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1、 普惠公司J58-P-4变循环发动机整理搜集完结 于 2011-1-5 J58-P-4变循环发动机，普惠内部编号为JT11D-20B，研发工作主要在佛罗里达州西部棕榈海滩的研究中心进行。1956年下半年开始的JT11发动机原计划用于可以进行3马赫冲刺的海军攻击机，设计最大起飞推力为11800千克，适合高速飞行而且推重比较高。在美国海军取消此鸡鸡的装备计划后，为了活下去，此发动机进行了大规模设计修改，修改后的J58-P-4发动机成为到目前为止世界上唯一一种投入实际规模化生产的变循环发动机，它增加了变循环旁路，对比于原设计的压气机、涡轮气动参数甚至基本尺寸，都发生了很大变化。J58的基本结构与一般
2、单转子带加力涡喷发动机区别主要在于变循环用的旁路管道。此发动机采用钢质对开机匣，发动机附件均安装在机匣下方，具体内容如下：主齿轮箱、主燃油控制系统、主燃油泵和减速齿轮箱。发动机进口处安装有可调的进口导流叶片（IGV），压气机静子、转子叶片和叶轴盘采用全钢构造。9级压气机压比为8.8，在第4级压气机后，辟有24个内隐式旁路放气活门，可在高马赫数时打开，使气流通过驳接的6根粗管抄近路，绕过后几级压气机、燃烧室和涡轮。旁路气流从涡轮后重新进入，流入加力燃烧室从而实现增推和自动冷却。旁路管道上开有12个外部漏风活门，当流量超过燃烧增推需要时，空气会被导入发动机短舱。J58的燃烧室为环形，由8个火焰筒环
3、管构成，有48个可调面积双孔喷油嘴。发动机涡轮为2级轴流式，带有空心导向叶片，第1级涡轮叶片为空心、应用气冷方式维持工作温度，第2级涡轮叶片改为实心。短小而扩张的加力燃烧室带有气冷外罩、防振隔热衬套，其内部，有4个带火焰稳定器的同心喷油环。发动机运用了可调面积虹膜式加力室喷管技术，它由凸轮滚子机构和4个液压作动器操作的分段构成。J58的操作包线（不要问我神马叫飞行包线哈）要求使用特殊的燃油，因为，燃油不仅用作能源，也一并用于发动机的液压系统。在高马赫数飞行导致发动机输出功率增加时，燃油也用于其它可能在高温下出现过热的发动机部件的冷却（冷却剂）。所以燃油要有高度的热稳定性，不会分解或者结焦沉积在
4、燃油系统的管路内，要求低挥发性来减小燃烧部分的热量散失。当然其他指标如硫含量，也是重要的避免腐蚀的刚性要求之一。为上述要求，新开发了先进燃油JP- 7（PWA535，公司内部称为LF-2A即洛克希德轻油2A，与U-2飞机使用的LF-1A一致，由壳牌石油与阿什兰、孟山都和普惠合作研制）和 PWA535E。使用时JP-7和PWA535E燃油中每5200加仑中加入1加仑PWA536润滑剂，以保证燃油液压泵有足够润滑。这种燃油主要成分是烷烃和环烷烃，芳香烃含量较低，燃点很高，不能用普通的点火器点燃，发动机主燃烧室和加力室燃油的启动点火要使用三乙基硼烷（Triethyl boron，TEB）化学点火系统
5、。加力室火焰稳定器的催化点火系统还要在点火后保持加力室的燃烧。每台发动机在主燃烧室前上方装一个600cc（1又1/4品脱）三乙基硼烷储存箱。储箱在飞行前充氮气增压以提供惰性环境和可控压强。三乙基硼烷暴露在-5以上的空气中就会自燃，所以三乙基硼烷箱由主燃烧室燃油流提供冷却，储箱上还装一个安全盘，当储箱压强超过安全线时可使三乙基硼烷蒸气和氮气排入加力室。一满箱的三乙基硼烷至少可供16次喷射。每台发动机配备有一套燃油液压系统，用于驱动加力室喷管、进口导流叶片、启动器和旁路放气阀。燃油液压系统压强也用于冲洗化学点火系统。发动机驱动的燃油液压泵保持系统压强在1800磅/平方英寸，暂时最大流量可达50加仑
6、/分（约合19700磅/小时）。燃油由发动机主燃油泵推动级提供给这个泵。一些液压系统的高压燃油被分配到冷却不加力再循环管路和空转旁路阀流出的管路，这些燃油会重新回到飞机燃油系统。而液压泵出来的低压燃油重新回到主燃油泵推动级。液压系统由主燃油泵提供的补充燃油进行循环冷却。尽管发动机本身的结构不太复杂，但是由于J58-P-4发动机独有的变循环工作方式和复杂的工作环境，该发动机的控制所运用的程序和控制系统却很复杂，并且有一些特有的附件。其燃油系统包括发动机驱动燃油泵，主燃油控制系统，空转旁路阀和主燃烧室可调面积喷油嘴。发动机驱动主构件是钱德勒伊万斯公司的主燃油泵，其由2级部件组成。第一级是一个独立的
7、离心泵，作为推动级。第二级由2个并联带输出单向阀的齿轮泵组合而成。这样的设计可保证整机在任一泵失效时仍然持续工作。汉密尔顿标准公司JFC主燃油控制系统则负责计量主燃烧室燃油流量、控制旁路放气、启动放气阀、进口导流叶片和喷管的调节。它根据油门位置、压气机进气口温度、主燃烧室压强和发动机转速调节发动机推力；变循环旁路、启动放气阀位置和进口导流叶片则另行根据发动机转速控制，压气机进口温度在这里作为修正参数。发动机加力时，则在保持经济燃油利用效率前提下，调节转速和涡轮出口燃气温度。控制系统由一个微调器负责调节涡轮出口燃气温度。当需要升高温度时，一个装在发动机燃油控制系统上的小电动机会提高主燃烧室燃油流
8、量与主燃烧室燃气压之比，这样就提高了涡轮出口燃气温度。需要降温时，电动机反向旋转以降低涡轮出口燃气温度。此操作不会影响转速，转速主要与喷管位置有关。但是当喷管位置固定在最小（或最大）转速档位时，发动机转速会随涡轮出口燃气温度的增减而增减。一个涡轮出口燃气温度指令电路（Permission Circuit）阻止油门位置在正常军用推力以下或者发动机防过热操作时涡轮出口燃气温度的自动调节和人工上调。人工下调涡轮出口燃气温度在允许电路接通时（油门位置低于军用推力或者发动机防过热操作）仍然可以进行。当涡轮出口燃气温度开关位于“自动”，相应油门位置在军用推力或以上，而且发动机没有进行防过热操作时，允许电路
9、打开（断路）允许自动调节涡轮出口燃气温度。对应发动机的主燃油控制系统调节它的调节电机，并且自动保持一个10范围的涡轮出口燃气温度允许区间。当涡轮出口温度得不到正确及时的调节时，由防过热系统保护涡轮。这个系统工作时，当涡轮出口燃气温度超过860时，涡轮出口燃气温度计的信号会触发一个电磁阀，使发动机燃油从燃油/滑油冷却器旁路到加力燃油泵进口，发动机燃烧室火焰筒内的油气比被调低。这个系统一旦被触发，电磁阀将持续开启直到系统被关闭或重启。仪表板上一个闪烁的红色防过热警告灯在对应发动机的电磁阀打开时就会发光告警。防过热操作在海平面大约使全加力推力降低5%，正常工作推力降低7%。在超音速巡航时进行防过热操
10、作可使全加力推力降低约45%并可能导致加力室熄火。如果防过热操作能把涡轮出口燃气温度降低到正常限制以下，在启动防过热操作后继续操纵发动机不会损伤发动机。燃油系统的空转旁路和排油阀在发动机正常工作时使燃油输入发动机燃烧室，在空转时使燃油通过旁路进入再循环系统，冷却附件，发动机部件和发动机滑油。排油阀由主燃油控制系统的信号控制，当发动机关闭时阀门放出发动机燃油管路的燃油。主燃烧室每个火焰筒排列6个喷油嘴。每个喷嘴有一个固定面积的主孔和一个可调面积的辅助孔，共同喷油。辅助孔根据主孔压降调节面积。主发动机点火系统安装了一个油滤，可以通过主燃油泵级间的燃油冲刷点火探针中残余的点火液（三乙基硼烷）。它防止
11、点火探针“结焦”堵塞，保护发动机点火系统。只要燃油泵进口有油压，冲刷用的少量燃油就能从燃烧室外排管排出，如果化学点火系统探针堵塞或者燃烧室外排管故障，可能会使燃油不能正常排出。在开车前必须确认正常的发动机主燃烧室排油，如果外排管堵塞，就会增加燃烧室的“湿”燃油面积，在发动机开车时会发生严重的燃烧。加力燃油系统包括加力燃油泵和加力燃油控制系统。加力燃油泵是一个高速的单级离心泵。这个泵由压气机引气驱动的空气涡轮带动。压气机引气量由一个蝶形阀根据加力燃油控制系统的需要调节。JFC-51机械液压加力燃油控制系统根据油门位置，主燃烧室压强和压气机进口温度调节燃油流量。燃油流被控制分流到4个同心加力喷油环
12、。2005年，封存的J58-P-4最后一次试车，从此结束了J58的服役生涯。发动机的变循环通过压气机第4级后的内部旁路放气实现，内部旁路放气控制和作动系统包括四个驱动放气阀的双位作动器和一个包含在主燃油控制系统中确定作动器压强的控制阀。控制阀根据主燃油控制系统的机械信号控制放气阀位置。放气阀位置控制信号由主燃油控制系统根据发动机转速和压气机进口温度给出。旁路管道的外部放气控制和作动系统除了使用三个作动器外，与内部放气系统类似。内部旁路放气在加速中压气机进口温度达到85到115时（约M1.9）开启，但是会随发动机转速而变化，在发动机转速较低时旁路放气在速度较低时就开启。当转速较低而飞行马赫数较高
13、的时候，外部放气就会打开，把多余的空气排入发动机短舱。在内部旁路放气被打开后，进入压气机的空气大部分从放气活门引出，通过管道绕过后面几级压气机和主燃烧室、涡轮直接进入加力燃烧室。这个时候发动机的循环方式实际上是涡轮-冲压组合循环（或者称为准冲压模式，Quasi-ramjet mode），加力燃烧室以冲压发动机的方式工作，但是主燃烧室也没有停止工作，仍然有部分空气通过压气机压缩进入主燃烧室维持涡喷工作方式。在M数较高不能以正常的燃油流量调节维持发动机转速和涡轮出口燃气温度的时候，发动机会进入飞行空转区域，将部分流向主燃烧室的燃油通过空转旁路重新引入燃油回路。发动机的变循环工作极大的提高了发动机控
14、制的复杂性，在电子技术还比较原始的60年代初，要获得满意的系统响应速度、控制精度和控制系统的可靠性是十分困难的，但是3M以上巡航速度的要求迫使普惠选择了变循环的技术方案。在3M这样高的速度下，进气道捕获的来流总压非常高，在进气道设计合理总压恢复良好的前提下，由于固定的进气到扩压段向发动机提供速度基本稳定的空气，导致压气机进口来流的静压非常高，也就是进气道可以提供非常高的冲压压缩。在这样的条件下，压气机的工作效率会下降，压气机压比下降（但是总的压比仍然是提高的），压气机出口总温升高，这种情况下如果通过对主燃烧室燃油流量调节来控制涡轮进口燃气温度，那么显然在这个过程中的加热会明显的减少，发动机排气
15、速度增量远不如飞行马赫数的增量，发动机的单位推力损失很严重，甚至核心机部分成为累赘不产生正推力。在一定的技术条件下通过提高涡轮进口温度来改善涡喷发动机速度特性的余地非常小，如果不降低加热，那么总压比增加提高了循环效率，涡轮转速就会上升，涡轮转速上升会使压气机压比上升（在一定的范围内，超出压气机可以正常工作的范围可发生喘振），总压比进一步上升而促使涡轮转速进一步上升。在这种情况下，发动机转速和涡轮进口温度不断增加，涡轮叶片所承受的应力与转速平方成正比，而涡轮叶片材料强度却随温度升高而降低，这个自激励发散过程的结果当然是涡轮烧毁。事实上对于高速飞行中的普通涡喷发动机而言，排气速度增量小于飞行速度增
16、量造成单位推力下降和调节规律无法适应飞行条件造成超转失控的危险都是存在的但是在高马赫数下加力式涡喷发动机的加力燃烧室却由于进口压强的急剧上升，热效率得到明显的改善，加力单位耗油率下降，与之相反的是核心机部分如果减少加热量，由于沿流程压力损失的相对增加，随速度增加单位耗油率不断上升。J58-P-4发动机的涡轮-冲压组合循环方式则通过放出大部分空气绕过压气机后级、主燃烧室和涡轮，大大降低了核心机的流量，以很少的主燃烧室喷油即可维持正常的转速和涡轮出口燃气温度，而旁路空气则由于绕过工作条件不匹配的核心机部分，得以减少压力损失，使加力燃烧室获得很高的进口压强和流量，不但单位耗油率低，而且可以喷入更多燃
17、油提高推力。虽然比正常的加力状态喷入更多的燃油，但是增加的流量保证了正常的燃烧和足够的冷却流量，加力燃烧室加入很多的热量而不会出现超温损坏，在这种状态下，加力燃烧室的工作就相当于冲压发动机燃烧室。这个手段不但消除了普通涡喷发动机的高马赫数超转现象，而且获得了高的推力和经济性，是J58-P-4发动机适用于3马赫巡航飞机的关键。在变循环的基础上发动机仍然采取了多种手段防止发生涡轮过热，前述的涡轮出口燃气温度自动和人工调节系统和防过热系统都是这样的作用，同时发动机还在压气机进口装有调节规律与变循环旁路放气规律一致的进口导流叶片。在低马赫数飞行中，进口导流叶片保持顺气流的轴向位置使发动机提供较大的推力
18、，但是压气机进口温度升高后进口导流叶片就偏转，若压气机进口温度持续超过125（约2.0马赫）将强制偏转进口导流叶片。进口导流叶片还有一个手动锁，可以防止偏转后错误地回到轴向位置，闭锁后就不随变循环旁路放气活门运动。发动机和减速齿轮箱由一个发动机自带的“热油箱”封闭系统提供润滑。滑油箱装在发动机压气机段的右下侧。滑油箱体积为6.7美国加仑，可用容积为5.15 美国加仑。滑油在重力作用下进入主滑油泵，由主滑油泵输入一个过滤器和燃油-滑油冷却器。过滤器有一个旁路以防堵塞。滑油经燃油-滑油冷却器分布到发动机的各处轴承和齿轮。润滑喷嘴上加滑油筛以保护机件免受杂质损伤。使用过的滑油通过回油泵回到滑油箱中除
19、去空气。由一个压力调节阀保持所有飞行条件下流量和压力相关的稳定。允许使用的滑油是MIL-L-87100（PWA524）。如果在低的环境温度下使用，滑油可以用三氯乙烯稀释。发动机滑油温度由流经主燃油-滑油换热器的燃油控制。当发动机的需要超过冷却器最大流量能力（12000磅/小时）时，一个冷却器旁路阀可以让更多的燃油流过冷却器。附件由装在发动机前部的附件驱动系统驱动。附件驱动系统主要包括一个恒速驱动器，一个附件齿轮箱和一个全高度滑油系统。发动机通过发动机上的减速齿轮箱和一根弹性驱动轴向附件驱动系统传输动力。在附件驱动系统中，恒速驱动器单元把变化的传动轴转速转化为恒定的转速来驱动一个交流发电机。两个
20、液压泵和一个燃油循环泵也装在附件齿轮箱上。两个液压泵分别为A、L和B、R液压系统提供动力。燃油循环泵为飞机吸热系统提供燃油。这些泵的转速随发动机转速改变。附件驱动系统由一个独立带泵的干式集油系统提供润滑。这个系统由飞机的液氮系统提供的氮气增压，为附件齿轮箱，恒速驱动器和交流发电机提供滑油而不受高度影响。（失去液氮供应不影响附件驱动系统操作。）滑油循环通过作为飞机吸热系统一部分的燃油-滑油换热器冷却。滑油容量约为8夸脱。发动机的地面启动由地勤人员通过一个如固定压缩空气源、带压缩空气的拖车，或者是空气压缩机拖车之类的外部启动器把外部动力传递给发动机底部的主齿轮箱启动齿轮。飞行员通过安装在飞行员左前
21、控制面板的扇形支架上的两根油门杆对发动机进行操纵。其中右杆与右发主燃油控制系统机械连接，左杆与左发主燃油控制系统连接。加力室与主燃油控制系统闭环连接。油门扇形支架上有三个标示位置：关车，慢车和加力，还有一个没有标示的军用推力卡位锁。不加力的发动机操纵范围为慢车到军用推力。在关车位置，空转旁路阀切断火焰筒供油，把燃油回输到飞机系统中。这在发动机空转状态时为发动机滑油，燃油泵，燃油液压泵提供冷却。发动机没有明确标示的开车位置。当发动机由启动器加速的时候，把油门从关车推向慢车。当达到适当的发动机转速时，就从空转旁路阀向燃烧室内喷入燃油，由化学点火系统在油压下点燃。当油门从关车推到慢车，一个滚子会落入
22、慢车位置的暗槽中。这个暗槽可以防止油门收到慢车时无意间关车，油门必须要提起才能从慢车拉回到关车。慢车推力是最小的不加力推力水平。当油门位于慢车，发动机转速在60（140F）以下时约为3975转/分。在更高的环境温度，发动机转速随温度每增加 50转/分。台架慢车推力约为600千克力左右。在油门推到正常使用推力卡位锁时获得的推力是最大不加力推力。在海平面静止条件，正常工作推力约为70%全加力推力。在高空，推力约为28%可用加力推力。台架正常推力为10430千克力。接通加力要先稍提起油门，稍推过正常推力卡位锁，当加力室顺利点火后才能继续向前推。从军用推力卡位锁到扇台最前面位置的加力油门范围内仍然可以
23、调节。在油门位置恰超过军用推力时获得最小加力推力，在海平面约为85%全加力推力，在高空约为55%全加力推力。油门推过卡位锁后的加力点火时间取决于加力室油管的充满的时间。充满的时间在海平面为3秒，在高空为7秒。当油门拉回到卡位锁以下时，加力室燃油被切断。在加力状态核心机的工作与军用推力状态相同。在每个油门杆后安装机械数字计量表，指示每台发动机的三乙基硼烷喷射余量。计量表由簧力转动，分为16格。每次油门从关车推到慢车或者从正常推到加力，计量表的指数相应减少1格。在右油门杆端部装一个有弹簧的麦克风按钮开关。油门扇形支架内侧的一根油门阻力杆控制油门杆力大小。在右油门杆的内侧安装一个进气道重启动开关，这个开关被用于同时重启动两侧的进气道。 夜青苍 发表于 201。prophet126 发表于 2011-r？
