目前,世界上只有美國、俄羅斯、英國和法國具備了獨立研製和生產第三、四代戰鬥機動力裝置的能力。由於國情不同,各種型號的渦扇發動機在研製發展、結構設計和性能水平等方面各有不同。在現役第三代戰鬥機中,美國空軍的F15、F-16戰鬥機安裝了F100系列、F110系列渦扇發動機,美國海軍的F/A18戰鬥機先後裝備了F404系列發動機,俄羅斯的米格-29戰
斗機和蘇-27戰鬥機分別裝有RD-33和AL-31F渦扇發動機,西歐的"狂風"戰鬥機和法國的"幻影"2000戰鬥機分別裝備了RB199和M53渦扇發動機。

美國實刀雄厚
美國第三代戰機上的典型發動機主要有F100、F110、F404三大系列。
作為世界上最早配置在第三代戰鬥機上的發動機,F100發動機為達到推重比8.0的設計目標,在工作參數和結構材料方面率先採用了許多前所未有的技術。一是"兩高一低"的工作參數,即高增壓比、高渦輪前溫度和低涵道比;二是採用高強度重量比的耐高溫合金,使渦輪前溫度超過167OK,從而使最大推力達到66千牛,加力推力達到106千牛。另外,F100發動機率先採
用了平衡梁式可調噴管和5個單元體結構,前者具有性能好、重量輕的特點,後者有利於外場維護更換。

然而,由於單純注重發動機的性能,F100-PW-100發動機在使用中出現了許多可靠性、耐久性和維修性方面的問題,曾經一度使美國空軍的F-15、F-16戰鬥機處於停飛狀態。為此,普惠公司採取一系列措施來解決所存在的問題,從而發展出F100-PW220發動機,開始改裝到F-15和F-16戰鬥機上。隨後,該系列發動機又進一步發展出229、229IPE等型號,主要改進是採用
了高流量風扇、浮壁式火焰筒、單晶合金導向渦輪葉片、定向凝固渦輪轉子葉片和數字式控制系統等部件,從而使加力推力分別增加到129千牛和156千牛。

通用電器公司在研製F110發動機時，充分吸取了普惠公司的教訓，研製工作中貫徹了完整性大綱，使F100發動機的可靠性和耐久性在投入使用時就得到保證。F110-GE-100發動機成為F-15和F-16戰鬥機的動力裝置,最大推力為122.3千牛,推重比7.07。目前,正在廣泛使用的是F110-GE－129IPE發動機。與早期型相比,該發動機提高了轉速,渦輪前溫度增大80度,
涵道比減小到0.76,使最大加力推力增大到133.4千牛。同時,採用全權限數字式電子控制,油門杆在飛行包線內元任何約束,有利於飛行員集中精力執行作戰任務。90年代末,通用電氣公司在此基礎上又發展出129EFE型發動機,充分利用了整體葉盤風扇、寬弦葉片、徑向火焰穩定器等最新技術,將推力進一步提高了17.2%,達到151千牛。

美國海軍F/A-18艦載戰鬥機的F404渦扇發動機在研製過程中,更加突出可靠性和維護性要求,通用電氣公司將作戰適用性放在首位,並不追求過高的性能指標,而且採用經過驗證的最新技術,保持發動機結構簡單、使用可靠,這對於F404發動機的成功研製起到了關鍵作用。F404加力推力為71.2千牛,推重比7.24,高壓壓氣機的穩定工作裕度達到25%。除了F/A-18戰鬥
機外,為滿足不同戰鬥機的需求,通用電氣公司還研製出F404發動機的多種改型,分別用於A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基礎上改進而來的RMl2)和LCA等戰鬥機上,還曾經計劃用於A-12隱形攻擊機的改進型。

根據美國海軍發展F/A-18E/F戰鬥機的需要,通用電氣公司以F404發動機為基礎,充分利用多項成熟技術,成功地研製出F414發動機。為提高推重比,F414發動機主要通過增大空氣流量、提高增壓比、增加渦輪前溫度、減輕結構重量等措施,使加力推力達到98千牛、最大推力達到60千牛,分別比F404發動機提高了38%和28%,從而使推重比達到9.1,通過漸改使發動機
達到一個新的水平。

俄羅斯毫不遜色
俄羅斯戰機上配備的典型發動機主要是RD-33和AL-31。

為了滿足米格一29殲擊機的高空、高速性能的需要,俄羅斯的克里莫夫設汁局研製出RD-33渦扇發動機,特別突出了高度、速度特性。由於米格-29戰鬥機是一種輕型前線殲擊機,因此RD-33發動機的最大直徑受到限制,空氣流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有81.4千牛,與美國的主要發動機相比略低一些,但在總體性能上卻毫不遜色。

首先是推重比高。RD-33發動機的4級風扇、9級高壓壓氣機和混合器等部件都大量採用鐵合金,明顯減少發動機重量,因此推重比達到7.8。為提高渦輪前溫度,RD-33發動機的單級高壓渦輪採用了單晶葉片和粉末冶金盤,單級低壓渦輪採用了對流冷卻葉片,從而在起飛狀態達到154OK,在高速飛行狀態可達到169OK,這一溫度值甚至高出AL-31F發動機的工作瘟度。
其次是穩定工作性能好。為保證工作穩定性,RD-33發動機在第1級風扇採用了處理機匣以改善葉尖處氣流流動狀態,在第4級靜子葉片採用雙排串列式葉柵來保證進入高壓壓氣機的氣流穩定;高壓壓氣機的進口導流葉片和第1、2級靜子葉片採用可調旋轉葉片,能夠根據不同工作狀態改變葉片工作角度,第9級靜子也採用雙排串列葉柵。通過這些設計,RD-33發動機
的工作非常穩定,可以在飛行包線內任一點實現空中起動和接通加力,從而滿足米格29戰鬥機的機動性要求。

作為蘇-27系列戰鬥機的動力裝置,AL-31F渦扇發動機在設計思想、關鍵技術和主要性能方面有其獨到之處。AL31F發動機在設計上突出了推重比指標,為此留里卡設計局在結構設計上曾經進行過大幅度改動。在竭力追求較高推重比的研製過程中,該發動機分別從空氣流量和結構重量等方面着手,最終在性能水平上超出了美國同級別發動機。

一是增大空氣流量。AL-31F發動機的進口直徑為938毫米,設計中選擇了較大的涵道比0.6,以得到較大的外涵空氣流量,使發動機最大狀態推力達到76千牛,全加力狀態推力達到125千牛。同時,在總增壓比不太高的情況下,較大的涵道比可以降低發動機耗油率,有利於增大蘇-27戰鬥機的作戰半徑和轉場航程。

二是減輕結構重量。AL-31F發動機在風扇、高壓壓氣機、加力筒體和噴管外罩等部件上採用大量鈦合金材料,風扇和壓氣機採用電子束焊接的整體結構,使發動機重量得以減輕,整機重量只有1530千克,推重比達到8.17,略高於目前已投入使用的西方同類發動機。因此,當蘇-27戰鬥機的"眼鏡蛇"機動進入垂直狀態時,完全藉助於AL-31F發動機所產生的強勁推力。

與此同時,留里卡設計局針對蘇-27戰鬥機高機動性的特點,還充分考慮到AL-31F發動機的穩定工作特性。由於進口條件的急劇變化,AL-3lF發動機必須具備較大的穩定工作裕度,並根據進口參數的改變而及時地調節相關部件和循環參數,始終保持發動機持續可靠地工作。因此,為滿足這一設計目的,AL-3lF發動機在設計參數的選取上,只採用了中等增壓比23.8,以降低各增壓級的負荷,並在結構設計上採用了變彎度葉片、處理機匣、雙排葉柵和可調葉片等多種調節措施。

英法獨闢蹊徑

20世紀60年代,為了滿足研製"狂風"多用途戰鬥機的需要,英國的羅·羅公司、聯邦德國的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亞特公司開始聯合研製RB199加力式渦輪風扇發動機。根據"狂風"戰鬥機的作戰任務要求,新型發動機必須具備以下特點:短距起飛時需要的最大加力推力、低空突防和空中巡邏需要的不加力推力、機動飛行需要的較大剩餘推力。為此,RB199發動機在熱力循環參數的選擇上,採用了中等流量比、高增壓比、高渦輪前溫度和高加力溫度,相應在結構設計上獨具特色。

RB199渦扇發動機採用了三轉子結構,風扇、中壓壓氣機和高壓壓氣機分別為3級、3級和6級。作為羅·羅公司的獨家技術,三轉子設計的目的是追求高增壓比與較大穩定工作裕度,這樣不僅有利於發動機推力的快速響應,以滿足戰鬥機機動飛行的要求,而且有利於降低發動機的耗油率,增加戰鬥機的航程。更為獨特的是,該發動機的高壓轉子與中壓、低壓轉子的
旋轉方向相反,其優點是大大減小陀螺力矩。

RB199發動機的加力燃燒室採用了混合器和火焰穩定器合二為一的設計。從結構上看,內涵道後面設有兩圈V型火焰穩定器,外涵道設有倒置"漏斗"式穩定器和徑向傳焰肋。這一設計可以明顯縮短加力燃燒室長度,使發動機結構更加緊湊。工作時,內、外涵分別噴油和組織燃燒,然後再進行混合,加力溫度達190OK。以最初安裝在"狂風"戰鬥機上的RB199MK103型發
動機為例,其加力推力達到71.1千牛,推重比達到7.93。

作為世界上第四大航空發動機公司,法國的斯奈克瑪公司從1967年開始設計M53渦扇發動機,以滿足80年代的高速高性能多用途戰鬥機的需要。該發動機以"阿塔"系列渦噴發動機為基礎,設計過程中沿用了單轉子結構,這在加力式渦扇發動機中是獨一無二的。這樣設計主要考慮到技術的沿承性,以便總體結構簡單,降低技術風險,縮短研製周期,但也在很大程度上
限制了發動機的性能。由於單軸結構上的限制,M53發動機的涵道比只有0.3。這樣才能兼顧風扇和高壓壓氣機葉尖速度的要求,卻無法充分發揮高壓壓氣機的作用。

M53發動機具有高速飛行時單位推力大、低空巡航時耗油率低的優點,油門使用上沒有限制,可以在低速到M2.2的範圍內任意操縱。為了提高"幻影"2000-5戰鬥機的性能,斯奈克瑪公司在提高M53-P2發動機性能方面的主要措施包括:採用先進的風扇設計,增大了涵道比,使空氣流量增加近10％；增加一級渦輪,重新設計熱端部件,採用氣膜加對流冷卻方式,渦輪前溫度提高了40度。這些技術的應用有利於增大發動機推力,使加力推力達到97千牛,從而提高了飛機的推重比,改善飛機的速度特性和機動性能。
值得指出的是,由於未採用進口導流葉片,M53發動機也存在着潛在的設計缺陷。M53-P2發動機的三級風扇葉片直接與進氣道相連,迎面而來的飛鳥極有可能被進氣道進口處強大的氣流吸入,以極大的相對速度產生巨大撞擊力,直接打壞高速旋轉的風扇葉片,並進一步破壞發動機內部結構,導致M53-P2發動機不能正常工作,失去應有的推力。特別是對於採用單台發動
機的"幻影"2000戰鬥機來說,極易發生機毀人亡的事故。

第三代半和第四代戰機發動機點評

為了滿足第四代戰鬥機的需求,美、英、法、俄等國家從80年代初開始研究推重比為10的發動機方案,經過部件設計、核心機試驗和驗證機的研製,新一代加力式渦扇發動機己經陸續投入裝備使用。其中,美國倚仗技術優勢為F-22戰鬥機研製出推力155.7千牛的F119渦扇發動機,英國、德國、意大利和西班牙通過國際合作為"颱風"戰鬥機研製出推力90千牛的EJ200渦扇發動機,法國依然立足本國為"陣風"戰鬥機研製出推力75千牛的M88系列渦扇發動機,瑞典為其JAS-39配備的RM12C推力達89千牛,俄羅斯正在為新一代戰鬥機全力研製AL-41F渦扇發動機,推力有可能達到180千牛。

從戰術技術要求來看,美國的F-22戰鬥機對F199-PW-100發動機的技術和性能要求最具有代表性。首當其衝的是超音速巡航能力要求發動機推重比高。為此,新一代發動機在循環參數上都採用了偏小的涵道比,如F119為0.2,M88-2為0.5，EJ200為0.4,可以使不加力狀態下推力增大,加力狀態下耗油率降低。從結構技術角度來看,較小的涵道比要求風扇增壓比較大,因此風扇設汁上分別採用了非定常三維有粘計算方法、低展弦比、高稠度和大安裝角葉型等技術,並通過減小第一級輪毅比和增大進口氣流馬赫數實現發動機的高流通能力,考慮到結構重量的限制,發動機還採用整體葉盤結構,這樣可減輕部件重量達30%。增大渦輪前溫度也是提高推重比的一條主要途徑。通過採用單晶材料、定向結晶材料、隔熱塗層和複合冷卻技術,新一代發動機的渦輪前溫度已經達到很高水平,如F119的197OK,EJ
200的180OK,而M88-2發動機儘管推重比未達到10,但其渦輪前溫度卻高達185OK,比最先進的第三代戰鬥機發動機高出近200度。而Fl19發動機的對轉渦輪設計還有可能取消高、低壓渦輪之間的導向器,縮短發動機長度和減輕結構重量。

緊隨其後的是良好的機動能力要求發動機具有響應能力和推力矢量能力。這些發動機無一例外採用了全權限數字式電子控制系統,控制參數從上一代發動機的6~10個增加到11~20個,這有利於發動機時刻工作在最佳參數狀態。增壓部件的快速調節、加力燃燒室可靠工作都增大了喘振裕度,便發動機穩定工作在整個包線範圍內,確保戰鬥機充分發揮飛行性能。由於第四代戰鬥機的敏捷性要求,F119發動機、AL-41F發動機分別採用了二元矢量噴管和軸對稱矢量噴管,EJ200發動機的矢量噴管也在研製之中。
值得一提的還有隱形能力要求發動機具有較低的雷達反射和紅外輻射的特徵,高可靠性要求發動機採用多種新穎結構,可維修性要求發動機具有良好的後期保障和維修能力。F119、EJ200、M88、AL-4lF在這些方面都有不俗的表現。

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編按：
Pratt & Whitney F135發動機178千牛，2005年11月完成系統地面實驗4000小時。