最新国产发动机的远亲，堪称最可靠的涡扇发动机，也照样出过重大故障_风闻

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前些日子，歼10C换装最新国产涡扇发动机的照片现身网络，可喜可贺，这说明国产涡扇发动机在可靠性方面已经能够满足单发第三代战斗机的要求，对于中国的航空发动机行业来讲是一个重要的里程碑。借此良机，也蹭蹭热度，唠唠它的一个远亲，通用电气（GE）F404涡扇发动机的故事。

国产最新涡扇发动机装上歼十C

1.源头

F404的前身是GE在70年代初开始发展的YJ101涡扇发动机，但YJ101的历史又要向上追溯到GE的核心机体系了。

20世纪50年代后期，受“重导弹轻飞机”高层决策思想和“涡轮发动机技术已经成熟，已经没有多少事情可做”论调的影响，美国军方不重视战斗机/发动机的技术研究和产品研制工作，其技术水平和产品发展速度明显落后于前苏联。

不过没多久，美国国防部和空军便意识到自己在犯傻：发动机研制时间比战斗机的要长得多，如果想实现战斗机与发动机同步使用，就必须提前着手研究发动机技术，为此美国于1959年开始投资实施轻量级燃气发生器（LWGG）研究计划，1963年投资实施先进涡轮发动机燃气发生器（ATEGG）研究计划，1967年实施飞机推进系统集成（APSI）计划。正是在这些计划推动下普惠（PW）和GE开发和验证了一系列核心机及发动机验证机，为20世纪70、80年代的F100、F404、F101等发动机的研制成功打下了坚实的基础。

中间那几个黄颜色的部件就是核心机

简单介绍一下核心机：核心机是指高压压气机、燃烧室、高压涡轮这三个部件构成的原型喷气系统。一套完整的发动机系统没有核心机是肯定玩不转的，而去掉其它部件比如风扇、加力燃烧室什么的仍旧可以作为发动机来使用。核心机的性能直接决定了发动机的性能。所以，核心机是现代喷气发动机的关键。

单说GE，该公司在1961年研究了海军舰载战斗机的要求和对其它9种可能发展的军用飞机综合考虑后，确定了GE1核心机的性能和尺寸。GE1的空气流量为35kg／s，压比11，有14级压气机，涡轮前温度1366K，最大直径610mm，推力2225daN，转速13000r/min，在这个基础上保持外径不变，不断改进。第一个改进方案叫GE1A，1968年又改出了一个方案叫GE1B，1970年设计了第四个方案GE1／10，在同样的压比下，级数减少了一半，燃烧长度缩短了40％，涡轮前燃气温度提高了400K。后来又诞生了第五个方案GE9。F101涡扇发动机的核心机便是源于GE9，之后又F101的核心机又用于CFM56发动机，这就和最近的国产涡扇发动机有了渊源了。

从P530到YF17再到F/A18

也是天缘凑巧，60年代中期诺斯罗普正在基于F5E开发新的轻型战斗机N300，希望老伙计能提供J85，GE研究了一番，提议采用推力更大的新发动机，诺斯罗普欣然采纳。后来N300演化为P530，又继续演化为P600。发动机型号也从GE15变为YJ101。

**2.**前身

YJ101采用了GE9核心机。在设计YJ101时，GE给它确定的目标是：

工作循环合适，使性能、推重比、采购和使用成本及风险相互均衡。

发动机在主要作战区域安装性能最佳。

包线内无失速喘振，特别是在剧烈机动时。

包线内能加力点火和工作

结构便于安装和维护

采购和全寿命期费用低

可以看出，GE在YJ101的发展过程中并没有单纯追求性能上的亮丽数字，而是希望能尽可能照顾到性能、可维护性、可靠性、使用成本等诸多指标，这为后来F404的发展打下了良好的基础。

配装YJ101的YF17

在设计原则上，GE为减少计划的风险采取了一些指导原则，包括采用的新技术必须是经过验证的，性能要与合理的费用协调一致。某些情况下为了保持发动机结构简单就不可避免地要降低性能。考虑到高空高速飞行，所以后来选择的工作方式还是小涵道比涡扇发动机，更接近于涡喷发动机，这很有利于战斗机的加力起飞和作战。因为根据越南空战的经验大量战斗是在亚音速区进行的，所以YJ101是按照亚音速空战的最大推力状态优化的。在耗油率上就进行了折中：即牺牲一部分巡航耗油率，使格斗状态的耗油率低一点。

YJ101包括3级风扇、7级高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、加力燃烧室和喷管。低压涡轮驱动风扇，高压压气机由高压涡轮驱动。加力燃烧室是简单的单级结构。喷管是面积可变的收敛扩散喷管。发动机控制系统是常规的液压机械系统，有电气调整机构。

因为核心机已经有现成的了，YJ101只要确定风扇和低压涡轮的参数即可，但这也直接影响发动机成本及重量。GE选择了比较激进的3级风扇，这可以大大降低重量和费用，但要冒一定的技术风险。而在设计驱动风扇的低压涡轮时，GE没有用两级涡轮，而是选择了性能略低但可以保证重量、费用和可维护性的单级涡轮。这两项决策都简化了发动机结构，降低了费用。

俯瞰YF17

YJ101于1970年开始研制，1971年美国空军决定支持该计划。转过年来，双喜临门：YJ101于年初完成样机，7月即开始试验；诺斯罗普的YF17（即P600）又纳入美国空军的轻型战斗机计划（LWF），YJ101身份更加显贵。1973年12月已完成飞行前合格试验。这期间进行了950小时试验，其中近100小时在阿诺德工程发展中心（AEDC）的高空台进行鉴定。总计使用了4台发动机和一台核心机。与过去的发动机计划比较，总时数不到1000小时完成原型机飞行前合格试验（PFRT）是相当少见的。以前的PFRT一般要积累3000小时工厂试验后才能达到。

**3.**正身

1975年5月2日．美国海军正式宣布将在YF-17验证机基础上研发一种新的舰载战斗机以辅助F14完成舰队防空并替代A4、A7等舰载轻型攻击机。后来名满天下的F/A-18“大黄蜂”舰载机就此正式开始研制。当然了，YJ101也得以继续发展。这名份既然有了，那个代表试验的字母Y也就消失了：新发动机的名称改为F404。当年11月，GE得到了F404发动机的研制合同。

YF17与F/A18

YJ101变为F404，最要紧的是把发动机推力从15000磅级（6800公斤）提升到16000磅级（7260公斤）。GE用了两招：增大风扇直径，以及将空气流量从130磅/秒（58.97公斤/秒）增加到140磅/秒（63.5公斤/秒）来实现。既然风扇大了，带动它的低压涡轮也得变大；空气流量大了，加力燃烧室和喷管也得相应加粗。另外，舰载机着舰瞬间对推力要求高，对发动机加速性要求更苛刻：从慢车向中等推力状态过渡要在4秒钟内完成，而不是岸基飞机通常要求的5秒钟。

在F404研制之际，PW为美国空军研制的F100-PW-100因过度强调性能而忽视可靠性和维修性，在使用中屡出事故：据二等人统计，到1979年4月，1100台F100发动机积累的25万个发动机小时中出现了547次喘振失速，严重影响了作战和使用。所以，美国海军在F404发展计划的重点要求就是改善发动机耐久性，并通过改进可靠性和维护性大大提升机群的战备完好率。一等人对F404诸多要求按照优先级从高到低排列如下：

作战适用性>可靠性>维护性>成本>性能>重量

可见，有二等人在前面壮烈挖坑和填坑，一等人对发动机的适用性看得最重，可靠性次之。而之前很重视的推重比之类的数据排到了最后，其重要性甚至还不如控制成本。

在结构设计选材方面，F404力求简单：低压风扇和压气机第一二级这些冷端部件尽量选用比强度较高的钛合金，高温高压区则大多选用高温台金INCO718，HastalloyX、Rene125和Rene80。

F404剖视图

高压区的封严采用封严盘式篦齿封严结构，这不仅可以提高封严效率，同时也能最大限度地减少封严处磨损。

风扇是3级可调静子和盘-鼓-轴式简支转子结构，再配上风扇进口承力框结构，加强了风扇的结构强度、刚性，也比较能扛住外物打伤。风扇盘缘的凸块还设计了减重盲孔，以减少风扇转子轮缘的离心载荷。

高压压气机采用了整体式转子和环向燕尾形榫槽结构，这样可以减小转子应力集中，提高轮缘的承载能力和延长结构寿命。

外涵壳体采用类似飞机机身的半硬壳式结构，这招对于减重、抗振和抗外压失稳都有效果，可谓一举多得。

必须指出，F404是首次按照美国军标MIL-E-5007D要求研制的军用发动机。1969年二等人针对GE正在为其B1战略轰炸机研制的F101涡扇发动机制定了涡轮发动机结构完整性大纲(ENSIP)。这是一项以大大提高使用期结构耐久性、确保发动机结构安全、降低寿命期费用为目标进行燃气涡轮发动机结构设计、分折、研制、生产和寿命管理的方法。要知道，这份大纲在现代军用发动机发展史上具有里程碑意义，其它国家后来基本都沿袭了这份大纲来指导自己的发动机研制工作。MIL-E-5007D虽然由一等人制定，但其中的大部分结构设计和试验要求都是从这个大纲演变而来的。F404的规范是按一等人要求，对MIL-E-5007D中的一些具体要求进行了裁剪后，经GE和一等人多次协商制定的。其实有些项目是降低了MIL-E-5007D的要求，但也没有影响F404的质量。

F404成品

鉴于研制F404时，PW毛病百出的F100已经用在二等人的F15A上，一等人对F15A“车间皇后”雅号已经有所耳闻。因此，在F404的研制上，一等人为了避免重蹈F100着急赶工大量取消试验导致最终跑冒漏滴的覆辙，根据MIL-E-5007D的要求，对发动机试验极为重视。

为此，GE为F404的地面和飞行试验建立了比之前更科学的预测飞行任务剖面和使用要求。除了试飞前合格试车和型号合格试车外，还在部件和整机上进行了1300小时的低周疲劳试验。这是一种循环耐久试验，循环至少包含启动、加速到慢车、慢车运转、加速到最大状态、减速和关车组成。对热端部件，GE进行了2000个循环试验，对冷端部件则是4000个循环。另外，在两年间，还进行了三次750小时的模拟任务耐久试车（SMET）。这种试车主要是用以评估实际飞行任务剖面的使用效果。实际剖面以海军提供的9种飞行任务剖面说明书为基础形成，包括了大约79000次油门变化。其中第三次SMET是用一台刚组装完毕的生产型发动机进行的。

另外，GE还进行了加速任务试车（AMT），以便更充分地评价耐久性。据称1200小时的AMT相当于约4000小时的SMET。其目的是更迅速地评价受热力循环和最大状态持续时间影响的部件。

试车中的F404

据统计，从F/A18首次飞行的1978年11月到1981年服役，用了11架F/A18飞行了4000小时（8000个发动机小时）。其中1500小时专门针对发动机。

F404扎实的可靠性设计与试验带来了丰硕的成果：喘振裕度达到25%，

这样大的裕度在战斗机的飞行包线内已经可以实现无忧操作。与GE之前研制的同一推力级的著名涡喷发动机J79（F-4“鬼怪”战斗机动力）相比较，F404压气机和涡轮级共减少8级，推重比从4.7提高到7.4，零部件数量减少7700个，下降三分之一，而可靠性为J79的4倍左右。其平均无故障时间的指标是57小时，而实际外场保障的统计值达到84小时。堪称最为可靠的第三代军用航空发动机。

**4.**问题

F/A 18于1978年11月首飞到1986年初，F404发动机已累计安全飞行达100万小时。但是，即便如此，F404也一样经历过重大故障。

着舰中的F/A18C

1987年11月美国五角大楼宣布,在1987年一年内,美国海军损失的9架F/A18战斗/攻击机中,有4架是由于F404发动机钛着火造成的。

由于F404发动机的高压压气机前几级转子和机匣均采用钛合金制造,当发动机长期工作以后,压气机叶片受到外来物的冲刷磨蚀,叶型发生了变化,改变了它原有的自然振动频率,在发动机某些工况下,引发第1、3级转子叶片折断。

折断后的断片卡在转子叶尖与机匣之间,随着转子旋转而在机匣内摩擦,产生大量的摩擦热,引起钛合金自燃着火。着火后,很快将叶片烧坏,机匣烧穿。火焰继续外窜,烧穿外涵的机匣及发动机短舱,烧坏飞机其他系统的设备,最终导致飞机失事。归根结底是选材不当。因为F404的高压压气机前几级工作叶片与机匣均为钛合金，内涵道流路中的空气温度、压力都很高，分别达到300 ℃及0.35 MPa以上。在这种条件下,一旦工作叶片或其断片与机匣相碰磨时，极易引起钛机匣着火，且火势发展极快。

F404着火事故发生后，GE采取了一系列措施。首先对转子叶片加强和调频。GE修改了第1、3级转子叶片的设计，并将可调静子的操纵臂调整，避免在使用时间很长以后出现共振导致叶片振裂。另外，作为临时措施，在钛合金外涵机匣内加一特种氟橡胶衬套以防火焰烧穿机匣。不过，制本的办法是把钛制压气机机匣改用 M152合金钢。但是这样一来重量就上去了，所以又采取另一措施减重，办法就是把外涵机匣由钛合金改为 PMR-15复合材料。PMR-15是一等人资助下花了好几年时间才发展出来的，防火能力很好。改了新材料后,发动机重量仅增加了0.454kg。这样，才最终解决了钛火问题。与F404核心机结构相同的 CFM56 发动机后来也将高压压气机机匣的材料由钛合金改为 M152合金钢。

5.结论

F404/YJ101的研制过程体现了严谨科学的工作态度，造就了可靠性与可维护性空前的一代名机。由于卓有成效地运用了发动机结构完整性大纲作为研制工程的指导，研制团队在性能与适用性之间做出了正确的选择与合理的折中。在YJ101的研制中，GE的团队就已经比较均衡地全面考虑了性能、成本与成熟度。在后续的开发过程中，美国海军坚持落实军标MIL-E-5007D的思想进一步巩固与扩大了F404在适用性与可靠性方面的优势，这才造就了F404后来在运行维护过程中的惊人记录。但是，即便如此，在一百万飞行小时后，F404也仍旧经历了压气机钛合金机匣起火的重大挫折。充分说明现代航空发动机的研制与改进是一个漫长而艰难的过程，唯有长期持续地投入人力与资金，不懈地探索相关技术与理论才能保持发动机产品的高质量。