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。
! f; C% R, u" p+ I/ P: [8 e; ~% s9 f7 Q+ j; G
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。
2 n4 Z4 ~- v# d. d, L% W" A1 I4 r# L* a7 X
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。
8 ]( g, ]$ y0 v% `2 o3 I- j% {6 e+ Q0 |8 b! f9 q' A4 }5 c
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。
1 G# C/ q/ a, ~; `3 o( `% ?+ G' d  C/ r0 B
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。
# K  `0 \' x& n( x6 P. W0 y/ \) V8 r6 a# |. w! I! y+ b; h3 d+ t0 d; u. b
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。
( M! |" g2 ?" l5 t
. c0 }/ p0 n: a( i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。
) |/ Z5 X% |, H& G5 b; n  }8 a! k2 h' R$ z- f
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。5 v: Q0 U6 s# g4 ]9 D, s0 m4 [

* u9 E% u7 C+ w9 o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。% `$ m9 O8 }1 j+ a. o9 H# G

. F- K, A2 [. g% E' [* A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%。) V0 |3 q- k$ w' s

& F$ n2 ~, w# g“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。, ^/ N, G8 l3 M1 A9 L
  F" L2 N% S, Y0 }4 J
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。9 Z1 n( D, T1 K' z7 w
' k  F8 e# A8 r, m
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。
! V* Y& L  k. V+ N- `2 F3 R
; s2 [* O7 A0 X7 ]0 y- O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。. E6 s  k. j) Z& r! a6 U

9 n" d8 h5 t6 N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。
: O8 w9 ~& f, o" ^" ~+ S
6 S3 _  d% p2 C( |5 ]2 R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。
' F& ]* o8 b9 e' w
$ K0 `/ d" h8 u$ _& \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。3 q( y" W, ]3 K6 z

  [5 Q, U6 [( [/ {/ L# j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。
7 P- u2 o4 V7 l9 N( O. N( R+ l6 K- s! L1 F: {" ~
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。
9 n5 c" N* t- |% }# L: {* f+ D% z( n& J* T) f: i2 A
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。% `! M  d1 i- |" ?  P

7 B, V% d8 y* X# F) b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。( ]! E3 y: Q1 D5 C+ {4 G
; @8 G5 \/ N$ |' d' v7 x6 l8 r; S0 M
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。3 Y& a: Y2 C& {. w$ N3 b
2 |; F. T$ Y+ [" M/ V1 @3 x
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。& |! |. ]4 y+ H1 g* {
. T: d0 S3 k+ K  t5 r, ^
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？
2 F" q7 C8 B$ g
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：
# O" `! |6 t2 `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
7 ^% o; S/ q- E0 UTranslate this page& R, P0 G* X* T0 J. A1 V/ \/ J! D( s; w
Jun 21, 2013 - 101 posts - ‎85 authors
6 {, p1 [, M& Y' ihttps://bbs.tiexue.net/post_6849269_1.html0 c" s" k+ _9 w2 _
中国10年后有望研新原理航空发动机 推重比15
' U0 G! C* p# x; L$ ^# r- u( b9 C原子小熊2013/6/21 9:39:58
2 F1 [# R. M4 ^' O/ W0 ?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”。
% {) \& M; t7 v+ Z* P$ h! d3 q
作者: 晨枫    时间: 2020-3-20 12:17
燕庐敕 发表于 2020-3-19 21:43- v* {4 @5 ?0 h/ B. f1 ?$ L9 X, D/ g: k
奖励N97口罩一千枚如何？

4 S4 Y& p+ @2 l9 N; s- v& @3 O, ?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 11:50
. E, e9 b9 s! Z# ]又是俺的字都认识系列。

8 G* W* d3 j+ N( p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 . X" J7 M' m" q) s! Z

6 _$ S. d0 @7 ?: ?# w& V+ G4 t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
; L* L9 V- m2 l- i1 y3 X
$ R" {) t2 I: q" a
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+ k6 o! N$ q8 q
推测是否和DF17乘波体发动机同源

; z! L, P$ W; f4 N% e% W# L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
+ G  N. d2 B% F) r3 p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 y$ Z+ ~9 y( M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 22:15
5 T5 J" }0 U9 ~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 ...

" f# F( w0 v0 M: n) Q( H- B1 U1 D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
7 C" n6 v2 C- F" b2 j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 ...

+ a* c2 u# |# Q: d1 \  Q7 J上次的那个女姐姐，还是算了吧



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