时间:2019-01-04 21:35来源:飞行邦 作者:中国航空 点击:
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太行发动机,也叫涡扇10系列发动机。由中国航空研究院606所研制,是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。太行,号称"天下之脊",中国第一台大推力涡轮喷气发动机取名太行,其意义不言自明。

太行发动机于1978年预研,1987年立项,2005年12月28日完成设计定型审查考核,历时27年。

 

 

太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮喷气发动机,它结束了国产先进涡扇发动机的空白。采用大推力涵比及全自动数字化控制系统,推力达到12000KGF-14000KGF(公斤力9.8N/Kg) 。

目前主要用于装备中国第三代高性能歼-11B战斗机 。现在已经大批量地装上了国产歼11B战斗机和国产歼16战斗机。

型号用途

依据装配对象的不同,涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号,其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。

太行发动机不但可以作为战斗机的动力,并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机,而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且,在"太行"的研制过程中,厂方严格执行参照"美军标制"定的国家军用标准,发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机,要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的"心脏病"将得到全面解决。

"太行"诞生的过程也是锻造中国研发航空动力顶尖人才的过程,我国开始拥有了一支能够独立研制大推力航空发动机的人才队伍和创新梯队,对于中国航空动力事业来说,"太行"只是一个起点。

中国为加快发展涡扇10系列发动机,采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代,中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机,这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一;二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果(如92年试车成功的624所中推核心机技术,性能要求全面超过F404),对引进的核心机加以改进,使核心机技术与美国原型机发生了较大变化,性能大为增强。

2007年1月,配装WS-10"太行"发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查,标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越;从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越;从第二代发动机到第三代发动机的跨越,对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。

 

 

能够研制第三代大推力涡扇发动机的国家,只有美国、俄罗斯、欧盟和中国。太行发动机的研制成功和公开,向世界证明了中国航空动力行业的整体实力和技术水平,也意味着中国能在关系到国计民生的重大动力领域实现独立自主,如以太行核心机为基础改进的大涵道比涡扇发动机、舰用燃气轮机等。

研制过程

改革开放的大潮使航空发动机事业重新焕发了生机。1986在第八届珠海航展上展出的太行发动机

年1月,经邓小平同志批示,肯定了发动机行业老专家发展涡扇发动机的建议。于是一航动力所与兄弟单位一起,开始了新一代大推力涡扇发动机-"太行"发动机的研制。

"太行"发动机不是为研制而研制,是我国国防建设急切而重大的需要。毫不夸张地说,事关我国某两型先进战斗机的生死,"一发配两型天大的事"。

1987年至1993年,在原国防科工委和空军的大力支持下,经过6年多的艰苦奋斗,一航动力所克服了基础薄弱、条件不足等重重困难,完成了"太行"验证机阶段的研制工作,并拟配装我国自行研制的某新型战斗机,使其从技术状态转入原型机研制状态。值得说明的是,但凡发动机的研制,一般要经过技术储备与攻关-材料部件生产-装配-金属样机-验证机-地面试车-飞行台试验-装机试飞-寿命长试-定型这些阶段。然而,在当时技术情况下要用"太行"发动机配装新型飞机试飞有很大风险,因为新型飞机尚未定型,又为单发设计,而且发动机装飞机试飞前,除必须进行大量地面试车考核外,还需要经过飞行台试验才行。当时,国内仅有的飞行试验台寿命已经到期,飞行包线也太小。九十年代初期,通过进一步引进合作,新型飞机有了国外成熟的发动机配装试飞。可问题是:"太行"发动机如何找到合适的飞行平台进行领先试飞?"太行"发动机总设计师、一航动力所副所长张恩和经历过涡扇6发动机整个研制过程,涡扇6下马后又曾领导一航动力所的民品开发工作,强烈的忧患意识使他感到选择合适的试飞平台十分重要,否则失去装机对象,悲剧会重演!

二十世纪九十年代初,我国从国外引进了一批先进飞机直接装备了部队,为降低配装飞机的研制风险,张恩和适时地提出了"太行"发动机以国外飞机为平台的领先试飞方案。1993年3月,一航动力所向中国航空工业总公司申请了一架我国引进的飞机作为飞行平台对"太行"发动机进行领先试飞。

1995年6月7日,时任副总参谋长的曹刚川在传达中央军委的重要决定时说:"太行发动机一是配新型歼击机,二是作某型飞机的后继动力。所以,太行发动机的成败和周期,不但关系到新歼,也关系到引进的飞机有没有成效。因此,太行发动机是两种飞机成败的关键。空军下一步建设就立足这个发动机了,两只脚都踩在一条船上了,各级领导都非常重视。……"曹刚川语出惊人,他不是危言耸听。"太行"发动机如果研制成功,这是一个双赢的结果,如果研制失败……大家心里都清楚。

 

 

1997年"太行"发动机进入了最艰难的突击阶段,是决定命运的关键时刻,由于要与飞机配套,飞机不能改或者只能作简单的改动,主要技术问题都要通过发动机匹配来解决。在金属样机设计之前,时任一航动力所所长海宜德、总师张恩和带领科研人员来到一航沈阳所与时任所长刘春义、总师李明等进行技术协调,从气动和结构两个方面论证"太行"发动机酣装选定飞机的问题。由于发动机主体尺寸比飞机原发动机大,滑油箱超限、滑油率超限、加力喷口调节器超限,道道难题摆在一航动力所人面前。为了尽快解决问题,总师张恩和天天跟在装配厂房,指挥大家把发动机的外涵道放在装配厂房的地上,一件一件往上摆附件。

为了满足设训要求与指标,总体设计室进行了改进外部设计工作,三次带队到空军调研,多次更改方案。最后成功解决了加力筒体转5度、加力点火器超限、后机匣改装、重新安排外部管路与附件等难题。国外用了6个回合才能完成的设计任务,我们的设计师在2到3个回合内设计出图,完成了装入飞机的总体方案。1998年9月,配装飞机的全尺寸金属样机制造和装配工作如期完成,仅用1个半小时装飞机成功,进一步证明了"太行"发动机可与飞机相匹配,为胜利研制奠定了坚实基础。

立项

八十年代初期,中国航空研究院606所(中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所)因70年代上马的歼9、歼13、强6、大型运输机等项目的纷纷下马,与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马,令人扼腕,而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面,国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机,这就是涡扇10系列发动机(太行发动机)。涡扇10(WS-10)工程于1987年10月立项,当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术,要独立自主地研制一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易的。

 

 

涡扇10立项后就开始了核心机的改进工作,1987年,开始进入验证机研制阶段,1993年完成。1992年10月验证机在086号飞行台上开始试验,97年开始型号研制(飞行前试验阶段),考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力,并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说,这是一个极具风险的选择,我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上,一旦失败,对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。

2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力,随后开始型号的高空台试验,型号装机首飞是在2001年7月,2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞,取得阶段性成果,2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞,03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车,2005年11月10日通过长久初始寿命试车,05年12月28日完成定型审查考核。

WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1710K提高到1747K,推重比也由原来的7.14提高到7.5左右,推力也由122KN提高到132KN,达到了90年代的世界先进水平。

历经20年研制出来的太行发动机,在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的,虽然仍然存在可靠性问题,但是在不断改进的过程中可靠性逐步提高。

前几年太行的重点目标是:03年针对重点型号减重开展的"减重年";04年为确保重点型号的定型而进行的"排故年";05年为提高和完善设计质量而开展的"细节年";06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的"精化年"。太行的各项性能还在不断的完善之中,以后还会有进一步的提高。

难度

回顾20年来的风雨历程,不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上,闪烁的不仅是荣誉和光芒,而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前,一航动力所航空发动机试车台非常简陋,每次试车启动发动机,轰鸣的响声震耳欲聋,周围几里地都能听得到,参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样,加力试车的时候,轰鸣声仍让人难以忍受,强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人,有的患了心脏病,有的耳膜穿孔,但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人,我们的航空发动机事业才得以发展壮大。太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关,先后攻克了几十项重大技术关键。2003年,"太行"发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距,加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题,导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验:一次是发动机在试车时,发生了高压压气机四级盘破裂事故;第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中,先后暴露出一些技术问题,如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中,5个起落出现3次"特情"。2004年夏天,太行发动机在进行规定试飞时,发生发动机空中停车,虽然最后安全返回,但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策,并进一步做好故障研究和故障分析工作,先后完成17份故障计算、研究、分析报告,最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。

在发动机的试制中,中国一航创造性地学习和应用国外先进经验,打破了过去一厂一机的管理模式,发挥国内各专业优势,多家企业组成国家联合队,协同攻关,成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。

攻关

涡扇10/10A是一种采用三级风扇,七级整流,一级高压,二级低压共十三级,即所谓的3+7+1+2结构的大推力高推重比、低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机时成功地采用了跨音速风扇、气冷高温叶片、电子束焊整体风扇转子、钛合金精铸中介机匣、挤压油膜轴承、刷式密封、高能点火电嘴、气芯式加力燃油泵、带可变弯度的整流叶片、收敛扩散随口、高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。

在太行的早期型上,其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金,但定型批量生产全部采用DD6单晶合金,涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金,如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构,这在第三代发动机上是极其罕见的,美国也只是在第四代发动机F119(F/A-22"猛禽"战斗机所使用的发动机)上开始采用了对转结构,这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷,使机匣可以作得轻些;还可以省去低压涡轮导向器,使发动机零件数、长度、重量均减少。

太行的最大推力在132KN,推比7.5,涡前温度1747K,这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。

早期太行的涵道比0.78,风扇是3级轴流式,可变弯度进口导叶,压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机(压比12,绝热效率85),高压压气机0~3级静叶可调,5级后放气,燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴,高压涡轮是1级轴流式,低压涡轮是2级轴流式,加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器,尾喷管是收敛-扩张可调喷管控制系统,这是我国首次在发动机上采用这种喷管,估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统,后期将采用电子全权数字控制系统(FADEC),支承系统为高压转子为1-0-1,低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看,航空发动机基本分成三大类,即小推力发动机,推力一般在3000公斤以下;中推力发动机,推力一般在6000-9000公斤;大推力发动机,推力一般在11000公斤-15000公斤,涡扇10无疑是大推力级发动机。

总设计师

张恩和,男,1939年生,航空发动机专家,太行发动机总设计师。

简历 1965年毕业于哈尔滨工业大学发动机设计专业的张恩和来到沈阳发动机设计研究所从事设计工作。入所十几年,张恩和在发动机总体室参与了多个发动机型号的研制和攻关,在自己的岗位上做出了突出的成绩。中国一航航空报国杰出贡献奖、航空报国科技尖兵、国防科学技术进步奖特等奖、香港何梁何利基金科学与技术进步奖;获得全国五一劳动奖章、全国杰出专业技术人才称号,多次航空航天部一等功。

1981年,42岁的张恩和成为当时国家公费派出的第一批访问学者,开始了两年在美国纽约理工学院研修航空机械工程专业的经历。

1983年11月,从国外回来的张恩和继续在发动机总体室担任结构组组长,从事一线的科研工作。1985年起,升任为副所长的张恩和担任"运七"飞机用涡桨五甲1发动机降油耗工程的总设计师,在与国外技术专家的配合下,张总领导团队,实现了降油9.4%的目标,获得国内适航证并装"运七"飞机投入航线使用。张恩和荣立部级一等功,获得金质奖章。

由于在军机和民品领域的突出成绩,1987年太行发动机正式立项时,张恩和被任命为行政副总指挥。1991年,他正式担任"太行"发动机总设计师。2005年12月28日,太行发动机通过设计定型审查。2006年3月,发动机正式定型。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上实现了从中等推力到大推力,从涡喷到涡扇,从第二代到第三代的三大历史性跨越,使我军武器装备跃上一个新台阶,是我国航空工业发展最具标志性的重大成果之一。


 
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