GE集团五代变循环发动机发展历程(转载)转自贴吧

这架N22YF一号原型机是用YF120的

第一代VCE

1976年2月,GE在一台经过改造的YJ101发动机上进行了双涵道变循环发动机试验,采用可调面积涵道引射器VABI。VABI用于核心流和涵道流掺混的分界面处,可改变二者的相对比例,维持掺混时的静压平衡,使发动机在高低功率工作状态下的涵道和核心机出口比总压最优,并能在更宽的工作范围内提高发动机的循环匹配能力。当发动机以涡喷模式工作时,VABI阀关闭,以涡扇模式工作时,VABI阀打开

采用后VABI的VCE结构


第二代VCE:GE21

GE21风扇分为前后两段,均有单独涵道。后段风扇为核心驱动风扇CDFS与高压压气机相连,由高压涡轮驱动。

GE21为双工作模式,在起飞和亚音速巡航时,发动机为双涵道模式工作,提高前风扇转速,同时模态选择活门和前后VABI使前段风扇的空气流量达到最大。由于转速不匹配,空气不能全部通过核心机,未能通过核心机的空气通过前VABI流入外涵道,这时将CDFS的可调导向叶片的角度调小,从而减小核心机流量,使发动机涵道比达到最大。在亚音速巡航状态下可以消除常规涡扇发动机在节流过程中出现的溢流和后阻力。增大涵道比可以提高推进效率,改善飞行品质,降低油耗。

在加速、爬升和超巡时,发动机为单涵道工作模式。关闭模态选择活门,关小前后VABI,前段风扇出口的空气流量几乎全部通过后段风扇和高压压气机,产生较大推力,允许少量空气通过核心涵道,冷却喷管。

GE21在超音速巡航研究计划SCR中进行了试验,为下一代F120发动机的研制打下了基础。


第三代VCE:F120发动机

真·难兄难弟

F120是USN和USAF在1983~1990年主持的先进涡轮发动机燃气发生器ATEGG、联合技术验证机JTDE等一系列计划的产物。F120变循环结构和GE21基本相同,在低功率状态下,发动机以双涵道模式工作。第二级风扇与CDFS涵道之间产生压差,被动作旁路系统打开,外涵道进入更多空气,风扇喘振裕度增大。同时后VABI打开,大量外涵空气引入主排气流,增大推力。

在高功率状态下以单涵道模式工作,关小后VABI,使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。同时外涵道中压力增加,直到超过第二级风扇排气压力为止,在反压作用下,选择活门关闭,迫使空气进入核心机。少量空气由CDFS后引出,用于加力燃烧室、喷管冷却。


F120发动机的研制经历三个阶段:

第一阶段用XF120进行地面验证,第二阶段用YF120进行飞行试验,第三阶段吸取了XF120和YF120的所有研制经验,最终成型,改进有

1. 用被动旁路系统代替了可调模式选择活门,改善了匹配特性和效率。

2. FADEC简化到常规涡扇发动机的水平

3. 验证了基本循环的灵活性、功能特性、涡轮温度能力和失速裕度

YF120在1983年开始研制,1990年在先进战术战斗机ATF计划的实机展示中分别装上了YF22和YF23进行试飞,1991年4月因为ATF选用F119被放弃。僚机位置的“灰色幽灵”用的是YF120


第四代VCE:COPE

可控压比发动机COPE是80年代末至20世纪初,在IHPTET计划下由GE和艾利逊发动机公司在F120的技术基础上研制的第四代VCE。COPE的涡轮系统包括三个部件:高效可调面积高压涡轮导向器、高负荷跨音速高压涡轮和无导叶对转低压涡轮。成果用于XTE76验证机、XTE77验证机和F136。

F136,2011年停掉了

可调面积高压涡轮导向器的设计是为提高不加力推力和降低亚音速的耗油率,允许发动机在一个广泛的压比范围内以恒定的涵道比工作。因为能在更大的工作范围内保持在固定的匹配点上,使得高压压气机的效率更高。导向器常遇到的冷却漏气引起的性能损失可以通过一种独特的凸轮驱动蛤壳设计解决。因此,在部分功率状态下,使用可调面积高压涡轮导向器的发动机油耗率将比常规高单位推力涡扇发动机降低10~15个百分点。

单级高负荷涡轮优于常规的单级和双极涡轮。由于零件数减少和尺寸减小,质量、冷却气流量和成本都有所降低。运用计算流体力学CFD和F120发动机的高、低压涡轮的研制经验,进行降低高、低压涡轮干扰损失的叶片设计。结合先进的气动和冷却技术,使得级负荷能力大大提高。

双极无导叶对转低压涡轮是一种革命性的方案,有许多潜在的优点。设计权衡表面,这种方案特别适合未来军用飞机的推力要求,然而低压涡轮的设计面临固有的高周疲劳问题。高负荷跨音速高压涡轮气动设计与双极无导叶对转低压涡轮的优化需要结合气动,热传导和结构力学等多学科进行。从高压涡轮来的跨音速流的强迫相应需要与低压涡轮的气动性能、冷却和结构响应综合考虑。从COPE涡轮系统结合得到的数据将修正设计程序,使低压涡轮质量轻、效率高、抗高周疲劳能力增强。(高周疲劳指材料在低于其屈服强度的循环应力作用下,经10000-100000 以上循环次数而产生的疲劳)

GE和艾利逊公司在IHPTET第三阶段中制造了XTE-77/1验证机,推重比20左右。其中成熟的技术应用于F136-GE-100/400/600发动机。


第五代VCE:自适应循环发动机

ADVENT验证机

2007年在多用途高性价比发动机VATTE计划(HITET在2005年结束后的延续)中,美国启动了自适应通用发动机技术计划ADVENT,开发和验证自适应循环发动机。自适应循环发动机运用了CPOE的技术,运用了三涵道的设计,在发动机外围增加一个从主风扇出来的单独外流道和一个转子叶片上的风扇FLADE。FLADE是接在风扇外围的一排短的转子叶片,通过打开或关闭FLADE前面的可调静子,可以调整发动机总的空气流量。

最上面的就是第三涵道


这里蓝色的就是第三涵道



专利US2012/0131902揭示了GE研制的三种带后风扇的自适应循环发动机方案。

方案一

空气在压气机中压缩后与燃油掺混,在燃烧室中产生燃气。高压涡轮吸收燃气能量驱动压气机,同时低压涡轮吸收燃气和内涵气流混合物的能量驱动前风扇。后涡轮叶片吸收燃气能量驱动后风扇产生推力,因二级后风扇的后涡轮叶片和后风扇叶片的曲度相对,因此二级后风扇对转。后混合器位于后风扇下游,来自后涡轮叶片和后风扇的气流在这里掺混,通过共同排气通道排出。工作时,外部风扇叶片向集流环和排出通道施加不变的FLADE气流压力。FLADE气流在需要时可通过改变外部导流片的位置被节流;前风扇气流可通过改变进口导流片的位置被节流。通过选择合适的外部导流片和进口导流叶片的位置,可使FLADE气流的流量和压力在最大数值与低于40%最大值(近地状态)的推力范围内保持不变。


方案二

与方案一相比,方案二后风扇的结构不同。方案二的后风扇包括同向旋转的一个或多个转子,并连接在一起形成一个后转子。每个转子都携带有一个环形排列的后涡轮叶片,其上游还有一个环形排列的成翼形状的后涡轮静叶。转子携带的混合叶片包括后涡轮静叶片、后涡轮顶部的拱形台和拱形台向外延伸的后风扇叶片。后涡轮叶片位于后涡轮涵道内,接受来自前风扇和核心机的混合气流。后风扇叶片位于围绕核心机和后涵道的的后风扇涵道内。后涡轮叶片吸收气流能量,并通过转子将能量传递给后风扇叶片。方案二的工作过程与方案一相似,主要区别是单级后风扇和双级后风扇相比,压比更低。


方案三

外涵道延伸至核心机后部,并与流线型中心体内部相通。外部风扇叶片产生FLADE气流,冷却中心体通过图示的C冷却孔来冷却,如果直接从下面的T处排出,则产生额外推力。方案三发动机采用核心驱动风扇级CDFS,形成一个位于压气机上游与内涵道相通的涵道。核心驱动风扇叶片在CDFS涵道内,上游是成翼形状的可调导流叶片,安装角可以通过执行机构改变,以节流通过CDFS涵道的气流。当导流片290打开时,CDFS能增大内涵道内气体压力,从而增大发动机总有效风扇比。

调节FLADE气流,可管理低压转子产生的功率,例如关闭前段风扇的外部导流叶片,可提高电载荷。


三个外涵道和FLADE的位置

FLADE风扇叶片呈放射状连接在第二级主风扇叶片上,这就是“叶片上的风扇fan-on-blades”这一名称的来源

进气经FLADE压缩后,进入第三外涵道


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