涡轮前温度
增大80度,涵道比减小到0.76,使最大加力推力增大到133.4千牛。同
时,采用全
权限数字式电子控制,油门杆在飞行包线内元任何约束,有利于飞行
员集中精力执行作战任务。90年代末,通用电气公司在此基础上又发展
出
129EFE型发动机,充分利用了整体叶盘风扇、宽弦叶片、径向火焰
稳定器等最新技术,将推力进一步提高了17.2%,达到151千牛。美国海
军F/A-18
舰载战斗机的F404涡扇发动
机在研制过程中,更加突出可靠性和维护性要求,通用电气公司将作
战适用性放在首位,并不追求过高的性能指标,而
且采用经过验证的最新技术,保持发动机结构简单、使用可靠,这对
于F404发动机的成功研制起到了关键作用。F404加力推力为71.2千
牛,推重比
7.24,高压压气机的稳定工作裕度达到25%。除了F/A-18战斗机
外,为满足不同战斗机的需求,通用电气公司还研制出F404发动机的多
种改型,分别
用于A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基础上改进而来的RMl2)和
LCA等战斗机上,还曾经计划用于A-12隐形攻击机的改进型。根据美
国海军发展F/A
-18E/F战斗机的需要,通用电气公司以F404发动机为基础,充分利
用多项成熟技术,成功地研制出F414发动机。为提高推重比,F414发动
机主要通
过增大空气流量、提高增压比、增加涡轮前温度、减轻结构重量
等措施,使加力推力达到98千牛、最大推力达到60千牛,分别比F404
发动机提高
了38%和28%,从而使推重比达到9.1,通过渐改使发动机达到一个
新的水平。俄罗斯毫不逊色俄罗斯战机上配备的典型发动机主要是
RD-33和AL-31
。为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要,俄罗斯的克
里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机,特别突出了高度、速度特性。
由于米格
-29战斗机是一种轻型前线歼击机,因此RD-33发动机的最大直径
受到限制,空气流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有
81.4千牛,与
美国的主要发动机相比略低一些,但在总体性能上却毫不逊色。首
先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器
等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。为提高
涡轮前温度,RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金
盘,单级
低压涡轮采用了对流冷却叶片,从而在起飞状态达到154OK,在高
速飞行状态可达到169OK,这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作
瘟度。其次是
稳定工作性能好。为保证工作稳定性,RD-33发动机在第1级风扇
采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态,在第4级静子叶片采用双
排串列式叶
栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片
和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片,能够根据不同工作状态改变叶
片工作
角度,第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计,RD-33发动
机的工作非常稳定,可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力,
从而满
足米格29战斗机的机动性要求。作为苏-27系列战斗机的动力装
置,AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到
之处。
AL31F发动机在设计上突出了推重比指标,为此留里卡设计局在结
构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求
较高推重比的研制过程中,该发动
机分别从空气流量和结构重量等方面着手,最终在性能水平上超出
了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径
为938毫
米,设计中选择了较大的涵道比0.6,以得到较大的外涵空气流量,使
发动机最大状态推力达到76千牛,全加力状态推力达到125千牛。同
时,在总增
压比不太高的情况下,较大的涵道比可以降低发动机耗油率,有利于
增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。二是减轻结构重量。AL-
31F发动机
在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛
合金材料,风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构,使发动机重量得以
减轻,整
机重量只有1530千克,推重比达到8.17,略高于目前已投入使用的
西方同类发动机。因此,当苏-27战斗机的"眼镜蛇"机动进入垂直状态
时,完全借
助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。与此同时,留里卡设计局
针对苏-27战斗机高机动性的特点,还充分考虑到AL-31F发动机的稳定
工作特性。
由于进口条件的急剧变化,AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作
裕度,并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数,始终保
持发动
机持续可靠地工作。因此,为满足这一设计目的,AL-3lF发动机在设
计参数的选取上,只采用了中等增压比23.8,以降低各增压级的负荷,并
在结构
设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多
种调节措施。英法独辟蹊径20世纪60年代,为了满足研制"狂风"多用
途战斗机的
需要,英国的罗?罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的
菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据"狂风"
战斗机的作
战任务要求,新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大
加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的
较大剩
余推力。为此,RB199发动机在热力循环参数的选择上,采用了中等
流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度,相应在结构设计上独
具特色
。RB199涡扇发动机采用了三转子结构,风扇、中压压气机和高压
压气机分别为3级、3级和6级。作为罗?罗公司的独家技术,三转子设
计的目的是
追求高增压比与较大稳定工作裕度,这样不仅有利于发动机推力的
快速响应,以满足战斗机机动飞行的要求,而且有利于降低发动机的耗油
率,增
加战斗机的航程。更为独特的是,该发动机的高压转子与中压、低
压转子的旋转方向相反,其优点是大大减小陀螺力矩。RB199发动机的
加力燃烧
室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看,内涵
道后面设有两圈V型火焰稳定器,外涵道设有倒置"漏斗"式稳定器和径
向传焰肋
。
这一设计,可以明显缩短加力燃烧室长度,使发动机结构更加紧凑。
工作时,内、外涵分别喷油和组织燃烧,然后再进行混合,加力温度达
190OK
。以最初安装在"狂风"战斗机上的RB199MK103型发动机为例,
其加力推力达到71.1千牛,推重比达到7.93。作为世界上第四大航空发
动机公司,法
国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机,以满足80
年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以"阿塔"系列涡喷
发动机为基
础,设计过程中沿用了单转子结构,这在加力式涡扇发动机中是独一
无二的。这样设计主要考虑到技术的沿承性,以便总体结构简单,降低技
术风
险,缩短研制周期,但也在很大程度上限制了发动机的性能。由于单
轴结构上的限制,M53发动机的涵道比只有0.3。这样才能兼顾风扇和
高压压气
机叶尖速度的要求,却无法充分发挥高压压气机的作用。M53发动
机具有高速飞行时单位推力大、低空巡航时耗油率低的优点,油门使用
上没有限
制,可以在低速到M2.2的范围内任意操纵。为了提高"幻影"2000-
5战斗机的性能,斯奈克玛公司在提高M53-P2发动机性能方面的主要
措施包括:采
用先进的风扇设计,增大了涵道比,使空气流量增加近10％；增加
一级涡轮,重新设计热端部件,采用气膜加对流冷却方式,涡轮前温度提高
了40度
。这些技术的应用有利于增大发动机推力,使加力推力达到97千牛,
从而提高了飞机的推重比,改善飞机的速度特性和机动性能。值得指出
的是,
由于未采用进口导流叶片,M53发动机也存在着潜在的设计缺陷。
M53-P2发动机的三级风扇叶片直接与进气道相连,迎面而来的飞鸟极
有可能被进
气道进口处强大的气流吸入,以极大的相对速度产生巨大撞击力,直
接打坏高速旋转的风扇叶片,并进一步破坏发动机内部结构,导致M53-
P2发动
机不能正常工作,失去应有的推力。特别是对于采用单台发动机的"
幻影"2000战斗机来说,极易发生机毁人亡的事故。第三代半和第四代
战机发
动机点评为了满足第四代战斗机的需求,美、英、法、俄等国家从
80年代初开始研究推重比为10的发动机方案,经过部件设计、核心机
试验和验
证机的研制,新一代加力式涡扇发动机己经陆续投入装备使用。其
中,美国倚仗技术优势为F-22战斗机研制出推力155.7千牛的F119涡
扇发动机,
英国、德国、意大利和西班牙通过国际合作为"台风"战斗机研制
出推力90千牛的EJ200涡扇发动机,法国依然立足本国为"阵风"战斗机
研制出推
力75千牛的M88系列涡扇发动机,瑞典为其JAS-39配备的
RM12C推力达89千牛,俄罗斯正在为新一代战斗机全力研制AL-41F
涡扇发动机,推力有可能
达到180千牛。从战术技术要求来看,美国的F-22战斗机对F199-
PW-1
00发动机的技术和性能要求最具有代表性。首当其冲的是超音速
巡航能力要
求发动机推重比高。为此,新一代发动机在循环参数上都采用了偏
小的涵道比,如F119为0.2,M88-2为0.5，EJ200为0.4,可以使不加力
状态下推力
增大,加力状态下耗油率降低。从结构技术角度来看,较小的涵道比
要求风扇增压比较大,因此风扇设汁上分别采用了非定常三维有粘计算
方法、
低展弦比、高稠度和大安装角叶型等技术,并通过减小第一级轮毅
比和增大进口气流马赫数实现发动机的高流通能力,考虑到结构重量的
限制,发
动机还采用整体叶盘结构,这样可减轻部件重量达30%。增大涡轮
前温度也是提高推重比的一条主要途径。通过采用单晶材料、定向结
晶材料、
隔热涂层和复合冷却技术,新一代发动机的涡轮前温度已经达到很
高水平,如F119的197OK,EJ200的180OK,而M88-2发动机尽管推
重比未达到10,但
其涡轮前温度却高达185OK,比最先进的第三代战斗机发动机高出
近200度。而Fl19发动机的对转涡轮设计还有可能取消高、低压涡轮
之间的导向
器,缩短发动机长度和减轻结构重量。紧随其后的是良好的机动能
力要求发动机具有响应能力和推力矢量能力。这些发动机无一例外采
用了全权
限数字式电子控制系统,控制参数从上一代发动机的6~10个增加
到11~20个,这有利于发动机时刻工作在最佳参数状态。增压部件的快
速调节、加
力燃烧室可靠工作都增大了喘振裕度,便发动机稳定工作在整个包
线范围内,确保战斗机充分发挥飞行性能。由于第四代战斗机的敏捷性
要
求,F119发动机、AL-41F发动机分别采用了二元矢量喷管和轴对
称矢量喷管,EJ200发动机的矢量喷管也在研制之中。值得一提的还有
隐形能力要
求发动机具有较低的雷达反射和红外辐射的特征,高可靠性要求发
动机采用多种新颖结构,可维修性要求发动机具有良好的后期保障和维
修能力
。F119、EJ200、M88、AL-4lF在这些方面都有不俗的表现。