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1、阵风阵风”之心之心-法国法国 M88M88 涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机阵风”之心法国 M88 涡轮风扇发动机-自从“幻影”F1 战机与 M53 发动机的组合在“欧洲四国战斗机”项目选型中惨败于 F16 后，不甘失败的法国人又回到了熟悉并且适合自身技术水平的无尾三角布局上，推出了“幻影”2000，其“搭档”依旧是 M53。虽然该机与 F16 之间的性能差距有所缩小，但无奈推出时间上的滞后使得“幻影”2000 占有的国际市场份额与后者相比小得可怜，而且在价格和性能上也无法占优。为此，达索公司决定跳出单发中性战斗机这个圈子，向更大、更强、利润更高的双发战斗机领域进军。在“幻影”4000 双发重型战
2、斗机上验证了部分技术后，达索公司于 1986 年推出了“阵风”战机，并在当年的范堡罗航展上高调亮相。 “阵风”A 原型机起初使用 FA18AB 装备的 F404GE400 发动机，直到 1990 年 5 月斯奈克玛公司 M88 发动机完成为止。该发动机与斯奈克玛公司过去开发的“阿塔”和 M53 系列截然不同，使得发动机不再成为制约法国战斗机性能的主要瓶颈。然而，它的身世依然扑朔迷离。 法国制造的战斗机和攻击机装备的发动机，长期以来都是单转子结构。 “阿塔”系列涡喷发动机几乎一统了当时法国开发的所有战斗机、攻击机和轰炸机的动力系统，即使是“幻影”2000 上的 M53 涡扇发动机，也有着“超级阿
3、塔”的别称。然而，单转子结构发动机高、低压段的转速只能取一个中间值，不能取相应的优化转速，涵道比也不能过大。如果涵道比过大，其带来的后果将是加力比小而加力推力不大。 单转子结构发动机还有一个缺点，就是喘振裕度不大，所以“阿塔”和 M53 都靠设置放气门来增加喘振裕度。但是这样一来又会使得增压比降低，推力减少。加之法国人的压气机设计水平不高，M53 的压气机级数偏偏又少，仅有 3 级风扇、5 级高压，这就造成其推重比和单位推力都比较低。与之相比，压气机增压比同样不高的俄制RD33 发动机则采用了 4 级风扇、9 级高压的设计。不过有弊也有利，较小涵道比带来的好处是迎风面积减小，单位迎风面积推力提
4、高，高空高马赫数下加速能力较好。配合飞机进气道的设计特点， “幻影”2000 在高空高速飞行包线内相对 F16 有着很明显的优势。 值得一提的是，法国透博梅卡公司和英国罗尔斯罗伊斯公司为“美洲虎”攻击机而联合研制了“阿杜尔”涡扇发动机。其中，罗尔斯罗伊斯公司负责研制燃烧室、高低压涡轮、低压轴、排气锥、混合器、滑油箱等；透博梅卡公司负责其余部件，如压气机、机匣和外部传动装置、加力燃烧室喷管延伸段等。发动机部件按分工制造，然后送到两国的总装线上进行最终装配。由此可以看出，占据主导地位的是罗尔斯罗伊斯公司。 尽管从推力和推重比上看， “阿杜尔”的性能水平不算高，但其采用了大量在当时十分先进的技术，包
5、括：定向凝固和单晶涡轮叶片，由此可以带来更高的涡轮前温度：环形结构燃烧室：可调收扩喷管：钛合金宽弦叶片制造的高压压气机叶片以及小展弦比叶型设计。 尽管出于成本、风险以及终端平台定位的考虑，英、法两国在合作时采用的设计相对保守。也没有刻意追求减重而大量使用钛合金。但是单晶涡轮叶片的使用让法国在涡轮叶片材料上接触到了领先者的技术。法国之所以后来能够在新型号发动机上大幅度提高涡轮前温度，这次合作颇有裨益。 CFM 的建立 在 20 世纪 70 年代，斯奈克玛公司为了进军民用市场，选择美国通用动力公司作为合作伙伴，准备以 B1 轰炸机的 F101 发动机核心机作为原准机，开发商用发动机。但是，F101
6、 发动机属于战略平台的核心装备，美国政府与国防部都不批准这个合作项目。当时，普惠公司的 F100 发动机已经占据了美国空军战斗机动力的统治地位，其 3T3D 和。ITSD 等民用发动机的销售情况也是形势大好，它们在 1965 年世界民用发动机市场上的份额甚至高达 92.4。迫于生存压力，通用动力公司为了争取到这个翻身的机会，不仅大力游说政府高层，还提出不让斯奈克玛公司接触 F101 的核心技术，并按照“需要和了解”的基础交换资料。整个项目由通用动力公司负责系统一体化实施，并且民用 F101 发动机的核心及设计参数将降适当降低。通用动力公司还进一步建议美国国务院和商务部监督资料的交换过程，以保证
7、其符合美国政策。 1973 年 5 月 30 日，美国总统尼克松和法国总统蓬皮杜在葡萄牙亚速尔群岛进行双边高峰会议，CFM56 赫然列在日程表上。在准备工作中，尼克松表示，他期待的是政治讨论，但是被“某种喷气发动机”的事项打了岔。尼克松驳回了所有反对意见，按照通用动力公司的建议批准了该项目。当日，尼克松与蓬皮杜联合宣布了此项决定。1973 年 6 月 4 日，国务卿基辛格代表总统发布 220 号国家安全决策备忘录，批准该合作项目，但附加下列条件： 与法国政府达成关于出口发动机核心机的物理安全和技术保护的满意协议； 关于法国政府不谋求对美国进入欧盟的飞机征收新的关税。 于是，1973 年 9 月
8、两国恢复合作，并于 1974 年 9 月 28 日正式成立CFM 国际公司。虽然美国政府在合作协议中对技术保密仍然持谨慎态度，但是斯奈克玛公司凭借着自己在所负责工作上的出色表现，获得了与通用动力更深程度的技术交流。同时，斯奈克玛公司使用特殊手段得到了 F101 发动机核心机 GE9 和演化型号 E88 的技术，M88 发动机的起源可以说很大程度来源于此。 技术特点 压气机 M88-2 发动机的结构为风扇 3 级，第一级带凸肩。高压压气机 6 级，采用三维设计技术，前 3 排整流叶片可调，在第 4 和第5 级之间设引气口，高级负荷。相比基于类似核心设计的 F404 发动机，M88-2 少一级高压
9、压气机，其总压比为 24.5，F404 则为 26，同样改进自 F404 的 RM12 也达到了 27.5。由此可以看出，因为 M88-2少一级高压压气机给总压比带来了不利影响，不过级数减少也能部分减轻结构重量和几何长度，适当缩小载机的发动机舱轮廓。 M88-2 风扇压大约在 4 以内，高于 F404 的 3.641；而高压压气机压比则为 6.125，低于 F404 的 7.14。级压比方面，M88-2 为 1.35，只略高于 F404 的 1.324，更加低于 RMl2。考虑到 M88 与 F404 的高压段有很大的继承性，两者性能参数上的差异表明法国在压气机设计上仍然有所不足。相比之下，F
10、414 发动机采用 3 级风扇、7 级高压，达到 30 以上的总压比。EJ200 发动机的总压比为 26，虽然不算太高，但只用了 3 级风扇、5 级高压结构，比同样总压比的 F404 减少了 2级。 燃烧室 采用了低污染的双环腔带多孔气膜冷却结构，与通用动力公司同系列产品的结构与特点类似。目前，苏霍伊 SSJl00 支线客机已确定以 M88 核心机为基础，发展 SAM-146 大涵道中等推力发动机。M88-2 燃烧室上构造的特点，显示了它身上有着无可否认的 F101 发动机血统。 涡轮部分 高低压涡轮均为单级结构，都使用气膜冷却，高压涡轮叶片具备主动间隙控制，叶片材料使用 AMl 单晶合金。由
11、于采用了高温高负荷设计，其涡轮进口温度高达 1850K。 涡轮盘采用粉末冶金制造工艺，轮盘材料试验型为 Astroloy 粉末冶金，生产型为 N18 合金。加力燃烧室为整体式，由中心单圈环形稳定器和 9 根径向火焰稳定器组成。尾喷管为引射式，喉部面积和引射喷口面积均可调，喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制造。发动机采用双余度全权限数字化发动机控制系统(FADEC)，可在 3 秒内从怠速加速到全加力状态，在飞行包线范围内无顾虑操作。外涵机匣则采用树脂基复合材料 PMR15 制造。 全机分为 21 个模块设计，每个模块都能由简单工具拆装更换，达到减少备件数量、快速更换、简化维修程序和时间的目的，整机拆
12、卸及维修总共只需 4 小时。 特点分析 M88 发动机的涡轮前温度相当高，不仅高于同类中等推力发动机和90 年代初的大推力发动机，甚至和某些下一代大推力发动机相同，如俄罗斯 AL-41F。其根本原因在于 M88 的压气机性能不够，总压比偏低，为了保证推力只能采用较高的涡轮前温度来弥补。较高的涡轮前温度可以相对提高不加力推力和燃烧效率，降低油耗，并能提高单位推力。但一味提高涡轮前温度，将对发动机热端部件的寿命造成影响，缩短翻修间隔时间。法国自身的材料与冶金水平在西方发达国家中实力本就略显平庸，而选取的指标却高出同类产品一筹，结果 M882El 投入使用时的初始检修间隔只有 150 小时，验证后达
13、到的指标也仅为 500 小时。直到 2001 开始大规模生产时，M882E4的初始检修间隔才达到 8001000 小时，TAC 循环为 2000 次。相比之下，80 年代中后期美国空军就开始要求热段部件检修间隔达到4000 次 TAC 循环，如 F100-PW-220229 和 F110-GE.129。日本自1991 年开始生产的 F100-IHI-220E 上安装的自产单晶涡轮叶片也到了 4000 次 TAC 循环指标，而且在实际使用时有一定的温度裕度，大约在 100110 度上下。因此，这些发动机都有在战时通过增加转速和供油量等方法，提高额定推力的 VMAX 模式，短期使用也不会对发动机造
14、成伤害，以取得需用推力与部件耐久性、可靠性和维护成本的平衡。现今美国第三代大推力发动机的新一代改型，如F11GE132134 已经达到 6000 次 TAC 循环，F414 的发展型 EDE则大幅度提高到了 6000 小时(推力与使用寿命之间可以转换，通过牺牲部分寿命换取高推力)，并已通过验证。 通常而言，涡轮前温度越高，总压比越大，则燃油经济性越好。但是 M88-2 的燃油经济性在中等推力发动机中却居于劣势，即使是燃油消耗量比 M88-2E1 降低了 24的 M88-2E4，油耗也比早年的F404-GE-400402 要高。虽然燃油经济性与涡轮效率及其他一些因素也有关联，但无疑压气机性能不足
15、是其中的重要原因。 衡量发动机性能的两个最主要指标是单位推力、单位燃油效率以及推重比。M88-2E4 的单位推力仅同 F404-GE-402 差不多，比起瑞典RMl2 也是略有不及。和 F414、EJ200 相比则差距甚大。M882E4 的推重比达到 8.5，部分原因是因为其使用 PMR15 热固性聚酰亚胺树脂材料制造外涵机匣，和钛合金外涵机匣相比，重量可减轻2330，成本减少 28。例如 F136 发动机采用与 F110-GE132 发动机相似的复合材料外涵机匣，重量减少了 9 公斤：JTAGG 验证机的进气机匣采用碳纤维增强的 PMRl5 树脂基复合材料，较铝合金材料减轻了 26。同时，M
16、88 的喷管鱼鳞片也采用树脂基复合材料制造。同类型号里只有 F414 使用这些材料，即便 EJ200 使用的也是化学铣切钛合金机匣。然而在这种情况下，M882E4 的推重比依然落后 EJ200，相比 F404 与 RM12 提高的也很有限。和第 4代大推力发动机相比，虽然 M88 的涡轮前温度相差不多，但前者的推重比要求普遍在 10 左右，推力也远大于 M88。由此可见，压气机设计水平严重制约了 M88 的性能指标。由于热力学循环参数同结构强度之间存在一定的均衡，在给定压气机总压比的条件下，要保证一定的推重比指标，通常采用提高涡轮前温度的办法，但这样会影响部件的寿命。要保证部件的寿命和可靠性，必须在原温度下增加涡轮强度和耐温能力，例如增加叶片厚度，不仅费用激增，发动机重量也要增加，推重比又要受影响。而单纯增加压气机级数和部件强度的办法，又会让发动机的长度、重量增加。影响载机发动机舱的设计和重量配平。 未来发展 为了弥补 M88 的性能不足和“阵风”战斗机节节攀升的重量，斯奈克玛公司加紧发展后续型号 M
