轻型低成本涡扇：中国航发要弯道超车了

晨枫

# i( ~. |7 L2 Q! p" ^1 B2 m: f近来流传一个中科院工程热物理研究所所长朱俊强在2023年7月29日格致论道第99期上的公开科普视频，透露研制成功：

$ I+ S$ ~9 B9 d) F( T1、        超音速轻型涡喷
- H: s+ Y4 I) W4 K3 G) p7 y2、        高升限低油耗轻型涡扇
- l0 r) q5 q7 \' `3、        高效费比轻型单转子涡扇

已经形成400、750、1000公斤推力级的产品系列，并交付军方。

战斗机和民航客机的大推力发动机更加抓眼球，但随着无人机、巡航导弹的高速发展，小推力发动机的重要性急剧增高。比如，“战斧”巡航导弹的威廉姆斯FJ44涡扇就是1000公斤级，美国空军正在研制的“忠诚僚机”XQ-58用的也是1000公斤级的涡扇；C-802和RBS15反舰导弹用的TRI60涡喷则是400公斤级，JASSM-ER隐身巡航导弹用的特里达因CAE J402涡喷则是700公斤级。

) d$ \/ ~8 T& U- V( y+ o/ Y- i  I小推力发动机并不是大推力发动机的简单缩小。小推用于公务机、支线客机、教练机等，更多地用于可消耗的场景，如靶机、巡航导弹等，特别注重低成本。

: G$ ^. t1 ?3 y: v; T8 c具体到工程热物理所的这三个新型发动机，它们既是独立的成就，又是循序渐进的。

5 r( c- S6 m6 R, Z0 C" J, X& m9 S涡喷发动机简单轻巧，迎风阻力小，要么用于低成本场合，要么用于超音速场合。由于低成本问题已经通过更加省油的新型单转子涡扇解决，新型涡喷注重超音速，高截面推力和多电是关键词。
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典型发动机有突出于机匣的附件系统，增加迎风面积和阻力
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! x6 @' I8 U5 w  m. c( W喷气发动机都有附件。从启动/发电机到燃油泵、滑油泵和散热系统，都占有一定的体积和重量。超音速发动机还需要收敛-扩散喷口，作动机构传统上是液压的，也需要液压系统。传统做法是发动机通过机械方式带动启动/发电机和燃油泵、滑油泵以及液压泵。但附件不仅增加重量和体积，也必须安装在机匣之外，增加迎风面积和阻力。


加力式小涡喷示意图，注意，这里的压气机是离心式的
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4 X6 ~8 f" ~4 {9 S全电化后，启动/发电机整合到中轴上，不再占用迎风面积，这已经是先进发动机的通行做法了。但附件全电化是领导潮流的，这大大降低了附件的体积、重量和成本。

( T+ J# V* M& ^- `! u在解决加力启动时压气机的稳定工作问题和加力燃烧室的可靠点火问题之后，新型小涡喷成为国内第一台超音速小涡喷，可用于超音速无人机、靶机、巡航导弹。
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高升限小涡扇则是针对高空无人机的，需要在20000米高空稳定工作。高空长航时无人机在军事上有特殊重要性。巡航高度越高，作为侦察-监视平台，侦察-监视的斜距越大；作为通信中继平台，中继通信距离越大；作为打击平台，对地攻击导弹和滑翔炸弹的射程越大。高空巡航还可以避免主打中低空的野战防空系统的拦截，只有高空远程防空导弹才能威胁到高空无人机。
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作为高空适用的发动机，低压、低氧环境的可靠点火是个问题，但从低空到高空所有空气密度条件下压气机的可靠和高效工作。

9 \  h( r  A2 I" S  R压气机主要分轴流式和离心式。轴流式压气机好比多级串联的电风扇，空气流量大，迎风面积小，但每一级的增压有限，进气压力较低时增压比尚可，但进气压力较高时增压比就不给力。好在多级串联后依然可以达到很高的增压比，但结构复杂，制造和维修成本高。
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离心式则是单一的“火山形”叶轮，当然山尖指向进气方向。叶片和流道沿径向展开，进气在离心力的作用下向蜗壳甩出，达到增压。离心式压气机结构简单轻巧，制造和维修成本都低，增压比更高，但空气流量小，迎风阻力大，两级串连还行，多级串联效率急剧下降。
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% C# G/ S3 G# t/ ?7 U, O! _% N  P8 P* {轴流式（左上）vs离心式（右下）

0 R& ^/ B# A) L* N& A由于离心式压气机的增压在径向进行，所以也称径流式压气机。轴流式压气机的增压当然就是在轴向进行。在两者之间，其实还有斜流式，特点在两者之间，设计也比两者更加复杂。但在现代计算流体力学的帮助下，斜流式压气机正在得到重视，可以在相对于轴流式来说流量损失不大的情况下，大体保持相对于离心式的高增压比的优点。工程热物理所的高空小涡扇正是利用了斜流式压气机。
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小涡扇有用轴流式压气机的，更多的是用轴流-离心式压气机，用简化的轴流式压气机先初步增压一下，然后用离心式压气机进一步增压到规定的压力。工程热物理所的新型高空涡扇正是用轴流-斜流式压气机。


从常见的轴流-离心式（左）改为先进的斜流-离心式，压气机效率和稳定性大大提高

斜流比轴流的增压比高，S形的弯管貌似损失很大，实际上在弯曲扩容中减速增压，损失并不像直观的那么大。发动机进气道的作用就是对进气减速增压，最后都有某种S形的扩容增压段。

2 w6 `  d$ i8 b5 }( d" q6 z3 f# }离心式压气机最后形成的是“环形”高压气流，但发动机燃烧室并不在中轴线上，而且不是单一的，是沿着周长环形布置的多个“燃烧罐”。所以从离心式压气机的蜗壳边缘分段汇集高压气流，分别注入燃烧室，来得正好。相比之下，轴流式压气机的高压气流是中轴线上的“柱形”，需要分流、分配进入各个燃烧室，反而啰嗦。

由于离心式压气机的这些好处，早期喷气发动机多有采用，如有名的用于米格-15的罗尔斯-罗伊斯“尼恩”。只是推力要求增加后，空气流量要求增加，迎风阻力的问题增大，轴流式压气机才成为主流。
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采用斜流后，稳定裕度不变的情况下，负荷提高90%，极大改善了压气机的运作。

, `8 @4 e, j. ?5 @+ J+ [在这些关键技术的支持下，新型单转子涡扇发动机应运而生。
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  N0 l, L& n- P6 N7 I喷气发动机是靠动量守恒产生推力的，向后“甩出”的空气流量越大，推力越大。涡喷用燃烧的热能产生膨胀，而压气机在前面“顶住”燃烧室产生的压力，膨胀只能向后，产生推力。但高温高速燃气的热力学效率较低。按照热力学第二定律，最高的推进效率是从略高于环境空气的温度、速度中获得的。

; j; G' d, [0 e% J! M- m5 [8 ]$ Q5 n涡扇将部份高温燃气的能量转化为机械能，驱动风扇推动空气，产生推力，所以比涡喷省油。风扇推动的空气流经外涵道，参与燃烧和产生高温燃气的空气流经内涵道，外涵道与内涵道的空气流量之比称为涵道比，涵道比也是外涵道与内涵道的推力之比。高涵道比涡扇最为省油，所以先进民航科技的发动机都有十分粗大的外涵道。
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" ~" _, E# Z8 r1 @但风扇和低压压气机需要低速运转，高压压气机需要高速运转，一般涡扇用高速转子套低速转子的双转子结构解决不同速度的问题，相应地也需要高压涡轮和低压涡轮驱动高速和低速转子，结构复杂，制造和维修成本高。
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- F" d: b  [& a8 N简单粗暴的单转子涡扇是有的，如法国“幻影2000”战斗机的M53发动机，就是从“阿塔”涡喷直接加风扇构成的涡扇。当然，效果也比不上同时代的美国双转子F100发动机。
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( L: |5 {+ j# ~" T2 m7 a但是思路改一下，用斜流式压气机，配以复合掠风扇，转速就可以统一了。
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采用复合掠风扇叶片和斜流式压气机的新型单转子涡扇

1 c  H) |. d' k1 [( c+ r# p斜流式压气机的转速比轴流式的低压压气机更高，但比高压压气机低。这里既可能是如图所示的单级斜流式压气机，也可能是打了个马虎眼，实际上是高空小涡扇的斜流-离心式压气机，取决于推力水平和增压要求。
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在风扇叶片方面，需要一方面作为压气机的预压缩，需要叶片逐渐增加后掠角度，以补偿逐渐增加的线速度，提供均匀的进气速度和压力；另一方面作为外涵道的推力风扇，采用前掠角度，同样补偿逐渐增加的线速度，但更加有利于叶片的受力。仔细匹配后掠-前掠角和转速的话，可以用较高的转速依然得到很高的风扇效率。

& a# c8 ^) a# K1 u' i6 B( N* h这样，单转子涡扇依然可以获得很高的效率，而不再是历史上简单粗暴的单转子涡扇，但重量降低20-30%。附件全电化进一步将重量降低20%，成本降低30%。

工程热物理所还用下先进的陶瓷基复合材料作为涡轮材料，提高了耐温能力，在涡轮前温度提高200C的情况下，还减少了15%的冷却空气，不但提高了推力，还把油耗降低10%。
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* x$ d" B$ O! t7 n8 O! d在这些先进技术基础上，新型单转子涡扇比同级涡喷的油耗降低28.5%，比传统双转子涡扇的零部件数减少2/3，成本降低80%。

8 h- J/ \2 r8 L发动机是巡航导弹成本的重头戏。威廉姆斯FJ44不仅用于巡航导弹，也用于飞机。飞机级的FJ44需要大大提高可靠性和耐久性，成本在200-230万美元一台。“战斧”Block V的单价约200万美元，所以巡航导弹级FJ44的成本肯定要低，但依然占“战斧”成本中的显著部份。将发动机成本降低80%的作用无疑是显著的。

+ V- p; G& a5 z( E$ J1 |已知工程热物理所的先进小推已经批量生产和交付，这也是获得国家进一步支持、建立轻型涡轮动力全国重点实验室和航空发动机领域第一个国家重大科技基础设施的本钱，实验条件可以在0-30000米高度、0-6马赫速度里任意变化，还将具有堪比“发动机全身CT”的全域间隙长的实时动态测量系统，可以展开单涵道、双涵道、三涵道、变涵道比的研究，还可以针对对转转子、进气道畸变、强预冷、间隙控制、燃烧室-涡轮气热耦合、高超音速变姿态进气道-发动机匹配等问题进行研究。
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9 `, @! G6 k# G; |单涵道就是涡喷，双涵道是典型涡扇，三涵道是最近涡扇，第三涵道既可在低空低空下提供额外推力，也可在高空高速下提供冷却气流，解决机上系统的热管理难题。这不光对隐身飞机很重要，对民航客机也同样重要，降低冷却和循环空气进气减少蒙皮开口和阻力损失。

变涵道比则是下一代战斗机的关键技术，在低空低速到高空高速之间达到最优涵道比，在起飞推力和高空阻力之间全域自适应。
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  U1 j' H) e3 @. I' @, L转子叶片带动空气在旋转中前进，轴向流动时需要的，但转动就是损失。一般需要定子（固定的导流片）将旋转的气流理顺，以便下一级叶片有效工作。但转子-定子这么来回扭转、矫直带来损失，对转转子减少定子损失，但在机械、气动、热力学方面也大大复杂化了。
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& g% K8 _2 f" x4 @4 q强预冷是新颖的空天动力技术，通过强预冷将空气中的氢和氧液化冷冻分离出来，然后液氢作为燃料，液氧作为氧化剂，同时兼做冷却介质。这将对准轨道、大气层边缘的飞行动力有巨大意义，但技术挑战也是不言而喻的。

; \, Z7 X/ w8 m+ u, m; H( R' b6 u# h发动机叶片热胀冷缩。发动机内温度并不均匀，重力、机动过载都对叶片形变有影响。叶片预机匣的间隙控制十分关键，过小会造车蹭刮和过热，严重时造成断裂和起火；过大则易于使得后级向前级“漏气”，损失气动和热工效率。发动机间隙控制是技术机密所在，普拉特-惠特尼的PW1000G齿轮涡扇和F135涡扇都有间隙控制问题，这也是中国航发绕不过去的难关。
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燃烧室绕发动机周长设置，这造成涡轮进气端温度不均匀，对应于燃烧室的部份温度高，对应于燃烧室之间空隙的部份温度低。这样的温度不均匀对涡轮前气动和热工状态有很大影响，需要研究。

高超音速飞行时，组合循环发动机（如涡喷-亚燃冲压-超燃冲压）的模式切换与过渡、进气道-发动机匹配、复杂姿态下发动机的稳定工作都是基本发动机研制成功到发动机-飞机组合实用化之间必须越过的难关。
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' `: B0 o: w% M$ J! D) P) e1 }# f在更小的层面上，直升机上的涡轴发动机还是轴流-离心式压气机为主，因为推力要求相对较低，也对迎风阻力不敏感。工程热物理所在斜流式压气机方面的突破相信也会对中国涡轴是有用的技术拉动。

陶瓷基复材在先进发动机里开始得到使用，但通过无人机、巡航导弹上的小推积累经验，对未来应用到战斗机和民航客机发动机上具有极大的铺垫意义。
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中国航发正在进入自由王国，但这不是通过跟在先行者后面追赶就能达到的，还需要在突破性发展方面“有所为、有所不为”。工程热物理所正在有所为的路上迅猛前进。

老财迷

简单粗暴的理解，就是TG的无人机、巡航导弹有更可靠、更经济、速度更快的发动机选择了。能更加的做到量大管饱

晨枫

老财迷 发表于 2023-11-3 16:11
: P3 d5 X1 [6 A2 e9 D" `3 Y  q简单粗暴的理解，就是TG的无人机、巡航导弹有更可靠、更经济、速度更快的发动机选择了。能更加的做到量大管 ...

没错。结构上带来的低成本，加上中国制造自带的低成本光芒，加上钱包鼓了，和美国拼“打钱”就优势大大的了