航空发动机工程通论：性能与适用性剖析

本节将以典型的军、民用发动机（如美国F119 发动机、俄罗斯阿勒－31F 发动机、美法合作的CFM56 发动机等）为例，介绍发动机性能与适用性指标（数据来源于公开资料）。

5.4.1.1　地面静止条件稳态性能

发动机使用效能和适用性最基本的指标是发动机在地面静止条件下的稳态性能，即地面台架试验的（无飞机引气/功率提取）主要状态性能，这些状态性能可反映发动机的基础能力，而且对其试验评估可通过地面试车方便地进行。地面静止条件稳态性能主要指：海平面标准大气条件性能、海平面热天条件性能、高原条件性能等。其主要内容包括：在海平面标准大气静止条件，无飞机引气和功率提取，以及考虑典型的飞机引气和功率提取时，发动机的主要状态性能；在海平面高温天（30 ℃或其他温度）静止条件，无飞机引气和功率提取，以及考虑典型的飞机引气和功率提取时，发动机的主要状态（至少起飞状态）性能；在高原机场（4 000 m 以上）条件、常用温度下，考虑典型的飞机引气和功率提取时，发动机的主要状态（至少起飞状态）性能。

发动机主要状态通常应包括：最大状态、中间状态、最大连续状态、慢车状态，以及飞机巡航时发动机使用状态（如0.75 最大连续或巡航状态）、飞机爬升时发动机使用状态（如爬升状态）和飞机着陆时发动机使用状态（如飞行慢车状态）。对于带加力的发动机，还应规定最小加力状态的性能，有时也可规定起飞状态，通常战斗机发动机起飞状态应不限于最大状态，还应包含中间状态及加力状态。

涡扇发动机主要状态性能规定推力和耗油率指标。发动机推力指标应规定最小值（发动机全寿命期或翻修寿命期内），其中最小加力状态、慢车状态按最大值规定；耗油率指标规定最大值（发动机全寿命期或翻修寿命期内），慢车状态规定耗油量。

对于带矢量喷管的发动机，上述性能（包括5.4.1.2 提到的空中飞行性能）应是发动机带矢量喷管（中立状态）的性能；对于带S 弯喷管的发动机，上述性能应是发动机带S 弯喷管的性能。否则，喷管的性能损失应由明确的飞机设计部门考虑。此外，还应规定在最大、中间、最大连续等典型状态下，喷管最大偏转角时，绕发动机质心的偏转力矩（发动机全寿命期或翻修寿命期内最低值）。

为满足飞机地面滑行、起飞的需要（包括高温天起飞、高原起飞），还需规定发动机在地面装机条件（有飞机引气/功率提取）下的主要状态性能，且至少包括海平面、高原和高温条件的性能。（注：装机条件下飞机进气道的损失影响通常由飞机研制方考虑。）

为满足飞机的使用需求，要考虑飞机系统引气和功率提取对发动机性能的影响。根据发动机验证机试车结果和发动机性能计算结果确定发动机性能指标时，一方面要留有一定裕量，另一方面还要考虑到发动机使用到全寿命或翻修寿命时的性能衰减量（通常可按3%～5%考虑）。

对于发动机的最大连续状态性能，还要考虑到发动机全寿命期内无限制使用的结构完整性约束条件。对于发动机的慢车推力，需考虑飞机着陆和滑行速度要求、最低的飞机环控系统引气要求、发动机推力瞬变时的稳定性和加速时间要求、最小功率提取要求等因素，根据GJB 241《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》的规定，一般应不超过中间推力的5%。

1）CFM56－5B1 发动机，在海平面标准大气条件下的部分主要指标：

①海平面起飞推力：13 345 daN；

②海平面最大连续推力：12 940 daN。

2）АЛ－31Ф 发动机，在海平面标准大气条件下的部分主要指标：

①海平面最大推力（加力）：12 258 daN；

②海平面中间推力（不加力时最大）：7 620 daN。

5.4.1.2　高度-速度特性

为衡量发动机是否满足飞机空中飞行性能需求，需规定发动机在空中飞行条件下的主要状态性能，包括有、无飞机引气/功率提取的性能。高度－速度特性应包括高空特性、中空特性和低空特性等。

应明确在不同高度、不同马赫数的标准大气条件下，无飞机引气和功率提取，以及考虑典型的飞机引气和功率提取时，发动机的主要状态性能（推力和耗油率，慢车按耗油量），其中巡航状态规定在给定巡航高度、巡航速度下，推力不低于规定值条件下耗油率的最大值。

典型的高度、马赫数条件，应覆盖高空、中空、低空范围，通常应包括：升限高度、高空巡航速度、高空空战速度、高空大马赫数，中空巡航速度、中空空战速度、中空爬升速度、中空大表速，低空突防速度、低空爬升速度、低空大表速等。

根据需要，还可规定出非标准大气条件下，有（和无）飞机引气和功率提取条件下，发动机的高度－速度特性。对飞机使用需求，要考虑飞机系统引气和功率提取对发动机性能的影响。

根据发动机验证机试车结果和发动机性能计算结果确定发动机性能指标时，一方面要留有一定裕量，另一方面还要考虑到发动机使用到全寿命或翻修寿命时的性能衰减量（通常可按3%～5%考虑）。

CFM56－5B1 发动机的空中巡航点规定为高度 10 668 m（30 000 ft）、马赫数 0.8，主要指标有：

最大爬升推力：2 859 daN；

最大巡航推力：2 600 daN；

巡航耗油率：0.611 kg/（daN·h）。

5.4.1.3　性能保持

发动机在实际使用中，由于磨损、腐蚀、损伤和故障等，其性能会不断衰退，如果衰退过快，会严重影响发动机在寿命后期的性能，包括起飞滑跑距离、载荷能力、作战半径（航程）等。为满足发动机全寿命期使用需要，需规定发动机在寿命期内的性能保持要求。性能保持能力主要包括地面性能保持能力和空中性能保持能力。

性能保持通常指发动机在全寿命期（或翻修期）内性能随使用时间衰减后仍能满足需求的能力，有时也将发动机起飞推力的温度保持能力纳入性能保持的范畴。

发动机性能保持能力既包括地面性能保持能力，也包括空中性能保持能力，可结合上述地面静止条件性能和高度速度特性一并提出，也可单独提出。

关于发动机起飞推力的温度保持能力需求，通常可规定发动机地面静止条件起飞推力/功率保持到进口大气35 ℃（或30 ℃）。

CFM56－5B1 发动机的性能保持能力是：起飞推力保持到大气温度30 ℃，最大连续推力保持到大气温度25 ℃。

当然，也有的型号发动机推力保持能力会较差，有的型号在高原高温时推力衰减较大，严重影响使用性能。

关于发动机寿命期内性能保持能力需求，鉴于上述地面静止条件性能和高度速度特性中已明确为发动机在全寿命期（或翻修寿命期）内最低的性能要求（推力最低值和耗油率最高值），允许不再额外提出性能保持要求。但为满足新发动机交付验收性能评价需要，可再规定性能保持要求。发动机寿命期内性能保持要求可按以下三种方式之一规定：

1）分别规定新发动机出厂时性能和发动机使用到规定寿命期末的性能（其中寿命期末的性能不低于规定指标）；

2）分别规定新发动机出厂时的温度裕度和发动机使用到规定寿命期末的温度裕度（其中寿命期末的温度裕度不低于0 ℃）；

3）在达到一个热件寿命期（或翻修期）时，发动机在相同的初始最大/中间推力值（或最大/中间推力满足规定指标）条件下，耗油率不超过初始值的百分比。

5.4.1.4　工作包线

飞机和发动机在空中只能在有限飞行包线内工作，飞行（工作）包线以“高度－马赫数”坐标图和“进气压力－进气温度”坐标图的形式给出，如图5－6 和图5－7 所示。

图5-6　发动机起动和工作极限

A—最大起动高度；B—由起动机辅助起动的最小马赫数；C—无飞机功率提取、无飞机系统引气、无起动机辅助起动的最小马赫数；D—最大飞机功率提取、无飞机系统引气、无起动机辅助起动的最小马赫数；E—无飞机功率提取、最大飞机系统引气、无起动机辅助起动的最小马赫数；F—最大飞机功率提取、最大飞机系统引气、无起动机辅助起动的最小马赫数；G—带引气起动的最大马赫数；H—工作包线

图5-7　估计的发动机工作极限

因此，需要清晰地规定发动机所能可靠工作的包线范围（包含最小表速、最大表速、最大马赫数、最大高度等），不仅要规定标准大气条件下的工作范围极限，还应规定非标准大气（最低温度、最高温度）条件下的工作范围极限。此外，对于带加力的发动机，要明确加力接通工作范围、加力切断及稳定工作范围。对于带推力矢量或反推力的发动机，要明确推力矢量或反推力的使用范围。

发动机工作包线的确定是根据飞机的飞行包线需求，以及发动机气动、热力与机械限制来确定的，发动机工作包线要大于飞机的飞行包线，并且要留有一定的裕度。最大工作高度要考虑到飞机静升限和动升限飞行的需要。

根据发动机加力燃烧室特性确定加力工作范围，通常加力稳定与切断的范围应宽于加力接通范围，并应覆盖飞机整个飞行包线。在加力接通范围内，应允许从任意状态接通加力。

АЛ－31Ф 发动机的部分包线如下：

最大飞行马赫数：大于2.35；

最大飞行表速：1 400 km/h；

实用升限：大于18 km。

5.4.1.5　稳定性

发动机工作时其参数稳定是相对的，不稳定是绝对的，即使在所谓的稳定工作状态下也会有工作参数的小幅度波动。在工作状态变换过程中，工作参数会发生大幅度的波动，人们称之为非稳定工作状态或过渡状态。发动机工作稳定性要求包括稳态推力波动、过渡态稳定性、推力偏转过程稳定性（推力矢量型发动机）等。

1）对于稳态推力波动，通常需规定发动机在整个工作包线范围内，在稳定状态工作时推力波动的最大限制值（以百分比表示）。

2）对于过渡态稳定性，需要求发动机从一个工作状态到另一个工作状态（包括油门手柄快速移动期间）的过渡过程中应能满意地工作，无不稳定工作、失速、喘振、熄火或加力燃烧不稳定、加力熄火等现象。

3）对于推力矢量型发动机，在规定的使用范围内，发动机的推力换向工作状态及其过渡过程中应满意地工作。在提供飞机系统引气和功率分出时，不需要调整油门手柄即可使发动机保持稳定并正常工作。

发动机稳定性的定量要求，主要是结合飞机飞行控制的需求，参考GJB 241《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》进行确定。GJB 241 规定，在发动机整个工作包线范围内，慢车与最大连续状态之间，发动机在稳定状态工作时的推力波动值应不超过最大连续状态推力的1%，或者不超过当前状态可用推力的5%（两者取较小的）；在最大连续以上的工作状态，其推力波动值应不超过当前状态可用推力的1%。

5.4.1.6　推力瞬变（加减速性）

为了使飞机能够迅速改变飞行状态，在飞行中首先要能快速改变发动机的工作状态，这就提出了推力瞬变要求。典型的例子是飞机着陆失败，需要迅速加速到最大推力复飞，否则就会产生机毁人亡的后果；战斗机发射导弹攻击敌方后，也要迅速用最大速度脱离（逃逸）。

因此，需规定在地面、空中发动机不同工作状态之间的转换时间，比如从慢车状态到中间状态、慢车状态到最大状态、中间状态到最大状态的加速时间，以及慢车状态到最大反推力状态、最大状态到最大反推力状态、最大反推力状态到中间状态的时间等。需要时还要规定从最大状态到中间状态、最大状态到慢车状态、中间状态到慢车状态的减速时间。

上述指标主要是依靠飞机使用需要通过计算得到，也可参考GJB 241《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、CCAR33《航空发动机适航规定》确定发动机推力瞬变要求。例如某客机根据适航安全要求，计算确定从着陆失败到飞机达到最大推力加速最多不能超过8 s 时间，扣除飞行员判断时间1 s、油门手柄动作时间1 s，规定发动机从着陆慢车到最大状态的加速性为不大于6 s。

5.4.1.7　风车运转

发动机是复杂的旋转机械，飞行中遇有意外故障可能发生空中停车情况。发动机停车后，由于气流作用会持续保持低转速运转，此时由于发动机无法提供足够的润滑，可能诱发更大的故障。因此，需要对发动机风车运转条件下的性能提出要求，保证安全可靠。

定性要求：在整个工作包线范围内，发动机应能持续风车状态工作而不损坏发动机、不引起滑油过量消耗及不影响发动机空中再起动和起动后的正常工作能力。

定量要求：必要时，规定出发动机在滑油消耗完后，风车状态的最低持续运转时间。

对于配装单发飞机的发动机，可根据飞机从实用升限高度无动力下滑至地面的计算时间来确定滑油消耗完后风车运转的最低持续时间要求。对于配装多发飞机，且无转子锁定装置的发动机，可根据飞机一发停车后的最长允许飞行时间来确定滑油消耗完后风车运转的最低持续时间要求。对于军用发动机，其典型要求是滑油消耗完后风车运转最低持续时间为1 h。

5.4.1.8　反推力/推力矢量

飞机着陆后、飞机机动飞行中和飞机刹车和倒退中，为使飞机速度慢下来，可能需要反推力装置。反推力系统主要用于装有大型涡扇或涡喷发动机的飞机着陆后制动，以及起飞滑跑过程中的紧急终止起飞。

推力矢量具有提升作战飞机性能，改善飞机操纵品质的特点，特别是在飞机速度较低、气动舵面操纵效率较低的情况下能够帮助飞机改变姿态。先进战斗机大多加装了推力矢量装置。

对于带反推力的发动机，需要规定出反推力工作范围，反推力装置打开和关闭时间。

对于带推力矢量的发动机，需要规定出推力矢量工作范围，矢量喷管的偏转速率、最大偏转角以及应急回中要求。

上述指标的确定主要是根据飞机使用需求，参照GJB 241 等标准确定反推力或推力矢量的相关要求。GJB 241 规定，在发动机所有油门位置和整个反推力工作范围内，反推力装置从完全关闭位置到完全打开位置的时间不大于2 s，从完全打开位置到完全关闭位置的时间不大于5 s。

5.4.1.9　起动特性

发动机起动对飞机快速出动和空中飞行安全非常关键。

因此，需规定发动机地面起动高度范围、温度范围，空中起动的起动包线（包括惯性起动和风车起动包线）、起动方式、高度－速度范围及各项起动的起动时间等指标要求。

发动机空中起动包线的确定需根据飞机空停后的速度保持和下降率情况、飞机空中起动需求以及发动机起动过程分析，其中风车起动要以发动机达到稳定风车转速开始。最小起动表速边界要考虑飞机引气和功率提取的影响。根据GJB 241《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》的规定，空中起动应在60 s 内完成。

根据飞机使用需求确定发动机的地面最大起动高度，最好应达到4 500 m，以满足高原机场使用要求。其他国家的飞机一般没有如此高的高度要求，如俄罗斯的阿勒－31F 发动机最大起动高度为2 500 m。规定地面起动的温度范围应能覆盖平原机场和高原机场的热天最高温和冷天最低温。对冷天最低温、热天最高温，在机场温度数据不足时，可参考GJB 241A—2010 的规定：海平面的温度范围为－51～＋49 ℃。但高原机场的场温不能按空中非标大气的温度。根据公开气象资料，我国4 350 m 的邦达机场夏季最高温度可达24 ℃。同时，根据发动机起动过程来分析和确定起动时间。

5.4.1.10　引气和功率分出能力

发动机除了为飞机提供推力外，还要提供座舱、设备舱空调用气，飞机防冰用热气，以及驱动发电机、液压泵等功率设备。这些都将影响发动机的工作性能，因此需要有相应的要求。

发动机引气与功率提取要求需包括地面引气与功率提取要求、空中引气与功率提取要求，以及飞机座舱引气的污染度要求等。引气污染要求是为了保证不会危及机组人员的健康或影响他们完成任务的能力。

关于飞机系统引气需求，需明确出地面和空中飞机系统的最大引气量，包括引气温度、压力要求，以及飞机引气污染度要求。

关于功率提取需求，需明确出地面及空中的最大允许功率提取量要求，必要时还要考虑空中飞行表速范围的差异。

飞机引气量和功率提取量要根据飞机使用需求确定，并根据GJB 241《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》确定引气污染度要求。

CFM56－5B1 发动机的最大引气量，在慢车以上所有转速，可以达到2%风扇流量、10%核心机流量。资料显示CFM56－5B1 发动机地面最大空气流量428.1 kg/s，涵道比5.5，这个数据经计算，在地面最多可以提取13.83 kg/s 的空气，供应给飞机座舱空调、设备舱散热等。

5.4.1.11　抗进气畸变能力

飞机进气畸变是一个需要考虑的重要问题，若畸变过大，超过发动机承受能力，发动机会进入喘振熄火状态，影响飞行安全。进口畸变原因包括：飞机机动飞行；喷气发动机加力燃烧室加力接通，由武器发射引起的燃气吸入，来自弹射起飞系统的蒸汽吸入，水吸入，鸟吸入，来自反推力装置系统的发动机的排气吸入，垂直/矩距起落飞机工作过程中的发动机排气再吸入，以及S 形进气道出口的过度旋流。所有这些对发动机而言也可归纳为：稳态进气压力、温度或二者的任何组合变化，或随时间变化的进气压力、温度或二者的任何组合变化，即所谓的进气压力畸变或进气温度畸变或压力温度综合畸变，其中进气压力畸变是最敏感的。

需要规定出发动机能够容许的最大压力畸变度，飞机进气道出口气流在该畸变度以下时发动机应能够在全包线范围内正常工作，不发生失速、喘振、熄火或机械损伤。通常以进气压力综合畸变指数来确定畸变度。

通常要根据飞机进气道出口气流畸变度情况来确定发动机能够容许的最大压力畸变度，要考虑两者之间预留一定裕度。对于战斗机发动机，一般将最大压力综合畸变指数确定为9%左右（俄罗斯АЛ－31Ф 和РД－33 发动机的指标）。

5.4.1.12　工作姿态要求

飞机以各种姿态（如起飞、爬升、倒飞、空战机动等）飞行，会影响发动机在这些姿态下的持续可靠工作。如：在零“g”或负“g”情况下延长飞行，会导致发动机滑油系统不正常工作，如缺油、滑油从轴承腔油池或齿轮箱溢出、滑油泡沫多及封严装置漏油等。为延长倒飞工作时间，滑油系统可能需要特殊装置。

需要规定发动机能够连续满意地工作以及能够正常起动的姿态极限，包括最大上仰角、下俯角、左倾角、右倾角，发动机在负过载、零过载下连续满意地工作的时间限制值。

根据不同飞机的使用要求，姿态角度及每一姿态下工作的持续时间可以不同，应根据飞机发动机使用条件具体规定，并参照GJB 241《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》确定发动机的工作姿态要求。GJB 241 规定，发动机应在负过载条件下至少满意地工作60 s，在零过载条件下至少满意地工作30 s。

CFM56－5B1 发动机仅在负加速度情况下，允许在最小滑油压力下使用10 s。

5.4.1.13　外廓尺寸、重量、安装与接口

为适应发动机在飞机上的安装，需明确发动机的主要外廓尺寸、重量、重心，以及安装节布置等要求，应明确单个安装节失效不应导致发动机从飞机上脱开，以及发动机的干质量和交付重量（交付重量明确包含的具体附件）。可根据飞机与发动机双方协调情况，结合发动机验证机外廓尺寸与重量情况确定这些参数。

此外，还需明确发动机与飞机的机械、电气、通信等接口的相关要求。发动机使用飞机电源时，需明确发动机能够适应飞机电源供电特性，包括GJB 181 的规定以及飞机的特殊规定。使用飞机气源应能够满足发动机空气涡轮起动机起动的需要。

CFM56－5B1 发动机的包络尺寸是 2 599.7 mm×1 908 mm×2 105 mm，质量为2 454.8 kg。