血仇角斗士装备在哪换:《航空发动机-飞机的心脏》刘在响 - 网友天地

第九章 航空发动机的试验

航空发动机是推动飞机飞行的动力，与地面、水面运输工具动力装置不同，地面、水面运输工具动力装置出现问题时，可以停车或者停泊排除故障，而航空发动机其"工作岗位"是在数千上万米的空中。发动机一旦在空中出现问题，飞机将失去动力，就无法保持飞行高度和速度，轻则导致飞机无法完成任务，重则会造成机毁人亡的重大事故。同时，与其他机械装置相比，发动机结构十分复杂，零件数目达数万个；而且发动机主要零部件的工作环境十分恶劣，常常处于高温(最高可接近2000℃)、高压(几十个大气压)和高速转动(转速可达

每分钟几万转)的工作状态；任何一个零件出现问题，都可能导致发动机停车或破坏，并引发灾难性后果。因此，在任何一台航空发动机正式投入使用(服役)前，必须对其性能、功能、强度以及可靠性有充分的认识和了解，以便安全、有效、合理地使用，做到知己知彼，万无

一失。

另一方面，由于航空发动机的研制和发展是一项涉及空气动力学、工程热物理、传热传质、机械、强度、传动、密封、电子、自动控制等多学科的复杂的综合性系统工程，航空发动机内部的气动、热力和结构材料特性是如此复杂，以至于到目前为止，仍然不能够从理

论上给予详尽而准确的描述，只有依靠实际发动机的试验来获得。通过试验，可以验证设计、扩展已有的经验关系式并有可能导致对物理机理的进一步认识，而航空发动机设计能力的提高也主要依靠试验数据的不断扩大和完善，对已有的经验关系式的扩展以及理论分析的完善。近百年来国内外研制航空发动机的实践证明，新型航空发动机的诞生，现役发动机的改、改型都离不开试验。航空发动机的发展史就是一个设计、制造、试验、修改、再制造、再试验，不断摸素和反复完善的过程，甚至有人说：发动机主要是靠试出来的。由此可见试验在航空发动机研制过程中起着举足轻重的作用。

试验的重要性

多年实践表明，要研制出新的发动机，没有大量的试验作后盾是不可能实现的。

英国航空技术有较好的基础，他们十分重视试验工作，认为"航空工业是信用工业，出了问题十年也翻不了身"。政府研究机构拥有许多大型试验设备，各公司企业的研究发展部门，一般也都有独立的试制车间和强大的试验室。新型航空发动机研制强调走一步试验一

步，从部件到整机要通过设计一试制一试验的几个循环才能达到实用阶段，甚至投入使用后仍在试验，使设计的薄弱环节充分暴露，并予以改进。据报道，早在20世纪70年代，在英国一种新型发动机被批准定型投入使用前要造20台进行试验，运转一万余小时，飞行二千多小时。例如，RB211发动机的研制费用中，设计占10％，制造(主要是工资费，原材料费占制造费的l5％)占40％，而试验要占50％。由于重视研究试验，航空技术发展就有坚实的科学基础，同时也保证了产品的安全可靠。

近年来，据不完全统计，国外在发动机研制中要做大量的地面试车和飞行试验，所需试验机台数和试车时间如表9-1所示。

表中所列美、英、俄三国的5种军用发动机的地面试验和飞行试验所用发动机台数及所需试验时数说明，研制发动机地面试验和飞行试验最少需51台，多则ll4台，先进的军用发动机需要50台以上才能最后定型。发动机地面试验要上万小时，最高达1 6000,时以上，飞行试验需5000小时以上。

另据美国普?惠公司报道，为了提高发动机的可靠性、耐久性和维修性，Fl00发动机通过定型试车以后，又进行7次1 50小时鉴定试车，l次1 300小时加速任务试车(AMT)，针对F一15一次的2000小时的加速任务试车。

我国于20世纪70年代中期引进的英国罗?罗公司"斯贝"MK202发动机生产专利的技术资料中，涉及该机研制期中所做的整机试车工作已相当多了，例如，l969年3月-l970年6月，其中某一台发动机就做了模拟飞行循环的600p时持久试车。

20世纪70年代中期，发达国家在追求航空发动机高性能研制思想指导下，忽视了结构强度问题，结果在使用中产生了大量结构故障。据统计，l963-1978年间，美空军战斗机发生了3824起飞行事故，其中由于发动机原因引起1664；起，占43．5％，而因结构强度和疲劳寿命方面问题导致的事故占90％以上。美军方在总结单纯追求发动机高性能，而忽视可靠性与耐久性的沉重教训后，执行了一项"发动机结构完整性大纲"。该大纲有五项基本任务，而其中有三项就与试验有关，每项试验任务均包含着极其复杂而周密的试验项目、试验目的、考核指标等，这充分说明了发动机试验：亡作的重要性。

试验的目的

一种新型号航空发动机或者改进改型发动机，制造出来后都必须进行：大量试验，以确定发动机是否能够为飞机提供足够的推力以保证飞机飞行速度，而且在提供足够推力的同时燃料消耗能否满足飞行时间(航程)要求；发动机功能能否满足飞机各种飞行条件(如起飞、着陆、爬升、机动等)的要求以及发动机的寿命和可靠性能否满足要求。

发动机试验的种类很多，试验设备、试验条件、试验环境、试验参数等也是千差万别，但试验目的(目标)却不外乎以下几个方面：

(a)验证所提出的新概念、新技术是否可行；

(b)考核所设计的零组部件达到了设计要求没有；

(c)通过试验修正调整设计中选用的参数，使产品最终调整到达到设计要求；

(d)暴露问题，对原设计不合适之处进行修改，使其最终达到可工作的状态；

(e)排除故障时，通过试验，验证所采取的排故措施是否合适；

(f)积累试验数据，掌握设计经验，验证计算程序；

(g)发展新的试验技术、试验方法和测试手段，为设计人员提供更多、更详细、更有用的数据等；

(h)考核发动机的可靠性、耐久性，包括强度、疲劳、极限工况等。

"实践是检验真理的惟一标准"，试验的目的就是要真实地验证和考核发动机的各项指标。

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  42^# 发表于 2008-5-11 10:28 PM | 只看该作者 试验的分类

航空发动机试验的分类标准多种多样，有根据研究目的的分类，有根据研究阶段的分类，有根据研究对象的分类等等。其中按不同特征和最终目的可分为：

(1)科学研究试验：研究发动机及其部件和附件的一般特性，和发动机及其部件和附件的一般特性，以建立发动机的设计、计算、试验和使用的原则。

(2)研制试验：研制中的航空发动机需要经过长时间的试车，以便调整性能，考验可靠性和耐久性，并最终鉴定它是否符合型号规范。

研制试验可分为：

(a)性能试验：主要检验发动机的空气流量、推力、燃油消耗率和稳定性裕度；部件性能试验则主要检验部件的性能特性。

(b)适用性试验：测定发动机对油门和进口气流流场条件变化的响应。

(c)耐久性试验：包括低周疲劳寿命、应力断裂或蠕变寿命、振动特性、抗外来物损伤、包容能力等机械结构的强度试验。

(3)批生产发动机试车：每一台批生产发动机都要在地面试车台上进行两种试车：(a)工厂一试车；(b)检验试车。

从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。

部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。

整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。

如果将一台发动机的设计看作是一个足球队的训练和培养，那么部件试验就相当于对每个队员能力的测试。其中部件性能测试相当于队员足球技术和基本功的测试，如带球、控球、传接球能力等；而零、组件的强度、振动试验就相当于队员的体能测试，如l2分钟跑、往返跑等。发动机的各类整机试验则相当于全队的各种教；学或模拟比赛，通过试验(比赛)来暴露和解决问题，而发动机一旦正式投入使用(服役)，就好比到了正式的比赛场上。 "平时多流汗，赛时少流泪"，正如严格训练才能取得好成绩一样，只有以大量的试验为基础，才能保证发动机的各项指标满足设计要求，成为一个合磐的产旦

同时，也可以以研究设备和研究对象为标准，将航空发动机试验分为五大类：

(a)零部件试验；

(b)整机地面试验；

(c)整机高空模拟试验；

(d)环境与吞咽试验；

(e)飞行试验。

由于该分类方法简单、明了且较为通行，本文将以此分类介绍航空发动机的各类试验。

主要零部件试验

进气道试验

研究飞行器进气道性能的风洞试验(见图9一l、图9 2)。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或1／5的缩尺模型试验，便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。

压气机试验

对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为：

(1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。

(2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台

上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进

行的试验。

(3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件问的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。

典型的压气机试验器见图9-3、图9-4。

平面叶栅试验

平面叶栅试验又称二元叶栅试验。在平面叶栅风洞试验器上对不同叶型和不同叶型参数的叶栅试验件进行吹风，测取叶栅特性。主要试验目的有两个：一是了解叶栅性能，二是为平面叶栅流场计算程序提供验证数据。平面叶栅试验分压气机平面叶栅试验和涡轮平面叶栅

试验。由于用理论方法求解二元叶栅流场的复杂性，在20世纪30年代就已开展了平面叶栅试验。最初叶栅试验技术不够完善，因而得不到真实的二元流动和正确的试验结果。50年代初期，NACA(美国国家航空航天局的前身)采用了有效的风洞边界层控制技术，大大促进了'叶栅研究，使试验结果具有实际的使用意义。平面叶栅试验主要解决二元叶栅中的叶型绕流和叶型性能问题，它不能反映实际环形通道中流场沿展向的变化更不能反映叶轮旋转所涉及的特有的流动问题。这些是平面叶栅试验的局限性。平面叶栅试验装置示意图见图9-5，试验器见图9-6。

 

  43^# 发表于 2008-5-11 10:29 PM | 只看该作者 燃烧室试验

在专门的燃烧室试验设备，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量)所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。

由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试验对新

机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。

按试验件形状可分为单管试验(用于单管燃烧室)、扇形试验(用于联管燃烧室和环形燃烧室)、环形试验(用于环形燃烧室)。

与燃烧室试验有关的试验还有：

(1)冷吹风试验

研究气流流经试验件时的气动特性和流动状态的试验。

(2)水力模拟试验

根据流体运动相似原理，以水流代替气流，研究试验件内部各种流动特性的试验。

(3)燃油喷嘴试验

这是鉴定喷嘴特性的试验。

(4)燃气分析

对燃烧室燃烧后的气体的化学成分进行定性、定量分析。

(5)壁温试验

模拟燃烧室的火焰筒壁面冷却结构，对不同试验状态下的壁面温度和换热情况进行测量和分析。

(6)点火试验

研究燃烧室点火和传焰性能的一种试验。

涡轮试验

几乎都采用全尺寸试验。涡轮试验一般不模拟涡轮进口压力、温度，试验时，涡轮进口的温度和压力较实际使用条件低得多。因而，通常都只能进行气动模拟试验，即进行涡轮气动性能的验证试验和试验研究。与涡轮试验有关的试验还有：高温涡轮试验、涡轮叶片冷却效果试验。

加力燃烧室试验

研究加力燃烧室燃烧效率、流体损失、点火、稳定燃烧范围是否满足设计要求以及结构强度、操纵系统与调节器联合工作等性能的试验。按设备条件可分为全尺寸加力燃烧室地面试验，模拟高空试车台和飞行台的加力试验。全尺寸加力燃烧室地面试验一般选用成熟合适的发动机作主机，以改型或新设计的全尺寸的加力室作试验件，进行地面台架状态或模拟状态试验。目的是确定加力燃烧室的性能及结构强度，为整机试验创造条件，缩短整机研制周期，在性能调整试验基本合格后再与原型机联试。加力燃烧室高空陛能(如高空的推力、耗油率、飞行包线内点火和稳定燃烧)的试验，应在高空模拟试车台和飞行台上进行。

尾喷管试验

用全尺寸或缩尺模型尾喷管在试验设备上模拟各种工作状态、测取性能数据，考核是否达到设计要求的试验。

按试验内容分为：

(1)结构试验：主要考验机械构件、调节元件、操纵机构的工作可行性。除用部件模拟试验外，主要是在整机上对全尺寸尾喷管做地面、模拟高空试验及飞行试验。

(2)性能试验：分内流试验和外流干扰试验。该试验可做缩尺模型和全尺寸部件模拟试验或整机试验。缩尺模型试验不能完全模拟真实流动和几何形状，只适于作方案对比和机理探讨。

此外，还有附件试验、强度试验等。强度试验包括：叶片振动疲劳试验、叶片包容试验、涡轮叶片热冲击模拟试验、发动机超速试验、发动机超温试验、发动机低循环疲劳试验、外物吞咽试验、轮盘超转破裂试验等。

 

  整机地面试验

整机地面试验一般在专用的发动机地面试车台上进行，包括露天试车台和室内试车台两类，其中露天试车台又包括高架试车台和平面试车台。发动机地面室内试车台由试车间、操纵间、测力台架(图9-7)和试车台系统等组成。试车间包括进气系统、排气系统和固定发动机的台架。对于喷气发动机、涡轮风扇发动机，台架应包括测力系统；对于涡轮轴和涡轮螺旋桨发动机则应包括测扭(测功)系统。试车间内要求气流速度不大于l0／秒，以免影响推力的测量精度；进排气部分力求做到表面光滑，气流流过时流动损失尽量少。图9-8示出的是高架露天试车台，与地面室内试车台相比，它除了没有试车间外，其他设备如操纵问、测力台架、试车台系统等均一应俱全。

高空模拟试验

高空模拟试验是指在地面试验设备上，模拟飞行状态(飞行高度、飞行马赫数)和飞行姿态(攻角、侧滑角)以及环境条件对航空发动机进行稳态和瞬态的性能试验。简而言之，就是在地面人工"制造"高空飞行条件，使安装在地面上的发动机如同工作在高空一样，从而验证和考核发动机的高空飞行特性。

随着飞机飞行高度、速度的不断提高，发动机在整个飞行包线(发动机正常工作的速度和高度界限)范围内的进气温度、压力和空气流量等参数有很大变化。这些变化对发动机内部各部件的特性及其工作稳定性，对低温低压下的点火及燃烧，对发动机的推力、耗油率和自动调节均有重大影响。发动机在高空的性能与地面性能大不相同。影响发动机结构强度的最恶劣的气动、热力负荷点已不在地面静止状态条件下而是在中、低空高速条件下，如中空的马赫数为2．5-3,0，接近地面的低空马赫数为l．2-1．5。在这种情况下，发展一台新的现代高性能航空发动机，除了要进行大量的零部件试验和地面台试车之外，还必须利用高空台进行整个飞行包线范围内各种模拟飞行状态下的部件和全台发动机试验。高空模拟试车台，就是地面上能够模拟发动机于空中飞行时的高度、速度条件的试车台，它是研制先进航空发动机必不可少的最有效的试验手段之一。美国国防部署NASA(美国国家航空航天局)联合调查组宣称，一个现代航空发动机的研制计划，在5-6年的周期中，高空试验要进行5000多小时，并要用3-4个试验舱。正因为如此，从20世纪40年代中期开始，美、英、苏、法等国家，均不惜花费巨额投资，相继建立了约l00个高空舱和推进风洞，进行了大量的试验研究作，这对迅速提高发动机研制水平起了重大作用。

高空模拟试验的发展及其优越性

高空模拟试验是从飞机推进系统风洞试验中逐步发展而来的。早在1928@，为了研究活塞发动机整流罩和短舱的阻力及冷却问题，美国就利用兰利机场的老式推进器研究风洞，对活塞发动机装置进行过开式吹风试验。30年代中期，英国的皇家飞机公司研制了世界上第一座主要用于推进装置研究的开式低速风洞，风洞直径达7．3米，并在1 937-11938年间利用该风洞进行了多种活塞动力装置的试验研究，为后来的"飓风"、 "喷火"、 "蚊"等著名飞机的设计提供了数据。

为适应气冷活塞发动机的发展，美国于1943年在克利夫兰建成了世界上第一座真正意义上的发动机高空模拟风洞，模拟高度达到16000米，模拟速度达到225米／秒(810千米／小时)，试验段直径6．1米，曾用于多种活塞发动机的高空试验。

随：善喷气发动机的诞生，飞行速度和飞行高度都迅速增加，为了研究发动机在整个飞行范围内的性能，高空模拟试验的必要性和重要性逐渐凸显出来。不过，喷气发动机的第一次风洞试验并不是针对燃气涡轮发动机，而是脉冲喷气发动机，时间是在1942年，地点是在德国，试验目的是为了研究V一1导弹所用的脉冲喷气发动机性能。风洞直径2．8米，为回流式高速风洞，试验段气流速度已接近声速，但由于采用开式风洞，试验时并不能模拟高空大气状态。两年后，l944年2月，在美国国家航空咨询委员会NACA(H[1现在著名的美国国家航空航天局NASA的前身)的高空风洞中进行了喷气发动机的第一次高空模拟试验，试验中模拟了高空压力，但没有模拟飞行速度。世界上第一个实用的发动机高空模拟试验设备是美国NACA；芰易斯飞行推进试验室于1 9457年建成的。从20世纪50年代初期开始，经过大量实践，美、英、苏、法等世界航空强国逐渐认识到高空模拟试验设备在先进航空发动机研制中的重要作用，在航空发动机研制程序中纷纷取消飞行试验台试飞阶段，大量的发动机高空试验任务转到高空模拟试验设备上进行，掀起了建设高空模拟试车台的高潮，到60年代初期，美国新建和扩建了7个航空发动机高空模拟试验基地、16个高空试验舱；英国新建和扩建了4个航空发动机高空模拟试验基地、7个高空试验舱；法国新建了1个航空发动机高空模拟试验基地、6个高空试验舱；前苏联建设'T2个航空发动机高空模拟试验基地、3个高空试验舱；加拿大、德国也各新建了l个航空发动机高空模拟试验基地和小型高空试验舱。

在国际航空发动机技术领域中，高空模拟试验的优越性越来越突出，主要表现在：

(1)可以模拟发动机的全部飞行范围。从理论上讲，将新研制的发动机装在其将要配装的飞机上进行试飞，就可以在发动机的全部飞行范围内考核其性能，但实际上，这样做有很多问题。首先，新研制的发动机将要配装的飞机一般也是新研制的，将全新的飞机和发动机放在一起进行试飞，其风险是很大的，飞机和发动机的问题纠缠在一起，将使试飞中的故障诊断和分析过程变得十分复杂和困难，会严重影响研制进度；而且，一般情下，飞机和发动机的研制进度和周期是不相同的，发动机的研制进度往往落后于飞机，会造成飞机和发动机互相等待、牵制的局面。因此，一般采用新飞机+现役发动机首先试飞的办法，先解决新飞机自身的问题。而对于新研制的发动机，在装新飞机之前，一般需先装在飞行实验台或现役飞机上进行试飞，但由于飞行实验台或现役飞机的性能往往不能达到新飞机的性能，这就使

新发动机的性能不能得到充分的验证和考核。而高空模拟试验则可以方便、灵活地改变发动机的进、排气条件，完全模拟发动机在整个飞行范围内的工作状况，甚至可以模拟超出飞行范围的极限情况，进行广泛的试验研究。这是任何飞行试验台所无法做到的。

(2)可以模拟恶劣的环境条件。恶劣的环境条件有两个方面的含义，一方面是指在实际飞行中不可能出现、但有关发动机规范中要求的环境条件。如我国((航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》规定，在发动机的某些试车阶段，要求发动机应在一定飞行高度和速度

下可能出现的最大压力和温度下工作。事实上，实际飞行中，发动机进口的空气压力和温度值不可能同时出现最大值，但规范规定要在比实际情况更恶劣的条件下考核发动机。显然，这种现实中不可能出现的情况只能依靠高空模拟试验来达到。

另一方面是指在实际飞行中可能会遇到、但很难在需要的时候出现的情况，典型的如地面高、低温和高原发动机起动加速试验。我国 幅员辽阔，地形和气候条件复杂，既有西部边陲号称"世界屋脊"的高原低压、低温气候，也有长江流域和南部沿海有"火炉"之称的高温、高湿气候。为了适应不同的飞行作战环境，保卫祖国的每一寸领土和领空，发动机就需要在高原、平原、海上和不同的气象条件下进行考核试验。但"老天爷"并不归发动机总设计师管辖，也不太理解发动机设计人员的艰辛和付出，不但不会在发动机试验最关键的 时候助一臂之力，反而会与人们开一些不大不小的玩笑。如我国的某型发动机在定型试飞时，根据定型规范的有关要求，应在大气温度54-74℃、海拔高度0-4500米的范围内完成发动机起动和加速试验。为了寻找合适的气候条件，几十个技术人员带着发动机，为了"三 抢"，即抢高寒、抢高温、抢高原，飞遍了祖国的大江南北，转战20多个机场，行程数万千米，先后忙乎了5个多月，结果只在黑龙江某机场"抢"到了一23．4℃的低温，在长沙"抢"到了+41℃的高温，在西北某机场"抢"到了海：友2840米的高原。可见，如果没高空模拟试验， 仅仅靠"天"搞发动机是很困难的。

(3)可以使发动机试验在更加安全的条件下进行。相比于飞行试验，在地面进行的高空模拟试验的安全性是不言而喻的。首先是人员的安全，至少不再需要勇敢的试飞员用生命去冒险；其次是发动机和设备的安全，在高空模拟试验中，一旦出现故障，容易发现和排除， 也容易及时进行处理，完全可以防止机毁人亡的惨剧发生。

(4)可以提高试验水平。这主要体现在两个方面：一方面，高空模拟试验的发动机进口空气参数(压力、温度、流量等)可以得到准确的控制，使试验可以多次精确重复，这对于发动机的故障复现和分析，对于研究孤立参数对发动机性能的影响等都具有重要的作用。而正如前文所述，由于"老天爷"的不配合，要想在实际飞行中准确复现以前的工作状态几乎是不可能的。另一方面，由于受空间和重量等限制，在飞行试验中不可能采集和测量大量的试验参数，而在高空模拟试验中，由于没有这种限制，完全可以按照试验要求，自由地采集测 量尽可能多的试验数据，并可以利用先进的数据处理系统，进行现场实时处理和分析，从而大大提高了试验水平。据有关资料介绍，发动机高空模拟试验一般可以测量1 000-2000个稳态参数、200-400个动态参数，参数测量准确度可达0．1％-0．5％，这是任何飞行试验所无法企及的。

(5)缩短新发动机研制周期，提高经济效益。高空模拟试验由于不受地点、天气、时间等因素影响，因而可以大大缩短试验周期，降低研制成本，提高经济效益。据英国的统计，两周的高空模拟试验工作量，相当于300次飞行试验。美国20世纪70年代的分析表明，高空模拟试验的费用仅为飞行试验的l／30-l／6。20世纪50年代，对于高空模拟试验和用飞机试验台进行试验还存在一些争议，当时正好英国在用"火神"轰炸机改造的飞行试验台进行某型发动机试验，因受试发动机着火而导致飞机坠毁，无奈之下，只好利用高空模拟试车台继续进行试验。本来计划要用几个月的时间来重复已在"火神"飞行试验台进行l年多的试验项目，结果在英国国家燃气涡轮研究院第3号高空试验舱上只用了约1个月的时间就完成全部试验项目，其中还包括设备改装时间在内。也就是说，完成同样的试验项目，在高空模拟试验台上可以只用不到l个月的时间，而在飞行试验台上就需要1年多的时间，其间的差距和潜在的经济效益是显而易见的。这也是导致后来各国纷纷大力发展高空模拟试验设备的原因之一。

 

    高空模拟试车台的类型

高空模拟试验按模拟程度不同分为连接式、自由射流式和推进风洞式试验。相应的高空模拟试验设备也被称为连接式、自由射流式和推进风洞式高空模拟试车台。

连接式高空模拟试验是模拟飞行条件下，压气机进口截面到尾喷管排气截面整个发动机内部气动热力过程的一种试验，用于研究和鉴定发动机的高空性能、稳定性、工作可靠性以及测定发动机的畸变容限等，设备的供气量与试验发动机流量相等。由于它将模拟飞行条件下的发动机进口空气通过与试验发动机直接连接的管道输入发动机，因此被称为"直接连接"或"连接"式。也就是说，连接式高空台只能模拟发动机进、出口在飞行状态下的工作环境(空气压力、温度等)，不能模拟进气道的流动以及发动机的外部气流流动，即不能进行模拟超声速飞行时的进气道／发动机联合试验。

自由射流高空台则可以将进气道与发动机连接在一起进行高空模拟试验，与连接式高空台相比，其主要区别在于它的进气参数是模拟飞行状态下飞机进气道的进气参数，而不是发动机进气参数，从而可以进行进气道／发动机的相容性试验，更加真实地模拟发动机的实际工作状态。由于考虑了进气道的外部流动，其设备供气量是试验发动机流量的2-3倍，因此大大增加了试验成本。

推进风洞式试验是将包括进气道、发动机短舱(或后机身)、发动机和尾喷管在内的整个推进系统放入闭式风洞中进行高空模拟试验，因此可以更真实地模拟飞行状态下发动机的实际工作状态，但也需要更大的试验设备和更多的试验经费。事实上，目前世界上最大的推进风洞其试验段也只有4．88米×4．88米，只能作小型飞行器(如巡航导弹)的全尺寸高空模拟试验，对于一般的战斗机或民用客机，则只能作缩尺或部分模型的试验。

因此，从经济性、实用性等方面考虑，连接式高空台是目前应用最广泛的高空模拟试验设备。

连接式高空模拟试车台的特点和组成

连接式高空模拟试验与自由射流式和推进风洞试验相比，优点是试验费用低、试验设备较简单、拆装发动机较方便、试验周期短等。因而，获得了广泛应用。我国自行建造的SBl01高空台是连接式高空台，于1995年通过中俄高空台对比鉴定并经国家验收投入使用。图9-9是SBl01高牢台令景，其试验舱示意图及实景分别见图9-10、图9-11。

连接式高空台模拟发动机进口截面上的进气压力与温度，排气条件则保持发动机尾喷管出口环境压力为所模拟高度的压力。由于发动机进气压力、温度是随飞机的飞行高度、速度变化而改变的，飞机在其飞行包线中飞行时，进入发动机的空气温度最高可达l80℃左右，最低至一60℃，而进入发动机的空气压强约在0．03-2．9大气压范围内变化。因此连接式高空台必须根据模拟的飞行条件，向试验的发动机连续不断地提供不同温度(有时是高温，有时是低温)、不同压强的空气流。为此，需要对流入发动机的空气进行加温、降温和加压、降压的设备。其试验设备主要包括供气系统、试验舱、排气系统和其他附属设施，整个设备的工作流程见图9-12。

供气系统一般包括压气机、加温器、干燥及降温装置、混合器、相应的辅助系统和调压、调温阀门等。它向试验舱内的发动机提供符合模拟要求的温度、压强、湿度和流量的空气。

在连接式试验舱内装有被试验发动机及其附属系统。试验舱前舱保持发动机压

气机截面上的气流条件，而后舱则模拟飞行高度的大气压强和温度。

排气系统一般包括排气扩压器、排气冷却器和抽气机(或引射器)及各种串、并联连接管道及阀门。其作用是保证"造成"试验舱内的高空低压。其他附属设施包括电、水和油等系统。

连接式高空模拟试车台的试验内容主要包括：

高空性能试验；推力瞬变试验；功能试验；进气畸变试验；起动和再起动；高空风车旋转试验；此外，还可完成发动机进口空气增压和加温持久试车等。

 

    我国的SBlOl高空模拟试验台

我国的航空发动机高空模拟设备的建设和高空模拟试验技术的研究，起步不算太晚。早在1958年就着手进行航空涡轮发动机高空模拟试验设备的建设；1959年曾与苏联协作，规划建设以航空涡轮发动机高空模拟试验设备为核心的航空发动机试验基地；1962年开始进行航空涡轮发动机高空模拟试验技术的研究工作；1964年改建成一个工作时间为7．5-10分钟的暂冲式小型涡轮喷气发动机高空模拟试验舱；同年正式规划并着手建设大型连续式气源的航空涡轮发动机高空模拟试验设备，简称高空台。在当时特殊的政治环境下，l965年，选定在四川西部的秦岭山区建设我国的SBl01高空台。老一辈高空台建设者不畏困难，一切从零开始，历经30年艰苦卓绝的建设，1995年，SBlOl高空台顺利通过国家验收，并与俄罗斯中央航空发动机研究院高空模拟设备的高空试验舱进行了对比试验，完全可以满足我国现在和将来航空涡轮发动机研制和发展的需要。SBl01高空台的设备规模在世界上是继美、俄、英、法后居第五位，在亚洲目前是第一位，被称为"亚洲第一台"。

SBl01高空台建成后，相继完成了多种航空发动机和部件、系统的设计定型试验、高空性能试验、高空鉴定试验、模拟高空飞行状态对比试验、进气畸变鉴定试验、飞行中使用故障分析研究与排除等模拟高空试验，并研究出一一套比较成熟、实用的航空发动机高空模拟试验技术，在我国自行研制航空发动机的过程中起到了不可替代的重要作用。可以说，现在正在服役和即将服役的绝大部分国产发动机都曾先后在SBl01高空台上经受过高空模拟试验的严格考验。鉴于高空台对我国航空事业所做出的巨大贡献，该项目先后荣获国家科技进步特等奖、"九五"全国十大科技成就奖，以及其他省部级奖数十项。在SBlOl高空台的建设与发展中，在这个孕育科学家和设计师的肥沃土壤里，还培养了大批从事航空发动机试验与研究的高科技人才，以及我国航空发动机专业的一位院士，成为航空发动机行业的骄傲。

SBlOl高空台主要包括供气系统、试验舱、排气冷却系统、抽气系统和其他附属设施，整个设备的工作流程见图9-12。

供气系统包括压气机、加温器、干燥及降温装置、混合器、相应的辅助系统和调压、调温阀门等。它向试验舱内的发动机提供符合模拟要求的温度、压强、湿度和流量的空气。大型压气机系统由14台离心式压缩机组成，最大供气量高达350千克／秒，最大供气压力达4．5个大气压。其中加温器能够把流量近70千克／秒的空气从常温加温至500℃，加温器运行一天所消耗的天然气相当于一个中小城市(44万户家庭)一天的消耗量，加温系统(冲天炉)见图9一l3。降温装置采用增压式膨胀涡轮机组(图9-14)，能够把流量近50千克／秒的空气从常温降至一70℃，其制冷量足够一个百万人口的城市在夏天人人享受空调。

在SBl01高空舱内装有被试验发动机及其附属

系统。其试验舱示意图及实景分别见图9-10、图9-11。试验舱前舱保持发动机压气机截面上的气流条件，而后舱则模拟飞行高度的大气压力和温度。

排气系统包括排气扩压器、排气冷却器、排气消音器(图9-15)和抽气机(或引射器)及各种串、并联连接管道及阀门等。其中抽气机的最大抽气容积流量达到27000立方米／分，如此强大的抽气能力可以在3分钟内将首都体育馆内的空

气全部抽光，使其内部形成真空而被外界大气压力压垮。

SBlOl高空台还有很多其他附属设施，如电、水和油系统，以及复杂的控制系统、数据采集系统等。

高空台的压气机、降温设备、泵、阀门、风机、抽气机等许多设备都需要电力驱动，因此高空台试验时耗电量巨大，是名副其实的"电老虎"。SBl01高空台总装机容量达17万千瓦，高空台试验一天的用电量相当于一个250万人口的中型城市日生活用电量。为了缓解高空台试验时巨大的用电负荷对正常民用和工业用电的影响，高空台试验一般安排在后半夜的用电低峰进行，并且还要与当地供电部门协调，防止跳闸等意外发生。

为了冷却大量的高温设备和调节发动机进口空气湿度，高空台还需要大量的"喝水"，不仅如此，为r防止管道结垢堵塞和异物进入，高空台还得"喝"经过软化过滤处理的"纯净水"。SBlOl高空台试验设备日耗水量相当于一个450万人口的大型城市目生活用水量，一般的管道输水(自来水)流量是远远不能满足其需要的。为了给高空台"解渴"，还专门在邻近高空台的一座小山上修建了一个水域面积近百亩的小型人工水库，试验时先用水泵将水抽到水库中，再通过直径超过一米的管道将水引入高空台用水设备中，其作用和原理有点类似于水塔和高层建筑顶部的水箱。小水库的正式名称叫"高位水池"，但建设者们却另给它取r个浪漫的名字天鹅湖。不过从这里起飞的已经不再是优雅的天鹅，而是保卫祖国神圣领空的"色豹"和"枭龙"。

SBl01高空台的主要技术性能：最大模拟高度25千米，最大模拟M数2．5，试验对象是流量为120千克／秒以下的涡喷和涡扇发动机(海平面标准静止状态)；气源最大供气质量流量350千克／秒，最大抽气容积流量27000立方米／分；设备总安装功率l7万千瓦；高空舱内径3．7长度22米，可测最大推力200千牛。

为了扩充SBl01高空台的试验能力、发展更高性能航空发动机的试验技术，目前正在投资近两亿元扩建第二个高空舱，2号舱建设完成后将进一步加强我国高性能航空发动机的试验能力，从而加速我国航空发动机发展、改进改型的步伐。

 

    环境试验、吞咽试验

发动机环境和吞咽试验包括：

高低温起动和加速试验、环境结冰试验、腐蚀敏感性试验等，"冬练：三九，夏练三伏"，考核发动机在恶劣环境条件下的适应能力；吞鸟试验、外物损伤试验、吞冰试验、吞沙试验、吞入大气中液态水试验、吞入火药气体试验等，让发动机也尝尝"酸甜苦辣"的滋味，看看发动机的"肚量"(包容性)和"泼辣"(抗畸变)程度如何；还有噪声试验、排气污染试验、核加固试验等。

下面介绍非常有趣的吞鸟试验。

随着飞机飞行速度的提高，鸟撞飞机事件不断增多。据美国空军统计，自1956-1973年发动机鸟撞112次。严重的鸟撞事故会引起飞机失事，例如l 975年一架民航机在纽约起飞失事，就是与一群重约1．82千克的鸟相撞，使CF6发动机全部风扇叶片损坏，并与环氧树脂屏板摩擦导致失火爆炸。加拿大空军因鸟撞事件损失了l0架CF一104飞机。1985年，印度斯坦航空公司的一架波音747客机在飞越喜马拉雅山脉时，与一只在高空飞行的成年老鹰相撞，造成发动机起飞爆炸，飞机坠毁，导致200余人死亡的重大空难事故。

撞入发动机的鸟类范围很广，按重量分类，一般分为大鸟(2千克以上)、中鸟(1千克左右)、小鸟(50-100克)三类。为避免鸟撞发动机造成影响飞机飞行安全的事件，航空发动机在设计中均采用了一系列抵抗鸟撞造成机件严重损伤的措施。为验证所采取的措施是否可行，在发动机研制中，一定要进行鸟撞试验。试验中，中、小鸟群撞入不应破坏发动机的结构完整性，也不应停车，但会引起短暂的(1-2秒)推力下降或压气机不稳定，大鸟撞入发动机应能安全停车且不发生危及飞机安全的发动机故障。试验方法有以下几种：

(1)静态单独叶片撞击试验，试验用一块静态叶片，成本最低。用火药枪或气枪将鸟射入。在风扇工作叶片的叶尖处，鸟撞速度要超过声速。试验结果要做离心力修正。

(2)单个旋转叶片撞击试验，因全部叶片试验费用太大，故采用单个旋转叶片试验以模拟真实情况下离心力的影响。通常以自由落体的方式打入模拟鸟，降落速度约为4米／秒。

(3)全部旋转叶片撞击试验，经过单个叶片静止和旋转试验考验后，便可以进行发动机吸乌性能的全部旋转叶片撞击试验，用气枪把乌射入，要考查是否有导致叶片断裂的裂纹，并用高速摄影机摄下撞击过程。

(4)完成上述各种预先试验对所研制叶片之抗鸟撞强度、工作性能的变化特性和安全问题的考核之后，便可以在发动机上进行吸鸟试验，目的在于验证：是否会产生喘振等现象；产生喘振后发动机能否自动退出喘振，恢复正常工作状态；从喘振产生到发动机恢复正常工作期间，发动机推力、转速等主要工作参数随时间的变化情况；鸟撞所引起的二次破坏(叶片变形、脱落等)情况；发动机包容性是否满足设计要求，即脱落的叶片或大鸟的残骸是否会打穿发动机机匣而危及飞机安全；以及由于风扇叶片局部变形而引起发动机性能变化等。

发动机投鸟装置示于图9-16。发动机吸鸟必须是真实的禽类。试验的鸟由压缩空气炮按一定速度、一定的位置射向工作中的发动机。

由于现代喷气客机的巡航高度一股在8000米以上，很少有鸟类能飞到如此高的空中，因此发动机吞鸟事故一一般发生在中低空，尤其在机场附近，即飞机的起l毛和降落过程中。由于在起飞过程中飞机的迎角很大，速度不快，高度不高，需要发动机处于最大推力状态才能保持稳定飞行姿态，此时一旦因为鸟撞造成发动机的推力下降，哪怕只有十几秒，都会造成严重的后果。因此，鸟撞试验时发动机一般应处于最大推力状态，以模拟起飞的情况，并需要用不同大小的鸟类，在不同的径向位置射入，从接近发动机轴线的中心位置一直到接近发动机机匣的外部位置，以模拟实际鸟撞情况。试验时，除用高速摄影机摄下撞击过程外，还需记录整个试验过程中的发动机参数变化情况，并在试验后分解发动机，分析鸟撞的后果和各部件(尤其是风扇叶片)Va结构变形情况，为评估发动雏结构完艇性和改进设计提供依据。

飞行试验

发动机飞行试验是为验证发动机装到飞机上时发动机及其各系统和附件的性能特性、工作质量和工作可靠性，或为完成预定研究目的而在实际飞行环境中进行的飞行试验。

飞行试验有色行试验台试验以及装在实际使用该发动机的飞机上试验两种。它又可分为型号(含改进改型)飞行试验和研究性飞行试验。

由于地面模拟试验的局限性，新研制的发动机尽管经过了大量的

部件试验、台架整机试验和高空模拟台试验，在装原型飞机试验之前，为了安全起见，特别是对一些危险试验项目，仍需要在飞行试验台上进行不同飞行高度、速度、飞行姿态和不同

大气条件下的调整试飞。

飞行试验台一般是用大型多发动机飞机改装而成，如图9一l7所示。该飞行试验台是用大型客机波音747改装而成的，将左翼内侧的发动机拆掉，换成要试验的发动机(波音777用的发动机)，并装上相应的测量各种发动机工作参数的测试装置，飞机内部则改装成为一般地面试车台的测试间。通俗地讲，飞行试验台是可飞行的发动机试车台。

飞行试验台试验项目有：发动机过渡状态试验；自动调节系统工作质量的检查；发动机风车特性和空中起动；应力应变测定；冷却、防冰系统试验；喘振试验；滑油系统可靠性检查；以及发动机的高度速度特性测定等。

飞行试验台虽能真实地测出发动机在各种高度、速度下发动机的工作参数与工作状态，但它受到飞行试验台所用飞机性能的限制，不能超越该飞机的飞行范围，特别是对用于高空、高速战斗机的发动机，局限性更大。

飞行试验台与高空模拟试验台，是航空发动机发展过程中出现的两种不同的试验设备，这两种试验设备在西方国家与俄罗斯都存在，我国也都采用。二者在技术上各有所长，是相辅相成、互为补充，只是不同国家侧重用的试验设备不同而已。但不论是用飞行试验台还是

高空模拟试验台，或两者均用，但最终一定要在用它的飞机(新研制的、改型的)上进行大量试验，以获得飞机的全面性能，暴露发动机以及飞机上与发动机有关的组成部分的设计缺陷与问题，并在试飞中不断改进、完善(图9-18为歼8 11型飞机试飞现场)。

对于新型双发战斗机，一般是先用一台现有成熟的发动机及一台新研制的发动机装在飞机上进行试飞，然后再装上两台全为新研制的发动机进行试飞。一般这种在用新研制的发动机的飞机上进行的飞行试验通常要进行5-8年或更长的时间，例如，美国的F一22战斗机(图9-19)于1 997年9月7日首次飞行，1998年2月5日交付美国

空军进行飞行试验。l999年7月20日，美国空军首次进行了超声速巡航，以马赫数高于l．5的速度飞行了时。同年11月17日，进行了首次空中加油试验等。经过了漫长的飞行试验后，直：至12003年初才开始向美国空军交付两架生产型飞机，供美国空军作为培养飞行员及维修人员用的教学飞机。估计至2005年才能向美国空军提供小批量的定型飞机。

我国具有自主知识产权的航空发动机-"昆仑"发动机，经过多年艰苦，反反复复的地面台试验、高空台试验、飞行试验和修改，终于在2002年定型并投入生产。图9 20为"昆仑"发动机的雄姿。

 

    第十章 航空发动机在非航空

领域及武器中的应用

为满足国防和航空运输业的需要，半个世纪内，航空发动机得到了巨大的发展。由于航空发动机在设计水平、材料、制造工艺、试验和使用方面技术先进，经验丰富，因此由航空发动机改装而得到的燃气轮机(简称航改燃机)，在非航空领域中得到了广泛的应用，在整个航空动力行业中，航改燃机所占的比重不断增大。

工作原理

在第八章"核心机"中曾提过，从原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高新技术装备的高性能核心机(或燃气发生器)，则可发展一系列的发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面和舰船用的动力。也即用不同的方法来利用燃气发生器输出的高温高压燃气，就可得到不同的发动机。如果将这股燃气驱动一个带动负载设备(如发电机、水泵、油泵)或船用螺旋桨的涡轮，那么原用于上天的航空发动机就可变为地面或舰船的动力了，这就是航空发动机在非航空领域中的应用。图10-1给出了它的示意图。由图可以看出，在燃气发生器后用来驱动地面装置的涡轮称为动力涡轮，燃气发生器加上动力涡轮称为地面或舰船用燃气轮机。一般动力涡轮的转速较高，而带动的发电机、水泵、油泵及船用螺旋桨等设备的转速均较低，因此，在动力涡轮与设备间需装减速装置。

众所周知，在研制、发展航空发动机时，为了提高发动机性能，采用了各种最先进的技术，做了大量苛刻的试验，因此发展费用极高。一般在20世宝80-90年代

发展一种新型航空发动机，大致需投资10-15美元。如果以这些用先进技术装备起来的、投资巨大的航空发动机的燃气发生器

为基础，发展地面、舰船用燃气轮机(航改燃机)，那么就能多快好省地发展出性能好、体积小、重量轻的航改地面或船用燃气轮机，为国民经济与国防事业做贡献。为此，国内外航空发动机研制厂所，均设有燃气轮机分部，专门从事将航空发动机改型为地面或舰船用燃气轮

机的工作。

地面燃气轮机分类

地面燃气轮机大体可以分为两类：一类是工业型，一类是航机改装型。

工业型是按地面要求而设计的，主要的要求是寿命长，能长期安全运行，少用贵重金属材料等(图10-2)。

航空发动机改装的燃气轮机，是把那些成熟的航空发动机加以适当改型而成，有的甚至在新航空发动机研制阶段中或研制之初，就开始着手地面燃机的改型。改型的情况视发动机的种类不同而不同。对涡轮喷气发动机，去掉尾喷管并适当改进后，加装动力涡轮；对涡轮

风扇发动机，去掉或改变前面的风扇部分，适当变更涡轮，去掉尾喷管，加装动力涡轮；对涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机，由于它们在飞机上使用时就是输出轴功率，因而改

装的工作量较小。

在实际运行中，很多航空发动机改装的机组在用天然气作燃料时，大修间隔的时间已达到2万-3万小时，很好地满足了地面需长期安全运行的要求。故目前航空发动机改装的燃气轮机发展很快，在整个燃气轮机中所占的比重不断增大。

 

    航改燃机的优点

(1)投资少、研制周期短、生产成本低

芭充分利用了航机的经验，在现有机组的基础上进行改装研制而得。目前，国外航改燃机机组售价有的已低于同功率的工业型机组。

(2)效率高、重量轻

航机的涡轮前燃气温度高，增压比亦高，故改装后的机组效率

比工业型机组高。目前，先进的简单循环工业型燃气轮机机组效率为31％-3；4％，低于航改燃机机组达到的34％-38％。

由于航空发动机具有体积小、重量轻的特点，因此航机改型的地面燃机可以装在列车上甚至重型卡车上，作为可移动式的地面燃机，非常适合于新开发的油田、海洋中的石油钻探开采平台、矿区等采用。

图10-3示出了用英国罗?罗公司的RB21 1涡轮风扇发动机(用2F波音747、A300等大型客机)改型的航改燃机。由于航改燃机体积小、重量轻，因此燃机、减速器及油泵可安装在可移动的长形底座上，便于整套机组运输。

(3)检修方便、维护费用低

在国外，航改燃机机组广泛采用更换燃气发生器的办法来检修，即拆下需检修的燃气发生器，装上备用的燃气发生器，这一般在10小时内即可更换完毕。换下的燃气发生器运至制造厂或检修中心去检修，检修完后运回作：备用。显然，在制造厂或检修中心检修，要比在现场解体检修方便，人员节约、费用低廉。

(4)利用率高

这首先是由于机组的安全可靠性高和大修间隔时间长所致。其次则是采用了更换燃气发生器的检修办法，因而机组的利用率很高，可达99％以上。而一般在现场解体检修的工业型机组，检修一次往往需要一个月左右，甚至更长，利用率就随之降低。

在盛产石油、天然气的近海海洋中，采用海洋石油、天然气钻探、开采平台，已是很普遍的了，我国也有多座海洋石油钻探、开采平台。这些平台远离大陆，无法从地面供给电力，只能在乎台上安装燃气轮机发电机组，但海洋平台空间有限，承载能力也有限，因此无法采用一般的重型燃气轮机，只能采用体积小、重量轻、使用方便的航改燃机。目前，几乎所有的海洋石油、天然气钻探、开采平台均采用r航改燃机作为它的动力源。图10-4所示为采用英国罗公司的航改燃机作为发电机组动力的海上油井平台。在我国的海洋石油、天

然气钻探、开采平台上共约使用20余台。

发展及应用情况

自1939年瑞士成功制造第一台电站用燃气轮机以来，由于燃气轮机具有体积小、重量轻、起动快、少用或不用冷却水等一系列优点，已在各个领域得到长足发展，广泛应用于发电、舰船动力、车辆动力、天然气和石油管道输送等领域。由于前述的航改燃机的众多特点，因此，在20世纪50年代航空燃气涡轮发动机在飞机上得到普遍采用时，就开始了将航空燃气涡轮发动机改型为地面、舰船用的轻型燃气轮机的工作。

1958年，英国的布列斯托尔公司，将分轴型涡轮螺旋桨发动机"普罗丘斯"改装成舰船用燃气轮机后，用于快艇推进动力，机组最大功率3170千瓦(4250马力)。次年，又将该机组用于遥控的无人电站。同一时期，美国的莱康明公司将分轴型涡轮螺旋桨(也是涡轮轴)发动机T53改装成航改燃机后，作为水翼艇的推进动力，后来又将其用于其他用途。

自1963年起，以大型涡轮喷气发动机改装的机组相继问世。例如，美国用57、75涡轮喷气发动机改装得到的FT3、FT4航改燃机，用 7 9涡轮喷气发动机改装得到LMl 500航改燃机。英国用"奥林帕斯"及"埃汶"涡轮喷气发动机改装得到同名燃气发生器，在它们后面加装动力涡轮后，得到了功率7460-18640千瓦的机组，效率达25％-27．8％。

至l20世纪60年代末，以涡轮风扇发动机

改装成的机组也开始问世，代表型号为LM2500，机组效率达到了34％(现已高于35％)。它枥着新一代的航机开始被改装用于工业及舰船。至1170年代末，有更多用涡轮风扇发动机改装的机组出现。例如，改装得到的RB21斯贝、LM5000等燃气发生器再加装动力涡轮得到的机组等。其LM5000燃气发生器的功率达44740千瓦(6万马力)，是目前功率最大的航改燃机的燃气发生器，用它加装动力涡轮得到的燃气轮机的效率可达38％，是简单循环燃气轮机目前所达到的最高效率值。

我国航空发动机改型为航改燃机工作在"军民结合、平战结合、军品优先、以民养军"的战略方针指导下，近年来取得了初步成效。

在大庆、胜利、中原油田等地使用的航机改型的燃机机组已有100多台套，总装机容量15Z千瓦(20万马力)，主要用于发电、注水、供热及气体处理工程上。同时引进生产美国普?惠公司的FT8工业燃机(图10-5)，该燃机由T8D涡扇发动机改装而成，单机组功率可达25万千瓦，单循环效率达38％，可使用各种燃料。

 

    舰船动力

由于航改燃机体积小、功率大、起动快、重量轻、可靠性高、更换方便，安装所需空间适于舰船，并具有较葛的燃烧效率，能够大大增加舰船的巡航半径和机动性。因此从1970年开始，大部分西方国家开始把航改燃机作为水面舰船的助推器(相当发动机中的73口：燃烧室)。

目前，大约有2700台左右航改燃机装备在世界各国的军舰上。美国通用电气公司生产的LM2500在l 987年时就已有580台装备l7个国家的军舰，莱康明公司生产的航机改型的燃气轮机也超过400台套。图l0-6；典型的舰船用航改燃机，它是由英国罗?罗公司的"斯贝"涡轮风扇

发动机改型而成，"斯贝"的民用型用于"三叉戟"客机，军用型用于F一4"鬼怪"式战斗机，改型的航改燃机分别命名最大功率为12750千瓦，热效率34．8％，它的安全性、可靠性均很高，且在低工况下仍有较高的效率，已广泛用于英国的舰船上。图10-7、图l0-8分另q示出使用了

SMAl航改燃机的航空母舰、驱逐舰。SKl5HE的最大功率为l2000千瓦，用于发电。

在1987-2000年间，美国建造的29瞍DDG51级的导弹驱逐舰，每艘安装四台LM2500航改燃机。从l987年至l991年，又装备了配备四台LM2500的提康德罗加级巡洋舰l4艘。其最大航速为30节以上，航速20节时的续航能力达至l6000海里。

英国皇家海军也在水面舰船中大量配备航机改型的燃气轮机，英国"无敌号"航空母舰装备的航机改型的燃气轮机是由英国罗?罗公司生产的"奥林帕斯"航空发动机改装而成的联合循环燃气轮机。在1982年5个多月的"英一阿马岛战役"中，该航空母舰连续航行l60

天，并在行进途中成功更换了奥林巴斯燃气轮机。

前苏联在主要水面舰船上装备了部分航机改型的燃气轮机。1963年生产的Kaskn级的导弹驱逐舰是苏联首次装备航机改型的燃气轮机的舰船。从此，苏联大范围地在水面舰船上装备航机改型的燃气轮机，包括巡洋舰及小型舰船。

其他国家也在大量使用航机改型的燃气轮机作为舰船动力，包括法国、德国、印度、澳大利亚、比利时、日本等。

航改燃机发电

由于航改燃机功率大、起动快、重量轻、可靠性高，并具有较高的燃料效率，因此大量作为发电机组，用于尖峰负荷电站及作为紧急备用机组，电站用航机改型的燃气轮机见图l0-9。图l0-10示出了20世纪80年代末在我国南疆建成的一座以航改燃机作为动力的发电厂，该，一所用的动力是英国罗公司的航改燃机。

英国罗?罗公司在加拿大魁北克建立了一家加拿大燃机公司，专门从事将旅客机用的

"遄达"涡轮风扇发动机改装成5万千瓦燃机的开发工作。首台"遄达"工业型的航改燃机于1995年进行工厂试验，1996年投放市场，其简单循环效率为42％，以后的改进型的功率和效率可分别达到6万千瓦和43％。

我国在"七五"期间，成套开发的航改燃机大多数成功采用了热电联供、热动联供形式，使机组的热效率超过65％，弥补了我国燃气热效率低的缺陷，受到用户欢迎。例如，由

用于运8运输机的涡桨6(W6)改型成的航改燃机涡桨6G1效率为2％，组成热电联供机组后的热效率达68％-70％，给用户带来较高的经济效益。涡桨6涡轮螺旋桨发动机改装的航改燃机已系列化，包括涡桨6G1、涡桨6G1A、涡桨6G2、涡桨6G2A、涡桨6G48、涡桨6G4A等。

由国产涡轮喷气发动机改装的QT28燃气轮机已经在中原油田投入运行，该机组在2000年珠海航展时曾引起各界的高度关注。

 

    天然气及石油输送

许多蕴藏量丰富的石油、天然气产地，远离需用石油、天然气的城市，一般需通过长距离管道将产地的油、气输送到需用油、气的大城市。在油、气管道输送中，需沿管道按一定距离设置多座增压站，对油、气增压，克服油、气在管道中流动的阻力。由于绝大多数增压站均远离城市，有的处于人烟稀少的荒漠或深山丛林中，有的处于终年积雪的严寒地区，交通不便，重型机械设备很难运达，加上有些站址水源稀少，以至加压站的建立及日常机组的运行带来较多困难。但是航改燃机由于有体积小、重量轻、起动快、少用或不用冷却水以及可以进行远距遥控等优点，很适于作为石油、天然气输送管线增压站驱动增压装置的动力，因而得到广泛应用。美国在阿拉斯加油田的长达几千千米的输油管线中均采用航改燃机作为管道增压的无人遥控的动力装置，图l0-11即为阿拉斯加输油管线中的一座处于冰天雪地中的增压站。该增压站的动力采用了两台由英国罗?罗公司的"埃汶"涡轮喷气发动机改型的航改燃机。在阿拉斯加输油管线中，还采用了大量的由美国通用电气公司的79涡轮喷气发动机改型的LMl500航改燃机。又如俄罗斯(前苏联)由于地域广大，天然气含量丰富，能源开发需求的航机改型的燃气轮机数量可称之为世界之最。

前苏联航改燃机的大规模应用也始于天然气输送管线。20世纪六

七十年代，为了满足国内输气管线及从西伯利亚至西欧的大口径长管线建设的需要，除少量购买西方的航改燃机外，苏联将l200台图一ll4飞机和安一22飞机用的8．8兆瓦的HK一12涡轮螺旋桨发动机改成6．3兆瓦的HK一12CT燃气轮机，作为输气站的压气机组动力(在120座输气站中每站4-6台机组)，迄今总运行时数超过2300万小时。l982年，又把600台伊尔一62、图一154用的HK一8涡轮风扇发动机改成16兆瓦的HK-l6CT航改燃机，用于输气管线上。

到目前为止，仅这两种型号的燃气轮机已生产了1800台，分布在俄境内的各条输气管线上。前苏联的航改燃机不仅用于国内，而且出口到东欧、阿根廷、巴西、几内亚、阿富汗等一些国家。

HK一16CT于1982年投入使用后，已生产了435台，计划生产l000台。该机输出功率l6000千瓦，效率为29％，动力涡轮后排气温度为370℃，寿命为30000,时，大修间隔期为l0000p,时，实际运行中已有一些机组运行25000,时而未曾大修过，目前大修间隔期已延长到1 5000时。

20世纪90年代，俄罗斯和乌克兰又试制了几种航改燃机，Ⅱ一336型航改燃机就是其。皿一336的原型机是米一26直升机的Ⅱ一l 36涡轮轴发动机。根据用途不同，Ⅱ一336燃气轮机有Ⅱ一3369和Ⅱ一336两种型号。后者与离心压缩机配套用于输送天然气，该机输出功率6300千瓦，热效率为30％-3 1．6％，设计寿命为30000时。

另一影响较大的航改燃机是HK一36CT。该机系由用于图一160超声速战略轰炸机的三转子NK一321加力式涡轮风扇发动机改型而成的。HK一36CT的结构设计中，采用了航空发动机上的多项最新制造技术，约有60％的零件与航空型NK一321通用。在标准状态下，输出功-q-率25000千瓦，热效率为36．4％，寿命为30000时。该航改燃机已于20世纪90年代用于天然气管线上。

英国罗?罗公司选择了性能最好的"斯贝"66(TF41一A2)涡轮风扇发动机，改装成工业用的航改燃机，其涡轮前燃气温度降为

1017℃，增压比为l 8．5，低压转子转速8000转／分，高压转子转速l2190转／分，加装两级动力涡轮后，机组的效率为33．4％，改装后的第一台机组就用于天然气管道输送的增压站，并于1976年投入运行。

包括美国、法国、德国、我国在内的许多国家，特别是中东地区，目前大量使用航改燃机作为海洋石油开发平台上的动力源、天然气管道和石油管道增压。我国通过改装的部分航改燃机已在大庆油田、新疆新开发油田、陕西一北京输气管道、中原油田上使用。

随着国民经济的发展，航改燃机作为一种高效、可靠、经济的增压驱动装置将更加广泛地应用于天然气、石油输送。

巡航导弹

小型涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机也用于巡航导弹上。现在世界上有70多个国家拥有对舰和对地巡航导弹。其中有19个国家本国可以制造。

美国现有的巡航导弹既有对舰的、也有对地的。发射方法也多种多样，有陆地发射、舰艇发射、飞机发射等。发射距离既有远程的，也有短程的。

"鱼叉"式、 "战斧"式巡航导弹是影响较大的、采用涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机作主动力的两种美国巡航导弹。

"鱼又"又名"捕鲸又"式巡航导弹，是美国研制的反舰导弹，1972年完成发射试验，1977年开始服役。它有飞机发射的AGM一84A、舰船发射的RGM一84A以及潜艇发射的UGM一84A。除美国之外，有25个国家部署了这种巡航导弹，是名副其实的最畅销的巡航导弹。

图l0-12示出典型的空地巡航导弹的结构图，主要由制导部、战斗部、发动机、尾舱段组成。制导部中有宽频带捷变主动雷达(简称主动雷达)、窄脉冲惯性系统、雷达高度表、中段制导装置，主发动机为一台涡轮喷气发动机，在发动机与战斗部之间为燃料箱，主发动机后为火箭助推器；在导弹的中央有4个固定式弹翼，后部还有4个用于控制的控制翼，助推器上还要加4个固定式尾翼。

"鱼又"RGM-84A舰对舰导弹(图10-13)最大射程1 10千米，最小射程1 12F米，单发命中率可达95％。导弹长3．84米，导弹直径344毫米。 "鱼叉"AGM一84A空对舰导弹(图10-14)弹长3．84米，导弹直径0．34米，全弹质量

522千克，最大射程l l0千米，巡航速度0．85倍声速，重量556千克，弹头重222千克。

"鱼叉"式导弹主发动机所用的402涡轮喷气发动机，是美国特里达因公司专为导弹设计的小型一次性使用的发动机，其最大推力为294十牛，巡航时推力为209十牛，发动机最大直径为0．3 1 8米，长0．747米，重约45千克。402涡轮喷气发动机还用于"战斧"式巡航导弹的近距型。

图l0-1 5为用于"鱼叉"、"战斧"式导弹的特里达因402涡轮喷气发动机的剖视图，从图中可看出，发动机由单级轴流式压气机及单级离心式压气机组成的混合式压气机、环形燃烧室、单级涡轮组成，整个发动机设计得非常简单，零件数目少，是一种典型的一次性使用的发动机。

图10-1 6为一架F／A一1 8舰载攻击机上挂载的AGM一84"鱼又"空对舰导弹。

"战斧"式巡航导弹是美国研制的又一种闻名于世的对地面目标攻击的巡航导弹。 "战斧"式巡航导弹发射时用固体燃料推进器加速，其后靠涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机巡航飞行。

 

    "战斧"式巡航导弹有多种形式，它既有对舰攻击的，也有对地面目标进行常规弹药或核弹药攻击的；从发射位置看，它既可从陆地发射，也可从舰船上或从潜水艇在水下发射；它的射程可从460千米至2500千米。 "战斧"式巡航导弹有几种不同用途的型号：BGM一109A型为对地核攻击型、BGM一1098为反舰型、BGM-l09C为对地常规弹药型、BGM一109D为对地子母弹型、BGM一109G为陆地发射对地核攻击型。图l0-1 7示出了"战斧"式巡航导弹从潜水艇水下发射的情景。对于远程的"战斧"导弹，采用耗油率较低的

F107涡轮风扇发动机，但其成本较高，每台发动机的价格是l2．5万-20万美元。射程在几百千米的则采用价廉但耗油率较高的402涡轮喷气发动机，每枚价格比远程的低1／3-1／4。

1991年海湾战争中，以美国为首的多国部队向伊拉克发射了约300余发"战斧"式导弹，击中了众多的伊拉克军事目标，名噪一时。2003年3月20 13凌晨，美国从"邦克?希尔"号导弹巡洋舰上向伊拉克发射了

"战斧"式巡航导弹，在第l轮对伊拉克的空袭中共发射了45枚"战斧"式巡航导弹，从而拉开了近一个月的美英联军攻打伊拉克战争的序幕，更引起世人嘱目。在为期近一个月的对伊战争中，美英联军向伊拉克发射了"战斧"式巡航导弹700余发。图l0-18为第l枚射向伊拉克的"战斧"式巡航导弹由"邦克?希尔"号导弹巡洋舰上发射时的情况。

俄罗斯研制的超声速对舰巡航导弹"宝石"，助推火箭使用固体燃料，主发动机为"宝石"冲压式空气喷气发动机，最高时速预计为马赫数2-2．5。高一低空飞行时最大射程是300千米，只做低空飞行时为l20千米，高空飞行时巡航高度是14-l5千米。

2002年中，美国雷神公司的一种像导弹一样的微型无人驾驶的攻击型飞行器进行了首次飞行试验，该飞行器的动力为一台微型涡轮喷气发动机T一30(型号名中的30代表发动机推力为30磅)(图10-19)。

T一30的推力为l3．3十牛，最大高度为30．4毫米，长457．4毫米，为普?惠公司与汉密尔顿两公司共同开发的，其推力稍大型的T一50(推力为22．24十牛)将用于微型巡航导弹上。

坦克装甲车辆动力

在20世纪90年代海湾战争中大显身手的美国Ml主战坦克，所装备的发动机是美国生产的AGT一1500燃气轮机(图l0-20)。该坦克是世界上首次采用燃气轮机作为主动力的制式坦克，该机输出功率是ll03千瓦(1500马力)，主要燃料是柴油或煤油，也可用汽油。尾气排气口位于车体尾部，进气口在车体顶部。AGT一1500燃气轮机不但零件少，定期检修间隔时间长，且冷却系统简单而效率高，排烟量大为减少。此外，该机零部件保养简单，整机更换极快，不超过1小时，但是燃气轮机也存在燃油消耗率高、初始成本偏高的缺点。

M坦克公路最大速度为72．74千米／小时，平均越野速度48．3千米／,时，爬l 0％的斜坡时速度为32．2 1千米／时，60％坡度时为7．24千米／小时，0至32千米／小时加速时间只需7秒，最大行程498千米。燃气轮机的使用，使坦克的连续作战能力和机动性大为提高。

2 1世纪初，以生产航空发动机著称的美国通用电气公司与生产AGTl 500燃机的霍尼韦尔公司各投资50％，联合开发用于新一代主战坦克"阿布拉姆斯"(Abrams)的轻型燃机(图l0-21)。两家公司联合为此发动机项目提供了丰富的技术和经验。LVl00的开发分别汇聚了霍尼韦尔公司AGT一1500涡轮发动机(M 坦克家族的动力)20年的使用经验和通用电气公司T700涡轮轴发动机(美国陆军"黑鹰"和"阿帕奇"直升机的动力)20年的使用经验。LVl00发动机极大地降低了MlAl坦克的运转和维护成本。目前安装在M1坦克上的AGT-l500发动机使用的是20世纪60年代后期的技术，可靠性和维修性都比较差。发动机将使M坦克的运转和维护成本减少2／3。

这是由于：改进了部件可靠性和耐久性；部件的可达性好，易于维护；零件数量少，比AGT一1 500发动机零件数量减少了43％；燃油消耗量减少T33％；配备了电子诊断和状况监控及数据存储器等。

酋台LVl00燃机已于2002年5月完成生产，2003年末将完成发动机试验并将取证，2004年4月开始交付首台发动机。MlAl坦克2002年10前苏联T一80主战坦克是以T一64主战坦克为基础发展而来的，从20世纪80年代初期开始生产，到l 987年中为止，约有2200辆装备部队。T一80坦克装有l台新型燃气轮机，是前苏联采用燃气轮机的第一种主战坦克，额定功率约为724千瓦(985马力)。该坦克公路最大行程(带附加燃料箱)为600千米，不带附加燃料箱为400千米，爬坡度60％，倾斜爬坡40％。

采用燃气轮机动力是新一代坦克动力的发展方向之一。美国当代

先进主战坦克Ml、MlAl和俄罗斯的T一80坦克都采用燃气轮机作动9。据报道，目前美俄两国已有车用燃机30000多台，共装备了18000多辆主战坦克。在2003年3月20日开

始的伊拉克战争中，装备AGT1500燃气轮机发动机的美国Ml坦克(图l0-22)作为地面进

攻的主战坦克，又一次经历了实战的考验。

发展前景

世界对航改燃机的需求加大

目前，轻型的航改燃机的简单循环效率已超过40％，重型燃机的联合循环效率已达55％。在世界范围内，石油、天然气供应充裕，价格稳定，加上燃气轮机本身高效率、低污染等技术优势，市场迅速扩大，制造商纷纷扩大生产规模，加强研究与发展能力，一个新的燃机发展时期可望到来。

世界各国海军在新型舰船研制中，从提高舰船的机动性和续航能力出发，要求动力推进装置具备起动快、效率高、安装、维修方便、寿命长的特点，因此选用更为先进的航改燃气已是必经之路。加上原有的海军舰船数目庞大的燃气轮机需要更新、维护，舰船对航改燃机的需求将增加。

由于电力供应的发展，特别是新开发地区和偏远矿山、油田等的开发，需要建造周期短、见效快的电站，加上原有大中型电网改造，需要大量燃气轮机。出于环保原因，一些国家将关闭部分核电站，代之以燃气轮机电站；为提高经济效益，顺应电：扫生产趋势，发展热电联供和燃一蒸联合循环电站，以改造和取代蒸汽轮机电站已成为一种潮流。，

天然气及石油管道输送也将需要大量的航改燃机。俄罗斯输气管线相当发达，仅从西伯利亚到西欧的管线就由6条干线组成，长达3000千米，沿线共设置l70余座增压站，总功率在15000兆瓦左右。由于目前用二于二输气管线的航改燃机比较陈旧，效率也比较低，需要更换高性能的新机组，仅西伯利亚至西欧的管线改造就-需；220余台。中东地区、中国及其他国家也在大力建设输气、输油管线，因此对航改燃机的需求将进一步加大。

目前正在研制中的航改燃机简介

除了上文已提到的几种型号，正在开发中的航改燃机还包括下面几种型号：

美国普?惠公司宣布将用于波音747、波音767、A300等大型旅客机用的PW4000高涵道比涡轮风扇发动机改型为TF4000航改燃机。该机在海平面大气进气条件、用天然气作燃料时，单台功率为4．5万千瓦，双联机组功率为9万千瓦，当涡轮进口温度为l252℃时，设计热效率可达42％。

PW4000的推力增大型PW4090已于1995年用于双发动机大型客机波音777，用PW4090改装的航改燃机输出功率可达5万千瓦，涡轮前温度高达1315℃，热效率可达43％。

罗?罗公司继续对其RB211、"遄达"(图10-23)系列发动机做工作，在378千牛推力的航机基础上改装的"遄达"工业型航改燃机，简蕈循环功率可达4万千瓦，效率可达4 1％。

通用电气公司为波音777双发大型宽体客机研制的GE90发动机，最大推力达535．4千牛，用它改装后的航改燃机功率可达6万千瓦以上，简单循环效率可达43％。

 

    第十一章 21世纪的航空发动机

21世纪，航空动力技术将出现革命性的变化。据美国《2000年先进飞行器概念预测》，在"综合高性能发动机技术计划"(HPT日)"先进通用可负担得起的发动机计划"(VAATE)的支持下，装备推重比15-20发动机的第五代战斗机，可在21千米高空以马赫数3-4．5做持续巡航飞行；装备超燃冲压发动机或新型脉冲爆震发动机的巡航导弹可以实现马赫数5-1 0的高超声速飞行，并具有洲际航程、隐身和超常规机动能力；远距增升、推力转向、引射器和串列风扇等各种动力装置的研究应用，有可能使马赫数2．0-2．5的超声速短距起飞／7垂直降落战斗机从受到破坏的跑道或舰船上起降。同时，超声速燃烧、组合发动机、超微型发动机、新能源发动机等新概念动力的突破，有可能研制出只有在神话中才出现的如鸟儿和蚊蝇一般大小的微型飞行器，也有可能研制出马赫数5-1 0的高超声速飞行器及空天飞机，将纽约到北京的旅行时间缩短到2-34-小时，并使人类进入更加经济、安全、快速、便捷的高超声速及大气层一外层空间自由往返航行时代，开辟人类航空史上的新纪元。21世纪的军、民用航空动力的主要发展特点是：

(1)超高速(马赫数5-10)、超高空(高度30-50千米或更高)飞行能力；

(2)无限航时，无限航程能力；

(3)推重比达至1120-25或更高，耗油率下降l0％-20％；

(4)特种用途的超微型发动机；

(5)可实现天地往返机动飞行。

这些性能指标要求对现有的航空技术水平而言几乎是无法实现的，但正如50年前，喷气发动机的出现轻易地突破了被认为用活塞发动机不可逾越的"声障"一样，一些新技术的发明应用和新概念动力的出现，同样将会使：这些"不可能的任务"成为现实。

燃气涡轮发动机

在2 1世纪前半叶，有旋转部件的燃气涡轮发动机仍将占据军民用航空动力的主要地位，并根据军民用飞行器的不同需求，分别以高推

现役的垂直／短距起落战斗机均为亚声速战斗机，如英国著名的式战斗机和美国海军陆战队的AV-8B战斗机等。经过多年研究，世界上新一代超声速垂直／短距起落战斗机-美国的F一35联合攻击机OSF)已经进入试飞阶段，其使用的发动机有两种，一是F一35的主动力--普?惠公司的Fl35发动机(见图l l-3)；一个是F一35的备选动力--通用电气公司与罗?罗公司联合研制的Fl36一GE一600发动机。二者均为推重比l0发动机改型而来，其中F135是利用F一22战斗机的Fll9发动机改型的；Fl36一GE一600是Fl20发动机改型的。它们都采用了主发动机加升力风扇和旋转喷管的方案，以便互换。Fl35已在装机试飞，Fl36计划于2004年首飞，2011年交付生产型发动机投入使用。F一35战斗机及其发动机将成为21世纪初美国及其盟国的主力战斗机之一。

 

    超高涵道比民用涡轮风扇发动机

利用推重比l5-20的军用涡轮风扇发动核心机，配以大展弦比宽弦风扇、整体叶盘增压级和多级高效低压涡轮，可望研制出涵道比超过10的超高涵道比涡轮风扇发动机，形成

新一代大型民用旅客机和运输机的动力(图1 1-4)。与目前使用中的大涵道比民用涡轮风扇发动机相比，除耗油率可望下降10％-20％，由于采用了军民通用核心机，研制和生产成本也可大幅度下降。同时，采用先进的高周疲劳寿命(HCF)控制和"主动健康管理"(AHM)技术，：定大提高了使用寿命，发动机正常使用寿命可望达到或超过十万小时，从而大幅度降低了使用维护成本。

多核心机发动机

从第三章的内容可知，提高压气机的总增压比可以提高发动机效率，降低耗油率。但对于常规涡扇发动机而言，随着压气机增压比的提高，压气机出口面积急剧减小，叶尖间隙与叶片高度之比相对增加，附面层影响、级间干扰和气流泄漏相对增强，使压气机流动损失大大增加，严重地降低了压缩部件的效率，并在低转速下容易发生喘振，难以保证压气机的正常稳定工作。当发动机总压比接近或超过40时，上述问题

爆震燃烧的研究最早可追溯到20世纪40年代。但由于种燃烧过程的非稳态特性的理解以及理论计算和实验诊断手段的欠缺，因此一直没能取得突破性进展。20世纪80年代中期，随着燃烧计算方法和实验诊断技术的发展，使人们研究实用的PDE推进系统成为可能，PDE的概念进入了实质性发展阶段。美国海军研究生院、Adrot公司等机构首先开展了爆震燃烧发动机的理论和实验研究，并定义了脉冲爆震发动机的概念。

20世纪90年代，PDE进入了全面发展时期。除美国外，加拿大、法国、以色列、日本、俄罗斯、瑞典也纷纷投入经费和制定计划，开展PDE的研究。目前已研制出结构上满足航空航天推进的高频(大干60Hz)脉冲爆震燃烧室，适用于导弹的PDE也已制造出来，并在实验室进行了验证。美国计划于2003年在SR一71"黑鸟"飞机上进行PDE的飞行试验，2005年对PDRE进行飞行试验，预2009年发展出可供使用彭PDRE。

超高速飞行器用发动机

超高速飞行器是指飞行马赫数大干4以上的飞行器。由于中低空空气密度大，飞行器高速飞行时空气与飞行器机体产生的气动加热问题难于解决，所以超高速飞行器一般只在高空或高高空(飞行高度大干30千米)飞行。在这种高空高速工况下，燃气涡轮发动机已经失去了优势，必须依靠其他动力形式，或与其他动力形式形成组合动力。

 

      超燃冲压发动机

这是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压喷气发动机，而目前所有航空发动机的燃料都是在亚声速气流中进行燃烧，也称为亚燃燃烧。使用超声速燃烧能减少气流压缩和膨胀损失，降低气流温度和压力，减轻发动机结构负荷。采用液氢或碳氢燃料，可在马赫数6-25的范围内工作，并可将飞行高度延伸到大气层边缘(50-60千米)。与火箭发动机相比，这种发动机无需自带氧化剂，使有效载荷大大增加，可作为高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨的空天飞机的动力装置。

超燃冲压发动机按燃烧形式分为扩散燃烧(燃料和氧化剂边混合边燃烧)和爆震燃烧(燃料和氧化剂预先混合后再燃烧)；按流动方式分为内部燃烧和外部燃烧。典型的形式有：亚燃／超燃双模态冲压发动机，亚燃／超燃双燃烧室冲压发动机，与飞行器机体一体化的超燃冲压发动机，组合式超燃冲压发动机等。

早在20世纪50年代，国外就投入大量人力物力开始进行超燃冲压发动机的研究。从90年代开始，超燃冲压发动机的研究重点转向高速巡航导弹用发动机。目前，美国、法国、饿罗斯、加拿大、德国、印度、意大利等国都在发展马赫数4-8、采用碳氢燃料、射程l000千米以上的巡航导弹用超燃冲压发动机。预计至l201 0年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹将问世，至l2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速空天飞机将有可能投入使用。

俄罗斯超燃冲压发动机的发展世界领先。l991年，俄罗斯的亚燃／超燃双模态冲压发动机首次进行了飞行试验，迄今共完成5次飞行，飞行马赫数最高达到6．5。

美国由NASA主持，在1986-1994年间，开展X-30"国家空天飞机"(NhSe)计划，进行了空天飞机的概念研究、方案设计及主要关键技术的机理研究、模型试验和数值模拟。l995-2002年，NASA在NASP计划的基础上，开展了X一43A"高超声速"计划，进行空天飞机的缩比模型飞行试验和超燃发动机的飞行测试。前后共制造3架起飞，利用改进的

超燃冲压发动机的关键技术与技术难点主要有：

(1)燃料的喷射、掺混、点火和燃烧；

(2)燃烧室的设计和试验技术；

(3)发动机与机体(弹体)的一体化设计；

(4)耐高温材料和吸热燃料。

组合发动机

根据需要把几种发动机组合起来使用。比如：

(1)涡轮喷气+超燃冲压发动机

该发动机以冲压发动机为外壳，内置一台涡轮喷气发动机。当起飞和低速飞行时，涡轮喷气发动机进气口打开并工作；当飞行器加速到一定速度后(如马赫数大干2)，涡轮喷气发动机进气口关闭，整个涡轮喷气发动机相当于冲压发动机的进气锥，气流绕过涡轮喷气发动机外壳进入冲压发动机的燃烧室，进行超声速燃烧，冲压发动机开始工作，并将飞行器加速到更高的速度；当减速时则工作程序相反。该发动机既可实现高超声速飞行，又可覆盖现有喷气发动机的大部分弋行包线，是未来大气层内以吸气式发动机为动力的高速飞行的理想动力装置。

 

      (2)超燃冲压+火箭发动机

为了达到更高的飞行速度和高度，飞行器将在大气层与外层空间的边缘处飞行(高度50-1 00千米)。此处空气极其稀薄，氧含量极低，完全依靠吸入外部空气中的氧气来维持发动机工作已十分困难，必须采取吸气式发动机与火箭发动机的组合动力装置。装备该动力的飞行器除携带燃料外，还需携带部分氧化剂。当飞行器在大气层内飞行时，以冲压发动机为动力，完全利用吸入的空气与燃料掺混燃烧(全)电发动机

这是一种采用大功率整体起动／发动机、主动磁浮轴承系统、分布式控制系

统、电动燃油泵和电力作动器等新技术和系统的新型航空发动机《7图11一12》。由于取消了传统的接触式滚动轴承、滑油系统、功率提取轴、减速器和有关机械作动附件(图ll一13)，从而大：k减轻了重量，降低了成本，减小发动机迎风面积，改善了可靠性和维修性；并且可减小振动、对叶片间隙进行主动控制等。其主要技术包括：

(1)整体起动／发电机

多电发动机的整体起动／发电机装在风扇轴上，提供飞机所用的大量电力。它利用电机的可逆原理，在发动

机稳定工作：前作为电起动机工作，带动发动机转子到一定转速后喷油点火，使发动机进入稳定工作状态；此后，发动机反过来带动电机，成为发电机，向飞机用电设备供电。

采用整体起动／发电机可取消功率提取轴和减速器，减小发动机的重量和迎风面积；所产生的电功率由两根以上的发动机轴分担，可以重新优化燃气发生器，有利于控制喘振和扩大空中点火包线，改善发动机的适用性；易于获得大的电功率，达几兆瓦。

(2)主动磁浮轴承

主动磁浮轴承(AMB)是利用电磁力使轴承稳定悬浮起来且轴心位置可以由控制系统控制的一种新型轴承，它包括位移传感器、控制器、功率放大器和电磁作动器，其控制原理见图11-14。其工作原理是：位移传感器用于监视轴的位置，并将信息传入控制系统，控制系统确定必要的控制信号，并将控制信号送入功率放大器，转变为电磁作动器的增大电流，使旋转轴位于轴承作动器的中心。

主动磁浮轴承具有无磨损、无需润滑、寿命长、转速高、无噪声、无污染、运行成：本：低、安全性高和振动小等许多优点。用主动磁浮轴承系统代替传统的接触式滚动轴承、润滑系统和机械(液压、气压)作动：系统，可大大减少发动机的零件数，从而大大减轻系统的重量(预计大型航空发动机可减重l0％-l 5％)，降低复杂性，改善可靠性和维修性，降低威

本，免除普通发动机滑油带来的着火危险；同时，由于磁浮轴承能承受更高的温度(550-600℃)，因此可设计得离燃烧室或括轮更近，这样使发动机的结构更紧凑；矍外，采用主动磁浮轴承可以减少振动，改考发动机的：转子动力学特性；同时，磁浮轴殍可进行主动振动控制和叶尖间隙控制，还司

(3)分布武控制系统 。。

H前航空发动机所用集中式全权限数字电丰控制系所有控制处理和计算以及输入输出信号的滤波和处理都FADEC装置实现。多电发动机分布式控制系统的数据总个灵巧作动器或传感器相连，每个灵巧作动器或传感处理功能，可执行当地的功能。

 

    目前各国陆续开展的多种新能源航空发动机的研究主要有：

氢燃料发动机氢燃料按重量计的热值是煤油的2．78倍，且燃烧时不产生碳氧化物和烟尘，氮氧化物比煤油燃烧时少2／3。因此，用液氢作航空燃料具有热值高、飞行时间长或有效载荷大、环保性能好等优点，特别适用于运输机和民航旅客机。缺点是液氢密度小(为煤油的1／12)、体：积大、工作温度低(一253℃)、成本高，运输和储存困难。

美、俄、西欧已进行了多年研究，目前正在进行半商业性试验。据欧洲空客公司预测，2004年欧洲生产的飞机将大规模采用液氢燃料。

液态天然气燃料发动机全球的天然气储量比石油大(可开采1 00-200年)，液态天然气燃烧时产生的碳氧化物、氮氧化物和烟尘比煤油少，而沸点和密度比液氢高，由低温和容积引起的技术难题比液氢容易解决。因此，液态天然气可作为一种过渡性燃料。

太阳皂发动机是利用太阳能电池组将光能转变为电能并通过电动机带动螺旋桨使飞机在高空飞行的动力装置。目前美国正在研制的太阳能无人机"太阳神"号(图l l-20)以二次高能电池和太阳辐射能为动力，臣机翼和安定面上装有l6128片硅太阳能电池，共有l4个推进器，在理：想的阳光照射下输出功率达至l40千瓦。2001年7、8月进行了试验飞行，最大飞行高度29千米，留空时间18个小时。

燃料l毡池电动发动机燃料电池是将燃料的化学能直接转变为电能，通过电动机驱动螺旋桨或旋翼。燃料电池由燃料、氧化剂、电极、电解液四部分以及控制等系统组成。燃料有烃类、天然气、氢、甲醇等。燃料电池的：作原理与一般的电池是类似的，都是通过电极的"氧化一还原反应"使化学能转变为电能