论文部分内容阅读
目前现役或在研的300多种巡航导弹中，约有10%采用了涡喷/涡扇发动机。随着巡航导弹射程、燃油经济性以及红外辐射等要求的提高，具有推重比高、耗油率低、推力可调节、红外辐射弱等突出优势的弹用涡扇发动机得到了更多的应用，是发展中远程亚声速巡航导弹的首选动力。
高性能的弹用涡扇发动机是欧美等军事大国竞相发展的重点，开展了大量的基础技术和关键技术研究。而国内弹用涡喷/涡扇发动机普遍存在推重比低、耗油率较高、起动高度低和成本较高等问题；而且大都是从测仿国外同类产品起步，缺乏巡航导弹动力的特殊设计技术和研制经验等，严重制约着我国巡航导弹的发展。
本文结合国内外典型的弹用涡喷/涡扇发动机，探讨弹用发动机的技术发展现状和趋势，分析弹用涡扇发动机的主要技术特点和设计要求，并对高推比低成本弹用涡扇发动机的主要关键技术进行了初步探讨。
1 弹用涡喷/涡扇发动机的技术发展与趋势
1.1国外典型弹用涡喷/涡扇发动机
早期的巡航导弹用发动机一般直接采用有人飞机使用的涡喷发动机，现已逐渐退出历史舞台。上世纪70年代以来，国外出现了一批小推力、短寿命、低成本的涡喷/涡扇发动机产品，极大推进了巡航导弹技术的发展。美、俄、法等国针对弹用发动机制定了有别于有人机发动机的设计准则，突出一次性使用、低成本、低油耗和高可靠性等特点，采用系列化、标准化、模块化、通用化、预筹改进的方法，使得弹用发动机研制周期大大缩短，采购成本得到控制。除美国特里达因公司的J402-CA-400系列、法国MicroTurbo公司的TRI60系列等涡喷发动机外，应用最广泛的是美国威廉姆斯公司的F107系列弹用涡扇发动机，该发动机是在为亚声速武装诱惑弹（SCAD）研制的WR19涡扇发动机基础上发展的。目前，该系列发动机推力覆盖260kgf～660kgf，应用于美国通用动力公司的战斧巡航导弹、洛马公司的联合防区外空地导弹（JASSM）和戴姆勒公司的金牛座KEPD巡航导弹等[1]。此外，国外比较著名的弹用涡扇发动机还包括前苏联（乌克兰）研制的MS400弹用涡扇发动机，应用于X-59M空地导弹、X-35反舰导弹等多型巡航导弹。
1.2 弹用发动机的技术发展与趋势
为满足未来巡航导弹发展对动力的需求，上世纪80年代开始，国外大力发展先进的小型涡扇发动机技术，美国IHPTET计划和SECT计划都制定了适用于未来巡航导弹的小型涡扇发动机技术发展目标（见表1）[2]。目前IHPTET计划的三阶段目标已顺利实现，使空射巡航导弹达到洲际航程水平；采用SECT计划的研究成果后，实现弹用涡喷/涡扇发动机在80年代的基础上油耗降低30%～50%，导弹射程提高100%，导弹发射载荷增加47%（或导弹直径减小26%），全寿命成本降低41%的目标，进一步改善弹用涡喷/涡扇发动机的性能、可靠性和成本水平。
之后，在2006年美国实施了通用经济可承受的先进涡轮发动机计划（VAATE），提出了新的经济可承受性目标（见表2），即在进一步提高性能的前提下，重点改善发动机的经济可承受性——即能力（推重比/耗油率）与全寿命期成本之比，使发动机经济性提高9倍。目前，美国最新的F107系列发动机的推重比已达到7～8，价格则下降了2/3。
未来巡航导弹动力技术的研究重点仍然是通过改进发动机的气动热力技术和提高温度、采用密度更低的材料提高发动机的功率密度和改善燃油的经济性。主要技术发展方向有：发动机与导弹一体化设计；发动机循环参数优化设计；部件气动设计与匹配技术；一体化零件设计与制造技术；复合材料和3D打印等新材料和新技術应用。
2 弹用涡扇发动机的技术特点
从技术继承性来看，弹用涡扇发动机技术是从航空发动机的基础上发展和演变而来的，有着传统涡扇发动机的共性特征。同时，由于巡航导弹这类特殊飞行器的使用特点，弹用涡扇发动机又有着其独特的技术特点：
1）尺寸小、重量轻：通常弹用涡扇发动机长度为1000mm左右，最大直径为300mm～400mm，干质量为50kg～70kg[3]。
2）高推重比、低耗油率：通常弹用涡扇发动机的推重比为6～10，耗油率小于0.7kg/daN/h。
3）结构简单、可靠性高：大量采用简化的结构/系统设计，零件数少，可靠性要求高。
4）一次使用、短寿命、低成本：作为一次性使用产品，设计寿命一般不超过50h，全寿命周期成本低。
5）快速起动能力和多种起动方式：通常要求在不经慢车暖机就迅速加速到大推力状态，并能适应风车起动、火药起动等起动方式。
6）较高的抗进气畸变与过载能力：具备较高的抗畸变能力，适用范围广。
7）维护少、长期贮存：通常弹用涡扇发动机要能够贮存10～15年，贮存期间不维护或只进行少量维护。
3 弹用涡扇发动机的关键技术分析
结合现代巡航导弹的发展趋势和国外同类型发动机的技术特点，未来的先进弹用涡扇发动机在设计时不仅要关注性能、推重比等，同时也要综合考虑成本、维护性、可靠性等。
3.1基于成本控制的总体性能参数选择与优化
发动机性能主要取决于压比和涡轮前温度，但提高压气机压比和涡轮前温度会造成发动机结构复杂，工艺难度加大，成本提高，因而弹用发动机不能一味追求高性能而提高增压比和涡轮前温度，而忽略材料、结构和制造复杂带来的成本增加。目前，国内弹用发动机多是从常规的长寿命发动机改型而来，结构较复杂，单台成本较高，经济可承受性低。因此，如何优化发动机的总体热力循环参数、部件性能、结构形式和制造工艺，在保证较高性能和可靠性的同时满足低成本要求，实现弹用发动机的性能-成本的综合优化，是弹用涡扇发动机的关键技术之一。
3.2高效、宽裕度核心部件设计与匹配技术 （1）压气机
弹用涡扇发动机的压气机流量小、尺寸小，由于“尺寸效应”，风扇/压气机的转、静子端区附面层及叶尖径向间隙占比较大，气流流动损失大，影响效率。另外，由于弹用涡扇发动机要求具有足够的稳定工作裕度。因此，高效率、宽稳定裕度的小流量压气机部件设计是一项技术难点。
（2）燃烧室
在高空飞行条件下燃烧室进口空气压力小、空气温度低、燃油流量小、燃油温度低，燃烧室面临高空点火困难、燃烧效率低、雾化效果差、熄火边界变窄甚至熄火等问题。另外，弹用涡扇发动机的燃烧室由于体积小，容热强度大，高涡轮进口温度和高放热率的结合使得燃烧室的工作环境非常恶劣的，特别是燃烧室的内部火焰筒工作条件更严峻。因此，为了适应弹用涡扇发动机多种起动方式的特点，燃烧室不仅应具有较宽的稳定边界，还要考虑火焰筒的冷却和起动可靠性等问题。
（3）涡轮
涡轮部件的研究工作主要是提高涡轮前温度，而提高涡轮前温度的主要措施是冷却叶片和耐高温材料的应用。但是弹用涡喷/涡扇发动机的涡轮尺寸小，若采用气膜冷却结构，涡轮叶片会比较短而肥大，前后缘半径比较粗大，导致叶片的气动型面不理想，端壁流动和叶尖漏气损失相对加大，使得涡轮的效率大大下降。若采用耐高温材料则可以避免冷却叶片复杂结构和气膜冷却的负面影响。因此，这也是弹用涡扇发动机涡轮部件设计的关键，但如何选材则是另一难题。
3.3多盘多支点高速柔性转子设计与试验技术
对于传统的同心双转子涡扇发动机来说，尺寸小、转速高，支承跨度较长，低压转子通常是柔性转子系统，其轴承和转子动力学设计是一项十分关键的技术，发动机内轴的直径、轴承的跨度和尺寸决定了整个转子系统的稳定性。如F107发动机（见图2）的低压轴直径和转速分别达到了14mm和35000rpm量级，根据相关资料显示：在F107发动机研制初期为解决低压转子的动力学问题而进行了将近一年左右的攻关。另外，双转子涡扇发动机与单转子相比，转子数目多，支承数目多，转子系统往往采用多盘、多支点形式；随着低压轴直径的进一步缩小和转速的进一步加大，转子动力学问题愈加突出。因此，多盘多支点高速柔性转子设计与试验技术研究也是弹用涡扇发动机研制的关键技术之一。
3.4油脂润滑及间接冷却系统设计技术
弹用涡扇发动机的高转速意味着其主轴轴承的尺寸小、DN值高（大于1.0×106），轴承对内部间隙、温度环境非常敏感；为满足弹用涡扇发动机的减重、降成本和低维护性要求，部分主轴承往往采用油脂形式润滑，取消了传统的滑油润滑冷却。虽然这种润滑形式非常适用于巡航导弹，不仅简化了发动机滑油系统，而且降低了滑油附件及其构件的重量；但同时也存在着如何选择合适润滑脂、填充量使轴承在高载荷和高转速下的充分润滑，以及高速重载工况下轴承的冷却等问题。目前，国内尚无将该技术应用在航空发动机上的先例，因此，开展相关方面的技术与试验研究十分必要。
3.5弹用涡扇发动机快速起动技术
为了满足弹用涡扇发动机快速起动要求，必须从整机/部件匹配、燃烧室、涡轮、点火系统、起动供油规律以及起动方式等方面进行相关技术研究。主要研究方向有：一是要降低高压转子的负荷，提高工作稳定裕度；二是要提高燃烧室高空点火性能；三是提高点火系统的能力；四是优化起动供油规律；五是改善起动方式，采用电机起动+补氧系统或固体火药柱系统；六是针对起动方式的改变对燃烧室、涡轮部件进行相应改进。目前，国内在电机起动+补氧系统或固体火药柱系统以及相应部件的设计方面的研究较少，需重点展开研究。
4结束语
1）国内可选用的弹用涡扇发动机寥寥无几，难以满足巡航导弹和无人机系统发展对先进弹用涡扇发动机的要求。因此，开展高推比、低成本弹用涡扇发动機技术研究有着极其重要的意义。
2）高推比低成本弹用涡扇发动机的关键技术涉及总体、部件和系统等方面，在设计时不仅要关注性能、推重比等，同时也要综合考虑成本、维护性、可靠性等。
3）建议制定弹用涡扇发动机和关键技术预先研究计划，积累技术储备；立足国内航空发动机现有成熟技术基础，围绕弹用涡扇发动机特有设计和关键技术，开展相关技术验证，加快国内弹用涡扇发动机技术研究。
参考文献：
[1]林左鸣.世界航空发动机手册[M].北京：航空工业出版社. 2012.
[2]郑严，重义.弹用涡喷（涡扇）发动机技术[M].中国航天科工集团三院31所.2001.
[3]郭琦，李兆庆.无人机和巡航导弹用涡扇/涡喷发动机的设计特点[M].中国燃气涡轮研究院，2006，7.
高性能的弹用涡扇发动机是欧美等军事大国竞相发展的重点，开展了大量的基础技术和关键技术研究。而国内弹用涡喷/涡扇发动机普遍存在推重比低、耗油率较高、起动高度低和成本较高等问题；而且大都是从测仿国外同类产品起步，缺乏巡航导弹动力的特殊设计技术和研制经验等，严重制约着我国巡航导弹的发展。
本文结合国内外典型的弹用涡喷/涡扇发动机，探讨弹用发动机的技术发展现状和趋势，分析弹用涡扇发动机的主要技术特点和设计要求，并对高推比低成本弹用涡扇发动机的主要关键技术进行了初步探讨。
1 弹用涡喷/涡扇发动机的技术发展与趋势
1.1国外典型弹用涡喷/涡扇发动机
早期的巡航导弹用发动机一般直接采用有人飞机使用的涡喷发动机，现已逐渐退出历史舞台。上世纪70年代以来，国外出现了一批小推力、短寿命、低成本的涡喷/涡扇发动机产品，极大推进了巡航导弹技术的发展。美、俄、法等国针对弹用发动机制定了有别于有人机发动机的设计准则，突出一次性使用、低成本、低油耗和高可靠性等特点，采用系列化、标准化、模块化、通用化、预筹改进的方法，使得弹用发动机研制周期大大缩短，采购成本得到控制。除美国特里达因公司的J402-CA-400系列、法国MicroTurbo公司的TRI60系列等涡喷发动机外，应用最广泛的是美国威廉姆斯公司的F107系列弹用涡扇发动机，该发动机是在为亚声速武装诱惑弹（SCAD）研制的WR19涡扇发动机基础上发展的。目前，该系列发动机推力覆盖260kgf～660kgf，应用于美国通用动力公司的战斧巡航导弹、洛马公司的联合防区外空地导弹（JASSM）和戴姆勒公司的金牛座KEPD巡航导弹等[1]。此外，国外比较著名的弹用涡扇发动机还包括前苏联（乌克兰）研制的MS400弹用涡扇发动机，应用于X-59M空地导弹、X-35反舰导弹等多型巡航导弹。
1.2 弹用发动机的技术发展与趋势
为满足未来巡航导弹发展对动力的需求，上世纪80年代开始，国外大力发展先进的小型涡扇发动机技术，美国IHPTET计划和SECT计划都制定了适用于未来巡航导弹的小型涡扇发动机技术发展目标（见表1）[2]。目前IHPTET计划的三阶段目标已顺利实现，使空射巡航导弹达到洲际航程水平；采用SECT计划的研究成果后，实现弹用涡喷/涡扇发动机在80年代的基础上油耗降低30%～50%，导弹射程提高100%，导弹发射载荷增加47%（或导弹直径减小26%），全寿命成本降低41%的目标，进一步改善弹用涡喷/涡扇发动机的性能、可靠性和成本水平。
之后，在2006年美国实施了通用经济可承受的先进涡轮发动机计划（VAATE），提出了新的经济可承受性目标（见表2），即在进一步提高性能的前提下，重点改善发动机的经济可承受性——即能力（推重比/耗油率）与全寿命期成本之比，使发动机经济性提高9倍。目前，美国最新的F107系列发动机的推重比已达到7～8，价格则下降了2/3。
未来巡航导弹动力技术的研究重点仍然是通过改进发动机的气动热力技术和提高温度、采用密度更低的材料提高发动机的功率密度和改善燃油的经济性。主要技术发展方向有：发动机与导弹一体化设计；发动机循环参数优化设计；部件气动设计与匹配技术；一体化零件设计与制造技术；复合材料和3D打印等新材料和新技術应用。
2 弹用涡扇发动机的技术特点
从技术继承性来看，弹用涡扇发动机技术是从航空发动机的基础上发展和演变而来的，有着传统涡扇发动机的共性特征。同时，由于巡航导弹这类特殊飞行器的使用特点，弹用涡扇发动机又有着其独特的技术特点：
1）尺寸小、重量轻：通常弹用涡扇发动机长度为1000mm左右，最大直径为300mm～400mm，干质量为50kg～70kg[3]。
2）高推重比、低耗油率：通常弹用涡扇发动机的推重比为6～10，耗油率小于0.7kg/daN/h。
3）结构简单、可靠性高：大量采用简化的结构/系统设计，零件数少，可靠性要求高。
4）一次使用、短寿命、低成本：作为一次性使用产品，设计寿命一般不超过50h，全寿命周期成本低。
5）快速起动能力和多种起动方式：通常要求在不经慢车暖机就迅速加速到大推力状态，并能适应风车起动、火药起动等起动方式。
6）较高的抗进气畸变与过载能力：具备较高的抗畸变能力，适用范围广。
7）维护少、长期贮存：通常弹用涡扇发动机要能够贮存10～15年，贮存期间不维护或只进行少量维护。
3 弹用涡扇发动机的关键技术分析
结合现代巡航导弹的发展趋势和国外同类型发动机的技术特点，未来的先进弹用涡扇发动机在设计时不仅要关注性能、推重比等，同时也要综合考虑成本、维护性、可靠性等。
3.1基于成本控制的总体性能参数选择与优化
发动机性能主要取决于压比和涡轮前温度，但提高压气机压比和涡轮前温度会造成发动机结构复杂，工艺难度加大，成本提高，因而弹用发动机不能一味追求高性能而提高增压比和涡轮前温度，而忽略材料、结构和制造复杂带来的成本增加。目前，国内弹用发动机多是从常规的长寿命发动机改型而来，结构较复杂，单台成本较高，经济可承受性低。因此，如何优化发动机的总体热力循环参数、部件性能、结构形式和制造工艺，在保证较高性能和可靠性的同时满足低成本要求，实现弹用发动机的性能-成本的综合优化，是弹用涡扇发动机的关键技术之一。
3.2高效、宽裕度核心部件设计与匹配技术 （1）压气机
弹用涡扇发动机的压气机流量小、尺寸小，由于“尺寸效应”，风扇/压气机的转、静子端区附面层及叶尖径向间隙占比较大，气流流动损失大，影响效率。另外，由于弹用涡扇发动机要求具有足够的稳定工作裕度。因此，高效率、宽稳定裕度的小流量压气机部件设计是一项技术难点。
（2）燃烧室
在高空飞行条件下燃烧室进口空气压力小、空气温度低、燃油流量小、燃油温度低，燃烧室面临高空点火困难、燃烧效率低、雾化效果差、熄火边界变窄甚至熄火等问题。另外，弹用涡扇发动机的燃烧室由于体积小，容热强度大，高涡轮进口温度和高放热率的结合使得燃烧室的工作环境非常恶劣的，特别是燃烧室的内部火焰筒工作条件更严峻。因此，为了适应弹用涡扇发动机多种起动方式的特点，燃烧室不仅应具有较宽的稳定边界，还要考虑火焰筒的冷却和起动可靠性等问题。
（3）涡轮
涡轮部件的研究工作主要是提高涡轮前温度，而提高涡轮前温度的主要措施是冷却叶片和耐高温材料的应用。但是弹用涡喷/涡扇发动机的涡轮尺寸小，若采用气膜冷却结构，涡轮叶片会比较短而肥大，前后缘半径比较粗大，导致叶片的气动型面不理想，端壁流动和叶尖漏气损失相对加大，使得涡轮的效率大大下降。若采用耐高温材料则可以避免冷却叶片复杂结构和气膜冷却的负面影响。因此，这也是弹用涡扇发动机涡轮部件设计的关键，但如何选材则是另一难题。
3.3多盘多支点高速柔性转子设计与试验技术
对于传统的同心双转子涡扇发动机来说，尺寸小、转速高，支承跨度较长，低压转子通常是柔性转子系统，其轴承和转子动力学设计是一项十分关键的技术，发动机内轴的直径、轴承的跨度和尺寸决定了整个转子系统的稳定性。如F107发动机（见图2）的低压轴直径和转速分别达到了14mm和35000rpm量级，根据相关资料显示：在F107发动机研制初期为解决低压转子的动力学问题而进行了将近一年左右的攻关。另外，双转子涡扇发动机与单转子相比，转子数目多，支承数目多，转子系统往往采用多盘、多支点形式；随着低压轴直径的进一步缩小和转速的进一步加大，转子动力学问题愈加突出。因此，多盘多支点高速柔性转子设计与试验技术研究也是弹用涡扇发动机研制的关键技术之一。
3.4油脂润滑及间接冷却系统设计技术
弹用涡扇发动机的高转速意味着其主轴轴承的尺寸小、DN值高（大于1.0×106），轴承对内部间隙、温度环境非常敏感；为满足弹用涡扇发动机的减重、降成本和低维护性要求，部分主轴承往往采用油脂形式润滑，取消了传统的滑油润滑冷却。虽然这种润滑形式非常适用于巡航导弹，不仅简化了发动机滑油系统，而且降低了滑油附件及其构件的重量；但同时也存在着如何选择合适润滑脂、填充量使轴承在高载荷和高转速下的充分润滑，以及高速重载工况下轴承的冷却等问题。目前，国内尚无将该技术应用在航空发动机上的先例，因此，开展相关方面的技术与试验研究十分必要。
3.5弹用涡扇发动机快速起动技术
为了满足弹用涡扇发动机快速起动要求，必须从整机/部件匹配、燃烧室、涡轮、点火系统、起动供油规律以及起动方式等方面进行相关技术研究。主要研究方向有：一是要降低高压转子的负荷，提高工作稳定裕度；二是要提高燃烧室高空点火性能；三是提高点火系统的能力；四是优化起动供油规律；五是改善起动方式，采用电机起动+补氧系统或固体火药柱系统；六是针对起动方式的改变对燃烧室、涡轮部件进行相应改进。目前，国内在电机起动+补氧系统或固体火药柱系统以及相应部件的设计方面的研究较少，需重点展开研究。
4结束语
1）国内可选用的弹用涡扇发动机寥寥无几，难以满足巡航导弹和无人机系统发展对先进弹用涡扇发动机的要求。因此，开展高推比、低成本弹用涡扇发动機技术研究有着极其重要的意义。
2）高推比低成本弹用涡扇发动机的关键技术涉及总体、部件和系统等方面，在设计时不仅要关注性能、推重比等，同时也要综合考虑成本、维护性、可靠性等。
3）建议制定弹用涡扇发动机和关键技术预先研究计划，积累技术储备；立足国内航空发动机现有成熟技术基础，围绕弹用涡扇发动机特有设计和关键技术，开展相关技术验证，加快国内弹用涡扇发动机技术研究。
参考文献：
[1]林左鸣.世界航空发动机手册[M].北京：航空工业出版社. 2012.
[2]郑严，重义.弹用涡喷（涡扇）发动机技术[M].中国航天科工集团三院31所.2001.
[3]郭琦，李兆庆.无人机和巡航导弹用涡扇/涡喷发动机的设计特点[M].中国燃气涡轮研究院，2006，7.