为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要，俄罗斯的克里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机，特别突出了高度、速度特性。由于米格-29战斗机是一种轻型前线歼击机，因此RD-33发动机的最大直径受到限制，空气流量只有76公斤/秒，涵道比0.48，因此加力推力只有81.4千牛，与美国的主要发动机相比推力低一些，但在总体性能上却毫不逊色。首先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大量采用铁合金，明显减少发动机重量，因此推重比达到7.8。为提高涡轮前温度，RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金盘，单级低压涡轮采用了对流冷却叶片，从而在起飞状态达到154OK，在高速飞行状态可达到169OK，这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作瘟度。其次是稳定工作性能好。为保证工作稳定性，RD-33发动机在第1级风扇采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态，在第4级静子叶片采用双排串列式叶栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片，能够根据不同工作状态改变叶片工作角度，第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计，RD-33发动机的工作非常稳定，可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力，从而满足米格29战斗机的机动性要求。
作为苏-27系列战斗机的动力装置，AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到之处。AL31F发动机在设计上突出了推重比指标，为此留里卡设计局在结构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求较高推重比的研制过程中，该发动机分别从空气流量和结构重量等方面着手，最终在性能水平上超出了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径为938毫米，设计中选择了较大的涵道比0.6，以得到较大的外涵空气流量，使发动机最大状态推力达到76千牛，全加力状态推力达到125千牛。同时，在总增压比不太高的情况下，较大的涵道比可以降低发动机耗油率，有利于增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。
二是减轻结构重量。AL-31F发动机在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛合金材料，风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构，使发动机重量得以减轻，整机重量只有1530公斤，推重比达到8.17，略高于目前已投入使用的西方同类发动机。因此，当苏-27战斗机的\眼镜蛇\机动进入垂直状态时，完全借助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。
与此同时，留里卡设计局针对苏-27战斗机高机动性的特点，还充分考虑到AL-31F发动机的稳定工作特性。由于进口条件的急剧变化，AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作裕度，并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数，始终保持发动机持续可靠地工作。因此，为满足这一设计目的，AL-3lF发动机在设计参数的选取上，只采用了中等增压比23.8，以降低各增压级的负荷，并在结构设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多种调节措施。
?英法独辟蹊径
20世纪60年代，为了满足研制\狂风\多用途战斗机的需要，英国的罗·罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据\狂风\战斗机的作战任务要求，新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的较大剩余推力。为此，RB199发动机在热力循环参数的选择上，采用了中等流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度，相应在结构设计上独具特色。
RB199涡扇发动机采用了三转子结构，风扇、中压压气机和高压压气机分别为3级、3级和6级。作为罗·罗公司的独家技术，三转子设计的目的是追求高增压比与较大稳定工作裕度，这样不仅有利于发动机推力的快速响应，以满足战斗机机动飞行的要求，而且有利于降低发动机的耗油率，增加战斗机的航程。更为独特的是，该发动机的高压转子与中压、低压转子的旋转方向相反，其优点是大大减小陀螺力矩。
RB199发动机的加力燃烧室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看，内涵道后面设有两圈V型火焰稳定器，外涵道设有倒置\漏斗\式稳定器和径向传焰肋。这一设计，可以明显缩短加力燃烧室长度，使发动机结构更加紧凑。工作时，内、外涵分别喷油和组织燃烧，然后再进行混合，加力温度达190OK。以最初安装在\狂风\战斗机上的B199MK103型发动机为例，其加力推力达到71.1千牛，推重比达到7.93。
作为世界上第四大航空发动机公司，法国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机，以满足80年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以\阿塔\系列涡喷发动机为基础，设计过程中沿用了单转子结构，这在加力式涡扇
相关推荐：
loading