航空发动机推重比技术指标研究

孟令勇，高海红，郑天慧，郭　琦（中国燃气涡轮研究院，成都610500）



航空发动机推重比技术指标研究

孟令勇，高海红，郑天慧，郭琦
（中国燃气涡轮研究院，成都610500）

摘要：以战斗机动力中的推重比指标为研究对象，分析了欧美预研计划中提出的推重比发展目标，及其在具体型号产品中的发展，重点分析了F119发动机推重比指标的实现情况。结果表明：推进系统技术发展指导思想，已从将推重比和耗油率作为技术评价体系改为强调向系统综合要效益；F119发动机采用了预研计划中的高推重比先进技术，但其实际推重比并未达到10；战斗机动力型号产品研发中应秉持全面平衡的指导思想，避免唯性能论。

关键词：航空发动机；推重比；矢量喷管；平衡设计；F119；预研计划；型号研制

1　引言

推重比是衡量战斗机发动机性能水平和工作能力的一个综合指标。欧美各国的发动机预研计划中都将实现高推重比技术作为其重要目标，而业界之前也曾将推重比作为战斗机动力划代的重要标志。但对这一重要指标，国外鲜有专门的研究文献，仅兰德公司［1］曾统计了发动机推重比在1960～2000年间的发展情况。国内的研究文献中，江义军［2］分析了依靠气动热力学的进步和相应材料、工艺等技术，提高发动机推重比的技术途径；彭友梅［3］梳理了各国对推重比的计算方法，明确了国内外换算关系。本文在既有研究成果的基础上，从新的研究角度深入剖析推重比指标，为预研及型号发展提供参考思路。重点研究推重比在预研计划中的要求和在型号产品中的实现情况，分析了F119发动机推重比的实际值，并总结提炼出战斗机动力产品中系统平衡的工程研发指导思想。

2　预研计划中的推重比技术目标

2.1美国

美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的主要目标是采用渐进式发展计划（表1），使军用涡扇发动机推重比翻番。兰德公司报告［1］中曾具体指出IHPTET的长远目标是性能翻番，即将战斗机用发动机的推重比相较于YF119初始设计值提高一倍。

表1 IHPTET计划各阶段目标［4］Table 1 Phase goal of IHPTET

IHPTET计划的后继计划——多用途、经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划，集中关注多用途核心机、智能发动机与耐久性三大领域。旨在通过开发多用途发动机技术，验证其经济性，并将先进的涡轮发动机技术转化应用在型号产品上，以获得革新的性能改进。VAATE计划中提出了技术能力经济性指标，该指标不仅关注发动机的推重比与油耗，同时还强调研制、生产和维护成本。这反映美国在推进系统技术指导思路上发生了重要变化：改变了IHPTET计划中主要以推重比和耗油率为主的评价体系，采用经济可承受性作为评价标准，强调向系统综合要效益。同时，基于IHPTET计划中对部件技术潜能探底的结果，VAATE计划评估认为提高推重比和降低耗油率对提高发动机的经济可承受性贡献有限，因此降低成本成为实现计划目标的重要突破口［5］。如下式所示，以推进系统能力经济性（CCI）表征发动机能力与成本之比。表2给出了VAATE计划的阶段发展目标［6］。

表2 VAATE计划阶段目标Table 2 Phase goal of VAATE

为量化VAATE计划目标，美国研究人员采用的CCI基准值是根据2000年技术水平的发动机计算得出的结果。由于难以获取发动机成本信息，仅知VAATE计划基准发动机的推进系统能力修正值是7.44（大型涡扇），为了更加准确地演示推进系统能力的发展历程，图1示出了国外公布的大型涡扇发动机能力归一值随时间的变化。图中IHPTET计划Ⅲ阶段和VAATE计划大型涡扇发动机能力目标归一值在2005、2010、2017年，分别为2.18、3.13和4.17。

图1 大型涡扇发动机的推进系统能力Fig.1 Propulsion capability of large turbofan aero-engines

2.2欧洲

英国于20世纪80年代启动的先进核心军用发动机计划（ACME），是欧洲投资最多、规模最大的一个军用发动机技术发展计划，其总目标是提供未来先进战斗机发动机所需技术。尽管该计划的目标并不是研制一种发动机，但其第一阶段的技术目标是推力达8 896～11 120 daN，推重比达到10～12；第二阶段的技术目标为发动机的质量降低50%，推重比达到20。1995年，英法双方展开合作，制定了先进军用发动机技术（AMET）计划，该计划全面吸收了ACME计划取得的成果，目标是研制推重比达15甚至达18的下一代战斗机发动机技术。

德国虽然没有类似的大型发动机预研计划，但其发动机研制行业的技术观点认为：任何长期的战斗机动力预研计划的总目标，将始终聚焦于增大单位推力、提高推重比和降低油耗。如图2所示，未来有人作战系统中，对发动机除了要求低寿命周期成本、高耐久性、推力矢量、隐身性能外，依然强调高推重比技术［7］。

3　型号发动机推重比指标发展研究

3.1总体发展

从20世纪50年代出现第一代超声速喷气式战斗机开始，目前已发展了四代，第五代正处于全面研制的最后阶段。相应地，发动机的推重比也从2～3发展至现今的8～10一级。图3（a）是兰德公司研究报告中总结的型号发动机推重比指标的发展历程，反映了发动机推重比在1960～2000年间的稳步增长情况［1］。图3（b）是本文根据文献［8］统计的TF30、F100、F404、RD33、RB199、AL-31F、M53、F110、M88-2、F414、YF120和EJ200 12款典型战斗机动力的推重比指标发展情况。这两张图反映出的技术发展水平趋势基本一致，在第四代战斗机（以下简称四代机）研制阶段，发动机推重比的技术发展水平约处于8～9一级，且增幅明显放缓。

图2 未来推进系统的关键要求Fig.2 Key requirements for future propulsion systems

图3 战斗机发动机推重比发展趋势Fig.3 Trend of T/W ratio of fighter engine

3.2F119发动机推重比分析

依托IHPTET计划中的技术验证与转移，F119发动机已成为在役的、最具代表性的四代机发动机。国外现有公开文献未明确给出过F119发动机的推重比，普惠公司官方对F119发动机推重比也以更高（此处应该是与F100相比，F100基准型推重比为7.1）来介绍，而英国《简氏航空发动机》手册认为F119发动机干质量类似于F100（加装矢量喷管的F100-PW-232质量为1 860 kg，比基准型F100-PW-100约重432 kg［9］）。据此，下面从飞机对发动机的要求和推力矢量喷管两方面对F119发动机的推重比进行分析。

3.2.1先进战术战斗机（ATF）对发动机的要求

20世纪80年代左右，美国空军和海军正式联手研究新一代战斗机——先进战术战斗机。在ATF项目中，对发动机提出的关键性能要求是不加力下持续的超声速巡航能力、隐身或低可探测性、推力矢量、短距起降、高可靠性和低成本。其他特性要求还包括增加有效载荷半径、改进超声速/亚声速/跨声速的机动能力、提升后勤保障性等［10］。

1983年普惠和GE分别按合同研制地面验证机，主要验证超巡、二元喷管和推力达13 500 daN的能力。XF119地面验证机关注的技术问题是减少压气机级数，以降低成本和质量，并增加可靠性。1985年，空军降低了ATF发动机的批生产目标单价，并对隐身性提出了更严格的要求。1986年空军又提出发动机竞争双方必须先飞再选，以确定哪家进入工程制造与发展阶段（EMD）。这就意味着要重新设计验证机，以达到飞行试验所要求的质量标准。而1987年，普惠和GE都从设计折衷研究中得出发动机推力需达15 750 daN的结论，这使得空军的此项要求难度增加。普惠设计的用于飞行验证的YF119与其地面验证机XF119区别有：将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇流量，压气机前几级改用阻燃Alloy C钛合金，高压涡轮工作叶片叶尖加耐磨涂层。由于这些差异极小，因此YF119没能达到新的更高推力及其他飞行验证要求。而GE的YF120发动机更接近全尺寸研制设计原准机的要求，且飞行试验展现的性能也更优。但空军并未将此次竞争视为性能比拼，而是看重是否具备满足EMD项目目标所要求的技术及管理能力，同时技术风险最小、成本最低。

3.2.2矢量喷管对推重比的影响

推力矢量技术已成为新一代战斗机的基本要求。战斗机发动机推力矢量的偏转是通过喷管实现的，因此矢量喷管技术成为推力矢量技术的关键。为满足新一代战斗机要求的非常规机动能力（矢量推力），提高空战时F-22的机敏度，美国在20世纪80年代二元推力矢量喷管地面和飞行试验的基础上，从1991年开始进行配装二元矢量喷管的F119发动机的工程研发。F119发动机后期改进采用了第三代二元收-扩推力矢量喷管——球面收敛段矢量喷管（SCFN），见图4。这种喷管结构不仅机动性能优越，而且对隐身很有帮助，与后机身融合较好，阻力小，可进行超声速巡航［11］。SCFN与早期的二元矢量喷管相比，质量稍有减轻；但与常规轴对称收-扩喷管相比，缺点依然是结构笨重。为了实现减重，提高技术指标，在F119发动机的后继改进型发动机F135中，采用了全程可调的低可探测性轴对称收-扩型喷管。其中F135-PW-100/600喷管质量约为181.4 kg，F135-PW-400的为159.0 kg。

图4 XTE-65上验证的SCFN二元矢量喷管Fig.4 SCFN demonstrated on XTE-65

从ATF对发动机的要求可看出，四代机研制时，并未直接规定发动机的推重比要达到某一数值。而数据分析表明，安装矢量喷管后，F119发动机的推重比指标必然会受到影响，难以达到推重比10，但可以推测F135发动机的推重比指标应比F119发动机有所提高。

4　与发动机推重比相关的设计思想

对航空发动机的一般设计要求是，在推力满足飞机要求的前提下，推重比高、耗油率低、操作性好、可靠性高、维修性好、全寿命周期成本低和环境特性满足有关条例要求。结构设计成功与否，就表现在设计者所采用的各种技术措施能否妥善处理这些既有联系又互相矛盾的要求上。在战斗机动力型号产品研发中，要求工程师既要有丰富的经验，又要有辩证的思想方法，理性认识推重比技术指标。

4.1不同机型推重比要求的差异性

军民用发动机在性能、环境性、低可探测性、可靠性、维护性、成本等各方面的要求都不尽相同。战斗机用发动机通常是小涵道比、高单位推力发动机，强调发动机截面面积小和推重比高；而运输机用大涵道比发动机单位推力小和低耗油率比推重比或截面面积都重要。如图5所示，有人超声速战斗机要求高机动性以实现空对空作战，因此会十分强调高推重比。而高空长航时无人机（HALE UAV）则要求极长耐久力，对机动性要求低，因此耗油率是主要考虑因素［12］。

图5 推进系统要求与飞机要求（图中H、M、L分别表示要求的高、中、低）Fig.5 Propulsion requirements vs. aircraft requirements

无人作战飞机（UCAV）一度是下一代战斗机的研究热点。分析表明，UCAV设计时单位推力耗油率（TSFC）是最重要的考虑因素，重量/推力比（注：推重比是标准参数，而重量/推力比更反映重量对飞机的影响，两者的换算关系是推重比提高100%相当于重量/推力比降低50%）是第二因素，发动机采购成本排第三。这是因为在任务决定型设计思想中，发动机质量轻、燃油高效，则可实现给定任务下飞机尺寸更小、价格更便宜；或者是任务性能更佳，而不增加飞机尺寸和成本。也就是说，飞机中燃油所占的质量权重大则更要求耗油率低，飞机中发动机所占的质量权重大则更要求推重比（功重比）高［13］。

图6显示了典型军机的燃油质量占比、发动机质量占比的关系。飞机包括结构与子系统、发动机、燃油和有效载荷四部分质量，后三者之和为可调整质量。图中飞行器所处的位置反映其任务航程、速度或机动性要求。如位于左上角的飞行器所执行的任务对航程（耐久性）要求高，处在右下角的飞行器则对速度或机动性要求较高。对发动机的特性要求而言，UCAV与攻击机相比，前者更看重TSFC，而对推重比的考虑次之。

图6 典型军用飞机的质量分布特征Fig.6 Weight distribution characteristics of typical military aircrafts

4.2工程产品的平衡设计理念

在发动机工程产品研发中，推重比只是一个重要性能指标，而性能又仅为产品设计中的一个考虑因素。当前的航空发动机研制指导思想更强调全面平衡设计理念，以实现性能与可靠性、维修性、经济性、项目进度等的全面折衷。这一观点是在既往研发经验教训的基础上形成的。

普惠公司的TF30是首台带加力的军用涡扇发动机，经过至少12年的研制和多次改进后，其可靠性和性能才勉强过关，但仍遗留诸多问题。随后，普惠开展了第二代高性能加力式涡扇发动机F100的研制工作。空军对F100的要求是性能提升，推重比与J79相比翻一倍（J79的推重比为4.67）。为此，普惠公司将提高发动机性能——推重比作为重点予以保证，研发中尽量控制发动机质量且不影响性能。最终，F100成为第一款投入使用的推重比8一级的发动机，但其可靠性却未能与性能的提高相匹配。配装F-15装备部队后，使用中发动机暴露出许多影响可靠性的严重问题。如压气机失速，涡轮叶片超温、烧伤等，造成大批F-15停飞，成为困扰美国空军最棘手的问题之一。意识到单纯追求高性能所带来的巨大问题后，普惠公司着手对F100进行改进，重点是提高发动机的可靠性。改进型F100-PW-220，其推力维持在F100型的水平（即起飞推力为106.13 kN），但质量增加了约61 kg，也即牺牲了推重比而获得了高的可靠性［14］。

以F119发动机经验为例，在一个性能目标未具体明确的项目中，要确定是否已经达到足够的性能非常困难。用户的节点要求和为追求完美而过度扩大试验项目之间总有矛盾，应当取舍。如前所述，YF119与YF120发动机产品竞争中，用户最终选择技术风险低、成本少的一方也表明，产品竞争不仅仅是性能上的比拼，而是技术、进度、管理、成本等各方面的综合较量。

5　结束语

高推重比是战斗机动力在性能上力图实现的方向性目标，但出于未来战争经济性的战略考虑，推进系统技术发展指导思路改变了之前主要以推重比和耗油率为主的技术评价体系，而强调向系统一体化要效益。因此，沿用之前单以推重比作为划代标志的做法，已明显不符合当前的发展现状。

通过持续开展核心机及整机技术验证预研计划，可为型号研制储备先进技术。而将预研技术成果工程化，既是型号产品研制的关键，更是难点。在四代机动力F119发动机的研发中，采用了预研计划中开发的高推重比先进技术，但最终成功定型的型号产品的推重比并未达到10。这反映了在战斗机动力型号研发思想中，应秉持技术性能、可靠性、维护性、经济性、研发进度、项目管理等各方面的平衡理念，遵循系统工程的思想，以成功研制出满足飞机需求的型号产品为目标，应竭力避免唯性能论。

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Research on thrust-weight ratio of aero-engine

MENG Ling-yong，GAO Hai-hong，ZHENG Tian-hui，GUO Qi
（China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

Abstract：Taking thrust-weight ratio of fighter as the research object，the goal of thrust-weight ratio pro⁃posed in advanced development programs in Europe and U.S. and its development in specific type was in⁃vestigated. And the realization of thrust-weight ratio goal for F119 was focused. The results show that the guideline of propulsion technology has been transferred from performance-oriented to comprehensive sys⁃tem integration in the latest decade. The thrust-weight ratio of F119 is far from class-10 though advanced technologies were adopted from advanced development programs. Compromise between performance，reli⁃ability，maintainability，affordability and program schedule should be taken into practice during fighter en⁃gine research and development.

Key words：aero-engine；thrust-weight ratio；vectoring nozzle；trade design；F119；advanced research programs；engine model development

中图分类号：V23

文献标识码：A

文章编号：1672-2620（2016）02-0057-06

收稿日期：2015-09-30；修回日期：2016-04-15

作者简介：孟令勇（1982-），男，江苏徐州人，工程师，硕士，从事航空发动机项目管理与研究。