F101渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

(F101-GE-100)

進(jìn) 氣 口 環(huán)形。20個進(jìn)口導(dǎo)流葉片，前緣固定，起支板作用，后緣可調(diào)。熱空氣防冰。

風(fēng) 扇 2級軸流式。實心鈦合金工作葉片帶冠，水平對開鈦合金蜂窩結(jié)構(gòu)機(jī)匣。壓比2.0，轉(zhuǎn)速7710r/min。

壓 氣 機(jī) 9級軸流式。零級和前5級靜子葉片可調(diào)。前3級轉(zhuǎn)子葉片為鈦合金，后6級為A286鋼。轉(zhuǎn)子為慣性焊接盤鼓式，前3級盤為鈦合金，后6級為DA718鋼。轉(zhuǎn)子和靜子葉片均可單獨更換。水平對開機(jī)匣，前段為鈦合金，后段為IN718。壓比12.5。

燃 燒 室 短環(huán)形?；鹧嫱灿蒆astelloy X合金經(jīng)機(jī)加工制成。燃油經(jīng)20個雙錐噴嘴和小渦流杯在高能氣流剪切作用下霧化，實現(xiàn)無煙燃燒。

高壓渦輪 單級軸流式。高負(fù)荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。轉(zhuǎn)子葉片材料為DSR80H，盤為DA718。機(jī)匣內(nèi)襯扇形段，通冷卻空氣進(jìn)行主動間隙控制。轉(zhuǎn)子和靜子葉片可單獨更換。

低壓渦輪 2級軸流式。葉尖帶冠，非冷卻。轉(zhuǎn)子葉片均可單獨更換，導(dǎo)向葉片分段更換。盤材料為DA718。

加 力

燃 燒 室 混合流型。盤旋式混合器使內(nèi)、外涵氣流有效混合并燃燒。筒體材料為IN625。

尾 噴 管 收擴(kuò)式。由鉸接的魚鱗板組成主、副噴管，由作動筒、移動杯、凸輪和連桿組成液壓機(jī)械式作動機(jī)構(gòu)。

控制系統(tǒng) 機(jī)械液壓式。帶電子式調(diào)整器，可以對風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、渦輪轉(zhuǎn)子葉片溫度和尾噴管面積進(jìn)行控制。此外，還有中央綜合測試系統(tǒng)，不斷監(jiān)控發(fā)動機(jī)性能。

燃油系統(tǒng) 維克斯公司的主燃油泵和噴管液壓泵。森德斯特蘭德公司的燃油增壓泵。派克-漢尼茲公司的燃油活門組件和燃油噴嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和傳感器。

滑油系統(tǒng) 整體式滑油和液壓油箱。

最大起飛推力(daN)

F101-GE-100 13338(加力)

7561(中間)

-102 13681(加力)

7561(中間)

-25 7120(中間)

-28 8012(中間)

起飛耗油率[kg/(daN·h)]

F101-GE-100 2.24(加力)

0.56(中間)

推重比

F101-GE-100 7.50

-102 7.69

空氣流量(kg/s)

F101-GE-100/-102 159

涵道比

F101-GE-100/-102 2.01

總增壓比

F101-GE-100/-102 26.5

渦輪進(jìn)口溫度(℃)

F101-GE-100/-102 1371

最大直徑(mm)

F101-GE-100/-102 1397

長度(mm)

F101-GE-100/-102 4600(含進(jìn)氣錐)

質(zhì)量(kg)

F101-GE-100/-102 1814

F101是美國通用電氣公司為戰(zhàn)略轟炸機(jī)B-1研制的中等涵道比加力渦扇發(fā)動機(jī)。它的研制過程可以追溯到60年代中期，當(dāng)時該公司正按美國空軍合同實施第二代先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器計劃，編號為GE9。在1969年為爭奪用于先進(jìn)有人駕駛戰(zhàn)略轟炸機(jī)的競爭中，GE9驗證機(jī)獲勝，從而導(dǎo)致在1970年6月美國空軍與該公司簽訂一項4.06億美元的全面研制合同，其中包括40臺原型機(jī)，發(fā)動機(jī)正式編號為F101-GE-100。1971年10月核心機(jī)首次試驗，1972年7月全臺發(fā)動機(jī)開始運轉(zhuǎn)。試飛前規(guī)定試驗于1974年3月完成，同年12月沒有經(jīng)過空中試車臺試驗而直接裝在B-1A原型機(jī)上試飛。1976年9月通過相當(dāng)于通常的型號合格試驗(MQT)的產(chǎn)品考核(PV)試驗。1977年6月，上臺不久的卡特政府認(rèn)為，B-1A飛機(jī)的造價太高，而新研制的巡航導(dǎo)彈便宜而有效，并且B-52轟炸機(jī)還可用到80年代，所以決定停止B-1A計劃。但F101-GE-100的試驗計劃仍一直繼續(xù)到1981年，在后續(xù)工作發(fā)展計劃的名義下，加速發(fā)動機(jī)的成熟，延長零部件的壽命，降低生產(chǎn)成本和后勤保障費用。最后，地面試驗積累了40000h以上，飛行試驗積累了7600h，發(fā)動機(jī)達(dá)到了可以投入使用的水平?？偟难兄瀑M用為6.21億美元。

為滿足B-1A轟炸機(jī)既能在高空以M>2飛行、又能在低空跨音速突防、同時具有洲際航程的要求，對發(fā)動機(jī)來說，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。為此，通用電氣公司選擇了中等涵道比、高增壓比的加力渦扇循環(huán)。在研制中，利用該公司過去的J79、TF39發(fā)動機(jī)以及一系列研究和技術(shù)計劃的成果，如1965年開始的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器計劃，采用Rene系列高溫鎳基合金、激光打孔、摩擦焊、先進(jìn)的冷卻技術(shù)和控制技術(shù)，F(xiàn)101是首次用紅外線高溫計作為其調(diào)節(jié)系統(tǒng)參數(shù)之一的發(fā)動機(jī)。高溫計測取72片高壓渦輪葉片的平均溫度。當(dāng)溫度達(dá)到極限時，調(diào)速器將限制燃油流量和風(fēng)扇轉(zhuǎn)速。為便于維修，F(xiàn)101采用單元體結(jié)構(gòu)并設(shè)有許多孔探儀檢查口。

F101是研制中全面貫徹美國空軍1969年制訂的發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的第一臺發(fā)動機(jī)。該大綱的貫徹主要通過以下四條措施來保證。

(1)遵循嚴(yán)格的結(jié)構(gòu)設(shè)計準(zhǔn)則。在準(zhǔn)則中，對發(fā)動機(jī)耐久性方面的要求有:發(fā)動機(jī)冷、熱端部件壽命分別為13500h和4000h，或2700齪?00個低周疲勞循環(huán)。在預(yù)估壽命時要按上述兩倍考慮。

(2)采用先進(jìn)的結(jié)構(gòu)設(shè)計和分析方法，如有限元素法、回轉(zhuǎn)體、葉柵和系統(tǒng)動力學(xué)等電子計算機(jī)程序，合理設(shè)計各種零件。

(3)進(jìn)行大量的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和壽命試驗。在研制中，共用40多臺發(fā)動機(jī)作各種整機(jī)、部件和系統(tǒng)試驗。F101是首次采用加速任務(wù)試驗的發(fā)動機(jī)。

(4)采用先進(jìn)的測試儀器和壽命監(jiān)控系統(tǒng)，除采用加速度計、紅外線高溫計等測振、測溫措施外，在B-1A轟炸機(jī)上加裝中央綜合試驗分系統(tǒng)來監(jiān)控發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵參數(shù)。在使用中，可將記錄的數(shù)據(jù)處理，計算出各零部件的剩余壽命，結(jié)合外場維護(hù)和孔探儀檢查情況，實現(xiàn)視情維護(hù)原則。

1981年10月2日，美國里根政府決定重新生產(chǎn)100架B-1B戰(zhàn)略轟炸機(jī)。于是，1982年美國空軍給予通用電氣公司一項1.822億美元的全面研制合同，包括3臺F101-GE-102原型機(jī)，用于性能和結(jié)構(gòu)完整性試驗。以后陸續(xù)簽訂了3項合同:1.25億美元用于生產(chǎn)4臺發(fā)動機(jī)和長周期項目的準(zhǔn)備;2.859億美元用于生產(chǎn)37臺發(fā)動機(jī);以及15.8億美元用于生產(chǎn)428臺發(fā)動機(jī)。

F101-GE-102型 與-100型基本相同，但耐久性有進(jìn)一步提高，并根據(jù)B-1B的作戰(zhàn)任務(wù)作了一些小的修改。通用電氣公司為F101-GE-102制訂了一項充分的試驗計劃。在3臺原型機(jī)中:

1號原型機(jī)在1983年9月完成2組各由381個循環(huán)組成的加速任務(wù)試驗，實際運轉(zhuǎn)800h，相當(dāng)于在B-1B上10年的使用壽命;

2號原型機(jī)在1984年秋季完成加速任務(wù)試驗，驗證了10000h的冷端壽命和3000h的熱端壽命;

3號原型機(jī)供生產(chǎn)定型用，于1983年9月通過定型并正式交付給美國空軍。

F101-GE-25 F101的不加力型，可能用于兩種超音速的隱身飛機(jī)。

F101-GE-28 F101的又一種不加力型，可能用于美國空軍一種高度保密的飛機(jī)。

進(jìn)氣道進(jìn)氣---壓氣機(jī)增壓---燃燒室加熱---渦輪膨脹作功帶動壓氣機(jī)---尾噴管膨脹加速---排氣到體外

發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)起來之后，壓氣機(jī)源源不斷地把壓縮了的空氣送到后面的燃燒室，在燃燒室里空氣和燃油混合燃燒，向后排出高溫高速高壓氣體，這些氣體帶動渦輪旋轉(zhuǎn)，渦輪和壓氣機(jī)是用軸連在一起的，因此渦輪旋轉(zhuǎn)了，壓氣機(jī)也跟著旋轉(zhuǎn)，就不斷地把空氣壓縮進(jìn)去了

分開排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

進(jìn)氣道進(jìn)氣--風(fēng)扇增壓--氣流分為兩股

內(nèi)涵氣流：壓氣機(jī)增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機(jī)--內(nèi)涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外

外涵氣流：外涵道--外涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外

我們常見的民航客機(jī)所采用的發(fā)動機(jī)，多半是分別排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，比如著名的V2500，PW4000,GE90....

混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

進(jìn)氣道進(jìn)氣--風(fēng)扇增壓--氣流分為兩股

內(nèi)涵氣流：壓氣機(jī)增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機(jī)--混合器

外涵氣流：外涵道--混合器

兩股氣流在混合器中摻混--尾噴管膨脹加速--排氣到體外

牌 號 M53

用 途 軍用渦扇發(fā)動機(jī)

類 型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

國 家 法國

廠 商 國營航空發(fā)動機(jī)研究制造公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

M53-2 "幻影"2000原型機(jī)。

M53-5 "幻影"4000原型機(jī)。

M53-P2 "幻影"2000。

M53-PX2 "幻影"2000。

M53采用了阿塔發(fā)動機(jī)、TF106與TF306發(fā)動機(jī)的研制技術(shù)與經(jīng)驗。與阿塔9K50發(fā)動機(jī)相比，在直徑相同情況下，M53的推力提高約1960daN，巡航耗油率降低10~15%，長度縮短約1米。

M53的特點是采用三支點的單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，與雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)相比，這種結(jié)構(gòu)雖然性能較差，但零部件少，結(jié)構(gòu)簡單，便于維修。M53采用了大量鈦合金，大大減輕了發(fā)動機(jī)重量。該發(fā)動機(jī)共有12個單元體。M53的研制費用約1億多美元。

M53-2 早期的原型機(jī)。

M53-5 在M53-2基礎(chǔ)上的發(fā)展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和設(shè)計參數(shù)與M53-2基本相同。為改善發(fā)動機(jī)喘振裕度，對壓氣機(jī)葉片、控制系統(tǒng)和渦輪導(dǎo)向器做了改進(jìn)。

M53-P2 M53的進(jìn)一步改進(jìn)型。主要改進(jìn)包括采用先進(jìn)的低壓壓氣機(jī)、改進(jìn)的渦輪轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計、重新設(shè)計熱端部件、先進(jìn)氣膜與對流冷卻。-P2于1981年6月首次臺架試驗，1985年1月開始生產(chǎn)。

M53-PX3型發(fā)動機(jī)具有高推力、低成本和先進(jìn)工藝技術(shù)。技術(shù)改進(jìn)包括全新的數(shù)字電調(diào)、渦輪優(yōu)化設(shè)計和可重復(fù)工作的加力系統(tǒng)。M53-PX3型發(fā)動機(jī)將使幻影2000戰(zhàn)斗機(jī)保持尖端性能。

進(jìn) 氣 口 環(huán)形，帶尖進(jìn)氣錐，用熱空氣防冰。

風(fēng) 扇 3級軸流式?？缫羲亠L(fēng)扇懸臂支承在前滾棒軸承上。轉(zhuǎn)子盤-鼓為電子束焊接的整體式結(jié)構(gòu)。轉(zhuǎn)子葉片無減振凸臺。葉片用鈦合金制造。無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。

壓 氣 機(jī) 5級軸流式。等外徑設(shè)計。整流葉片不可調(diào)，無中間放氣。無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。前3級轉(zhuǎn)子是電子束焊接的鈦合金整體式結(jié)構(gòu)，后2級是鋼的，用螺栓連接。

燃 燒 室 環(huán)形，無煙。6段氣膜冷卻。機(jī)加工的氣膜孔徑約2.5~3mm。氣膜孔環(huán)與二股氣流進(jìn)氣段用電子束焊接。有14個預(yù)蒸發(fā)燃油噴嘴。

渦 輪 2級軸流式(M53-P2為3級)。轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片為對流冷卻。第1級轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片有15個通冷空氣的小孔，第2級有8個。

加力燃燒室 平行進(jìn)氣的內(nèi)外涵氣流混合式。V型火焰穩(wěn)定器。3圈供油環(huán)供油。軸向波紋狀防振屏。隔熱屏有11段圓環(huán)和11排氣膜冷卻孔。

尾 噴 管 可調(diào)引射噴管。16對調(diào)節(jié)片和封嚴(yán)片由16個作動筒操縱。尾噴管喉部面積變化范圍為2850~5550cm2。

控制系統(tǒng) M53-5采用電氣-機(jī)械控制系統(tǒng)，但帶有一臺對全系統(tǒng)都起作用的電子計算機(jī)。此外，還有后備系統(tǒng)。當(dāng)主系統(tǒng)發(fā)生故障時，仍可保證主系統(tǒng)和加力系統(tǒng)的工作。M53-P2為全權(quán)數(shù)字電子控制系統(tǒng)，同時備有應(yīng)急燃油系統(tǒng)。

燃油系統(tǒng) 來自飛機(jī)油箱的燃油經(jīng)增壓泵后，分別進(jìn)入主燃油泵和加力燃油泵，兩路燃油經(jīng)過各自的調(diào)節(jié)器后，分別經(jīng)各自的燃油總管，進(jìn)入主燃燒室和加力燃燒室。使用JP-1或JP-4。

滑油系統(tǒng) 由齒輪式滑油增壓泵、回油泵、自動斷油指示器、油濾、滑油分配器和散熱器等組成。單發(fā)時備有應(yīng)急滑油系統(tǒng)，在發(fā)生故障時可保證發(fā)動機(jī)可靠工作20min。

起動系統(tǒng) 燃?xì)鉁u輪起動機(jī)。

點火系統(tǒng) 主燃燒室有2個高能點火電嘴，火花能量為4J。