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 航发的革命 变循环   (下篇)

已有 1141 次阅读2018-6-26 02:36 |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
  (下篇)

  以上内容属于独立创作 未投过其它刊物
  

  摘要:这就是所谓的变循环发动机设计原理的由来。它能够适应更高的速度,更高的高度,可以长时间跨音速巡航。而且更省油。由于核心机零件的大幅减少和对高速适应性增强,从根本上解决了长期以来压缩机运转速度与涡轮运转速度严重不匹配的内耗问题,它的推重比远远超出了一般发动机10以内的范畴,可以达到甚至超过30这个一般人不敢想象的地步。
  关键词:变循环 核心机匹配 

  再难再复杂的自然科学突破后回头看都会感觉;其实很简单,找到关键主线一抽便开。上篇我们找到了这根主线是压缩机合理工作转速太低与涡轮合理工作转速太高两者很难匹配的问题。
  为了解决这个问题让我们看看航发专家们都想了些什么办法;
  1.遮蔽发动机进气口一定比例的面积。这样做可以降低压压气机前段工作效率过高的问题,使压气机的合理工作转速提高,如此扩大了与涡轮合理工作转速的重合区间,从而降低发动机内耗达到省油和高速适应性更好的目的。问题是;这样做降低了发动机静态推力,使起飞阶段助跑距离更长,载重更小。不适用于需要大推力的重型飞行器的需要。
  2.给低压涡轮增加工作负荷,使低压涡轮合理工作转速区间下移。比如民航的大涵道比风扇发动机。通过大风扇工作耗能来迟滞低压涡轮的转速从而迟滞低压压气机的转速,使发动机始终在压气机合理工作转速范围内。这样做实现了省油的目的,而且推力也阔大了,但,问题是;主要依靠风扇动力的发动机适应航速较低,高限也较低,不适合需要高空高速能力的战斗机。
  3.打放气孔放气。例如雅客141的发动机,它既要起飞推力大又要超音速能力,该发动机设计者就想出了这个招。后来这套办法被美国F135的发动机采用。我国自主研发的某型航发上也采用了这个办法。它的问题是;放气降压开口大小需要进行控制,如此便使发动机控制零件增多,提高故障率,而且这并不是彻底解决问题的办法。如果压气机与涡轮合理转速区间偏差太大;放气后涡轮阻尼减少转速又会提高,提高后新的气梗阻现象仍然会在放气孔后层出现,这肯定不是从根本上解决问题的出路。
  4.增加轴层。三轴发动机设计;因为多了一对热动循环组,可以把前段压缩效率最高的叶层与运转速度最低的最后的涡轮叶轮连接,如此一来;一方面可以使压缩机压缩效率高的层级运转速度比压缩效率低的层级要慢。使压缩机与涡轮总体配置更平顺。另一方面,在提高不同层级涡轮与压气机配比贴切的同时可以提高压缩总比。但是它增加了发动机的复杂性和重量同时并不能从根本上解决问题。

  再谈谈涡轮;涡轮运转是完全依靠膨胀气流吹动的,它的有效工作范围内是超音速无障碍的,而,涡轮叶片相对吹动它的气流速度差超过三倍音时速对于它才是真正的挑战(因为这不但涡轮叶根部会有强大的扳折力,而且,在叶片上还会有强大的热障,汇合气流本身的高温和巨大的离心力,严酷的程度,任凭材料再好都应付不了)。所以,涡轮的转速障碍所带来的问题严重性要远远要高过压缩机的压缩叶片转速障碍。为了降低膨胀气流速度,从整体上分减每一层级涡轮的负荷,工程师会有意提高低压涡轮密度和层数(或者说是工作负荷)。这样一来;低压涡轮所带动的低压压气机就会吃进更大量的气体,而这么多的气体不能同步地被后面的小直径高压压缩机全部吃掉,多出的气体必须要设计外涵道排掉,否则就会出现逆流,使压缩机给运行中的涡轮刹车。因此,双涵道、多涵道、超大涵道比涡轮风扇发动机便应运而生了。排气涵道设计得过大,则压缩风扇工作阻尼过小起不到给高温气流整体降速的作用,这样高压涡轮叶片就很难承受。所以外涵道排气道大小控制又成了发动机复杂化、沉重化的病根。而且,如此设计使超音速巡航变得更不可能。
  为了进一步提高发动机性能,甩开压缩机速度与涡轮速度不匹配问题,在上述多级压缩和多涵道设计基础上,美国工程师从上世纪70年代开始基于已有的超燃发动机燃烧技术开始研究低压燃烧的发动机。就是燃料在涡轮前通过蒸发器燃烧后再与未参与燃烧的冷空气混合,混合后温度比较低的混合气体再冲击涡轮,而涡轮带动的压气机风扇是在超音速下运行。这样一来低压压缩层就不可能是俄罗斯的8层,他们会缩减至2层,高压压缩机的12层会缩减至4层。整个压缩总比始终随着飞行速度地增加而增加,于此同时涡轮叶片的层级数量也进行了相应的减少。这样一来起飞阶段就是个难题,为了提高起飞推力,他们把原来的加力燃烧室取消改在外涵道开辟另一个环形燃烧室,在外涵道环形燃烧室燃烧后的混合气流流经最外层涡轮喷出(我会配一个简单的示意图附在后面),这样通过控制内外两个环形燃烧室的燃烧油料量来配比控制发动机内部两套涡轮压缩机之间的各自的工作占比来适应不同飞行环境下机师对飞行器的操作需要。除此之外,外涵道热动循环实际上还与飞行速度挂钩,飞行速度越高就会有更多的气体被压缩进来,(这是这种减少压缩层设计的最大优势。)。通过两套独立的热动循环系统单独操作供油量,而且还能利用飞行速度参与热动循环的燃烧模式就是传说中的变循环模式。虽然里外两层都是低压燃烧开始,随着飞行速度增加压缩机供给的空气压力会翻倍的增长,这种燃烧除了开始需要蒸发器外后期绝大部分飞行状态并不依赖蒸发器工作,它还在喷油嘴上被做了革新,那是一种中心可以喷气的离心喷油嘴,它比一般离心喷嘴雾化效果更好,缺点仅仅是喷油速度降低了一倍而已。
  这就是所谓的变循环发动机设计原理的由来。它能够适应更高的速度,更高的高度,可以长时间跨音速巡航。而且更省油。由于核心机零件的大幅减少和对高速适应性增强,从根本上解决了长期以来压缩机运转速度与涡轮运转速度严重不匹配的内耗问题,它的推重比远远超出了一般发动机10以内的范畴,可以达到甚至超过30这个一般人不敢想象的地步,所以我称它是航发的革命性设计。这种设计的发动机还可以连接冲压发动机的燃烧模式,在冲压与非冲压两个模式来回转换,从而进一步提高航程和燃油工作效率。

  结尾补充;我在压缩机运行原理上与教科书有很大的不同认识。我认为,教材上的逐级放大压缩理论只适应描述等内径压缩效率低下的情况,而不是压缩机运行原理。经过被曲线加速的气流的内压实际应该不是被同等比例同时提升的,它的内压增加是在流速降低的情况下产生,所以,从压气机出来的空气压力要在扩压室这个大体积空间流动速度放缓时才能够获得。所以考虑到这个因素,为了尽可能地不浪费气压,扩压室要设计得尽可能长一些而不是一般设计的那样短。喷油嘴要尽可能地不影响扩压室的扩压结构,也就是说要设计得尽可能体积小而不影响扩压室的大小头结构。当然,蒸发器更要考虑这些。使扩压室成为真正的空气流动的定向阀,燃烧所产生的高压不能对进气量有一点点影响。

  以上就是本人肤浅的荒谬的偏激的未经实验证实的认识,由于不在航发系统内工作,很多关键性数据无法得知,完全依赖凭空想象、模拟推导出来的,其中不免存在致命错误而不自知。希望,能够参加国家有关项目的研究工作,进一步学习,提高,能为祖国的强大做一块砖石。另外希望能安抚一下我个人对此强大好奇心给我带来的长期折磨。最后;感谢!刘青以及刘青父母的支持与鼓励,感谢深圳的彭鹏耐心的启发和不厌其烦地带动,感谢我的高中物理老师杨桂云先生......









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