美国普惠公司研发的F100军用涡扇发动机，作为世界上首批推重比达8级的发动机，自1974年起便装备于F15战斗机。然而，其高推重比的追求牺牲了可靠性与维修性，导致发动机故障频发，影响飞行任务。至1979年，故障率高达2.688次/1000EFH，迫使美国空军投入1.5亿美元补充备件。为应对，普惠公司改进F100PW100，推出更可靠的F100PW220。同时，GE公司推出F110GE100发动机，形成竞争。F110GE100的可靠性显著优于F100PW100，非计划返修率大幅降低。此外，F414发动机的试验计划更为严格，旨在提高发动机可靠性。军用和民用发动机均采用加速循环耐久试验，如PACER计划，以提前发现并解决问题，提升发动机性能和可靠性。
美国普惠公司研制的F100军用涡扇发动机是世界上投入使用最早的推重比为8这一级的发动机。它的第一个生产型号F100PW100用于F15战斗机(装2台),于1974年11月开始装备美国空军。与F100PW100型(简称100型)推力相等的另一型号F100-PW-200(简称200型)用于F16(装1台),F16于1987年底开始装备美国空军,估计到2010年,F-15与F-16仍将是美国空军的主力飞机。
F100-PW-100发动机在发展中,始终追求高的性能———高的推重比,相对地忽视了发动机的可靠性与维修性。因而在使用中带来比较大的问题,即发动机工作可靠性差,大大影响了飞机的正常使用。
到1979年4月约五年时间内,外场使用的发动机已有1100余台,累计工作时间约为二十五万飞行小时,却出现了大量故障,其中:风扇失速/悬挂失速47次,故障率为2.18次/1000EFH,涡轮工作叶片、静子叶片损坏47次,故障率为0.188次/1000EFH,主煤油泵故障60次,故障率为0.20次/1000EFH,加力燃油泵轴承故障10次,4号主轴承故障8次,以上各种故障综合后的故障率为2.688次/1000EFH;另外,它的电调装置可靠性也不高,平均故障间隔时间仅为150EFH。
由于出现的故障太多,造成当年美国空军缺少90~100台F100发动机,补充备件需耗费约1.5亿美元,使F15战斗机大量“趴地”,成为当时困扰美国空军的最棘手问题之一。美国空军不得不让GE公司利用用于B1轰炸机的F101发动机的核心机,发展一种用于F15、F16与F100相竞争的发动机,即F110GE100发动机,形成了由两家发动机公司同时为F15与F16提供推力相当,但型号不同的发动机的局面,一直沿用至今。
当出现两种型号发动机为F15与F16采用的竞争局面后,普惠公司深感F100PW100可靠性不高带来的后患,于是,下决心进行改进。改进的途径是牺牲性能即降低推重比来提高可靠性。也即在保持原来发动机推力不变的前提下,将易出故障的零组件进行加强,使发动机重量略有增加来达到可靠性提高的目的,于是发展了推重比为7.4、可靠性较高的F100PW220发动机,该发动机于1986年投入使用。
为考核F100PW220的可靠性与耐久性,在原来试验的基础上,补充进行了三种试验,即:4000TAC循环的加速任务试验(AMT),高Ma下的耐久性试验与高周疲劳试验。参见“F100PW220———F100PW100的提高可靠性改型”。
F100PW220在通过这三种考核试验后,表明它在可靠性与耐久性方面均较100型有大幅度的提高,而且在外场不需对发动机的调节系统进行调节(因为它的FADEC具有自调特性),还取消了对移动油门杆的一些限制。
F110GE100发动机试验情况
F110GE100是GE公司在它为B1轰炸机研制的F101的基础上衍生发展的,用于美国空军F16C/D与F15E等战斗机。在衍生改进中,先研制出一种称为F101用于战斗机的衍生型发动机,即F101DFE,然后再发展成F110的。在发展中,采用了类似于F100PW220的试验,即采用加速任务试验。表2中列出F110与F101DFE试车时数与循环数。
表2、F101DFE与F110发动机试验情况统计由表2可见,F110加速任务循环积累的时数多于F100PW220的,它的11285TAC循环,按每年工作250h与每小时相当2TAC循环计,相当外场工作22年。
根据投入使用后2.5年的时间看,F110的可靠性远比F100PW100的好,例如,非计划返修率,F16上用的F110发动机为2.8次/1000EFH,而F100发动机为16.9次/1000EFH;用于F15C/D的F100发动机为6.0次/1000EFH。
F414发动机试验情况
F414发动机是美国GE公司为满足美国海军对F/A18战斗/攻击机进行性能改进,发展最新型号F/A18E/F的要求,在F404与F412的基础上发展的一种新型号发动机。与F404发动机相比,F414的推力增加了35%,推重比由F404的7.5加大到9.0。
F/A18E/F战斗/攻击机于2001年进入服役,它是美国在20世纪末投产的唯一新型战斗机。为了尽量减少F414投产后的更改设计,提高可靠性,也为了减少费用和风险,GE公司与美国海军为F414安排了一个广泛的试验计划。这个计划与F100PW220的试验项目,又有较大的改进与发展,代表了20世纪90年代军用发动机的试验计划。
该试验计划中,包括全尺寸的部件试验与整台发动机试验。具体内容有:全尺寸部件试验,首台发动机试车(FETT,FirstEngineToTest),首飞前定型试车(PFQ,PreliminaryFlightQualification),首飞及飞行试验,小批量投产定型试车(LPQ,LimitedProductionQualification)及大批量投产定型试车(FPQ,FulProductionQualification)。
FETT前的全尺寸部件试验是减少风险的关键措施。由于高压涡轮是在F412相应部件基础上发展起来的,其性能已在F412试车中得到验证。因而在F414部件试验中未试验。除高压涡轮部件外,F414的全尺寸部件试验包括了风扇、高压压气机、燃烧室、低压涡轮、加力燃烧室和可调喷口。
在F414的整机试验计划中,地面试车用14台发动机(另有10台备份发动机),飞行试验用21台发动机(7架飞机)。首飞前试车累积时间6523h,总的地面试车时间达到10164h。虽然这个计划与1977年开始的F404GE400的试车计划有些相似(F404地面试车用14台发动机,10台备用发动机,总试车时数为9532h),但在实质上却有较大差别。
首先,F404试车计划是按MILE5007D的规定安排的,即只有飞行前评定试验(PFRT,PreliminaryFlightRatingTest)与合格鉴定试验(QT,QualificationTest)两项,而F414有前述的PFQ、LPQ、FPQ三项。F404从FETT到QT完成花了约2.5年时间,而F414到完成PFQ将用5年时间(即由1993年起到1997年底)。其次,F404的持久试车进行了PFRT中的60h与QT中的2台每台两个150h,共660h。而F414持久性鉴定试车的苛刻度则大大提高,即在有进气畸变条件下进行300h加速模拟任务持久试车(ASMET,AcceleratedSimulatedMissionEnduranceTest),试车前后还要进行45h的高周疲劳上下“台阶”试车。
需要指出的是,ASMET与MILE5007D中PFRT的60h持久试车与QT的两个150h持久试车的试车程序完全不同,前者比后者要复杂与苛刻得多。第三,官方进行的LPQ试车已从300h(即QT的两个150h)增加到1000h,而且在它的前后还要进行上下台阶试车。官方的FPQ试车也是1000h,且试车的发动机热端部件需用经过LPQ试车后的零件。1000h的ASMET试验,相当4000TAC循环的ASMET。
F414试验计划中的分阶段与试验内容基本是按MILE005007F(AS)规范的规定进行的,但比它的要求还要严格些。MILE005007F(AS)是美国海军在MILE5007D的基础上修订的《航空涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机通用规范》,于1988年1月1日颁布实施的。
在MILE005007F(AS)中,PFQ中的持久试车是60h的加速模拟任务持久试车ASMET,在其前后还要进行上下台阶高周疲劳/推力瞬变试车各5h时;LPQ阶段中进行两种持久性试车,一种是300h的ASMET持久性验证试验DPT,其前后各进行上下台阶高周疲劳/推力瞬变试车各25h;另一种是1000h的ASMET试车。在FPQ阶段进行1000h的ASMET。
显然,与前述的MILE5007D中规定的PFRT、QT两个阶段及其试验内容来比,新的规范要严格得多,反映在试验内容与条件上也大为不同,试验时间也长得多。但是,由前述的F414试车计划看,F414的考核内容与时间,比新规范的规定还要多,其目的就是要在发动机发展试验中,严格考验发动机,尽早暴露一些可能存在的缺陷,达到提高可靠性的目的。
定型后加速循环耐久试验
发动机在定型或取得适航管理当局例如美国FAA颁发的适航证后,试验工作特别是加速循环的试验仍不停止,以进一步暴露发动机中隐藏的问题,进行改进,提高发动机的可靠性。
例如,普惠公司推行的“定型后加速循环耐久试验”(PACER,PostCertificationAcceleratedCyclicEnduranceRunning),国际航空公司(IAE)的“领先于机群”(LeadtheFleet)计划均属于此类试验。这种试验虽然称为定型后的试验,实际上为了更快更早地发现问题,有些发动机在研制中,在定型前就采用专门的发动机进行此项试验。
例如CF6发动机在投入航线营运前的1.5年已开始执行此项试验计划,到该发动机正式投入航线营运时,已积累了3600多个循环,相当一台发动机正常航班运行2年的服役期,该计划要完成20000个循环。JT9D7R4的PACER要进行19000个循环,每个循环相当1~5个航班循环。
IAE的V2500发动机于1989年5月投入营运,在它的发展计划中,安排了“领先机群”的试验计划,该计划于1990年中开始执行,用1台发动机在德国的MTU公司试车台上,完成了9200次模拟飞行试车,也即在地面上模拟飞行条件进行试车,超前于使用发动机的服役期,9200个模拟飞行任务相当于提前于机群使用的三年。试验后分解检查,在30000件零件中,只有15件零件需更换。
根据试验结果,对这些需要更换的零件进行分析,修改了设计。换上修改的零件重新装配后再继续进行“领先机群”的试验,预计要累积14000次飞行,以提前于使用使发动机暴露问题,并予以解决,避免在航线使用中出现问题,以提高发动机可靠性。
PW4000发动机在研制中,提出的PACER计划,规定了它的任务或目的是:(1)在使用发动机前积累循环数;(2)先于使用,发现并解决出现的问题;(3)在涡轮上限温度下试验,加大试验的苛刻度;(4)在含盐大气中试验,考验发动机零件的耐盐腐蚀性能。
PW4000于1987年6月20日投入航线营运,同月开始了PACER试验,到1989年5月,有8台发动机参与PACER的试验,通过PACER试验,暴露了一些问题,经过分析后相应地采取了一些改进措施。
GE公司在发展GE90的衍生型GE90115B时,也采用类似的定型后加速循环耐久试验,他们称之为“GE90115B成熟化试车计划”,该计划始于2003年年中,为期四年,将使用3台发动机,领先于机群发动机模拟并评估发动机在航线使用20年的情况,便于及早发现可能在航线使用中出现的问题,并及时采取相应措施,提高发动机的可靠性与维修性(参见“GE90发动机的发展与设计特点”)。
军用发动机中,同样也采用了类似的试验,例如F100PW220发动机于1986年7月装备部队投入使用,但它的PACER试验于1985年已开始进行,到1987年8月完成了8000个循环。
F110-GE-100安排了10项PACER计划,以便先于外场使用暴露问题。
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