中国航空发动机简史——涡扇9(秦岭)

导语

涡扇-9(WS-9)双转子加力式涡轮风扇发动机是中国红旗机械厂根据1975年与英国罗耳斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202生产专利合同仿制，由中国西安航空发动机公司制造的一款中等推力军用涡轮风扇发动机，代号秦岭。1980年5月通过考核试验，主要装载于歼击轰炸机。WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便。

牌　　号　涡扇9
用　　途　军用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　中国
厂　　商　西安航空发动机公司
生产现状　用英国毛料试制成功，现进行国产化生产
装机对象　歼击轰炸机

研制情况

英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。
WS9的试制适于1976年3月。1979年7月25日，第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯·罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。
1980年初，中国制造的两台WS9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40℃冷起动试验，并对其5种零部件作了强度试验考核。1980年5月30日，中英双方在考核试验报告上签字。至此，成功地通过了用英国毛料试制出的WS9发动机的各项考核试验。原拟接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使国产化进度拖后。
目前进行的斯贝发动机部分国产化工程，除了实现发动机大修所需备件的国产化，也为进一步实现整机国产化奠定了基础。完成部分国产化工程后，将继续向整机国产化目标努力。
目前，WS9发动机已经成为一个成熟的机种。其高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便，装载于歼轰-7(飞豹)上。

结构和系统

进 气 口　位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件，机匣材料为S/SJ2，叶片为S/607。进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。头部整流罩内装有前轴承滑油泵。
风　　扇　5级轴流式，风扇增压比为2.77。转子100%转速为9115r/min。A/FLS铝合金锻造机匣水平对开，第1～5级静子叶片均为A/FLS精锻铝合金。风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5级转子叶片为T/AV钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形榫头与盘联接。第2～4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。前轴与第1级盘用12%铬钢S/SJV制成一体，第2～5级盘用钛合金T/SZ制成，为发夹形结构，后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。
高压压气机　12级轴流式，增压比为7.24。转子100%转速为12640r/min。不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开，第1～12级静子叶片均用不锈钢制成(进口导流叶片和第1～11级为S/SNV，第12级为S/SJ2)。高压进口导流叶片可调。高压压气机转子为鼓盘式结构，第1～8级转子叶片材料为钛合金(其中第1～5级为T/AV，第6～8级为T/SZ)，第9～12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/SAV，第1级叶片带阻尼凸台，采用销钉与盘联接，第2～12级叶片均采用燕尾形榫头与盘联接。

前轴用S/HBH钢制成，后轴用铬钼钒钢S/CMV制成。第1～6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/STV制造，第7～11级盘用S/SAV制造，第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造，第2～12级盘均为发夹形结构。高压压气机设置放气机构，用以防喘。
燃烧室　环管式。10个气膜冷却火焰筒，主体材料为C263镍铬钴高温合金，双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部，并装有2个高能点火电嘴。燃烧室机匣材料为不锈钢S/SJ2，整体式结构。
高压涡轮 2级轴流式。第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构，转子叶片均带叶冠，用枞树形榫头与盘联接。第1级导叶材料为钴基高温合金HS31，第2级导叶为镍基高温合金C1023，第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002，所有叶片均为无余量精铸而成。1、2级涡轮盘均由N901高温合金制成，高压涡轮轴用S/CMV钢制成。高压涡轮轴承采用弹性支承结构。
低压涡轮　2级轴流式。第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第2级导叶为C130镍基合金，均用无余量精铸而成。第1级转子叶片材料为镍基合金N105，第2级转子叶片为镍基合金N80A。1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N901高温合金制成。低压涡轮轴承采用弹性支承结构。
加力燃烧室　在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。
尾喷管　超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。
控制系统　以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出口压力和温度以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积。
燃油系统　使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油系统中，采用RLB-4低压燃油泵，出口燃油压力为550kPa，高压燃油泵为RZB-1，出口燃油压力为4140～8280kPa，使用的燃油流量调节器为RT-18。加力燃油系统中，使用RQB-1加力燃油流量调节器和RT-19加力点火燃油控制器。
滑油系统　使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高温合成航空润滑油。发动机主滑油泵为6级(1级增压，5级回油)齿轮式；低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵；传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵；发动机滑油箱容量为5.7L。滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR-1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS-1。
起动系统　使用DQ-23燃气涡轮起动机，起动机输出轴与发动机的传动比为1.0454。
点火系统　使用DHQ-13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ-8A装在4号和8号火焰筒内，点火能量为2.5J。
附面层控制系统　从高压压气机第7级或第12级放气口连续引气(最大引气量可达发动机进口空气流量的7%)，通过附面层控制引气管路输送到飞机机翼或襟翼表面以吹除附面层，进行增升(力)，并改善飞机起降时的操纵性。
空气系统　一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔室，防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。
支承系统　发动机支承在7个轴承上。低压转子采取1-2-1支承形式，高压转子采取1-2-0支承形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其余5个轴承为滚棒轴承。第6、7号轴承采用弹性支承。发动机采用内、外混合传力。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上，主安装节位于发动机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。

用途

涡扇-9目前装载于国产歼轰-7(飞豹)上。

技术数据

最大加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　9126
最大不加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　5449～5583
中间推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　　　4993
最大连续推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　4602
最大加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　　　    2.04
最大不加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　　    0.693
推重比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 5.05
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　　　　　　　　   89.4～96.2
涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 0.62
总增压比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 20.0
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　　　　　  1167
最大直径(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　　1093
长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　　　　　　　　  5205
　　　　(喷口面积最小时)　　　　　　　　　　　   5061
质量(kg)(不包括飞机附件)　　　　　　　　　　　   1842

有关原型机MK202的原始资料

研制情况

军用斯贝Mk202发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司在民用斯贝Mk511和Mk512基础土发展起来的,为满足军用机加大了的飞行载荷和受力状态，在结构上和材料上作了较大的修改。

为满足军用的需要，增加了加力燃烧室，且采用了催化点火的新技术。为改善飞机的起落性能，增设了附面层控制放气系统，更好地满足了舰载飞机的要求。此外,还增加了涡轮前温度，提高了压气机喘振裕度和抗畸变能力。

Mk202发动机的低压压气机不论在气动设计或是在结构上与Mk511和Mk512比较均有明显的改进。重新作了低压压气机第1和第5级转子叶片的气动设计。采用钛合金和不锈钢制的盘鼓混合式转子结构来代替Mk512的不锈钢制的鼓筒式转子结构。采用铝合金锻造加强的低压压气机机匣，改进了静子内环的封严结构。

Mk202发动机的高压进扣导流叶片的调节机构和Mk512相似，但为了减轻重量和改进性能，进口导流叶片的数目减少到48片。高压压气机的机匣和叶片也在Mk512的基础上作了相应的更改,例如,为提高高压压气机的喘振裕度,修改了某些级静子叶片的角度等。

Mk202发动机加大了高压压气机叶片的弦长和间隙,使高压压气机转子长度比Mk512加长35.6毫米。通过这样的改进设计，可以提高喘振裕度，还可提高效率。扩散机匣在结构上也作了加强，以适泣高马赫数的工作条件。

Mk202发动机继承了民用斯贝燃烧室的结构形式，但燃油喷嘴在流量和喷雾角均和Mk512不同，也取消了Mk512上的喷水系统。燃烧室的点火仍采用高能电嘴，所不同的是为减轻重量采用1个点火装置，两条电路。

Mk202发动机涡轮前燃气温度比Mk512高，所以火焰筒后段增加了气膜冷却扎。为改进冷却效果，修改了燃气导管。为减轻重量，将燃烧室外机匣由对开式改为整体式结构。

为提高强度,适应高马赫数的工作条件，Mk202发动机涡轮导向器机匣改用铁镍基合金整体环形锻件,经机械加工而成。

Mk202发动机的低压涡轮转子在Mk512的基础上作了一些修改,并且取消了低压轴故障的一系列装置。发动机由于带加力燃烧室,所以取消了原Mk512发动机的反推力装置和消音喷口。

军用斯贝Mk202发动机是在1964年初开始设计的，1965年4月首次运转，1966年试飞,1968年正式投入使用。最初批准的翻修寿命为150小时,在继续使用中,经检验，性能良好，延寿到300小时,以后又经逐次对发动机出现的故障采取改进措施,1973年寿命提高到600小时，1975年达到850小时,1980年达到1,000小时。

英国政府向美国购买“鬼怪”式战斗机F-4K(海军用）和F-4M（空军用)后,用斯贝Mk202代替原装用的J79-GE-8发动机。最早将Mk201用于F-4K，将Mk203用于F-4M。Mk201和Mk203发动机性能和结构上基本相同，只是Mk201发动机机匣表面多考虑了防腐蚀性。以后就将Mk201和Mk203统一改编号为Mk202发动机。

结构和系统

进气道：

整体式不锈钢焊接机匣。19个固定进口导流叶片。热空气防冰。

风扇：

水平对开不对称铝合金机匣。5级风扇由低压涡轮驱动，内涵部分起低压压气机作用，压比2.86。调定后最高转速为8,760转/分。

外涵：

全外涵。分前、后两段。

高压压气机：

对开不锈钢机匣,进口导流叶片可调，第7级设放气活门。12级带隔圈的盘式转子由高压涡轮驱动。调定后最高转速为12,514转/分，压比6.9，空气流量56.7公斤/秒。

燃烧室：

整体钢机匣。环管形。有10个气膜冷却火焰简。双油路喷嘴。

涡轮：

整体式钢机匣,高、低压涡轮各有2级，高压第1和第2级导向叶片及高压第1级转子时片是气冷式。高、低压涡轮轴承均采用弹性支承。

加力燃烧室：

内、外涵气流混合后在加力燃烧室内进行补燃。采用蒸发式火焰稳定器和催化点火器。在燃烧段设有全长波纹形防振屏。加力比调节范围为1.10 ~1.65。喷口由面积可调的主喷口和面积不可调的引射喷口组成，全程无级可调的主喷口由6个液压作动简进行操纵,以改变主喷口面积。

控制系统：

以液压机械式为主,加入部分电调。T1/T2/T3温度控制系统。设量高、低压转子转速、高压压气机出口压力和温度以及涡轮后燃气温度(T5)等5个主要限制器。

燃油系统：

包括主燃油系统和加力燃油系统。普莱赛公司BP240/Mk9低压燃油泵,卢卡斯公司P1001高压燃油泵，卢卡斯公司CASC310燃油流量调节器。道蒂公司Eng810Mk14加力燃油流量调节器,卢卡斯公司NPC302加力喷口控制泵。燃油规格DERD2453、2454、2486、2494、2498。

滑油系统：

回路系统。压力2.5公斤/平方米。综合式滑油系统。滑油需要量大，配备2个滑油箱（发动机和加力)。滑油规格为DERD2487、2493。

点火系统：

用卢卡斯公司C105TS/101高能点火装置和2个YA-30-45AR114/1高能电嘴。

起动系统：

普莱赛公司Solent Mk200燃气涡轮起动机。

防冰系统：

引高压12级空气加热进气机匣、进口导流叶片和头部进气锥。

技术数据

(海平面，静态，国际标准大气条件)

最大加力推力：                                          9,305公斤             

空气流量：                                                  92.5公斤/秒

最大军用推力：                                          5,557公斤             

涵道比：                                                      0.62

中间状态推力：                                          5,091公斤             

总增压比：                                                  20

最大连续推力：                                          4,692公斤             

涡轮前温度：                                              1,167 ℃

最大加力耗油率：                                      2.0公斤/公斤/小时  

 最大直径：                                                1,093毫米

最大军用耗油率：                                      0.68公斤/公斤/小时  

进口直径：                                                  826毫米                             

中间耗油率：                                              0.65公斤/公斤/小        

长度：                                                          5,205毫米（包括加力喷管)

最大连续耗油率：                                      0.64公斤/公斤/小时  

重量：                                                          1,842公斤（不包括起动机和飞机附件等)

推重比：                                                      5.05

用途

斯贝Mk202用于美国麦克唐纳·道格拉斯公司研制的“鬼怪”式F-4K(英国海军用)和F-4M(英国空军用)双发战斗机，以及部分民用项目。