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我国发动机上不去基本上是叶片成分和工艺落后(1)
作者:安晓玲  作于:2017-1-27 14:11:39  访问:995  评论:0(查看评论)  放大字体  缩小字体  
  我国发动机上不去基本上是叶片成分和工艺落后(1)
   安晓玲
   (本文可以自由转载)
   
   对我国研制不出先进的发动机的原因,普遍认为是航空发动机难度大、我国工业技术与世界发达国有差距,基础科学技术落后于先进国家,精英人才比较少等等。但是,必须澄清:这些看法不适合我国的太行涡扇发动机的研制。实际上,我国发动机的设计、机械加工技术和工艺、设备精度等已经达到国外先进水平,至少不比俄罗斯的礼炮和土星两家工厂差。二十余年来,太行涡扇发动机的投资和工作人员的拼搏都未能制造出性能和质量超过礼炮工厂的AL31FN发动机,根本原因是太行发动机的叶片的性能和质量不高,拖了后腿。如果改用本人研制的耐热合金、单晶制作工艺和气冷加工,很快就可以缩短与俄罗斯发动机的15年差距[27],提前10年达到发动机的当前世界先进水平[28]。
   由于叶片研制团队为了私利,投机取巧和脱离实际的宣传,把大家玩的团团转,造成许多错觉。例如,不少人以为我国的发动机已经过关,超过了俄罗斯,赶上了美国[1];中国发动机已经世界领先[2];涡扇10的最大推力、加力推力以及推重比和俄罗斯的AL-31,美国的F110-GE-129相仿,改进型的最大加力推力和美国的F119-PN-100(装备F/A22)相仿,推重比略低[3];从珠海航展上透露的信息看,“太行”发动机的最大推力已达14吨,接近117S[6]。在中国4代战机发动机制造取得空前成就,已不再依赖俄罗斯[4]。因此,有人反对购买苏35战机,大呼“失望”,认为我国航空工业至今还要引进苏-35SK是无能的体现,甚至是航空发展战略上“逆向民族主义”的逆流。”[5]。
   在世上一直存在两种战机发动机的研制和生产路线:(1)西方国家以发动机的性能和寿命并重:例如F-22用的普•惠公司F-136发动机寿命为13000小时以上;采用F119发动机,寿命为12000小时。德国航空公司民用飞机的CFM56-7B发动机最大的非拆卸维修时间间隔达到了4万小时。(2)前苏联和俄罗斯则以牺牲发动机的寿命,获取高的发动机推力(或飞行速度)指标。前苏联在上世纪四十年代,战机寿命大约200小时[7],到后来,AL31发动机的最初寿命共计约300小时,第一次大修时间在20小时左右。它的改进型AL-31F,不加力推力为7.5吨,最大加力推力是12.26吨,设计使用寿命是900小时,首翻时间为300小时;进一步改进型AL-31FN的推力是7.7吨,加力推力是12.26吨;使用寿命为1500小时,后来增大到2000小时。
   我国在报道发动机研发情况时,往往出现许多造成误导的文章。为了便于大家识辨和军方验收发动机,特举出下面实例来说明:
   1,最常出现的是:只列出发动机的推力或者涡轮前温度:
   如涡扇15发动机参数中,只有不加力推力是11吨,加力推力为17.6吨,涡轮前温度=1477-1577℃;没有寿命参数。在别的资料中查到:“峨眉”发动机的设计寿命为2000小时。这就表明:“峨眉”型涡扇15仍然处在研制阶段,怎么可能算是完成设计定型试验呢?没有明确的寿命检测参数,说明推力和涡轮前温度参数都不可靠。因为俄制117S这三个参数分别是:8.8、14.4、1447℃;寿命是7500小时。美制F119分别是:10.5、15.5、1577℃~1677℃(平均1627℃);寿命为12000小时。从对比中可以清楚看出:(1)涡扇15的所有推力比F119和117S都高,是因为它的寿命只有2000小时,仅仅F119的六分之一,117S的三分之一;它们的高推力指标都是通过牺牲寿命取得的。除了伤害涡轮叶片,引起叶片内部组织过热和过烧,导致飞行事故频发外,只起糊弄外行的效果。
   (2)“不加力推力”是指飞机巡航航时,发动机叶片不出现“过热”的最大推力。为了增大航行速度,可以通过增加涡轮前温度来提高“不加力推力”;但必须保证在巡航时,叶片组织不发生“过热”,否则所得出的“不加力推力”是不真实的,属于弄虚作假,因飞行过程中叶片组织产生“过热”,必然导致发动机的寿命降低。随航行时间的增长,叶片内部组织会不断粗化,共晶碳化物和游离碳、氮化物的颗粒将变粗和球化,引起热疲劳强度减少,逐渐形成微裂纹,最终发生空停坠机事故。例如:
   美国的F119发动机,它可以超声速巡航。虽然所使用的叶片材料质量很高,且叶片气冷和叶面覆层很精致,但要实现超声速巡航,推力仍然不足;因而采取将涡轮前温度升高到1577℃~1677℃,获得10.5吨“不加力推力”。实际飞行测定发现:在4000小时内,叶片不发现失速,内部组织不产生“过热”。所以,它的“不加力推力”是真实的,没有夸大、虚假的成分。现在,涡扇15的“不加力推力”比它还高出0.5吨,而它使用的叶片合金,不是F119的、耐温1070~1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料,单晶叶片的制作技术、气冷结构和叶面覆层也不及F119,因此以11吨的“不加力推力”(涡轮前温度=1477-1577℃)进行巡航,叶片必然会产生过热,它的设计寿命只有2000小时就是证明。可见,涡扇15的不加力推力指标不可靠,在平日里进行不加力航行,已经不安全;在飞行后期,也会由于叶片组织的超度“过热”而发生坠机事故。
   (3)涡扇15的加力推力和叶片工作温度比117进一步升高。一方面,叶片“过热”程度将显著超过117S,甚至叶片出现“过烧”,从而很快产生飞行速度减少,引起空停;另一方面,因叶片所处温度太高,热疲劳强度急著下降,从而会永远失去原有的推力,即17.6吨的加力推力会不复存在。通过增大喷油量,推力虽然可以因燃气温度的进一步增高而有所增大,但将导致叶片组织过热也加速,甚至产生过烧,令出现空停坠机故事的危险性显著增加。可见,涡扇15的推力指标更是不可靠,很不安全。
   此外,在保证具有0.8马赫的巡航速度下,涡轮前温度和不加力推力应该“低”、而不是目前我国发动机界追求的“要高”。如上所述,为了提高巡航速度,可以依靠增高涡轮前温度来增大“不加力推力”。但并不是说,“不加力推力”高就好。涡扇15发动机参数中,不加力推力是11吨,比F119和117S都高;涡轮前温度1527℃比117S的1447℃也高,这些正是它发动机叶片材质低和制作技术差的反映。
   2,只公布推力和发动机寿命:造成发动机推力大,寿命长的假象:
   例如,文章[8]报道:WS-10B的性能是:推力达14吨以上,推重比达8.1以上,全寿命达4000小时以上。而文章[13]则写道:“太行改”FWS-10B涡扇发动机的最大设计加力推力为13.8吨,推重比大约在8.5左右,涡轮进气口温度1423℃,比起“太行”WS-10A,有了10%的提升(请注意:涡轮前温度高,正是它们的叶片材质低的结果),而且“太行改”的全寿命为3000小时。比较这两组参数,WS-10B的参数越“改”越低。
   必须指出,这里的“推力”是指“加力推力”,“全寿命”是指在“不加力”飞行下的寿命,两者是两回事,怎么能够并在一起呢?给读者的印象,以为以14吨的推力飞行,全寿命可以达到4000小时。涡扇15发动机的不加力推力是11吨,设计寿命才2000小时,WS-10B岂能具有4000小时的全寿命?
   3,涡扇发动机推力大,质量不可靠的内幕:
   笔者一直在思考,为什么涡扇发动机的推力突然普遍高于俄罗斯AL31F发动机?看到文章[15],才弄清其中的奥妙。1990年我国从前苏联买回300多架苏27,因他们不卖发动机制造技术,只好自己仿制。几年过去,推力总是上不去。新发动机装在苏27上,就是飞不起来。该文写道:“然后他们就开始耍流氓想歪心思了。耍流氓的核心就是把发动机的工作温度提高50度。太行发动机的工作温度是15XX度。推力、油耗、推重比等核心指标,在工作温度提高50度后,都达标了,这下全好了!!!问题只有一个,50度是强行提高的,也就是说,完完全全本来就没有提高工作温度的余地!!!!太行发动机工作温度15XX度已经是极限了,强行再提高问题,结果就是发动机寿命非常短,非常不可靠。发动机寿命短了,可靠差了,不要紧撒,关键是成绩汇报的时候,可以向领导邀功请赏,几个硬指标都合格了,天大的成绩啊!!!!!!!!造出的发动机送到部队,部队不用,坚决不想要。。。一个飞行大队接受了8台发动机,装在四架双发战斗机上,,,飞行员把飞机飞上天,结果在天上,发动机坏了,而且是两台都坏了。更加难得的是:这4架装备国产发动机的飞机在一个月之内,全部都实现了两台发动机同时空中停车的壮举!!!!!!2007年,一航叫嚣太行全面国产化了,可是接下来近十年,中国疯狂的从俄罗斯进口航空发动机”。
   由于查不到当时的资料,似乎难以判断真假。不过今天的新闻[0],证实了上述揭发是真的。此新闻说:“俄罗斯媒体近日报道称,中国试图将“太行”发动机工作温度提高到50摄氏度,但由于无法生产出工艺复杂的单晶结构叶片,导致发动机随时可能在空中爆炸”。我国专家进行了反驳,可惜没有从技术上分析,因而缺乏说服力。但这个新闻说明了两点:(1)在涡扇发动机研究中,的确存在将涡轮前温度提高“50℃”,令我国研究人员特别惊喜而获利;(2)从技术上看,并不排除产生爆炸的可能性。理由请看下面部分。
   看了这篇谈涡扇发动机研制内幕的文章[15]后,笔者在互联网上能够查阅到的有关资料,现提供如下:
   太行涡扇发动机叶片合金成分是通过化验由俄罗斯买来的AL31F发动机叶片而来,因而它承受高温的能力不会高于AL31F。此发动机的性能指标是:不加力推力达为7.5吨,最大加力推力是12.26吨,涡轮进口温度1392℃,使用寿命是900小时,最近又扩大到2000小时。为了简化表达,下面将前三个指标缩写成:7.5-12.26-1392℃。
   查到的涡扇10最早公布的性能是:6.767-10.95-1277℃,安全使用时间为800-900小时。它们的指标全面低于AL31F,多次设法,推力指标仍旧上不去,只好故伎重演;把叶片的工作温度凭空提高到116℃,得到的性能是:7.35-12.60-1393℃,但不加力推力依然低于AL31F;又再提高81℃,达到:7.62-13.2-1474℃;这样一来,才如愿以偿,涡扇10性能全面超过AL31F。从而大肆发布新闻,涡扇发动机已经到达90年代的世界先进水平。文章[15]虽然语言粗俗,但敢于披露真相的精神值得称佩。一定会遭遇不少阻力,日子不好过。
   为什么说这两次116+81=197℃的叶片工作温度是凭空、人为升高的呢?因为它完全是依靠牺牲发动机寿命和可靠性换来的。为了掩盖真相,涡扇发动机一般不提发动机的寿命指标。顶多只公布两次间隔修复时间为200~300小时,或者全寿命1500或2000或4000小时。后来,笔者从读者评论中查到[18]:“太行”发动机的修理周期为150个小时,但是实际上竟然不超过40个小时。这就完全确证了,由于人为提高叶片工作温度,使涡扇叶片工作温度处在慢速过热(不加力飞行时),和快速过热(加力飞行时),甚至过烧的状态,显著降低发动机的寿命和安全性。
   为什么涡扇发动机的全寿命能够在1500小时以上呢?这也是叶片研制人员搞的鬼。由于维修厂通过技术升级[19],使“再制造”的航空发动机在性能和质量上可以达到、甚至超过正常生产的新发动机。翻修寿命达到了800-900飞行小时,令AL-31F总寿命在2000飞行小时左右。1台太行发动机可以顶3台AL-31F。空军5719维修厂通过发动机维修再制造技术成功的将AL-31F发动机的翻修期改进到500小时,总寿命改进达到1500小时,基本相当于将中国主力战斗机维修和更换发动机的时间延长了一倍。涡扇叶片研制人员居然将维修厂的功劳张冠李戴到自己研制的发动机寿命上,以掩盖他们擅自提高叶片工作温度给发动机寿命造成的严重伤害。看来,全寿命和两次翻修的间隔时间已经不能、只有“第一次翻修时间”才能反映发动机叶片的质量。
   如上所述,涡轮前温度的正确设计是:美国F119发动机在不加力飞行的4000小时内,叶片组织不出现过热。上面列举的数据表明,俄罗斯为了提高发动机推力,已经把叶片组织“不过热”的时间抹掉了,叶片工作温度较多地高于叶片组织“不过热”的温度。因而提出“不加力最大推力持续时间为30分钟,加力最大推力持续时间是3分钟”。换句话说,俄罗斯发动机在不加力飞行时,涡轮叶片的实际温度已经位于“开始过热”的温度,随着飞行时间的增长,叶片组织过热不断发生;然后逐渐加快,当组织粗化引起热疲劳强度降低超过一定值,产生了微裂纹时,发动机便到了第一次大修期300小时。开启加力燃烧室,进行最大加力飞行时,叶片的工作温度不是处在“开始过热”状态,而是已经处在产生“快速过热”的温度;超过3分钟之后,因热疲劳强度显著降低,会引起空停坠机事故。这就是说,俄罗斯已经把发动机叶片寿命的潜力挖完了;剩下的一点潜力只是为了防止发动机事故频发留下的。
   我们涡扇系列发动机的高性能指标则是依靠将涡轮前温度至少三次人为提高:50+116+81=246℃得到的,就是这约250℃的温度给涡扇发动机种下寿命短、不安全可靠的祸根。在不加力飞行时,叶片组织就处在过热温度;若航速接近最大值,叶片组织便过热加速,因此飞行累计时间较长时,即使不开启加力燃烧室,也会发生空停坠机事故,或者第一次大修时间最短缩至40小时。如果作加力飞行,叶片的工作温度则位于快速过热状态,不仅会出现超度“过热”,而且紧接着会产生“过烧”,引起叶片内部局部熔化。这就是我国涡扇发动机里出现烧伤叶片、掉块叶片和断裂叶片[16]的原因。
   不提高叶片合金的性能,改善单晶叶片的制造工艺和气冷加工的精度,人为地提高WS-10A的涡轮前温度,只会雪上加霜,造成使涡轮叶片的实际工作温度升高,加速叶片组织的过热,比AL-31F更加不安全、不可靠。这就是在我空军,太行涡扇发动机不如俄制发动机受欢迎的原因。解决办法有三:(1)更换成性能高的叶片合金;(2)降低WS-10A的性能指标,不进行加力飞行;(3)取消人为提高的约250℃涡轮前温度,令发动机的安全性接近俄制AL-31F。但无法达到AL-31FN和AL-31FM1的水平,因为俄罗斯对叶片制作工艺又作了改进。这样一来,26年的涡扇发动机高性能将消失,大推力会不复存在。当然,这些年涡扇发动机在其它方面所做出的贡献,诸如[17]:带进气可变弯度导向叶片的三级风扇跨音速气动设计;复合倾斜弯扭的两级低压涡轮三维气动设计;三维粘性叶轮机设计;空心低压涡轮导向叶片、三联整体无余量精铸结构,与高压涡轮对转,“平行进气”式加力燃烧室,分区分压供油方案,全程无级可调收敛扩散尾喷口设计,损伤容限和高效率的宽弦叶片、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、气冷高温叶片,电子束焊整体风扇转子,挤压油膜轴承,高能点火电嘴,气芯式加力燃油泵,带可变弯度的整流叶片,收敛扩散随口,高压机匣处理陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统等等,是不会被磨灭的,因为他们没有投机取巧。
   4,科学研究的目的:
   WS10在2005年生产定型和2010年量产定型。在定型检验中,出现几百个问题,如空中停车,叶片断裂,边飞边喷零件,机械故障等等[21]。实际上不是正式服役前的飞行试验,而是发动机的“工程样机地面测试”。一出现问题,就将发动机拉回去修理,修改设计和重新加工零部件;飞机就得停飞几十天。试飞时间少、趴窝时间多。2010年量产定型后,后来进入部队服役使用的太行发动机总数已经超过400台。定型将近三年之后,太行发动机的质量仍然不稳定。事故不断,经常停飞、飞机趴窝;部队使用时不敢放开调节油门,战机性能无法完全发挥;为了保证可靠性只好牺牲部分性能,将涡扇10的最大推力由13.2吨降到了12.5吨,和AL31F一致[3](准确说,在研发时过分牺牲了可靠性,现在归还!)。部队的反映是:J10截至目前的3次2等事故,加上李峰迫降那次,全是发动机空停所引起[23];导致中国空军拒绝使用"太行",加力不行,还老熄火,要老命了,担心“太行”发动机出现空中停车[24],等等。
   基于试用部队的强烈反应,叶片研制团队才同意将涡扇10的量产定型性能指标:最大加力推力由13.539吨降至12.5吨。实际上是正式承认过去追求“推力”、不管“质量”行不通。这个团队不仅制造最大推力为13.5吨的涡扇10,而且通过把涡轮前温度进一步提高到1577℃,还制造过涡扇10改进型,其性能为:WS10B推力为13.8吨,推重比8[25]和WS10X推力为15.5吨,推重比9[26]两种大推力发动机,两者的第一次大修时间和全寿命分别为1000和4000小时,以及2000和8000小时[29]。广发新闻,改进型太行涡扇10达到了90年代的世界先进水平。WS10在2005年生产定型的性能指标中,其最大加力推力仅13.2吨的第一次大修时间和全寿命分别是700和2800小时,而最大加力推力达15.5吨的WS10X,它的两个寿命指标居然是它前者的近三倍,真是在骗洋鬼子!每台花1200万人民币制造出的这两种发动机公布的性能竟然如此不靠谱,到底有何用?看来,唯一的价值是为他们团队吹牛、提职称和拿奖金创造了新的条件。这两种“先进”的大推力太行发动机为什么不进行工程样机地面测试和量产定型?现在却无声无息,几千万元就这样被他们泡了汤。
   


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