枭龙之心：涡扇13发动机推力应达10吨以上

网上流传的中国国产发动机系列图，注意红框中的涡扇13和涡扇15发动机。

资料图：枭龙曾考虑装备美国普惠公司研制的PW1120发动机。

资料图：法国斯耐克玛公司生产的M88-2涡轮风扇发动机主要装备阵风战机。曾向中国推销准备用于枭龙战机。

环球时报7月27日报道   虽然俄方同意以相对低廉的价格向中国提供RD-33系列发动机(RD-93)，FC-1的动力系统也因此有了着落。不过鉴于国际政治现实、军备出口政策等限制因素，中国与巴方都不愿FC—l完全依赖于RD-93发动机。因此，中国的航空动力厂商也开始主动出击，积极寻求替代方。

2000年，中国引进RD一33系列发动机，也获得了全套的资料。结合中推研制的成果，开始着手FC一1发展型动力的研制。2003年，中国工程院院士刘大响在公开场合谈到涡扇13发动机的发展，旋即其谈话也出现在贵州科协的网站上。从现有公开的文章看，其风扇为3级，高压压气机8级。相比RD-33发动机，风扇减少了1级，高压压气机减少1级。从结构上来看更接近F404，只是相对增加了1级高压压气机。由其加力推力来看达到了86.37千牛，耗油率2.02公斤／daN-小时，不加力推力达到56.75千牛，耗油率0 73／daN-小时。应该说除了加力推力有所增加外，不加力推力相比RD一33有了明显提高，这在高压压气机减少1级的情况下是斗分难能可贵的。提高发动机增压比和涡前温度是提高发动机性能的两大手段，涡扇13的增压比相比RD一33已经提高到23左右(RD 33的压比为21.7)——RD一33的高压压气机压比大致在6.9，9级高压压气机的平均级压比只有1.239(平均级压比是压比的n次根，n是压气机的级数)，相比我们中推7级高压压气机的7.02压比和1.321的级压比显然是落后了。

笔者不知道涡扇13的高压压气机压比，但如果以RD一33的4级风扇的3-2计(应该说我们新一代发动机的3级风扇压比完全可以达到3.2)，涡扇13的8级压气机完全可以达到7.187，平均级压比也能达到1.279。当然，涡扇13的空气流量由RD一33的76公斤/秒加大到80公斤／秒也是发动机推力增加的原因之一。但就单位推力来看，涡扇13还是明显增加了。单位推力的提高意味着发动机性能的提高，涵道比也有相应增大，由0.48提高到0.57；核心机流量相比RD一33下降了，但不加力推力却上升明显，同时涡前温度也有明显提高，由1540K提高到1650K。这主要是因为高压涡轮叶片材料由掺杂多晶的单晶材料替代为单晶叶片，材料性能对发动机涡前温度的提高至关重要。

涡扇13的单级低压涡轮采用定向凝固无余量精铸复合空心气冷叶片技术，高压涡轮盘采用FGH95粉末冶金盘，低压涡轮盘可能还是采用GH4169合金。燃烧室采用环形燃烧室，有叶尖间隙控制的空气热交换器，综合数字式全权限控制系统(这是中国首次在涡扇发动机上装配数字式发动机全权限控制系统)齿轮箱和附件位于发动机下方。

从中国航空工业第一集团公司的网站看，2002年已确定了方案，并定下了总师单位：以贵州发动机研究所为总师单位，贵州黎阳发动机有限公司承制。2003年8月底核心部件设计出图完成；2004年6月核心机图纸通过专家审查；2004年7月开始全国协作低压件试制。2005年4月火焰筒和燃油总管试制成功；2005年5月1号样机恢复装配并试车成功；2005年6月核心机零件加工完成60%。2005年6月粉末冶金材料高压涡轮盘叶片榫槽拉削工序完成。2005年6月30日主燃烧室、燃油总管，并同时进行了5号支点次串装试车成功；高压压气机第一、二、三级转子叶片研制成现核心机零部件加工已完成80%，未完成部分已进入精加工。2005年8月完成核心机叶片的研制生产。2005年10月，一航正式立项。据信2006年底可以开始整机试车，有消息说2009年左右可以完成定型。另外，黎阳在“十一”五期间也将进行3种验证机的研制工作，从中国航空工业第一集团公司的报道看，可能是涡扇13的发展型以及涡扇13缩小涵道比的改型，也有可能是中推的延续。

就涡扇13的发展前景来看，基本型和发展型能满足我们今后中等推力量级发动机的需要。随着新材料和新工艺的应用，其发展型今后可以达到推比10以上，也能够适合新一代新歼的需要。由此笔者不禁想到了从F404到F414的发展过程，同样也是从推比8一级发展到推比10一级的发展路径。事实证明，小步快跑的发展方式也不失为一条捷径。

从结构来看，F414和前文所述的F404完全一致，流量加大16%也就意味着流量由64.6公斤／秒增加到75公斤／秒。流量的加大也就意味着更大的推力和更大的重量。从重量来看，F414相比F404是增加了，但同样的情况下涡扇13基本型的空气流量远大于F414，但获得的推比要小，其单位推力也低于F414。相比F414，涡扇13基本型是落后的，但如果涡扇13发展型采用更先进的技术，在推比和F414相同的情况下凭借更大的流量，其推力超过F414完全是在情理之中的。由于涡扇13的流量比F414大，在单位推力相同的情况下，流量和单位推力相乘所得到加力推力必然大于F414。F414的推力已经接近10吨，那就可以想象涡扇13的推力完全可以达到10吨以上。

涡扇13的发展型除了可以满足“枭龙”发展型和中型四代机的需要外，是否可以满足“飞豹”发展型的增推需要应该可以在想象之中。当然，涡扇13的今后发展型推力大并不意味着F414的性能不好，恰恰相反，笔者认为如果可能的话，F414是“枭龙”比较好的选择。其无论是流量、推力、重量和推比都十分适合“枭龙”。仅就重量来看，F414比“昆仑”发动机还要轻，但获得的推比和推力不是“昆仑”发动机可以同日而语的。今后“昆仑”发动机的发展型“昆仑”Ⅲ也仅能达到F414基本型的水平，通用电气的F414无愧于世界发动机强国的中推巅峰之作。可惜的是我们只能和它擦肩而来了，事实毕竟是事实，逝者终究不可追了。(来源：现代兵器)



附录：F414-GE-400加力涡轮风扇发动机

装机对象　F414-GE-400　F/A-18E/F、Saab“鹰师”C(建议)。

       F414是通用电气公司为满足美国海军对F/A-18“大黄蜂”战斗机最新发展型F/A-18E/F的要求而设计的加力式涡轮风扇发动机。它以该公司的F404和F412为基础，因此曾被称为F404的Ⅱ型推力增长型。1991年开始研制。1993年5月20日首次试车。计划于1995年12月首次试飞，1998年定型并交付首台生产型发动机。

　　通用电气公司在研制F414时充分吸取F404积累的使用经验，采用GE23A、YF120、F412以及其他军、民用发动机一些经过验证的技术，因而研制工作进展顺利，投资少、研制时间短，效果明显。

　　F414的风扇与F118的相同，第1级风扇叶片带中间凸台，第2和第3级为焊接的整体叶盘。通过1993年作的280多小时试验证明，这种风扇的流量、效率、喘振裕度和抗畸变能力均超过或达到预定的目标，流量比F404-GE-400的大16%，重量轻20.4kg。F414的高压压气机采用F412的7级设计，但前3级改为叶盘结构，以减少榫头漏气、减轻重量和提高效率。燃烧室和高压涡轮是以F412为基础发展的，低压涡轮是一种先进设计。加力燃烧室采用了该公司为先进战斗机设计的F120发动机的结构。径向火焰稳定器可用风扇后空气冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，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，设计寿命为2000h，5700次点火。海平面和高空试验证明，这种加力燃烧室不易发生振荡燃烧。尾喷管的设计采用了F110-GE-129 IPE的技术，装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。



[印度《印度防务》网站2009年7月21日报道]    近日印度航空发展局（Aeronautical Development Agency，ADA）已向美国通用电气公司发出招标书（proposal requests），希望后者能提供先进的F414型军用航空发动机，用做印度斯坦航空有限公司（HAL）“光辉”（Tejas）轻型喷气战斗机的动力装置。

    F414-GE-400是目前美国海军使用的最新、技术最先进的战斗机发动机，它是在F404原型机基础上采用先进技术改进而来，性能可靠，持久耐用并且易于维修，已被选作F/A-18E/F“超级大黄蜂”（Super Horne）战斗机的动力装置。

    除F414发动机外，ADA将来还将评估欧洲喷气发动机公司（Eurojet）提供的EJ2000发动机。