艾默生a103：超级大黄蜂之心

小君 2023-02-06 08:39:55 911

艾默生a103：超级大黄蜂之心倒弧形封严片成功地满足了最小寿命的要求而陶瓷材料封严片经过试车后仍完整如新。考虑到采用陶瓷材料还有减轻重量的优点故对装了整套陶瓷基复合材料(CMC)封严片和调节片的加力燃烧室进行了加长的耐久性试验(比一般耐久性试验所要求的时间多4倍) 同时还加长了暴露于盐分/湿度环境下的时间已确认该材料适应这种环境条件的能力结果令人满意。为了验证这一判断将11片改进了的金属封严片(倒弧形的)及1片陶瓷材料平面封严片(每台发动机共有12片封严片)装在加力燃烧室原型机上进行了试验。采用中心环形稳定器可保证小加力比时获得稳定的燃烧。喷油杆系冷却型的。带有喷油装置的点火器装在一根径向稳定器中以免被弄脏;环境温度较低以便获得较长的使用寿命。整套火焰稳定器可在发动机装在飞机上的条件下进行更换。因此采用 F404和F414加力燃烧室原型的设计数据建立了热应力模型作为修改设计的条件。多次反复设计说明将

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陈光/文

2.5 加力燃烧室和可调喷口

加力燃烧室采用了YF120的结构设计方案。火焰稳定器由中心环状V形稳定器与12根径向稳定器组成如图4所示。

每根径向稳定器均带有隔热罩其内通有由风扇后引来的空气进行冷却以减小其中的温度梯度提高耐久性。中心环形稳定器为非冷却结构沿圆周做成12段以允许工作时自由膨胀。

采用中心环形稳定器可保证小加力比时获得稳定的燃烧。喷油杆系冷却型的。带有喷油装置的点火器装在一根径向稳定器中以免被弄脏;

环境温度较低以便获得较长的使用寿命。整套火焰稳定器可在发动机装在飞机上的条件下进行更换。

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因此采用 F404和F414加力燃烧室原型的设计数据建立了热应力模型作为修改设计的条件。多次反复设计说明将封严片底板做成倒弧形可以提高寿命;如用陶瓷材料制作封严片在副喷口的受热条件下不会出现变形。

为了验证这一判断将11片改进了的金属封严片(倒弧形的)及1片陶瓷材料平面封严片(每台发动机共有12片封严片)装在加力燃烧室原型机上进行了试验。

倒弧形封严片成功地满足了最小寿命的要求而陶瓷材料封严片经过试车后仍完整如新。考虑到采用陶瓷材料还有减轻重量的优点故对装了整套陶瓷基复合材料(CMC)封严片和调节片的加力燃烧室进行了加长的耐久性试验(比一般耐久性试验所要求的时间多4倍) 同时还加长了暴露于盐分/湿度环境下的时间已确认该材料适应这种环境条件的能力结果令人满意。

基于这些试验结论 F414副喷口的封严、调节片均采用CMC制作(这是 GE公司在生产型发动机上的首次使用) 其应用情况将为在F404、F110的改型中采用CMC喷口提供依据。

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3 广泛的试验

为了尽量减少F414投产后的更改设计也为了减少费用和风险 GE公司与美国海军为F414安排了一个广泛的试验计划包括全尺寸的部件试验与整台发动机试验。

具体内容有:全尺寸部件试验首台发动机试车(FETT) 首飞前定型试车(PFQ) 飞行试验小批量投产定型试车(LPQ)及大批量投产定型试车(FPQ)。

FETT前的全尺寸部件(包括风扇、高压压气机、燃烧室、低压涡轮、加力燃烧室及可调尾喷口等)试验是减少风险的关键措施。由于高压涡轮是在F412相应部件的基础上发展起来的其性能已在F412试车中得到了验证因此 F414未进行该部件的试验。

在风扇及高压压气机部件试验台的试验中需验证流量、效率、喘振裕度及气动性能。燃烧室部件试验要验证效率、压力损失及出口温度场。用空气进行的低压涡轮部件试验目的是验证效率及出口导向叶片的压力损失。全尺寸加力燃烧室试验验证海平面及高空条件下的效率与压力损失同时还考验其耐久性。

在整机试验计划中地面试车用14台发动机(另有10台备份)。飞行试验用21台发动机(7架飞机)。

试飞前试车6523h 总的试车时间达到10164h。虽然这个计划与1977年开始的F404GE 400的试车计划有些相似(F404地面试车用14台发动机 10台备用发动机试车总对数为9532h) 但在实质上却有较大的差别。

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首先 F404试车计划是按 MIL E 5007D的规定安排的即只有飞行前规定试验(PFRT)与定型试验(QT)两项而F414有前述的PFQ、LPQ和FPQ三项;

F404从 FETT到 QT完成花了约2.5年时间而 F414到完成 FPQ用5年时间(即由1993年起到1997年底)。

其次 F404的持久试车进行了PFRT中的60h与 QT中的两个150h的持久试车而F414持久性鉴定试车的苛刻度则大大提高即在有进气畸变的条件下进行300h加速模拟任务持久试车(ASMET) 试车前后还要进行45h的高循环疲劳的上下“台阶”试车(即在慢车转速到最大转速之间均匀地分成若干个转速段从小到大再从大到小在每个转速段下积累107高循环的试车)。

需要指出的是 ASMET与5007DPFRT中的60h持久试车及 QT中的两个150h持久试车程序完全不同前者比后者要复杂与苛刻得多。

第三官方进行的 LPQ试车已从300h即 QT的两个150h增加到1000h 而且在其前后还要进行上下“台阶”的试车官方的 FPQ试车也是1000h 且试车时热端部件中应采用经过 LPQ试车后的硬件。除此之外还要根据F404试验计划中发现的问题对试车内容作些修订。

为了减小计划的风险执行初期即进行部件的应力试验、耐久性试验与高空试验。

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官方要求所有试验应在 GE公司与美国政府的试验场所进行。例如全尺寸高空试验在美国空军的阿诺德工程发展中心(AEDC)进行;吞水防冰低、高温启动试验生存力试验噪声与陀螺试验分别在位于三处的美国海军空战中心(NAWC)完成。

根据F404和F412的经验 GE公司认为应该尽早对低压涡轮叶片进行应力测定试验。因此在FETT试车时便完成了这一工作。

结果表明其应力水平在允许范围之内。另外还安排第2台发动机开始进行ASMET试车以便尽早地判定其耐久性;用第3台发动机进行高空台试验以确定在F/A 18E/F整个飞行包线内的F414发动机性能、适应性及过渡态的响应特性。

从 FETT第1次启动开始便采用了计划在外场飞机上使用的监测系统对所有部件的寿命进行追踪记录不仅自动录取了所需数据同时也考验了这种飞机用的监测系统。

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4 研制进展概况

F414研制进展比较顺利首台(001)发动机比原订计划提前两周于1993年5月20日进行了首次试车第2天便达到100%转速。

1993年共有4台发动机进行了试车(包括1台发动机在AEDC进行了160h高空台试验另1台进行了165h持久试车) 累积试验了1000多小时;到1994年底有8台发动机用于地面试车累积试车时间达4300h;1995年底开始有21台发动机用于完成包括7架飞机在内的飞行计划。8台用于地面试验的发动机分别为: 001号第1台试车用发动机主要进行应力与机械性能试验;

002号主要进行耐久性试验;

003号在 AEDC进行高空台试验;

004号用以校准各试验舱的仪表; 006号进行 ASMET 1994年1月~4月进行; 007号 AEDC进行高空台试验;

008号用于高压涡轮的应力试验与传热研究安装许多测试感头与仪表;

009号用于耐久性试验 1994年7月开始。

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