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我想告诉世人些秘密 //www.sinovision.net/?5962 [收藏] [复制] [分享] [RSS] 这是人类未来能源科技基础理论,由于作者思维太过独立,已很难获得主流学者认同和重视.但是凭心而论,它的价值

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  航发的革命 变循环   (上篇)

已有 992 次阅读2018-6-25 06:14 |系统分类:科技教育| 航空发动机 分享到微信

  航发的革命 变循环
  (上篇)

  以上内容属于独立创作 未投过其它刊物
  

  摘要:设计一台航空发动机最大的悲剧就是;其涡轮转速在一开始没加多少油就超过其压缩机最高合理转速。使得涡轮前温度在达到某个定值后任凭再继续扩大燃烧规模多少,涡轮转速也不再增加,只增加涡轮前温度......

  关键词:变循环 航发设计

  我认为;目前我国的航发差距不是在材料和加工工艺水平上,而是在航发设计水平上。本篇将通过讲解变循环设计原理来阐述上述观点。

  首先是自我介绍;我是南昌八中的93届毕业生。物理老师是杨桂云老师。我走向物理研究的这条路是这位老师指引的。虽然最高学校学历很低,但是对科学文化知识的学习研究的兴趣一只很高。曾经为了生计发明了《一种烈火节能灶》并成功获得了国家发明专利。在气流体燃烧方面做了数以万计的实验和长达12年的研究。

  发动机功率的提高与空气流量有着直接的关系,从活塞机到离心式喷气发动机,再到轴流式喷气机,再到双涵道风扇涡轮喷气发动机,动力每提升一级其空气流量都是同步提升一级的。而下一步的提升将是变循环多涵道喷气发动机,它可以使同等直径大小相同、重量相等条件下的发动机动力提升至少翻一翻。
  一个中心主题就是如何提高空气流量。空气流量越高发动机威力就越大。如何扩大航发空气流量呢?鉴于航发就是自带鼓风机的燃烧器,鼓风机的功率来自于燃烧规模,所以目前国内主流专家认为:只有通过扩大涡轮前燃烧规模就能够提高空气流量。这句话即正确又有问题。在环境变量几乎没有的情况下,它是正确的,比如:燃气轮机。但是航发是要在环境处在极大变量的情况下使用的,所以航发的“鼓风机”除了其自带的压气机之外还有一个不能被忽略的因素,那就是速度,飞行是高速的,高速的飞行发动机进气口的进气压力是有着急剧变化的,如果我们的设计者不考虑这个因素设计航发,这些本来是有利增加空气流量的因素会变成阻碍发动机正常运行的障碍,不但增加了空气阻力,而且会使发动机运行功率下降,甚至直接崩溃。
  谈到进气口气压会给发动机运行带来如此重大影响,我们就不得不从压气机运行结构上分析。我们应该知道;提高压缩总比就是为了提高燃烧室空气流量,为了提高压缩总比,一般人往往走入提高压缩机功率占比的误区,比如:增加压缩机压缩层级,把涡轮设计的尽可能的密,气流转弯角度设计得尽可能大,以及多轴压缩......等等误区。所谓的核心机设计误区。
  通过反反复复大量的模拟,我知道;当一台核心机一旦定下来,它的空气流量极限就定下来了,地面静态环境试车的推力就是它最佳最大推力。实际飞行功率肯定要比静态小,这是为什么?因为;飞行速度会带来有入口进气压的增加,而涵道空气流量每增加一倍,其涡轮前燃烧量需相应地增加至少超过四倍,没有足够的燃烧增量,进入发动机压缩机前几级的增量空气是不能被压缩到末端出口的。滞留在压缩机内部将大幅地提高油耗和涡轮温度。
  通过大量的模拟,我知道核心机实现压缩空气是使空气气流在曲线上通过一次次枴曲加速而得到压缩的。(给空气加速是在非封闭空间压缩空气的主要办法。航发是不太可能运用换热冷却法和光效冷却压缩法。)(顺便补充一下:压缩机叶片工作一般有两种形式;1.桨式,即:被动抽吸方式。2.风扇式,即:主动推挤式。桨式的有效工作速度上线是音速,越接近音速其工作效果增加率越低。风扇式有效工作速度可以跨越音速,但是在高亚音速的速度上它的整体效率最高(因为动子叶片前面是桨式效应,后面是风扇式效应。)。实际的叶片既有桨叶效应又有风扇效应。在逆风流面的弧度起着桨叶效应,它能制造低气压把前方的空气吸进来。顺风流面的斜面可以推挤空气将空气在顺流方向加速起着风扇效应,它能制造更高气压把后方的空气按一定方向压出去。)当叶片运转时当我们注重的是其制造低气压的能力,通过前后面压差获得升力或动力的就是桨叶设计。如果我们注重气流方向和制造更高的压缩比就是风扇设计。
  我们通常所指的航发压缩机是通过定子配合的多层来回转向加速来压缩气体的结构属于典型的风扇设计。因为,从第二层转子叶片开始正面降压效应就开始递减,到了后面几乎为零。这种在动子叶片前面形成低压效应有时候不但会消失,还会形成反向压差。
  为什么说“从第二层转子叶片开始正面降压效应就开始递减,到了后面几乎为零。”?因为,同轴动子叶片的运动角速度是一样的,为了提高后面叶片的压缩效率,设计者要逐层收缩涵道口面积。收缩的坡度一旦被定下来它的最高合理转速就被定下来了。高于这个转速就会有一定量的气体在还未到出口开始反流或滞留在某个层级的静子与动子之间,而整个情况是逐级加重的,这就是动子叶片迎风面降压效应逐级递减的原因。(以上是针对静态环境而言的,在动态环境中情况会更为复杂。)设计一台航空发动机最大的悲剧就是;其涡轮转速在一开始没加多少油就超过其压缩机最高合理转速。使得涡轮前温度在达到某个定值后任凭再继续扩大燃烧规模多少,涡轮转速也不再增加,只增加涡轮前温度......
  为什么说“这种在动子叶片前面形成低压效应有时候不但会消失,还会形成反向压差。”原因有两点;1.压缩机前面转子层级工作效率远高过后面的转子所导致的。2.随着飞行器速度的增加,正面迎风压力的增强,上段所讲的最高合理转速也在同步降低。涡轮转速未有相应的降低,这种在压缩机内部的反向压力会逐步增强形成一股给发动机内部热动循环制动的最主要力量,当然它也是发动机耗油量增加的最大的罪魁祸首。而且,它也是发动机工作喘振的来源。
  在我肤浅的看来;专家们苦苦收集数据,寻找核心机最佳配置的核心内容就是在此。研究是盲人的摸索,往往能够摸到问题但是看不到整体,所以找不到原因,难就是难在这里。
  为了尽可能地使压气机能够适应涡轮的低功率,一般是设计同轴压缩叶片每一级动子
  的运动外径相等,这叫等外径压缩。等外径可以保证所有动子叶片不但转角速度相等,而且,还可以保证叶尖线性运动速度也相等,避免压缩机后段压缩效率下降太多。针对小直径高速巡航发动机,可能还会有扩直径设计。就是同轴后面的动子运动直径要比前面的大。这种设计有利于适应高速飞行,在更高的速度上保持节油航行。
  另外还可以逐级增加动子叶片转角厚度设计,这样也是为了适应进气口气压的增加,但是坏处就是同样的重量和体积,它减少了压气机层级,降低了静态压缩总比。









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