爱吱声

标题: 对于新原理高推重比发动机的猜想 [打印本页]
作者: 晨枫    时间: 2020-3-20 11:08
标题: 对于新原理高推重比发动机的猜想
中国抗击新冠刚见成效，列车长就来喜上加囍，用超越F135、推比15来吊人们的胃口。按老话说法，应该拖出去，翻过来打，严刑逼供的。但考虑到全球股市普遍暴跌，打坏了要赔都没钱了，还是不打了。那就猜想吧。
% W/ T. J1 o1 ]& g3 g& g, r; V
% m) G" h% z1 m# ~- L列车长引述了很多神龙见头不见尾的官话，需要解读，但关键点似乎在于压气机。' k' {/ P8 ?) a* D& ]; O+ y. ~

# m. G1 l# ?) ]2 \) k# ~  A- Z除了早期单转子结构，涡轮发动机的压气机分高压和低压，风扇常和低压压气机直接相连。为了保证压气机的正常工作，进气道需要把进气气流减速到M0.5左右，在此过程中，气流压力随之增加。亚音速的气流经过压气机压缩后，进入燃烧室在亚音速条件下燃烧，然后流经涡轮，部分能量做功和驱动压气机，其余能量进入喷管，通过喷管形成推力。战斗机发动机的主要能量通过喷管喷出直接形成推力，民航客机发动机的主要能量用于驱动风扇形成推力，此外还是很相似的。
0 `6 R" h$ `6 ~9 Q) G* ~
) D. C5 u8 {1 a' Q发动机的推力最终来自于燃烧，但各部分都对推力的形成都有贡献。以“协和”式为例，在M2巡航状态下，喷管提供29%的推力，燃烧室只提供8%的动力，但进气道却提供了63%的动力。这似乎不符合常理，但想明白了并不奇怪。
% Q( K$ U, n$ W9 F' K6 Z& ?$ D. t7 z- f9 J, a: j: V6 d* u6 i
推力是力。牛顿老爷子早就说过了，F=ma。也就是说，在质量一定的情况下，加速度越大，推力越大。另一方面，推力也可看做从前向后的压力。
6 r# r$ l4 I+ X% w$ q. u! G9 L# Y6 h$ q+ _/ a  u: _% d3 l" f! I7 q
理想涡轮发动机的燃烧是常压燃烧。燃烧加热空气，导致膨胀，这没错。但要增加压力，需要在密闭环境里才行。在开放的环境里，受热膨胀的空气形成流动，但不形成压力。实际燃烧室并不是完全开放的，需要从前向后的压力差才能保证正常流动，所以并非理想的常压燃烧，但还是可以用常压燃烧来近似的。
: ?3 [" L8 ]8 }1 w% s; C7 Q# L, p$ O1 ?8 r8 y
高低压压气机当然是对气流增压的，这是发动机推力的主要来源。但喷口对推力的贡献更大，喷口不只是用来对喷气流进行导向的。在亚音速流动条件下，流道收缩导致流速增加，河流经过峡谷的时候流速更快，这是常识。但在超音速流动条件下，由于流体的压力波传递以音速为极限，流道收缩反而形成拥塞，开放才能使得流动加速，好像穿过山口的羊群才能撒欢加速奔跑一样。所以，超音速飞机的发动机都必须采用收敛-扩散喷口，首先在收敛段将亚音速的燃气流加速到音速，然后在扩散段进一步加速到超音速，形成推力。
4 ^2 [5 J" f  c( z5 p
2 A2 x5 G* Z- }' E1 ?1 ?! t但进气道的作用比较特别。进气道的首要作用是对进气气流减速增压，还要整流和理顺流场。进气口的作用是形成激波，使得穿越过激波的超音速进气气流像通过筛子那样减速到亚音速。当然，激波也不能简单理解为筛子，因为正激波的阻力比斜激波更大，这是和筛子相反的。
, c4 h. O. D" Y( T5 D+ n" |+ s0 `, s/ y. N% w1 n
像门板一样垂直于进气气流的叫正激波，减速效果最好，阻力也最大，F-16那样的皮托管进气口就是正激波型，这一般是不可调的。与进气气流成一定角度的则是斜激波，角度越大，阻力越小，但减速效果也越低。可以用多道斜激波，相继从大角度过渡到正激波，逐级减速，而且可根据飞行速度和大气条件调节，最优配置多道激波的角度和位置，以降低阻力，既降低在进气口的激波与唇口之间的“漏气”，又避免激波扫过进气道内壁结构造成损坏，这就是所谓的二激波系、三激波系甚至四激波系，大多是可调的，F-15和苏-27那样的锲形进气口就是多激波型。F-22那样的加莱特进气口是扭转的3D多激波型，不过为了隐身，是不可调的。F-35和歼-20那样的蚌壳进气口相当于圆滑过渡的无穷多激波系。不同的进气口都产生阻力，只是阻力大小的差别。; E: n" b6 @  S2 v5 w% T- z. s3 F
. `& g2 Y: b1 I! c; [
进入进气口后，就是扩散段。在这里进气气流像穿出峡谷的河流突然进入宽阔段，但前面被石壁挡住了，流速下降，压力增加。这是“协和”式63%的推力的来源。事实上，“协和”式的进气道扩散段产生75%的推力，但进气口的阻力抵消掉其中的12%，使得进气道全系统的推力贡献下降到63%。: B0 b; Y# Q  Q- S# x' q8 _
8 L$ |$ ^  O3 W' C- i& l
“协和”式的进气道-发动机-喷口的推力贡献分布当然不是放之四海而皆准的，不同的飞机在不同的速度下会有不同的推力分布，但减速再加速带来的阻力最终使得涡轮发动机难以超过M3.5的速度极限。冲压发动机的极限更高，但超过M4.5-5以后，也阻力急剧增加，难以进一步提高速度了。瓶颈在于燃烧室的亚音速燃烧要求。如果能实现超音速燃烧，可以大大减小进气道阻力，大大解放推力，或者等效地说，获得更高的推重比。
& T9 A1 M0 c" }2 u! v5 `; t
/ n3 Y3 P6 d& W# h' X超音速燃烧也是超燃冲压的关键技术，超燃冲压本来就是具有超音速燃烧室的冲压发动机。中国在超燃冲压方面世界领先。具体技术是保密的，但可以想象，这将突破常规的等压燃烧。" W) b9 w2 B3 k0 D
" \2 j$ `9 ~, U, Z* r
在常规的等压燃烧条件下，空气膨胀的压力波传递速度以音速为极限，达到音速的压力波就是激波，所以等压燃烧的燃烧速度和空气膨胀速度都在音速以下。如果燃烧速度高于音速，空气就受到压力波传递速度的限制而无法“及时”膨胀，等于被燃烧形成的激波围进密封环境了，燃烧的热量造成的空气膨胀将导致压力升高，最终导致爆炸。事实上，在通常条件下的超音速燃烧就是爆炸，爆炸气浪就是激波。6 n. f) U  ]0 n4 d

4 n1 d6 _! e) a; f! T但在超音速燃烧室里，压力波受到超音速气流的牵引，是可能超过音速的，是可能与超音速燃烧共存而形成超音速的等压燃烧的，关键是燃烧速度需要精确控制。燃烧速度过快，要形成爆炸；燃烧速度过慢，压力波就“泄气”了，严重的话会熄火。亚音速燃烧时，燃烧速度有所波动导致压力波传递速度的自然波动，好像吹气与气球大小的关系一样，问题不大；但超音速燃烧时，压力波的传递速度是由气流速度决定的，并不能自由波动，控制不好就要熄火或者爆炸了。列车长提到的火焰稳定边界预测模型的精度从国际先进水平的正负30%提高到正负7%，就是精确燃烧控制的基础。在这方面，超燃冲压与超燃涡轮是相通的。有可能新原理发动机的超音速燃烧室技术是从超燃冲压那里借用的，所以没有列入主要成就，但超音速压气机就是主要成就了。+ V5 E1 D0 x0 u4 G5 n2 L$ u

+ ?$ A4 D' n& t$ |7 e$ ~4 B. l压气机可以看成多级电风扇，旋转叶片形成的盘面是一个圆盘形，与进气气流垂直。这也是进气道必须把气流流速降低到M0.5的关键。不能把压气机提高到超音速，光有超音速燃烧室是没用的。
1 t0 s* _& \7 `1 j; @9 N* K" a# T
; T- t- [6 r. f0 s& h$ n% w( ?+ c压气机叶片可以看成电风扇叶片，通常是狭长的矩形，平直的顶端与机匣的间隙既要小到避免后级（较高压力）向前级（较低压力）的回流，又要避免机械振动和热胀冷缩导致刮蹭，精度要求很高。另一方面，越是接近叶尖，线速度越高，压缩效率也越高，但不能超过音速，否则形成的激波会损坏机匣。简单的矩形有利于降低热力学和流体力学问题的难度，也便于制造。1 `8 M; j( W2 x8 T: [  c
8 v$ p: s" V+ F; b
飞机机翼在战后从平直翼演变为后掠翼，后掠角对推迟激波产生的作用人们早已熟知。问题是压气机叶片的气流不仅有从前往后的流动，还有绕轴的旋转流动，所以是螺旋形流动，十分复杂。但绕轴流动实际上是无用功，这也是轴流式压气机的效率低于离心式（可以想象成海螺壳一样的结构，用离心力把气流从螺口“甩”出去）的原因。轴流式的优点是流量大，不过离心式还是用于小推力涡轮发动机和直升机使用的涡轴发动机，“黑鹰”的通用电气T700还用离心式压气机串接简单的单转子轴流式压气机，达到很好的效果，40年后再次用于T901，但这是题外话了。后掠叶片的好处显而易见，这也是超音速压气机的必需，但流动更加复杂了，所以常见的发动机到现在还只是用带弯度的叶尖和前缘，主体依然是平直的，有点像Me262的机翼一样，介于平直翼和后掠翼之间。
. M" ^% c& R! m3 T* ^5 W( w
9 ]/ A3 h0 _9 I但超音速压气机需要后掠叶片。不仅叶片要后掠，盘面也要后掠，使得原来圆盘形的叶片平面成为伞形。这使得热力学和流体力学问题高度复杂。可巧，据说有关文献在谈到新原理发动机的时候，也提到了3D流动，应该就是管这事的。
' l1 v0 {% L- e1 \; j, M0 g' n. N
1 m7 a. z7 J9 I4 {如果实现，超音速压气机和超音速燃烧室可以大大降低超音速飞行时的进气道-发动机阻力，可以等效为提高推力，或者提高推重比。或许这正是高达15的推重比的奥秘所在。
6 N' [8 T" D4 `* S  {% `# n
+ K" X% l! O& B- V7 l0 [' g% n$ u新原理发动机还用上了对转涡轮。高低压涡轮对转的话，可以取消高低压涡轮之间的静子。静子就是多级压缩机或者涡轮的级间的固定导流片，把被涡轮或者压气机搅动得螺旋形运动的气流理顺、掰直了，否则一级一级拧过去，几级之后主要能量都消耗在绕轴转动了，就没有多少可以用于前后方向的流动了。如果高低压涡轮是顺向转动的，高低压涡轮之间也需要静子，高低压压气机也是一样。
' e. n# p5 g$ q9 ~
* x# W6 Z' Z; x1 Q对转的高低压涡轮导致对转的高低压压气机，省却了前后各一道静子，降低了阻力和重量，但机械上要求高得多，精密度、轴的刚度、润滑都是巨大的挑战，这是现代发动机的王冠级技术之一。不过对转不能免除级间静子。现代战斗机涡扇发动机的高低压涡轮大多各一级了，但只有F-22的F119和F-35的F135是已知采用对转涡轮的。尽管如此， F119的三级低压压气机（包含风扇）和6级高压压气机的级间还是有静子的，F135也一样。/ w) C7 `4 L( o3 \

: z& j( |4 f) _" H2 Q另一个问题是后掠叶片的制造。后掠翼的好处在30年代就知道了，但材料、设计和制造技术跟不上，直到50年代初才开始普及。苏联的米格-15抢先使用后掠翼，第一代入朝作战的美国喷气战斗机都还是平直翼，吃了不少亏，直到后掠翼的F-86入朝才扳回一局。但发动机叶片的工作环境比机翼要严苛得多，后掠加上伞面使得超音速压气机的设计和制造高度复杂，材料要求空前之高，这也是新原理发动机的技术验证机需要通过实践来理清的问题。
+ ~. v% a) s6 }7 D6 a, U9 d$ p7 j( D5 W. P
还有，后掠翼对超音速飞行有利，但中低速飞行的气动效率不及平直翼，后掠叶片也会有同样的问题。在初期，可能需要限制在一路高速的应用场合，这就是超音速巡航导弹和无人机的用武之地了。列车长提到，新原理发动机是列在“先进轻型动力技术”的名下，可能成为小型高性能发动机的基础，从超音速巡航导弹开始，以后才扩大到更加注重宽速域的高机动战斗机，可能正是这样的用意。小尺寸也降低了难度。
# z) M; j4 ]+ z2 o8 o- A4 e
1 F; w1 m5 H% V/ a列车长爆了那么多好料，看来不仅不该打，还该奖励呢！应该奖励什么呢？
+ \- P' m* D( ~* M. {2 l  v
作者: 李根    时间: 2020-3-20 11:35
作者: 燕庐敕    时间: 2020-3-20 11:43
奖励N97口罩一千枚如何？
作者: smileREGENT    时间: 2020-3-20 11:50
又是俺的字都认识系列。
作者: 天狼星    时间: 2020-3-20 12:04
网络搜出一个惊喜：, ]# e9 z" n6 t- X
中国10年后有望研新原理航空发动机推重比15 - 空军论坛- 铁血社区 - 铁 ...bbs.tiexue.net › 铁血军事论坛 › 空军论坛
; W( `1 e' i  R2 bTranslate this page2 T: N# W+ g; l7 D
Jun 21, 2013 - 101 posts - ‎85 authors+ |0 z% U! }; E# w! m, T
https://bbs.tiexue.net/post_6849269_1.html' W8 w9 ?3 D2 N1 ?% ]( ]. I
中国10年后有望研新原理航空发动机 推重比15. `& D# }' w* N" g
原子小熊2013/6/21 9:39:589 Z8 _- }2 e3 L; u9 q6 [5 ?  {
由中科院院长白春礼院士领衔、200多位专家历时1年多深入研究推出的《科技发展新态势与面向2020年的战略选择》研究报告20日下午在北京发布。该报告预计未来10年中国可能发生19项重大科技突破，其中之一就是“新原理航空发动机样机将有望研制成功”。
% e* ~& o$ F1 P- w% C
作者: 晨枫    时间: 2020-3-20 12:17
燕庐敕 发表于 2020-3-19 21:433 ^+ l: M8 G. S2 C' A7 Z0 A% ]
奖励N97口罩一千枚如何？

  a$ l) }* `4 V. }/ W, R哈，他在上海，口罩大概已经囤了好多了。
作者: colin1992    时间: 2020-3-20 18:59
推测是否和DF17乘波体发动机同源
作者: liuqing098    时间: 2020-3-20 19:38
smileREGENT 发表于 2020-3-20 11:506 _/ j& `* g# `+ i
又是俺的字都认识系列。

0 C+ e- R0 a) i! [同学啊
作者: liuqing098    时间: 2020-3-20 19:40
本帖最后由 liuqing098 于 2020-3-20 19:44 编辑 5 F3 ]- z; h' n7 S8 e
) T. Z5 u5 T4 t; G: Z
列车长是席亚洲吗？本文是针对列车长哪篇文章阐述的啊？
作者: drknight    时间: 2020-3-20 19:51
" ~( D2 u6 c0 k: R) E' l. G" P

4 p% W2 k2 D& p) k1 I字都认识系列。 同问列车长的梗
作者: 包子    时间: 2020-3-20 20:35
呵呵
作者: 晨枫    时间: 2020-3-20 22:11
colin1992 发表于 2020-3-20 04:59
' y: Y2 |  @8 |& A2 b" s+ n推测是否和DF17乘波体发动机同源
( d* T0 V: B3 p0 B  G! F$ D* E" i( [4 o
两回事。DF-17是助推-滑翔，后面根本没有发动机。这发动机可能到不了高超，但3.5应该是可以的
作者: 晨枫    时间: 2020-3-20 22:15
liuqing098 发表于 2020-3-20 05:40
0 K+ x3 \; l6 I6 \& G. N, Z列车长是席亚洲吗？本文是针对列车长哪篇文章阐述的啊？

9 U8 U& s# a8 G# k3 q6 S# w是的，他自称亚洲总火车站列车长，大家也就都叫他列车长了，或者席胖子。奖励的梗是：他总是对台湾“文攻武吓”，就有人说要台湾派女特务来堵他的嘴。
作者: liuqing098    时间: 2020-3-20 22:20
晨枫 发表于 2020-3-20 22:154 q) Y4 @1 C2 C8 ?
是的，他自称亚洲总火车站列车长，大家也就都叫他列车长了，或者席胖子。奖励的梗是：他总是对台湾“文攻 ...

9 N/ ~9 H2 k+ `0 }0 e4 ^2 h  G哈哈哈，谢谢啦！知道席胖子，不知道列车长
作者: huma    时间: 2020-3-20 22:52
晨枫 发表于 2020-3-20 22:15- P6 S; H5 r& A5 e- }  ?
是的，他自称亚洲总火车站列车长，大家也就都叫他列车长了，或者席胖子。奖励的梗是：他总是对台湾“文攻 ...
6 V( i9 l* T, t. K  {7 [
上次的那个女姐姐，还是算了吧



欢迎光临 爱吱声 (http://aswetalk.net/bbs/) Powered by Discuz! X3.2