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原标题:国内的宇宙航行斯特林发动机工夫到底是向下在

浏览次数:100 时间:2019-10-14

  中国战斗机新一代大推力发动机的研制工作目前正在进行中,近日《中国航空报》的一篇文宣文章提到,位于成都的中航工业涡轮研究院攻克了该型发动机涡轮叶片研制的难关。文章中提到该型发动机“涡轮叶片还要承受超过其金属融化温度700度的高温”、“高温是涡轮部件面对的第一道坎,工作环境温度动辄就是一、两千度”。虽是只言片语,已经足以推测文章中说的是全新一代的高性能军用发动机,很可能就是传闻已久的涡扇-15型发动机。

问:我国的航空发动机技术究竟是落后在哪里? 目前我国军事技术、科技水平都在高速的发展,为何航空发动机却一直受制于人,我们不足在哪里?为何会有这些不足?

  以下为《中国航空报》文章部分内容:

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  涡轮部件,是航空发动机的三大高压部件之一。常见的民用发动机的一个工作叶片发出的功率,就相当于一台F1方程式赛车或3台家用轿车的动力输出。同时,涡轮叶片还要承受超过其金属融化温度700度的高温、大约1000千克的离心拉伸应力。“高温”与“压力”是涡轮工作真实的写照。

中国工程院院士、北京航空航天大学教授刘大响曾专门撰文指出我国航发研制和世界先进水平的差距,主要存在5大部分:1、 基础研究薄弱,技术储备不足,试验设施不健全;2、 国家经济相对落后,研制经费严重不足;3、 对发动机的技术复杂性和研制规律认识不足;4、 基本建设战线过长、摊子过大、力量过散、低水平重复;5、 管理模式相对落后,缺乏科学民主的决策机制和稳定、权威的中长期发展规划。

可以说航空发动机是飞机的“心脏”,是代表一个国家工业实力和客机水平的象征。尤其是现代战场上,制空权决定着战役的成败,而航发水平很大程度上决定一国空中力量的高低。航空发动机作为航空工业“皇冠上的珍珠”,走过了“活塞-涡喷-涡扇-高涵道比-推重比10以上低涵道比”的阶段性发展。目前高性能涡扇发动机是研发主流,未来会向自适应变循环发动机方向发展。

我们以美国为例,它的IHPTET和VAATE等项目的预研投入就高达数百亿美元。相比之下我国的航发产业的起步晚、底子差。美国的F119寿命可达12000小时,而我国产涡扇10的寿命只有1500小时,其主要差距在我国的高温材料耐受性方面。

目前我国已经逐渐从仿制改造到完全自主研发方向迈进。最初我国的涡喷-5是在前苏联发动机基础仿制而成。到1970年代我贵州航发研制的涡喷-7甲已实现自行设计改型。而2016年8月中国航发集团挂牌成立,“两机专项”的全面启动,这也标志着我国航发研发进入新阶段。

澳门官方游戏平台网址,友情提示:本文全文2100字阅读全文需时较长;如果说我国航发落后归根结底的原因的话,那就是一个字“钱”;

很多人看到这可能会乐,觉得“军事小科普”在胡说八道,觉得我们航发落后世界先进水平怎么会是钱的问题?

但实际上如果追本溯源的话,确确实实就是“钱”的问题,“军事小科普”以前写过很多关于我国航发的文章或者问答,什么缺乏技术积累啊、加工工艺不好啊、技术管理水平不行啊……等等,但实际上这些都是缺“钱”造成的。

我们这几年在航发的投入还好一些,以前是真的极穷、极穷;大家应该清楚,我们以前的航发都是跟随飞机项目一起研制的,往往是飞机下马,配套的航发也就下马了,而很多项目往往是因为没有钱才下马的。

而能剩下的项目,资金投入是很少、很少的,就拿在一众飞机方案中搏杀出来的“十号工程”歼10来说,全项目总投资才40亿人民币,等到太行就剩几千万了,在1986年外汇换算的话才几百万美元(1986年国防科工委正式确定太行为歼10的配套发动机)而在70年代中期美国开发F110的时候,总投资是2.136亿美元,太行的研制经费连国外同类产品的零头都不够。▲太行的研制经费连它的零头都没有。

没钱自然进度就慢,连验证机都造不起,太行一共就两台验证机,还是一台出问题后才造的另一台,验证机A出问题期间,调试只能暂停,等着验证机B出来才能继续,没办法、没钱啊……所以原计划一年的“验证机测试”最后花了三年。同时,我们以前又没搞过三代大推这种先进的玩应儿,自己没经验当然要借鉴一下国外的经验了,“太行”的核心机其实就是在F110/CFM-56身上借鉴来的。

后来因为各种问题,太行的原始设计被推翻,在引进毛子AL-31F之后,又借鉴了毛子的轴系方案匹配自己的低压级和起动机,结果又是一堆的问题,AL-31低压级与DFM-56不匹配,两级反向旋转造成了风扇吹入压气机的气流紊乱、AL-31起动机功率太低导致太行上不了高原。

在加上,中航动力所自己总结的一堆“低层次技术质量及管理质量问题,属于不该发生的故障”,整的太行从1986年正式立项匹配歼10、1988年验证机上试车台架、1993年两台验证机达标、2005年全寿命验证达标、2013年正式大规模应用为止,过了近30年。▲中航动力所自己总结的原因,大部分都是低层次的技术质量及管理质量问题。

当然,太行从开始研制到正式大规模应用,相比国外也仅是慢了一点而已,毕竟国外一型航发的研制到成熟也需要20-30年的时间,可是太行在这其中有很多时间是可以省出来的,却因为“钱”的问题不得不拖延。▲如果不是没钱,歼10用太行可以早几年。

这里还要额外再说一下“材料”的问题,目前很多人一说到我国的航发落后原因,总是愿意就提“材料”的问题,可我国的航发材料真的落后吗?

中国航发北京材料研究院获了那么多奖,《中国航空材料现状、问题与对策》中白纸黑字写着;

“到目前为止,我国已能生产航空用金属材料、有机高分子材料、无机非金属材料以及复合材料达2000余个牌号,并先后制定了1000余份各类航空材料、热工资及理化检验标准。从总体上看,我国已基本形成了比较完整的航空材料研制技术和批量生产能力,较好地满足了第三代飞机/发动机的需求,形成了主战航空装备关键材料的国内自主保障能力。”

而网络上也是经常看见我们航空新材料获得突破的消息。那为什么还是有很多人认为我们航发的材料落后呢?很简单还是缺钱的问题;

就拿我们所熟知的航空材料“铼”来说吧,现在基本一提航发材料就没有不提它的,基本就是没铼航发就完犊子了,仿佛航发性能就靠着铼活着一样,但是铼仅是一个化学元素而已,它是对航发很重要,但还远没到离了它航发就会死的地步。我们国家铼是少,但是也没少到一无所有的地步,仅陕西洛南的黄龙铺钼矿区矿山中铼储量,就达到176吨,约占全球储量的7%,仅次于智利、美国、俄罗斯和哈萨克斯坦,我们过去关于铼的问题,确切的说不是我们有没有的问题,因为我们有铼,关键是我们难以提纯,但这个问题早就已经解决了。

而为什么我们过去航发用的铼少?其实还是因为“穷”没钱;

因为铼是很贵的,一克比白金都会要贵,而在一台发动机里,几乎所有的低温和高温涡轮叶片都要用到这种材料,而我们自己过去提纯又很困难,所以我们用的铼的价格自然就更高,如果我们也按照国际标准一样往合金里面加铼的话,我们航发的价格必然会大幅上涨。

因此在我们以前的高温粉末单晶合金的研制中,比如我们第二代的“DD6”(相当于美国同类产品的第三代)的研制中,为了降低成本的原因,我们单晶合金里的铼含量就比西方同代产品少了1/3。而单晶合金中的铼少又必然会影响涡轮叶片的性能,那怎么办?自然只能用别的金属元素来代替,我们在以前高温粉末单晶的合金的研制中,就用了其他的金属元素来替代铼,费了不少事(没办法没钱)

而等到WS15的时候,我们的提纯能力有了,钱也不缺了,所以我们相当于美国F119、F135发动机上的第三代高温粉末单晶合金,铼的含量也上来了。

所以我们过去航发的落后从来都不是材料的原因,而是多方面的因素造成,比如缺乏技术积累、技术工艺落后,工业加工能力不行等等,而这些问题的根本原因,其实就是……“没钱”!

落后的地方是方方面面的,组主要是管理方面,导致了技术的全面落后。国际上用于运输机的先进大涵道比涡扇发动机,最大推力已超过500千牛,空中停车率降到每百万飞行小时5次以下;热端部件寿,命最长达到4万小时,耗油率在现有水平上再降15%的新一代产品,将在2020年前后进入市场。

我国因尚无实物商用涡扇发动机,只能以在研的产品预期性能与国际水平作比较。上世纪90年代用于A321的CFM56—5B2,推力140千牛,涵道比5.5:我们计划用于大运的在研FWS-20推力120千牛,涵道比5.4,与之性能相近。即使按时完成研制任务,在时间上相差20年。

我们自研的长江1000A与计划替代的C919选用动力Leap—1C推力同为136千年,涵道比10~11,但在时间上也至少相差20年。

此外,还有其他重要指标也存在差距,诸如首翻期(在规定条件下,产品从开始使用到首次翻修的工作时间为国外同类产品的1/2~3/4。即使在基础较好、自主保障率较高的中等功率涡轴发动机方面,也有一定差距。此类发动机已经发展了四代,前三代我们基本解决了有无问题,代表型别为WZ6、WZ8A、WZ9,比国外同类型别服役晚约15—20年,分别装备了我们的直8、直9、直10,但以CTS800—4为代表的第四代涡轴发动机国外已在本世纪初服役,我们尚在研制,服役时,间预计滞后约15年。

很多都是历史原因,甚至很多方面就是研发方面不进行核心机的预研和立项所导致的。

我国的航空发动机并不落后。说起航空发动机是否先进,指标上主要看推力和寿命,而硬件上主要看材料和机械设计了。我国的航空发动机属于推力足够,寿命不足,机械设计没有问题,但是材料有问题的阶段,要说落后,也没什么好落后的,因为技术都有,就差量产化。

图为装备双发太行发动机的歼16战斗机。我国的大推力发动机已经堪用,占据世界第二梯队领先水平。

举个简单的例子,日本的XF5-1航空发动机,这是日本专门为心神战斗机研发的新型发动机,涡轮前温度高达1800摄氏度,如此堪称世界顶尖的涡轮前温度体现出日本在材料技术上的发达,但是全机的推重比却并不高,裸机只有8,而且全机的推力加上加力也才5吨。

图为日本最先进的航空发动机,也就是XF5-1,推力仅5吨,是一款设计极其低能的发动机。

因此,推力小,推比低的XF5-1发动机堪称是一款小推力发动机,连中等推力都够不着,而且整体技术并不先进。为什么日本会这样,因为他们的工业基础薄弱,航空发动机基础设计落后,导致了材料好的同时,整机却很差。

图为我国太行WS10A发动机的裸机展示。

我国恰恰相反,我国的太行发动机,WS10B型已经有14吨的推力,也就比美国给F22战斗机装备的F119发动机推力小1吨多,属于大推力发动机,但是他的寿命却只有2000小时不到,而且涡轮前温度并不高,WS10原型机的涡轮前温度仅仅1747K,就算是改进型WS10B也不会达到1800摄氏度的,这是我国给发动机使用的材料不好导致的,但是我国并不缺乏单晶材料和单晶粉末盘等技术,只是我国一直缺一种材料:铼。

图为美国F119发动机在测试,他的大推力来自于堆铼。

要说起这个铼,在世界上可是比黄金贵多了,我国一年的产量才100多吨,而且基本要供应到工业和经济生产发展之中,很少用到军用上,就算是进口,全球每年在国际市场上流通的铼也才百吨左右,我国能够买到其中的几十吨,占据一小半。但是我国是世界第二大经济体,一切以经济为中心,所以军事这些年在材料用料上必须让步,说简单点,美国和欧洲等国在发动机涡轮盘上使用的铼含量,比我国能高出快1半。

图为生产线上的俄罗斯AL31F发动机。

铼是决定发动机涡轮前温度高低的主要决定性因素,没有大量的铼就只能从其他方面想办法,我国不但研发了其他材料添加出来的耐高温涡轮盘,而且还研发出空心叶片、叶片耐高温贴膜等技术,但是这也只是另辟蹊径,就目前人类的科技水平看,没有铼就不能解决根本问题。

图为装备太行发动机的歼16战斗机。

不过,未来我国新一代航空发动机就不会存在这些问题了,拿涡扇15来说,他肯定具备先进的技术设计和材料,因为我国现在也富裕了,虽然铼依然很难获取,但是面对美国已经研发出18吨推力发动机F135的情况,我国也一定会不惜代价给涡扇15加铼,这样发动机的耐高温进一步提高,推力和寿命也会水涨船高,可以说我国一切技术都已经具备了,就差拿出顶尖产品了,就让我们耐心等待涡扇15的诞生吧。

落后在,国家的认知。军工企业,就不应该是国有企业,就不应该是中国科班应试教育出来的科研人员在搞研发。你看看美国的洛克希德马丁公司,辉瑞药业,哪个是国有企业?国有企业没有竞争力

最基础的部件发动机的叶片,一是材料,二是加工我们都有差距。

记得人民日报说过,中国的航空发动机落后就落后在设计上。的确,创新人才的缺乏,设计思路的僵化、保守是导致我国航空发动机全面落后的根本原因。

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反复提练,强军强国才是首要,就象人们所说<健康>就什么都迎仞而解啦,病残什么都迟缓啦??军,国同一理。。。

基础材料 加工设备 中高技术人员

一个是材料,一个是加工设备。还有一个是技术集累。

  中航工业涡轮院涡轮技术研究室专业工作就是航空发动机预研项目、在研型号中涡轮部件的气动和结构技术研究和设计……

  高温是涡轮部件面对的第一道坎,工作环境温度动辄就是一、两千度;涡轮叶片从最早的没有冷却结构的实心叶片,到今天要在一个小小叶片上打成百上千个冷气通道孔的先进超强冷却叶片,其设计和制造难度可见一斑。

  这是涡轮设计质的飞跃,但同时带给涡轮设计团队的是一个个诸如叶片烧蚀、叶片断裂、叶片掉块等技术难关。肩负着自主研制国产新一代航空发动机的历史使命,他们深深地知道“既然干涡轮,就得多受累”。涡轮部件不能可靠工作,发动机寿命就无从谈起,因为高温,涡轮设计必须兼顾冷却和性能的平衡,发展和使用最先进的工艺及材料,在兼顾性能、可靠性、制造性多因素下进行设计。他们针对高温带来的故障问题进行系统地试验研究:叶片试验、涡轮盘试验、振动试验……在设计—故障—改进的轮回中接受考验,在气动、传热、结构、强度、材料、工艺、试验等专业环节中千锤百炼。难题一个个踩在脚下,“高温”的锤炼,也炼就了他们的技术基础。一次次的磨炼,积累了设计经验,提高了他们解决和应对各种实践问题的能力。

  如今,院里的涡轮设计技术和这支团队一步步走向成熟:成功开发国内第一个涡轮气动设计系统;国内首个采用复合倾斜叶片的高压涡轮部件等;荣获国家级科技成果奖、部级成果奖10余项,院级成果40多项。

  观察者网军事分析员指出,在文章中提到的”涡轮叶片要承受超过其金属融化温度700度的高温”一句话令人惊讶,目前制造涡轮叶片的材料一般是镍铬铁合金,这种材料根据合金配方的不同,熔点有一定浮动,约为950摄氏度上下。也就是说,这种新型发动机的涡轮前温度高达1650摄氏度左右,换算成开氏度就是就是约1925开左右。涡轮前温度是发动机先进程度的一个重要指标。据资料,美国F-22战斗机的F119发动机的涡轮前温度约1970开,推力达15.6吨。据俄联合发动机公司资料称,俄罗斯AL-31F发动机的涡前温度则是1665开,推力12.5吨;99M1发动机涡前温度1690开,推力13.5吨。可见涡前温度与发动机推力数据有很大关系。

  从目前已知的数据来看,只有涡扇-15发动机能够接近这个数字。据公开数据,国产涡扇-10发动机的涡前温度约为1747开,推力传闻比AL-31F略高,可能是12.7吨。这一消息与此前其他文宣文章提到的“涡扇-15的涡轮前温度比前代型号提高200开”的说法相互佐证。

  根据经验公式,在发动机涡轮和风扇设计水平相同的前提下,涡前温度每提高100开,推力增加15%。那么可以推测,涡扇-15即使在风扇和涡轮设计与涡扇-10处于同一水平的前提下,推力也可达到15.7吨以上。

  据传,涡扇-15发动机目前已经进行整机台架测试,研制进展相当顺利。《中国航空报》文章从侧面证实了这一传言。

  12月4日,俄罗斯联合发动机公司总裁在讲话中透露,俄罗斯自行研制的新一代航空发动机“30型”发动机的核心机目前正在组装阶段,据推测这种发动机的性能可能与涡扇-15相似。

  不过,涡扇-15目前还是由中航工业成都涡轮研究院负责研制,未来在从研制阶段转入生产阶段时可能还要遇到更多问题,对于此型发动机装机飞行时间,恐怕还不能轻率做出估计。

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