先进通用核心机派生发展的理念、方法及实践

doi:10.7527/S1000-6893.2024.29713

综述

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先进通用核心机派生发展的理念、方法及实践

尹泽勇¹(), 李概奇², 石建成², 银越千²

^1.中国航发中国航空发动机研究院，北京 101304
^2.中国航发湖南动力机械研究所，株洲 412002

收稿日期:2023-10-12 修回日期:2023-11-10 接受日期:2024-01-11 出版日期:2024-04-15 发布日期:2024-01-15
通讯作者: 尹泽勇 E-mail:yinzy14500043@608.aecc
基金资助:
国家科技重大专项(J2019-I-0013-0013);中国航发自主创新专项资金(ZZCX-2018-017)

Concept, method and practice of advanced versatile core engine derivative

Zeyong YIN¹(), Gaiqi LI², Jiancheng SHI², Yueqian YIN²

^1.AECC Aero Engine Academy of China，Beijing 101304，China
^2.AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou 412002，China

Received:2023-10-12 Revised:2023-11-10 Accepted:2024-01-11 Online:2024-04-15 Published:2024-01-15
Contact: Zeyong YIN E-mail:yinzy14500043@608.aecc
Supported by:
National Science and Technology Major Project(J2019-I-0013-0013);Special Funds for Independent Innovation of Aero Engine Corporation of China(ZZCX-2018-017)

摘要/Abstract

摘要：

概述了核心机派生发展发动机的历史背景和某些典型派生发展案例。阐明了先进通用核心机及其派生发展的理念及优势，给出了先进通用核心机派生发展的基本方法，包括通用核心机流量选择、热力循环参数选择、部件构型选择、部件高效稳定工作范围确定等。此外，从市场定位、先进性确定、核心机方案设计等方面介绍了某先进通用核心机的研发历程，并阐述了由其派生发展的飞机用涡轴、涡桨、涡扇航空发动机以及车用燃气轮机产品的研制。通过实践表明了先进通用核心机派生发展的可能性及由此带来的降低风险、缩短周期、节约经费等方面的优势。

关键词: 先进通用核心机, 派生发展, 技术及经济优势, 航空发动机, 系列化

Abstract:

This paper summarizes the historical background and certain typical derivative cases of the core engine. The concept and advantages of the advanced versatile core engine and its derivative are expounded， and the basic methods for the advanced versatile core engine derivative are demonstrated， including the versatile core engine flow selection， thermal cycle parameters selection， component configuration selection， and efficient and stable working range determination of components. In addition， the development process of an advanced versatile core engine is introduced from the aspects of market positioning， determination of advanced performance， and core engine scheme design， and the development of the aircraft turboshaft engine， turboprop engine， turbofan engine and vehicle gas turbine derived from it is explained. The possibility and the advantages of the versatile core engine in reducing risk， shortening cycle-time， and saving expenditure are demonstrated by the practice of several versatile core engine derivative development.

Key words: advanced versatile core engine, derivative, technical and economic advantage, aero-engine, serialization

中图分类号:

V231

尹泽勇, 李概奇, 石建成, 银越千. 先进通用核心机派生发展的理念、方法及实践[J]. 航空学报, 2024, 45(7): 29713-029713.

Zeyong YIN, Gaiqi LI, Jiancheng SHI, Yueqian YIN. Concept, method and practice of advanced versatile core engine derivative[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(7): 29713-029713.

图/表 16

表1

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表 3

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图 1

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表 9

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表 10

参考文献 23

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

发动机类型	推力/功率等级	需求量/台	市场价值/亿美元
涡轴发动机	<800 kW	1 018	4.9
	800~1 500 kW	1 052	13.7
	>1 500 kW	484	10.2
涡桨发动机	<800 kW	967	4.8
	800 ~1 500 kW	1 020	6.1
	>1 500 kW	120	0.56
涡扇发动机	<2 000 kgf	624	8.6
	2 000~4 000 kgf	1 340	22.9
	4 000~10 000 kgf	810	37.2
燃气轮机	<500 kW	900	6.0
	500~1 500 kW	500	4.8
	>1 500 kW	300	5.0

对象	构型	参数	指标	国际在役发动机核心机指标^［21］
压气机	3级轴流+1级离心	绝热效率	约0.80	0.79~0.80
压气机	3级轴流+1级离心	低疲劳循环寿命/次	约15 000	~15 000
燃烧室	环形回流	燃烧效率	0.998	0.995~0.999
燃烧室	环形回流	总压损失/%	3.5	3.5~4.0
涡轮	2级轴流	绝热效率	约0.89	0.85~0.89
涡轮	2级轴流	低疲劳循环寿命/次	约12 000	~12 000
核心机		进口流量/（kg∙s^-1）	约4.0	4.0~5.0
		压比	≥13	12~16
		T₄/K	约1 550	1 350~1 600
		涡轮出口温度/核心机进口温度	约4.0	3.7~4.2

发动机	功率/ kW	耗油率/ （kg·kW^-1·h^-1）	单位功率/ （kW·s·kg^-1）	压气机换算流量/ （kg·s^-1）	压比	涡轮进口总温/K	首翻期寿命/h	研制国家
AEP100	900	0.31	约225	约4.0	>13	约1 550	3 000	中国
PT6A-65B^［21］	820	0.326	约191	4.3	10.0		3 500	加拿大
ARDIDEN-3TP^［21］	900	0.315			约13	约1 450	5 000	法国
TPE331-10^［21］	746	0.338	214	3.49	10.8	1 323	3 000	美国

发动机	起飞推力/ kgf	起飞耗油率/ （kg·kgf^-1·h^-1）	12 km、Ma=0.6巡航耗油率/ （kg·kgf^-1·h^-1）	总压比	涡轮前温度/ K	首翻期/ h	推重比/ （kgf·kg^-1）	研制国家
派生发展的涡扇	约850	约0.46	约0.69	约16	约1 550	约3 000	约3.7	中国
PW617F1-E^［21］	784	0.52*	0.74	12.4	1 320	3 500	4.5	加拿大
FJ44-1AP^［21］	952	0.486*		13.5	1 280	3 500	4.0	美国
HF120^［21］	929	0.48*	0.714	24	1 480	5 000	4.2	美国和日本联合研制

发动机	核心机的共用图号比例/%	核心机图号占整机图号比例%	核心机价值占整机价值比例%
涡轴型	100	72	约75
涡桨型	98	62	约65
涡扇型	95	52	约55
燃机型	90	44	约46

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