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直升机简介  

2009-10-22 04:26:44|  分类: 默认分类 |  标签: |举报 |字号 订阅

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                                       直升机简介

早期的活塞式发动机和木质桨叶直升机

       世界航空工业诞生于20世纪初,自1903年美国莱特兄弟发明世界第一架飞机之后,在1910年左右,美欧相继建立起航空工业。中国的清朝政府,从1910年起在北京南苑设厂制造飞机,1910年到1949年10月这40年中,中国政府也曾试图发展航空工业,并陆续建立一些飞机制造厂,仿制和自行设计制造了几种机型,但规模都不大。而世界直升机工业开始于20世界40年代。世界直升机之父一西科斯基的R—4直升机率先投入批生产,并交付美国陆军航空兵使用。 在20世纪40年代至50年代中期是实用型直升机发展的第一阶段,这一时期的典型机种有:美国的R-4,S-51、S-55/H-19、贝尔47;苏联的米-4、卡-18;英国的布里斯托尔-171;捷克的HC-2等。这一时期的直升机可称为第一代直升机。

      贝尔47是美国贝尔直升机公司研制的单发轻型直升机,研制工作开始于1941年,试验机贝尔30于1943年开始飞行,1945年改名为贝尔47,1946年3月8日获得美国民用航空署(CAA)的适航证,这是世界上第一架取得适航证的民用直升机。该机是单旋翼带尾桨式布局、两叶桨叶的跷跷板式旋翼。旋翼下面有稳定杆,与桨叶呈直角。普通的自动倾斜器可进行总距和周期变距操纵。尾梁后部有两个桨叶的全金属尾桨。

卡-18是苏联卡莫夫设计局设计的单发双旋翼共轴式轻型多用途直升机,于1957年年中首次飞行,此后不久投入批生产。采用两副旋转方向相反的3桨叶共轴式旋翼,桨叶为木质结构。装1台275马力的九缸星形活塞式发动机。机身为钢管焊接结构,具有轻金属蒙皮和硬壳式尾梁。座舱内可容纳1名驾驶员和3名旅客。采用四轮式起落架,前起落架机轮可以自由转向。

这个阶段的直升机具有以下特点:动力源采用活塞式发动机,这种发动机功率小,比功率低(约为1.3千瓦/千克),比容积低(约247.5千克/米3)。采用木质或钢木混合结构的旋翼桨叶,寿命短,约为600飞行小时。桨叶翼型为对称翼型,桨尖为矩形,气动效率低,旋翼升阻比为6.8左右,旋翼效率通常为0.6。机体结构采用全金属构架式,空重与总重之比较大,约为0.65。没有必要的导航设备,只有功能单一的目视飞行仪表,通信设备为电子管设备。动力学性能不佳,最大飞行速度低(约为200千米/小时),振动水平在0.25g左右,噪声水平约为110分贝,乘坐舒适性差。

  涡轴发动机和金属桨叶直升机

20世纪50年代中期至60年代末是实用型直升机发展的第二阶段。这个阶段的典型机种有:美国的S-61、贝尔209/AH-1、贝尔204/UH-1,苏联的米-6、米-8、米-24,法国的SA321“超黄蜂”等。这个时期开始出现专用武装直升机,如AH-1和米-24。这些直升机称为称为第二代直升机。  这个阶段的直升机具有以下特点:动力源开始采用第一代涡轮轴发动机。涡轮轴发动机产生的功率比活塞式发动机大得多,使直升机性能得到很大提高。第一代涡轮轴发动机的比功率约为3.62千瓦/千克,比容积为294.9千瓦/米3左右。直升机旋翼桨叶由木质和钢木混合结构发展成全金属桨叶,寿命达到1200飞行小时。桨叶翼型为非对称的,桨尖简单尖削与后掠,气动效率有所提高,旋翼升阻比达到7.3,旋翼效率提高到0.6。机体结构为全金属薄壁结构,空重与总重之比降低到0.5附近。已采用减振的吸能起落架和座椅。机体外形开始考虑流线化,以减小气动阻力。直升机座舱开始采用纵列式布置,使机身变窄。性能明显改善,最大飞行速度达到200~250千米/小时,振动水平降低到0.15g左右,噪声水平为100分贝,乘坐舒适性有所改善。

第三代直升机

 20世纪70年代至80年代是直升机发展的第三阶段,典型机种有:美国的S-70/UH-60“黑鹰”、S-76、AH-64“阿帕奇”,苏联的卡-50、米-28,法国的SA365“海豚”,意大利的A129“猫鼬”等。

在这一阶段,出现了专门的民用直升机。为了深入研究直升机的气动力学和其它问题,这时也设计制造了专用的直升机研究机(如S-72和贝尔533)。各国竞相研制专用武装直升机,促进了直升机技术的发展。  这个阶段的直升机具有以下特点:涡轮轴发动机发展到第二代,改用了自由涡轴结构,因此具有较好的转速控制特征,改善了起动性能,但加速性能没有定轴结构的好。发动机的重量和体积有所减小,寿命和可靠性均有提高。典型的发动机耗油率为0.36千克/千瓦小时,与活塞式发动机差不多。旋翼桨叶采用复合材料,其寿命比金属桨叶有大幅度提高,达到3600小时左右。翼型不再借用固定翼飞机的翼型,而是为直升机专门研制的翼型,即二维曲线变化翼型。桨尖呈抛物线后掠。桨毂广泛使用弹性轴承,有的成无铰式。尾桨已开始采用效率高又安全的涵道尾桨。旋翼升阻比达8.5左右,旋翼效率提高到0.7左右。机体次结构也采用复合材料制造,复合材料占机体总重的比例通常为10%左右,直升机的空重/总重比一般为0.5。对于军用直升机,特别是武装直升机来说,提出了抗弹击和耐坠毁要求。美军方提出了军用直升机耐毁标准MIL-STD-1290,已成为军用直升机的设计标准。为满足这些标准,军用直升机采用了乘员装甲保护,专门设计了耐坠毁起落架、座椅和燃油系统。电子系统已发展到半集成型。直升机采用大规模集成电路通讯设备、集成的自主导航设备、集成仪表、电子式与机械式混合操纵机构等。机上的电子设备之间靠一条双向数字数据总线交连,通过这条总线可进行信息发射和接收。直升机采用混合布置的局部集成驾驶舱。第一代夜视系统的使用使直升机具备了夜间飞行能力。这种较为先进的半集成电子设备使直升机通讯距离显著增大,导航距离与精度明显提高,仪表数量有所减少,飞行员工作负荷得到减轻,也使直升机具备了机动/贴地飞行以及在不利气象/夜间条件下的飞行能力,从而提高了直升机的整体性能。动力学性能明显提高。直升机的升阻比达到5.4,全机振动水平约为0.1g,噪声水平低于95分贝,最大飞行速度达到300千米/小时。

罗宾逊R22直升机

美国罗宾逊直升机公司所研制的R22保持了在相同重量等级内的包括速度、高度和距离的每一项性能记录。并且最新型的R22贝塔仍然拥有在飞机行业内最实惠的价格和最低的操作成本。
贝塔II 的装置设备有比较大幅度的多种选择。标准特征包括一个精密设计的每分钟转数(RPM)控制器,一个耐用的旋翼制动装置,一个辅助燃料系统以增加它的多功能性及加强环形电路,以及一个优质的声音驱动通信装置。贝塔II的清洁空气动力学的设计使它的最高巡航速度能达到110英里/小时而平均燃料消耗只有7至10加仑/小时。机舱为乘客提供了两个可移动的双重控制座位。
R22是一个设计卓越的典型范例。在同一等级中再也没有其他的直升机能够与它的速度,安全性,可承受之价格及较低的运营成本相比较了。R22相对于其它轻型直升机而言,有着较少的由于飞机或发动机故障而发生的事故。在设计过程中,罗宾逊对高品质,原材料及技术的承诺使它成为飞行训练、无线电交通运输监视、电源线巡逻和其它要求到性能、安全、效率和便于维修的其他应用等方面的持久选择。

设计特点:

  旋翼系统两片桨叶的半刚性旋翼;桨毂用三个铰链悬挂以减少桨叶柔性,旋翼振动和操纵力反馈。弹性跷跷板铰链装有限动块,以防大风中起动和旋翼停转时桨叶打着尾梁。旋翼桨叶型为NACIX63一015(修改过的)。桨叶在旋转平面内为刚性的,在挥舞平面内是自由的。桨叶为全金属胶接结构,有不锈钢大梁和前缘,轻合金蒙皮和轻合金蜂窝芯。旋翼桨叶上有一片固
定的调整片。尾桨为两片桨叶,安装在尾梁左侧,是轻合金胶接结构的。标准旋翼刹车装置。

机上获得了前所未有的广泛应用。直升机开始采用复合材料主结构,复合材料的应用比例大幅度上升,通常占机体结构重量的30~50%。这一时期的民用型直升机的空重/总重比约为0.37。

直升机的飞行原理

直升机发动机驱动旋翼提供升力,把直升机举托在空中,主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨,机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至小螺旋桨,通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转

  传动系统用V形皮带传动,有超转离合器。主减速器和尾减速器都利用螺旋伞齿轮减速。在旋翼和尾桨传动系统中采用专利制造的不需维护柔性联轴节。旋翼与发动机转速比为1:5,尾桨与发动机转速比为:28:1。
  机身座舱旋翼塔座和发动机架为焊接钢管和轻合金主结构,有硬壳式尾锥:座舱蒙皮为轻合金和玻璃钢结构。
  尾部装置十字形轻合金结构,水平安定面和垂直尾翼是固定的。在垂尾下有弹性尾撑保护尾桨,(“水手”型的为浮筒)。
  起落装置焊接钢管与轻合金的滑橇式起落架,有应急着陆吸能装置。“水手”型的为双浮筒/滑橇起落架。
  动力装置一台119干瓦(162马力)达信集团?莱康明0-320-B2C 4缸平置发动机,降低使用率为97.5于瓦(133马力),安装在主机身后下部。发动机部分暴露在外,以改善冷却效率和简化维护。轻合金制的燃油箱在机身后部左上侧,可用容量为72.5立升。选装辅助油箱容量为39.75立升。滑油量为5立升。
  座舱在封闭的座舱里有两副并排的座椅。周期变矩操纵杆安装在两座椅之间,在轭形件上有两个操纵把手,能由两个座椅上的人员驾驶直升机。常规的复式总距和油门操纵机构安装在每副座椅的左侧。风档玻璃由两块弯曲形玻璃组成,两侧有舷窗。两副座位下面可以放行李,座舱可通风加热。
  系统和设备电气系统有12伏直流发电机。标准设备有金氏KY92通信收发两用机,爬升率指示器、高度表、石英钟、低转速报警器、主减速器温度与金属屑警告灯、隔音设备、防撞灯、夜间航行灯和地面操作机轮。选装设备有金氏KYI97通信收发两用机、KY53导航接收机、 KT76A应答机和KR87无线电罗盘、座舱加热器和可拆卸的左侧操纵机构。
   常见直升机类型

1 单旋翼直升机

单旋翼带尾桨(Ducted Fan)一个水平旋翼负责提供升力,尾部一个小型垂直旋翼(尾桨)负责抵消旋翼产生的反扭矩。例如,欧洲直升机公司制造的EC-135直升机。

单旋翼无尾桨(NOTAR)一个水平旋翼负责提供的气动效率。球柔性和无轴承桨毂获得了广泛应用,桨毂壳体及桨叶的连接件采用复合材料,使结构更为紧凑,重量大为降低,阻力大大减小。旋翼升阻比达到10.5,旋翼效率为0.8。这个阶段应用了无尾桨反扭矩系统,其优点是具有良好的操纵响应特性、振动小、噪声低,不需要尾传动轴和尾减速,使零部件数量大大减小,因而提高了可维护性。复合材料在直升速下的反作用力。

通过称为“倾斜盘”的机构可以调整直升飞机的旋翼的螺距,从而在旋转面上可以产生不同象限上的升力差,以此升力差来实现改变直升力,机身尾部侧面有空气排出,与旋翼的下洗气流相互作用产生侧向力来抵消旋翼产生的反扭矩。例如,美国麦道直升机公司生产的MD520N直升机。

2 双旋翼直升机

纵列式(Tandem)两个旋翼前后纵向排列,旋转方向相反。例如,美国波音公司制造的CH-47“支努干”运输直升机。

横列式(Transverse)两个旋翼左右横向排列,旋翼轴间隔较远,旋转方向相反。例如,前苏联米里设计局研制的Mi-12直升机。

共轴式(Coaxial)两个旋翼上下排列,在同一个轴线上反向旋转。例如,前苏联卡莫夫设计局研制的卡-50武装直升机。

北京航空航天大学研制的超轻型直升机,它是用共轴双旋翼的--没有尾桨

涡轴发动机  航空涡轮轴发动机,或简称为涡铀发动机,是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初,透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机,功率达到了 206kW(280hp), 成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机,定名为“阿都斯特—l”(Artouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的Bell 47(编号为XH—13F),于1954年进行了首飞。

涡轴发动机的主要机件,与一般航空喷气发动机一样,涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件。

进气装置

由于直升机飞行速度不大,一般最大平飞速度在350km/h以下, 故进气装置的内流进气道采用收敛形,以便气流在收敛形进气道内作加速流动,以改善气流流场的不均匀性。 进气装置进口唇边呈圆滑流线,适合亚音速流线要求,以避免气流在进口处突然方向折转,引起气流分离,为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体,构成“多功能进气道”,以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作,这种多功能进气道利用惯性力场,使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于砂粒质量较空气大,在弯道处使砂粒获得较大的惯性力,砂粒便聚集在一起并与空气分离,排出机外。

压气机   压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩,提高气流的压强, 为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点,可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机,面积小、流量大;离心式结构简单、工作较稳定。涡轴发动机的压气机,其结构形式几经演变,从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前,直升机的涡轴发动机大多采用的是若干级轴流加一级离心所构成的组合压气机。例如,国产涡轴6、涡轴8发动机为l级轴流加1级离

心构成的组合压气机;“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流加上l级离心。压气机部件主要由进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等组成。压气机转子是一个高速旋转的组合件,轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围,离心式转子叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部,见下图。压气机静于由压气机壳体和静止叶片组成。转于旋转时,通过转子叶片迫使空气向后流动,不仅加速了空气,而且使空气受到压缩,转于叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转于叶片后,进入起扩压作用的静于叶片。在静于叶片的通道、空气流速降低,压强升高,得到进一步压缩。一个转子加一个静于称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度,常用压缩后与压缩前的压强之比,即增压比来表示。

增压比是评估压气机性能的重要指标。现代直升机装用的涡轴发动机,要求压气机的总增压比越来越高,有的已使增压比达到20,以使发动机获取尽可能高的热效率和轴功率。

喘振是压气机的一种有害、不稳定工作状态。当压气机发生喘振时,空气流量、空气压力和速度发生骤变,甚至可能出现突然倒流现象。喘振的形成通常由于进气方向不适,引起 压气机叶片中的气流分离并失速。喘振的后果,轻者降低发动机功率和经济性,重者引起发动机机械损伤或者使燃烧室熄火、停车。为防止发动机发生喘振,保证压气机稳定可靠地工 作,可在压气机前面采用角度可变的导流片,也可在压气机中部通道处设置放气装置。除了在发动机结构设计时要考虑采取防喘措施外,还要求飞行使用中注意避免因为操纵不当致使 压气机发生喘振。

燃烧室

燃烧室是发动机内燃油与空气混合、燃烧的地方。燃烧室一般由外壳、火焰筒组成,气流进口处还设有燃油喷嘴,起动时用的喷油点火器也装在这里。燃烧室的工作条件十分恶劣,由于气体流速很高(一般流速为50一100m/s之间),混合气燃烧如大风中点火,因此保持燃烧稳定至关重要。为了保证稳定燃烧,在燃烧室结构设计上采取气流分流和火焰稳定等措施。   经过压气机压缩后的高压空气进入燃烧室,被火焰筒分成内、外两股,大部分空气在火焰筒外部,沿外部通道向后流动,起着散热、降温作用;小部分空气进入火焰筒内与燃油喷 嘴喷出(或者甩油盘甩出)的燃油混合形成油气混合气,经点火燃烧成为燃气,向后膨胀加速, 然后与外部渗入火焰筒内的冷空气掺合,燃气温度平均可达1500℃,流速可达230m/s,高温、高速的燃气从燃烧室后部喷出冲击涡轮装置。

工作时,先靠起动点火器点燃火焰筒内的混合气,正常工作时靠火焰筒内的燃气保持稳定燃烧。由于燃烧室的零件工作在高温、高压下,工作中常出现翘曲、变形、裂纹、过热烧穿等故障,为此燃烧室采用热强度高、热塑性好的耐高温合金。

按照燃气在燃烧室的流动路线,燃烧室可分为直流和回流式两种。直流燃烧室形状细且长,燃气流动阻力小,回流燃烧室燃气路线回转,燃气流动阻力大,但可使发动机结构紧凑,缩短转于轴的长度,使发动机获得较大的整体刚度。图2.2—34为国产祸轴8发动机的 燃烧室,是介于以上两者之间的一种折流燃烧室,使燃气折流适应甩油盘甩出燃油的方向,以提高燃油雾化质量及燃烧室工作效率。

涡轮

涡轮的作用是将高温、高压燃气热能转变为旋转运动的机械能。它是涡抽发动机的主要机件之一,要求尺寸小、效率高。涡轮通常由静止的导向叶片和转动的工作叶轮组成。和压气机恰好相反,祸轮的导向叶片在前,工作叶片在后。从燃烧室来的燃气,先经过导向叶片、由叶片间收敛形通道的作用,提高速度、降低压强,燃气膨胀并以适当的角度冲击工作叶轮,使叶轮高速旋转。现代涡轴发动机进入涡轮前的温度可高达1500℃,涡轮转速超过50000r/min。由于涡轮工作时要承受巨大的离心力和热负荷,所以涡轮一般选用耐高温的高强度合金钢,此外,还要为祸轮的散热和轴承的润滑进行周密设计。

与一般涡轮喷气发动机不同,直升机用涡轴发动机的涡轮既要带动压气机转动,又要带动旋翼、尾桨工作。现在大多数涡轴发动机将涡轮分为彼此无机械连接的前、后两段,见上图。前段带动压气机工作,构成发动机的燃气发生器转子;后段作为动力轴,即自由 涡轮,输出铀功率带动旋翼、尾桨等部件工作。前、后两段虽不发生机械连接关系,却有着气体动力上的联系,可以使得燃气发生器涡轮与自由涡轮在气体热能分配上随飞行条件改变 作适当调整,这样就能使涡轴发动机性能与直升机旋翼性能在较宽裕的范围内得到优化组。

排气装置:根据涡轴发动机工作特点,一般排气装置呈圆筒扩散形,以便燃气在自由涡轮内充分膨胀作功,使燃气热能尽可能多地转化为轴功率。现代涡轴发动机的排气装置能做到使95%以上的燃气可用膨胀功通过自由祸轮转变为轴功率,而余下不到5%的可用膨胀功仍以动能 形式向后嚎出转变为推力。发动机排气装置历排出的热流是直升机主要热辐射源之一,其热辐射的强度与排气热流、的温度和温度场的分布有关。现代军用直升机为了在战场上防备敌方红外制导武器的攻击,减小自身热辐射强度,采用红外抑制技术。该技术除设法降低发动机外露热部件的表面温度外,主要是将外界冷空气引入排气装置内,掺进高温徘气热流中,降低温度并冲淡徘气热流中所含二氧化氯的浓度,以降低红外信号源能量。先进的红外抑制技术往往要将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置通盘考虑,形成了一个完整、有效的红外抑制系统

涡桨/涡轴发动机技术

 定义与概念:航空涡轮轴发动机是一种以空气为作功工质的燃气涡轮发动机。它主要是靠输出功率带动负载工作的燃气涡轮发动机,能将动力涡轮有效功率的绝大部分(95%以上)通过输出轴带动负载。涡桨发动机是用燃气涡轮带动螺旋桨的燃气涡轮发动机。涡轴/涡桨发动机与大型涡喷/涡扇发动机的气动热力循环原理基本相同,虽可借助大型燃气涡轮发动机研制所取得的技术成果和经验,但由于涡轴/涡桨发动机属于小型燃气涡轮发动机类,因而在气动和结构上均有其独特之处:

(1) 小流量、小通道引起的"尺寸效应"对压气机、涡轮性能及冷却等产生不利影响;

(2) 转速高--高转速给临界共振、高速轴承、轴系、支承、叶片盘的疲劳强度等方面都带来一系列新的问题;

(3) 流动复杂--小涡轮叶片短叶型使得流动转折加大,三维特性及粘性影响突出;

(4) 冷效差--小涡轮叶片短而薄,相对外表面积大,而内部冷却孔型很难布置,且冷气流程短,因而冷却效果随尺寸减小而降低;

(5) 需要进气防护装置(粒子分离器)。

 涡轴发动机的优点是:

功重比大(500-600kW级的发动机,几乎比活塞发动机高2倍);发动机维修简单(特别在低温下不需加温起动);振动小(无往复运动件、发动机转子平衡精度高);较小的最大截面改善了直升机的气动力性能。所以,从50年代开始涡轴发动机逐步取代活塞式发动机,成为直升机的主要动力装置。当然它也有缺点:动力涡轮转速高,传动旋翼减速比大,造成减速器大而复杂;燃料消耗率一般较活塞式略高;周围介质(空气中的粉尘、湿度、温度)对其工作的影响较大;还有小尺寸的涡轴发动机生产难度大等。随着40多年不断的研究发展、更新换代,现代涡轴发动机具有以下特点:

(1) 性能先进:起飞耗油率0.267-0.358kg/(kW/h);功重比4-8kW/daN;

(2) 经济性好:巡航工作状态的耗油率可达0.299-0.367kg/(kW/h),维护费用低、寿命长(单元体寿命3000-5000h);

(3) 可靠性高:发动机提前更换率低、平均故障间隔时间长、性能衰减率低;

(4) 有技术发展潜力:具有良好的功率覆盖面和改型的可能性;

(5) 环境适用性强:武装直升机动力的防砂能力(一般具有粒子分离器)、红外抑制能力、抗作战损伤和防坠毁能力都比较强。

 自1953年罗&罗公司达特发动机投入使用以来,涡桨发动机成为当时民用与军用运输机的一种重要的动力装置。最大的是前苏联的HK12MB,起飞功率达11000kW。涡桨发动机与活塞式发动机相比,可靠性高,重量轻,而燃油经济性又比早期的纯喷气发动机低得多。由于60年代涡扇发动机的出现,涡桨发动机逐步退出大型运输机领域,但在中小型飞机领域仍有广泛应用。

国外概况:

涡轴发动机从1953年莱康明公司研制的第一台生产型发动机T53到今天,已有三代投入使用,第四代正在研制之中。第一代指50年代投产的,第二代指60年代投产的,第三代指70年代末、80年代初投产的,第四代指90年代末或21世纪初投入使用的涡轴发动机。

 国外涡轴发动机经过40多年的发展,技术水平有了很大提高:

(1) 耗油率降低。第四代涡轴发动机,如美国的T800和西欧的MTR390,其耗油率与第三代涡轴发动机中相同功率级别的"宝石"发动机相比,耗油率降低8%左右,达到0.273kg/(kW/h)。

(2) 单位功率增加。由于第三代和第四代涡轴发动机的功率级别不甚相同,因此,采用单位功率作为衡量涡轴发动机的性能指标是最佳方案。40多年来,单位功率一直是稳步提高的。例如,美国50年代的产品,T58发动机的单位功率为166kW/(kg/s);第二代产品,T64涡轴发动机的单位功率为197kW/(kg/s);第三代的T700发动机的单位功率为267 kW/(kg/s);而第四代的T800发动机的单位功率达到300 kW/(kg/s),比第一代产品提高81%,比第二代提高52.3%,比第三代提高12.4%。

(3) 寿命期费用降低。寿命期费用是全面衡量一种新发动机的经济指标。新的第三代比起其先辈来寿命期费用大大减少,如T700比T58的寿命期费用降低32%。其费用的降低主要来自单元体结构设计和耗油率的减少。

(4) 第四代涡轴发动机普遍具有10-20%的功率储备。在发动机轮廓尺寸不变的情况下,可通过增加流量和涡轮进口温度,或者适当加大尺寸,即在压气机前加零级压气机,以提高功率。

(5) 采用整体式粒子分离器,提高军用动力的防砂能力。

(6) 压气机均为双级离心式,转子稳定性好,零件数量少,便于维修,耐腐蚀,抗外物损伤能力强。

(7) 采用回流环形燃烧室和气动雾化喷嘴。

(8) 首次在功率小于1000kW的发动机上采用气冷涡轮静子和转子叶片,使涡轮进口温度提高到1420K。 进入21世纪后,涡轴发动机将沿两个方向发展:一是继续提高涡轴TPF351-20是美国加雷特公司为20-39座支线飞机研制的、功率为1566kW的推进式涡桨发动机,与该公司早期发动机相比,由于增大了尺寸和采用改进的压气机,其耗油率降低25%、功重比提高53%。TPF351-20为单元体设计,采用许多成熟技术,如F109涡轮发动机的压气机技术(目前正在研制新的压气机可使功率提高25%,达1870kW)、TPE331-14的燃烧室与燃气发生器涡轮技术。

  目前,国外许多小型涡轮发动机生产厂家为了降低研制成本、减少维护费用,都在努力采用成熟的研制和使用经验,研制涡轴、涡桨和涡扇发动机的"通用核心机"技术,即在一种成熟的涡轴发动机的基础上,研制相应的涡桨和涡扇发动机。如美国艾利逊公司的AE2100涡桨发动机就是以该公司生产的T406涡轴发动机的"通用核心机"为基础研制的,大大降低研制风险和研制成本。这已成为国外研制小型燃气涡轮发动机的普遍发展趋势。另外,国外涡轴/涡桨发动机的研制、生产都有单独的计划、由专门的生产厂商或专门的小型燃气涡轮发动机分部完成,并且有独立于大型燃气涡轮发动机的试验设备和生产设备。

 涡轴/涡桨发动机关键技术

(1)组合压气机

 涡轴/涡桨发动机要求压气机具有高的总增压比,以获得高的热效率和单位功率。随着增压比的不断提高,压气机的结构形式也由最初的纯轴流式转变成目前大量采用的若干级轴流加一级离心的组合式压气机。其主要是因为对于高增压比的小涡轴/涡桨发动机来说,轴发动机循环参数和部件效率,研制性能更好的发动机,二是发展高速旋翼推进技术。下世纪初,涡轴发动机压比将达16-26,涡轮前温度将达1500-1920K。这种发动机有可能仍用3级轴流加1级离心式压气机,总压比达18。燃烧室火焰筒为多层冷却结构。涡轮有可能采用有复杂冷却通道的径向内流式。目前,美国艾利逊公司研制的高速倾转旋翼机T406,其最大速度已达600km/h。下一步要实现的最大速度达800km/h以上,主要有倾转旋翼、折叠式旋翼和旋翼-机翼几种方案。

 到目前为止,在民用支线动力方面,国外已经成功地研制和使用两代涡桨发动机。第三代正在研制之中。第一代是指70年代以前投产的,主要有达特、PT6A和TPE331这三种涡桨发动机。功率范围500-1500kW,耗油率0.35-0.40kg/(kW/h),翻修寿命8000-14000h,主要用于12-60座的支线飞机。第二代是指70年代末投产的,主要有PW100、CT7和TPE331-14/15,压比11-17,涡轮前温度1273-1533K,单位功率达230-240kW/(kg/s),耗油率0.280-0.315kg/(kW/h)。第三代是指90年代投入使用的,主要有AE2100和TPF351-20。AE2100是艾利逊公司为竞争下一代高速支线飞机、在T406基础上研制的功率为4474kW的涡桨发动机。该发动机的主要特点是具有足够的发展潜力,如在改进高压涡轮的情况下,功率可提高到5880kW;海平面静态标准状态下的功率不会因热天与高空而降低;爬升功率高,可缩短飞机爬升时间。流压气机级数的增加使得压气机后几级的"尺寸效应"愈加明显,气流损失增大,气动性能显著下降;而且多级轴流压气机的转子跨度大,也会带来转子动力学上的困难。由于离心压气机的转子结构刚性更好、抗外物能力更强,尺寸效应对离心压气机的影响不大,因此用它来取代后面的轴流压气机是有利的。在极小尺寸情况下,有必要全部采用离心压气机系统。

 近年来,国外研究并应用了大量先进气动设计概念以提高小发动机的压气机效率和平均级压比,其中一些设计思想具有显著的改善性能的潜力:

 A、弯掠激波转子    

 提高转子的转速能有效提高压气机的级压比。但转速的提高会使得气流进口马赫数加大,从而增强通道激波的强度,气流损失急剧上升,效率大幅下降。降低激波强度的一种方法就是使翼展方向的激波变得更为倾斜。美国著名的压气机专家Wennerstrom早在80年代就提出,将叶型前缘向后弯掠能使激波变斜。但将它应用到压气机叶型上却不能达到预想的结果。这主要是由于机匣端壁和临近叶型不允许激波沿着叶型前缘发展。要使这种方法起作用,就必须产生某种气动体力(body force)以减小机匣和叶栅的影响。目前,国外一些小涡轮发动机生产厂商(如莱康明公司)已经采用全三维粘性分析法设计弯掠转子叶型,使其体现要求的体力。试验证明,这种弯掠转子产生的压比超过2.2,多变效率超过94%。

 B、分隔式轴流转子

 单级轴流压比超过3的一种方法是在全长叶片后面相间使用短叶片,称之为分隔式叶片。通过限制叶片尾缘的局部稠度达到所需的高扩压,从而消除叶片前缘相关的损失。同时,它也能确保叶片的流通能力,在不降低效率的情况下提高转子的做功能力。早在70年代,Wennerstrom就应用这个概念来设计增压比为3的单级。但由于缺乏先进的分析工具,这种设计远达不到它的效率和喘振边界目标。现在,采用全三维粘性分析法设计级压比超过3的分隔式转子已成为可能。莱康明公司已于1994年对基于这种方法设计的轴流转子进行了台架试验。    当然,以上设计思路的实现,都不能缺少先进气动设计工具的帮助。例如,采用全三维粘性分析法修正Wennerstrom设计的分隔式转子,能完全消除气流分离现象,大大提高压气机性能。而反设计的采用,能减少正设计中的大量迭代过程和对设计人员设计经验的依赖。随着技术的不断发展,小型燃气涡轮发动机压气机的总增压比和效率也在不断提高。下一代压气机的总压比将提高到目前先进设计水平的2-3倍(或是压气机级数减少一半的情况下,总压比提高到60年代设计水平的4-5倍)。

(2)燃烧室

 涡轴发动机发展到第三代和第四代,燃烧室多采用回流环形燃烧室。随着涡轴发动机性能的不断提高,要求燃烧室的进口温度和通过燃烧室的温升相应提高。由于热燃气温度正在接近涡轮材料的温度极限点,保持均匀燃烧显得尤为重要。这就需要采用具有大调节比系数的新型燃油喷嘴,以得到均匀的周向和径向温度分布系数。而更高的燃烧温度和更大的高压热辐射将使燃烧室火焰筒承受更大的热载荷,同时,由于更多的气流用于燃烧,导致用于冷却的气流减少,而且进口气流温度的升高降低了冷却气流的吸热能力,这都使得传统的火焰筒冷却技术不再有效,改进火焰筒的冷却和研究更耐热的材料已经势在必行。近年来,国外已经把研究新型喷嘴和改进火焰筒的冷却作为提高小型燃气涡轮发动机燃烧室性能的研究重点。另外这里还介绍一种新型燃烧室发展方向,即利用头部波转子取代传统意义上的燃烧室。

 A、新型燃油喷嘴

 燃油喷嘴是燃气涡轮燃烧室的一个关键部件,特别是对工作于高温和高压的小型燃气涡轮发动机来说更是如此。对此,刘易斯研究中心开展了专项研究,研制了两种新型燃油喷嘴。一种是能提高燃油喷雾均匀性的大调节比燃油喷嘴,能使燃油温度保持在可接受的范围之内。这种单通道喷嘴采用了回油技术。与传统喷嘴相比,能提高低油压下燃油雾化率。燃油雾化改进后,使点火燃油流量减半,从而将喷嘴的调节比提高一倍。回流能保持燃油不断地高速流动,达到冷却喷嘴的目的。另一种新型燃油喷嘴是泡沫喷嘴,它是将少量的空气,约为燃油流量的1%,在喷射之前与燃油混合。当油-气混合物喷射入燃烧室后,空气膨胀,将燃油破碎成小颗粒。这种燃油喷嘴的一个最有用的特性是颗粒尺寸不是燃油喷射孔直径的函数,因而允许使用大孔径的喷射孔,容污性更好。试验证明,这种泡沫喷嘴比传统的喷嘴性能提高5-10%。

 B、火焰筒

 从耐热角度看,陶瓷是最合适的火焰筒材料。但陶瓷也容易产生由热冲击引发的应力失效。目前,NASA在和军方合作的一项计划中已经研制了一种能承受1922K高温的燃烧室火焰筒,它通过向柔性金属基体喷涂陶瓷的方式来克服热周疲劳问题从而利用陶瓷的耐高温能力。这种火焰筒在增加耐久性的同时只需要少量或不需要冷却气流,称之为柔性金属/陶瓷火焰筒。火焰筒材料采用的是在柔性镍合金基体上等离子喷涂氧化钇稳定的氧化锆陶瓷涂层。柔性金属基体能在低应力下屈服,因而能吸收金属和陶瓷层之间的膨胀差和热应力。柔性金属基体由随意定向的纤维烧结而成,以增加强度。具体说来,就是在Hastelloy X的金属基体和陶瓷层之间采用商标为Brunsbond的Hoskins-875柔性层,在陶瓷和柔性金属基体之间采用NiCrAlY粘结涂层。与传统的气膜冷却相比,所需的冷却气流减少80%,火焰筒温度降低13%。

 C、波转子

波转子是利用流体之间的不稳定波运动直接做功交换能量的一种装置。它由大量围绕着轴排列的管道组成。通过旋转,管道的末端周期性地接通高压和低压导管,导管产生并利用管道内的波。由于管道的数量很多,导管内的流动实际上是稳定的,直接通向稳定流部件。大温度范围的燃气流通过转子的一个重要特性就是,管壁的平均温度低于最高的燃气温度。波转子与传统的燃烧室一起作为最头级的压力转换器使用,能增强燃气涡轮发动机的性能。内燃烧波转子能有效提高压力。在这种情况下,燃烧顺次出现在波管道内,每个管道旋转经过大小一致、时控的进口和出口时被周期性地充气和排气。这种内燃烧波转子可取代传统发动机上的燃烧室。采用这种形式的波转子能大幅度降低中小型涡轴发动机的耗油率达15%-20%。

(3)涡轮    提高涡轴发动机涡轮进口温度的方法主要有以下两种:一是寻求耐高温材料;二是采用涡轮冷却技术。在采用新材料方面,目前,单晶材料已广泛使用,下一步工作是研究防氧化与腐蚀的金属和陶瓷涂层。在采用冷却技术方面,目前代表涡轴发动机最高水平的第四代涡轴发动机T800-LHT-800和MTR390,其燃气发生器涡轮分别采用了2级气冷单晶叶片和单级跨音速气冷叶片。由此可以看出,在大功率涡轴发动机如(T700和RTM322)上应用的气冷涡轮叶片已开始应用于中等功率的涡轴发动机

涡轮设计上,使涡轮进口温度提高到1480K以上。但由于涡轴发动机发出的功率相对较小,所需空气流量小,而其进口气流轴向速度与大型发动机相差不大,所以流道截面积相应较小,导致动静叶片长度短。这就给涡轮使用气冷叶片带来了一定难度。目前,国外正在进行径向气冷涡轮的预研。与轴流涡轮相比,径向涡轮的冷却气流量和泄露量较小,效率高,且尺寸适合小型燃气涡轮发动机。

(4)高速转子动力学

  对于转子轴系同心、功率输出轴前出的涡轴发动机,其功率涡轮轴必然穿过燃气发生器转子内腔伸到发动机前面,所以功率涡轮轴支承间跨度长,轴径小。早期的涡轮轴发动机(如T53发动机)增压比较小,转速较低,其功率涡轮轴仍在亚临界状态工作,而现代高转速增压比的中、小涡轮轴发动机,其转子轴系的工作转速很可能接近临界转速或在临界转速之上,有的甚至过三阶临界转速。在发动机转速很高的情况下要求转子振幅小,就使得转子动力学问题十分棘手,往往不得不采用超临界转子支承系统,使转子支承系统在以支承振动为主的刚体振型各阶临界转速以上以及转子轴线实质性弯曲变形的临界转速以下平稳地工作。转子支承方案的合理选择、转子轴向尺寸的严格控制、弹性支承与阻尼器的正确采用以及材料的合理选用等都直接影响转子支承系统的动力学特性。桨,而前者将风扇变成了直升机的旋翼。除此之外,涡轮轴发动机也有自己的特点:它一般装有自由涡轮(即不带动压气机,专为输出功率用的涡轮),而且主要用在直升机和垂直/短距起落飞机上。

 在构造上,涡轮轴发动机也有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等燃气发生器基本构造,但它一般都装有自由涡轮,如图所示,前面的是两级普通涡轮,它带动压气机,维持发动机工作,后面的二级是自由涡轮,燃气在其中作功,通过传动轴专门用来带动直升机的旋翼旋转,使它升空飞行。此外,从涡轮流出来的燃气,经过尾喷管喷出,可产生一定的推力,由于喷速不大,这种推力很小,如折合为功率,大约仅占总功率的十分之一左右。有时喷速过小,甚至不产生什么推力。为了合理地安排直升机的结构,涡轮轴发动机的喷口,可以向上,向下或向两侧,不象涡轮喷气发动机那样非向后不可。这有利于直升机设计时的总体安排。

 涡轮轴发动机是用于直升机的,它与旋翼配合,构成了直升机的动力装置。按照涡轮风扇发动机的理论,从理论上讲,旋翼的直径愈大愈好。同样的核心发动机,产生同样的循环功率,所配合的旋翼直径愈大,则在旋翼上所产生的升力愈大。事实上,由于在能量转换过程中有损失,旋翼也不可能制成无限大,所以,旋翼的直径是有限制的。——般说,通过旋翼的空气流量是通过涡轮轴发动机的空气流量的500-1000倍。

 同涡轮轴发动机和直升机常用的另一种动力装置——活塞发动机采相比,涡轮轴发动机的功率重量比要大得多,在2.5以上。而且就发动机所产生的功率来说,涡轮轴发动机也大得多,目前使用中的涡轮轴发动机所产生的功率,最高可达6000马力甚至10000马力,活塞发动则相差很远。在经济性上,涡轮轴发动机的耗油率略高于最好的活塞式发动机,但它所用的航空煤油要比前者所用的汽油便宜,这在一定程度上得到了弥补。当然,涡轮轴发动机也有其不足之处。它制造比较困难,制造成本也较

 (5)粒子分离器由于直升机经常在起落条件恶劣的场地使用,在超低空飞行和悬停时旋翼容易吸起大量尘土、碎石。这些杂物吸入发动机轻则腐蚀压气机,造成性能衰减或压气机喘振裕度降低以至提前返修,重则打坏叶片,损坏发动机酿成飞行事故。因此,为保证涡轴发动机安全可靠工作,必须采用进气净化装置。进气净化装置可分为两种类型:阻拦式过滤器和惯性式粒子分离器。由于阻拦式过滤器的分离效率低且设备能量损失大,因而已被更适合涡轴发动机进气除尘的惯性式粒子分离器所代替。目前的惯性类型的粒子分离器已经由早期的作为发动机整体的一个部件(如"黑鹰"直升机上的T700发动机)发展到直升机的外部,如AH-64阿帕奇的外部空气粒子分离器(EAPS)。试验证明:EAPS在能量损失低于3%的情况下,除砂效率超过90%,更能体现当前对粒子分离器的设计要求:在满足特定的最低飞机性能的基础上尽量提高分离技术水平。而第四代涡轴发动机T800则采用一个整体的、但可分开的进气粒子分离器,它的分离效率在工业上是最高的。在试验台上用C级细砂试验证明分离效率高达97%。

(6)红外抑制器

 二十世纪光电子学迅猛发展,研制的红外成像技术能在很远的距离内识别目标,即通过跟踪飞机发出的红外信号来摧毁飞机,这就使得红外抑制技术变得重要起来。发动机是直升机的最大红外辐射源,是红外导弹的最主要跟踪目标。因此,需要在发动机上安装红外抑制器来降低发动机热部件温度和排气热流温度。例如,在尾喷口采用隔热护挡板,以遮挡或屏蔽红外辐射,采用异形尾喷管,改变红外波长,使红外探测器失谐;采用喷气滤波,改变其辐射波长;采用非圆截面的二元喷管,从而滤除90%的红外辐射。目前,红外抑制器主要是利用引射原理引射周围冷空气掺入高温尾焰并冲淡二氧化碳浓度以达到大幅度减少排气尾焰红外辐射的目的。美国AH-64武装直升机上装的是红外散热片、三个矩形引射器的抑制装置,安装这种抑制装置后,同用冷却风扇冷却发动机热源相比,飞机重量减少182kg,垂直爬高速度增加76m/min,红外信号只有无抑制装置红外信号的6%,而排气热流红外信号为未抑制的10%。

涡轮轴发动机

在带有压气机的涡轮发动机这一类型中,涡轮轴发动机出现得较晚,但已在直升机和垂直/短距起落飞机上得到了广泛的应用。涡轮轴发动机于1951年12月开始装在直升机上,作第一次飞行。那时它属于涡轮螺桨发动机,并没有自成体系。以后随着直升机在军事和国民经济上使用越来越普遍,涡轮轴发动机才获得独立的地位。

 在工作和构造上,涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。它们都是由涡轮风扇发动机的原理演变而来,只不过后者将风扇变成了螺旋高。特别是由于旋翼的转速更低,它需要比涡轮螺旋桨发动机更重更大的减速齿轮系统,有时它的重量竟占发动机总重量一半以上。 

 涡轮螺旋桨发动机

 一般来说,现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不断加大的趋势的。因为对于涡轮风扇发动机来说,若飞行速度一定,要提高飞机的推进效率,也就是要降低排气速度和飞行速度的差值,需要加大涵道比;而同时随着发动机材料和结构工艺的提高,许用的涡轮前温度也不断提高,这也要求相应地增大涵道比。对于一架低速(500~600km/h)的飞机来说,在一定的涡轮前温度下,其适当的涵道比应为50以上,这显然是发动机的结构所无法承受的。为了提高效率,人们索性便抛去了风扇的外涵壳体,用螺旋桨代替了风扇,便形成了涡轮螺旋桨发动机,简称涡桨发动机。涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和燃气发生器组成,螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大,转速要远比涡轮低,只有大约1000转/分,为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内,需要在它们之间安装一个减速器,将涡轮转速降至十分之一左右后,才可驱动螺旋桨。这种减速器的负荷重,结构复杂,制造成本高,它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重,作为发动机整体的一个部件,减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道,由于螺旋桨的直径比发动机大很多,气流量也远大于内涵道,因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。尽管工作原理近似,但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生动力方面却有着很大的不同,涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功率,而尾喷管喷出的燃气推力极小,只占总推力的5%左右,为了驱动大功率的螺旋桨,涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多,一般为2~6级。

 同活塞式发动机+螺旋桨相比,涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先,它的功率大,功重比(功率/重量)也大,最大功率可超过10000马力,功重比为4以上;而活塞式发动机最大不过三四千马力,功重比2左右。其次,由于减少了运动部件,尤其是没有做往复运动的活塞,涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好,噪音小,工作寿命长,维修费用也较低。而且,由于核心部分采用燃气发生器,涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面,二者相差不多,但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。

由于涵道比大,涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机,但受到螺旋桨效率的影响,它的适用速度不能太高,一般要小于900km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。

 在经济效益和环境保护的双重压力下,世界各国的涡轴发动机制造商努力将各种新技术应用在自己的产品当中,以求达到降低燃油消耗、提高动力性能、降低运行成本和减少污染排放的目的,由此各种先进的

改型机或新机型应运而生。

 RR500TS计划启动

 罗·罗公司在2009年的国际直升机展览上宣布启动RR500TS涡轴发动机计划,这是该公司继去年RR500TP涡桨发动机之后3年内的第六个民用发动机项目。RR500TS的质量小于86千克,额定功率为355千瓦,目标是覆盖并超出Model250的功率范围,功重比大约是2.5∶1。

 RR500TS涡轴发动机与去年开始研制的RR500TP涡桨发动机极为相似,两者均有结构紧凑、重量轻的优点。与同级别的现役涡轴发动机相比,RR500TS拥有更大的起飞功率和更好的高温高原性能。它的最大特点是适合多种燃料,另外在起飞、爬升、巡航和降落各阶段都具有平稳的操控性能和卓越的动力性能。通过延长大修间隔、降低全寿命成本,该发动机可以给用户带来更好的经济效益。

 RR500系列发动机的整机测试将于2010年开始进行,并计划在2011年后期取得适航认证,预期2012年第一季度交付并投入服役。

 PW210S完成首飞

 普惠加拿大公司的新型涡轴发动机PW210S为西科斯基的S-76D而研发,该发动机功率为746千瓦。今年2月,第一台试飞发动机在西科斯基S-76D上进行了飞行试验。目前主要性能测试已完成,正在进行优化改进,预计今年第四季度取得适航认证。

 PW210S发动机集合了先进的压气机设计和涡轮盘高温材料等方面的优势,以满足客户在动力、可靠性、耐久性、燃油消耗和环境友好等各方面的要求。它结构简单,仅由5个主旋转部件和一套组件构成,因而易于维护。

  PW210S单级涡轮所驱动的双级离心压气机与PW610F压气机的设计极为相似,有很高的压比,但无需对直升机引气,因此效率较高。它所采用的回流环形燃烧室具有低烟雾、绿色环保、高稳定性和耐久机,最初是为贝尔407ARH勘测直升机设计。日前,该发动机又有了新的应用目标,它的一款改进型可为贝尔417提供动力,功率为690千瓦。

 HTS900发动机是在T800(T800已有900万小时的飞行时间,并拥有霍尼韦尔涡轴发动机的核心技术)的基础上发展而来。该发动机可在高温高原、燃油效率和运行成本要求苛刻的条件下提供优良的动力性能。在标准状况下,HTS900通常可产生大于746千瓦的轴功,积累飞行时间已达1000小时。与以往的发动机相比,HTS900的燃油消耗减少5%~10%,运行成本降低10%,在视情维护方面没有苛刻的大修间隔要求,并同样拥有先进的FADEC系统。HTS900的新技术包括下一代高压比的双级离心压气机、单晶涡轮叶片、冷却发动机喷管和气膜冷却火焰筒等。

“绿色涡轴”计划

   “绿色涡轴”计划是透博梅卡公司即将启动的一个新计划,该计划以阿赫耶2的性能为基准,分两个阶段实现总目标:到2015年,燃油消耗率、二氧化碳(CO2)和一氧化氮(NOX)排放均降低15%,并降低5分贝的噪声,所有发动机都达到改进目标;到2030年,耗油率和CO2排放要大幅度降低,具体目标大于35%,NOX排放降低80%,噪声降低10分贝,该阶段要实现真正意义上的技术创新。

   在“绿色涡轴”第一阶段规划(2015年之前)中,验证样机按功率范围分为4个不同级别:Tech600样机的功率覆盖373~746千瓦的范围,主要是阿赫耶2发动机的改进,时间周期是2010年~2014年;tech800样机覆盖746~1119千瓦的范围,以阿蒂丹1H为基础对该系列发动机进行改进,并为第二阶段(2015~2130年)的TMY15项目做准备;Tech1500样机包含1119~1492千瓦的范围,具体实施计划和时间待定;Tech3000涉及1492千瓦以上功率的发动机将在两年之内开始实施研究,并为第二阶段的TS3000项目做准备。

   由于我国至今还未形成直升机的完整产业链,所以直升机产业发展较为缓慢,问题的关键是政策和协调及观念,技术问题绝非关键,如果缺乏相关技术人才,只要不设一道道门槛,待遇从优,公开公正招聘,优秀人才有的是。

 


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