M88系列(装机对象)

研制情况(M88-1 M88-2 M88-3 M88-4 M88-2S/M88-3S CFM88)

结构和系统(最大加力推力(daN) 中间推力(daN) 加力耗油率[kg/(daN·h)] 中间耗油率[kg/(daN·h)] 推重比 空气流量(kg/s) 总增压比 涡轮进口温度(℃) 最大直径(mm) 进口直径(mm) 长度(mm) 质量(kg))

M88系列

牌　号　M88

用　途　军用涡扇发动机

类　型　涡轮风扇发动机

国　家　法国

厂　商　国营航空发动机研究制造公司生产现状　生产

装机对象

M88-1　“阵风”A。

M88-2　“阵风”D(早期型)。

M88-3　“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。

CFM88　行政机和支线飞机。

研制情况

M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故障间隔时间100～150h。

M88-1

结构与早期M88 MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。

M88-2

标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4

M88-3

考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～9341daN。采用一种新的3级风扇。预计1999～2000年可供使用。

M88-4

拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围9341～10230daN。采用全新的风扇、低压涡轮和加力燃烧室。

M88-2S/M88-3S

分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计2000年可供使用。

CFM88

在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90～122座的支线飞机。

结构和系统

进 气 口　环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。

风　扇　3级轴流式。

压 气 机　6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。

燃 烧 室　环形。多孔气膜冷却。L/H=2。

高压涡轮　单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，

生产型用N18合金。

低压涡轮　单级轴流式。气冷。

加力燃烧室　整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。

尾 喷 管　引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。

控制系统　ELECM的双余度FADEC。

最大加力推力(daN)

M88-1　8318

M88-2　7500

M88-3　8000～9300

中间推力(daN)

M88-2　4871

加力耗油率[kg/(daN·h)]

M88-2　1.80

中间耗油率[kg/(daN·h)]

M88-2　0.898

推重比

M88-2　9.0

空气流量(kg/s)

M88-2　65

M88-3 72

涵道比

M88-2　0.5

M88-3 0.3

总增压比

M88-1　24

M88-2　24.5

M88-3 27

涡轮进口温度(℃)

M88-2　1577

M88-3 1577

最大直径(mm)

M88-2　1003

进口直径(mm)

M88-2　696

M88-3　790

长度(mm)

M88-2　3538

M88-3　3618

质量(kg)

M88-2　850

M88-3 985