XF9-1驗證機的設(shè)計特點及其關(guān)鍵技術(shù)

2019-02-19 05:10

航空動力 2019年1期

作為日本發(fā)展下一代空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機的關(guān)鍵系統(tǒng)之一，全新研制的XF9-1發(fā)動機驗證機在近期的地面測試中達到了設(shè)計要求的推力指標，并具有超越最初設(shè)計目標的發(fā)展?jié)摿Γ瑯酥局毡竞娇瞻l(fā)動機技術(shù)逐漸接近世界先進水平。

日本防衛(wèi)省采購、技術(shù)和后勤裝備廳（ATLA）于2018年11月13日在東京航展期間舉辦的防務(wù)技術(shù)研討會上公開表示，由石川島播磨重工（IHI）研制的XF9-1驗證機在地面臺架試車中，最大推力達到了107.8kN，最大加力推力超過了147kN。可以看出，日本航空工業(yè)近年來在軍用航空發(fā)動機的研制中取得了顯著進步，從自行設(shè)計高性能核心機到獨立制造首臺驗證機，目前進入了全面的性能測試和數(shù)據(jù)分析階段，已經(jīng)具備了為下一代戰(zhàn)斗機研制新型高推重比發(fā)動機的能力。

處于測試階段的XF9-1驗證機外形圖

未來作戰(zhàn)需求

XF9-1驗證機的設(shè)計與研制是日本防衛(wèi)省著手發(fā)展下一代戰(zhàn)斗機的重要預(yù)研項目之一。早在2005年，ATLA就開始制訂未來戰(zhàn)斗機關(guān)鍵技術(shù)的長期發(fā)展規(guī)劃，希望在2030年前后自主研制出下一代空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機，逐步取代三菱重工（MHI）生產(chǎn)的F-2戰(zhàn)斗機。針對未來作戰(zhàn)需求，ATLA在全面評估了本國航空工業(yè)自主研制的基礎(chǔ)和能力后，重點開展了氣動布局、推進系統(tǒng)和武器載荷艙等關(guān)鍵技術(shù)的預(yù)研工作。

作為預(yù)研工作的重要一步，ATLA設(shè)計和研制了一架先進技術(shù)驗證機ATD-X。就動力裝置而言，該機采用兩臺IHI自行研制的XF5-1渦扇發(fā)動機，在2016年實現(xiàn)首飛。XF5-1發(fā)動機的最大推力為49kN，質(zhì)量為650kg，推重比為7.8，在尾噴口裝有偏流片，用于研究推力矢量控制技術(shù)。

隨著驗證工作的逐步推進，ATLA開始著手制訂自主研制下一代空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機的研制計劃，初步命名為F-3計劃，并稱之為“六代機”，重點突出信息化（Informed）、智能化（Intelligent）和快速反應(yīng)（Instantaneous），簡稱為3I。從作戰(zhàn)想定看，F(xiàn)-3戰(zhàn)斗機將是一種以奪取制空權(quán)為主要任務(wù)的多用途戰(zhàn)斗機，依靠強大的態(tài)勢感知能力和優(yōu)異的機動性，可以執(zhí)行遠程空中打擊、快速空中攔截和對地打擊等任務(wù)。

根據(jù)2016年年底公布的26DMU設(shè)計方案，F(xiàn)-3戰(zhàn)斗機為一種重型多用途戰(zhàn)斗機，與當前采購的F-35A戰(zhàn)斗機形成高低搭配，該機將采用兩臺高推重比渦扇發(fā)動機，具有較寬的速度范圍和優(yōu)異的機動性能，最大馬赫數(shù)（Ma）為2，在飛行性能方面重點突出續(xù)航能力和武器載荷能力。

從推進系統(tǒng)的設(shè)計來看，ATLA基于F-3戰(zhàn)斗機的戰(zhàn)術(shù)性能需求，參照美國F-22戰(zhàn)斗機的F119發(fā)動機設(shè)計水平，對于全新研制一種高性能輕型渦扇發(fā)動機提出了一些主要設(shè)計要求：

● 降低發(fā)動機的迎風面積，通過減小發(fā)動機最大外徑，減小機身占用空間，充分利用戰(zhàn)斗機的有限內(nèi)部空間裝載武器，從而有效減小戰(zhàn)斗機的浸潤面積，降低飛行阻力，實現(xiàn)了超聲速巡航，同時有助于增強戰(zhàn)斗機的隱身性能；

● 提高單位推力，一方面利用高性能的壓氣機實現(xiàn)較高的總增壓比，另一方面通過采用先進的高溫合金材料，大幅度提高渦輪前燃氣溫度，借此達到世界一流的推力性能，保證下一代戰(zhàn)斗機具備高機動性，同時確保工作的可靠性；

● 具有高推重比，在確保推力性能的基礎(chǔ)上，優(yōu)化發(fā)動機結(jié)構(gòu)和材料，盡可能減輕發(fā)動機質(zhì)量，提高推重比；

● 產(chǎn)生足夠的供電功率，通過設(shè)計新型發(fā)電系統(tǒng)，為未來戰(zhàn)斗機的機載雷達和電子設(shè)備提供持續(xù)、充足的電力供給；

● 研究軸向推力矢量技術(shù)，在未來戰(zhàn)斗機發(fā)展中可以根據(jù)需要選擇安裝推力轉(zhuǎn)向噴管，為戰(zhàn)斗機構(gòu)型設(shè)計提供支持。

根據(jù)下一代戰(zhàn)斗機的發(fā)展規(guī)劃，ATLA分3個階段授予IHI研制高性能渦扇發(fā)動機的合同。2010財年，IHI按照“下一代發(fā)動機主要部件的研究原型”合同，先后突破了高溫材料、先進冷卻技術(shù)、數(shù)字式電子控制等關(guān)鍵技術(shù)，實現(xiàn)了核心機關(guān)鍵部件的性能指標。2013財年，IHI按照“戰(zhàn)斗機發(fā)動機核心機研究原型”合同，開始設(shè)計和制造核心機，并在測試中達到了設(shè)計要求的性能。2015財年，IHI按照“戰(zhàn)斗機發(fā)動機和系統(tǒng)的研究原型”合同，圍繞核心機研制了風扇、低壓渦輪、加力燃燒室和尾噴管等部件，組裝出一臺完整的XF9-1驗證機。

XF9-1驗證機的立體剖視圖

總體設(shè)計特點

從總體結(jié)構(gòu)來看，XF9-1驗證機是一型雙軸渦扇發(fā)動機，與美國空軍現(xiàn)役F-22戰(zhàn)斗機上使用的F119渦扇發(fā)動機基本類似，可以看作是對標F119發(fā)動機的一次逆向仿制。在掌握零部件設(shè)計的基礎(chǔ)上，首先通過核心機實現(xiàn)設(shè)計目標，然后穩(wěn)步制造出驗證機。

XF9-1驗證機采用3級風扇、6級高壓壓氣機、1級高壓渦輪和1級低壓渦輪，高壓轉(zhuǎn)子與低壓級在工作中采用對轉(zhuǎn)方式。它的進口直徑約為1m，在核心機（高壓渦輪進口截面）的最大直徑約為1.09m，比F119發(fā)動機的直徑1.2m要小。核心機的長度約為1.5m，包括加力燃燒室在內(nèi)的發(fā)動機總長度約為4.8m，比F119發(fā)動機的長度5.16m要小。

目前，IHI尚未公開XF9-1驗證機的空氣流量和涵道比，考慮到壓氣機和渦輪的級數(shù)與F119發(fā)動機相同，但進口直徑減小，因此空氣流量會相應(yīng)減少。與F119發(fā)動機的涵道比0.3相比，XF9-1驗證機的涵道比估計為0.2～0.25。

XF9-1驗證機采用了3級風扇，并在進口處設(shè)計有進口導(dǎo)流葉片。為了降低雷達截面積（RCS），進氣道在設(shè)計時采用了抑制雷達波反射的措施。

與F119發(fā)動機相比，XF9-1驗證機具有相同的風扇和壓氣機級數(shù)，在級負荷和效率設(shè)計水平相當?shù)那疤嵯?，考慮到空氣流量有所減少，因此總增壓比應(yīng)該略有增加，有助于提高熱力循環(huán)效率。

XF9-1驗證機的壓氣機部分示意圖

有資料表明，XF9-1的風扇和壓氣機采用了整體葉盤結(jié)構(gòu)，取代了笨重的榫頭結(jié)構(gòu)，減小了輪緣處的徑向高度，消除榫頭結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的氣流損失，可以提高效率。同時，發(fā)動機的零件數(shù)目大大減少，提高了發(fā)動機的推重比。

燃燒室為短環(huán)形，采用了浮壁式結(jié)構(gòu)的火焰筒，利用對流和氣膜進行復(fù)合冷卻，可以消除高溫產(chǎn)生的熱應(yīng)力對壽命的影響，改善火焰筒的耐久性。

作為高性能發(fā)動機的重要標志，XF9-1驗證機通過采用高溫材料和冷卻技術(shù)實現(xiàn)了1800℃的渦輪前溫度，有效地提高了單位推力。為了保證在工作中能夠承受如此高的溫度，高溫渦輪的導(dǎo)向器葉片和轉(zhuǎn)子葉片采用了鎳基高溫合金制造，渦輪盤采用了自行研制的TMW-24鎳鈷高溫合金制造，渦輪機匣采用了碳化硅增強陶瓷基復(fù)合材料，同時，高溫渦輪的導(dǎo)向器葉片和渦輪葉片采用了空心冷卻和氣膜冷卻設(shè)計，可有效降低高溫燃氣直接沖擊渦輪葉片表面的溫度。

與F119發(fā)動機類似，XF9-1驗證機將低壓渦輪與高壓渦輪的旋轉(zhuǎn)設(shè)計為相反方向，即低壓轉(zhuǎn)子與高壓轉(zhuǎn)子對轉(zhuǎn)。這種設(shè)計一方面可以減少各級之間的燃氣流轉(zhuǎn)彎導(dǎo)致的損失，提高了渦輪效率，同時可以簡化結(jié)構(gòu)；另一方面，可以使發(fā)動機在戰(zhàn)斗機機動飛行時抵消大部分作用在高壓轉(zhuǎn)子和低壓轉(zhuǎn)子上的陀螺力矩，減小發(fā)動機傳遞到機身的力矩，從而提高飛機的操縱品質(zhì)。

目前，XF9-1驗證機采用常規(guī)的收斂擴散形噴管，未來有可能在技術(shù)發(fā)展成熟的基礎(chǔ)上，換裝推力矢量噴管。

沿襲XF5-1發(fā)動機的技術(shù)，XF9-1驗證機采用全權(quán)限數(shù)字式電子控制（FADEC）系統(tǒng)，可以與未來戰(zhàn)斗機的飛控系統(tǒng)交聯(lián)，實現(xiàn)飛機與發(fā)動機的綜合控制。

與以往的航空發(fā)動機不同，XF9-1驗證機將傳統(tǒng)的起動裝置和發(fā)電裝置集成為一個系統(tǒng)，實現(xiàn)了小型化，減輕了質(zhì)量，減小了體積。作為一項技術(shù)創(chuàng)新，該系統(tǒng)有效地增加了發(fā)電功率，達到80kW，可以為戰(zhàn)斗機的雷達、光電和通信等系統(tǒng)和設(shè)備提供充足的電力。

高溫合金材料

從總體設(shè)計看出，XF9-1發(fā)動機在性能方面的突出特點是顯著提高了渦輪前燃氣溫度。日本航空工業(yè)經(jīng)過十多年的潛心研究，在高溫合金材料領(lǐng)域取得了突破性進展，甚至領(lǐng)先于美國。IHI在公開發(fā)布的信息中表示，XF9-1驗證機已經(jīng)基本滿足了設(shè)計要求的性能，由于采用了日本在全世界引以為傲的材料技術(shù)，其核心機可以在渦輪前溫度1800℃條件下可靠運轉(zhuǎn)，已經(jīng)達到了當前大型渦扇發(fā)動機的性能水平。對比可見，這一指標已經(jīng)超出美國現(xiàn)役F119發(fā)動機的渦輪前溫度（1690℃）。

除了前面提到的冷卻技術(shù)和單晶葉片制造工藝外，XF9-1驗證機的高壓渦輪葉片之所以能承受如此高的渦輪前溫度，很大程度上得益于在鎳基單晶葉片材料的研制中添加了稀有金屬錸。作為一種稀有金屬，錸的熔點為3186℃，排在碳和鎢之后，在所有元素中具有第三高的熔點。它在高溫下具有非常高的強度，并具有良好的冷加工性能，可以大幅度提高高溫合金材料的高溫性能，顯著增強高溫合金的抗蠕變性能，由此制造出更具耐久性的發(fā)動機部件。

目前，錸的最大用途之一是作為高溫合金的添加劑，用于制造噴氣發(fā)動機的燃燒室、渦輪和尾噴管等零部件。以美國為例，F(xiàn)-15和F-16系列戰(zhàn)斗機的發(fā)動機上采用的鎳基高溫合金含有3%的錸，F(xiàn)-22和F-35戰(zhàn)斗機的發(fā)動機上采用的鎳基高溫合金含有6%的錸。由此推斷，XF9-1驗證機的低壓渦輪葉片所采用鎳基高溫合金中的錸含量可能為8%～9%。

XF9-1驗證機的高壓渦輪導(dǎo)向器葉片

XF9-1驗證機的高壓渦輪葉片

再看渦輪盤，2011年XF9-1計劃管理人員曾經(jīng)希望采用陶瓷基復(fù)合材料（CMC）制造導(dǎo)向器和渦輪，后者是一種更具挑戰(zhàn)性的零部件，但隨著研制工作的進展，更改為采用金屬材料。日本通過研究發(fā)現(xiàn)，采用TMW-24的渦輪盤可以通過傳統(tǒng)的鑄造和鍛造工藝制造，而不是通過粉末冶金制造，后者是這種部件在過去幾十年來常用的制造技術(shù)。

根據(jù)公開發(fā)表的文獻，日本在研究鎳基高溫合金中，以渦輪盤為對象，研制出高溫強度優(yōu)異、性能穩(wěn)定和易于加工的鎳鈷基TMW系列合金。與傳統(tǒng)合金U720Li相比，它在700℃附近的0.2%屈服應(yīng)力和蠕變強度特性優(yōu)異。

有報道表明，研究人員對TMW-24制造的渦輪盤的使用壽命進行了試驗，采用TMW-24制造的渦輪盤能夠承受710℃的高溫，接近于10年前采用粉末冶金技術(shù)制造的渦輪盤承受的溫度（730℃），高于20世紀70年代中期采用最好的鑄造和鍛造技術(shù)制造的渦輪盤承受的溫度（690℃）。但是，IHI最終是否采用TMW-24高溫合金制造渦輪盤，尚未有詳細報道。

用于風洞測試的F-3戰(zhàn)斗機縮比模型

推進系統(tǒng)一體化

與此同時，ATLA對于下一代戰(zhàn)斗機的推進系統(tǒng)進行了全面研究。在綜合考慮飛機與發(fā)動機之間相互影響的基礎(chǔ)上，將設(shè)計重點放在整個推進系統(tǒng)的綜合性能上，在飛機總體布局基礎(chǔ)上實現(xiàn)發(fā)動機推力大、耗油率低和穩(wěn)定工作范圍寬，同時減小目標信號特征，滿足隱身性能的要求。作為日本F-3戰(zhàn)斗機預(yù)先研究工作的一部分，ATLA已經(jīng)驗證了低可探測性進氣道概念，并開始研究推力矢量噴管技術(shù)，力求在F-3戰(zhàn)斗機總體設(shè)計中實現(xiàn)飛機/發(fā)動機一體化控制（IFPC）。

根據(jù)26DMU設(shè)計方案，F(xiàn)-3戰(zhàn)斗機將采用兩側(cè)進氣口和S形進氣道。ATLA經(jīng)過權(quán)衡后，并未采用F-35戰(zhàn)斗機上的DSI進氣口，而是選擇了更適合于高速飛行的邊界層隔道設(shè)計。與其他一些隱身設(shè)計類似，F(xiàn)-3戰(zhàn)斗機的進氣道設(shè)計為曲折的氣流通道，以遮蔽發(fā)動機的壓氣機葉片直接反射雷達波。在進行測試的進氣道設(shè)計中，它首先向上、向內(nèi)彎曲，進口到出口大約偏折40°，然后在發(fā)動機前變?yōu)槠街薄?/p>

同時，ATLA還在研究用于XF9-1發(fā)動機的推力矢量噴管。此前，日本“心神”驗證機配裝的XF5-1發(fā)動機在尾噴口裝有偏流片，可以實現(xiàn)推力矢量控制，主要用于驗證矢量噴口的IFPC基本能力，獲得了一些初步結(jié)果。

資料顯示，XF9-1驗證機的尾噴口將采用軸向推力矢量噴口，具體是將擴散段設(shè)計為可以自由偏轉(zhuǎn)20°。根據(jù)IFPC設(shè)計要求，兩臺發(fā)動機的矢量噴口可以獨立偏轉(zhuǎn)，以增加飛機的機動性和優(yōu)化總體布局。

日本防衛(wèi)省表示，研究推力矢量技術(shù)的目的主要是為了減小飛機操縱面的尺寸，從而增強低可探測性。從氣動布局設(shè)計來看，未來的F-3戰(zhàn)斗機可以利用推力矢量的控制功能更快、更直接地改變飛機的操縱性能，在總體構(gòu)型設(shè)計時減小尾翼面積，相應(yīng)地減小機體阻力，有利于實現(xiàn)超聲速巡航，更重要的是具備更好的隱身性能。從增強機動性來看，未來F-3戰(zhàn)斗機借助于推力矢量實現(xiàn)短距起飛和超機動能力，可以更快、更有效地控制飛行，在低速和大迎角狀態(tài)下實現(xiàn)過失速機動成為可能。

結(jié)束語