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对于新原理高推重比发动机的猜想

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 楼主| 发表于 2020-3-20 11:08:01 | 只看该作者 回帖奖励 |倒序浏览 |阅读模式
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。
7 E8 T" b' ?8 b0 T+ Y) u8 S) u
0 v, G. ]$ g0 T6 Z" g, O/ n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。. Y2 [) z& n. I! V  N. u5 d: H
; f1 \$ ~# M6 v7 ^1 T) o- b; J
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。4 m, C1 C7 t/ q$ z
2 t+ v1 g+ \5 U- U! ~, n
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。; `5 \, R  N' {6 ]# N- Y. n

* G7 w: j( F6 M2 }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。
; o# f' {! r" ^$ f1 }8 p
$ B5 o$ l+ y" n1 M7 @  k) y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。7 x2 U* R+ N0 ?5 L

5 v, H7 y4 J( _- e! h- q' |' R- v  D9 k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。
0 p5 M5 k( P2 o1 S/ A/ l8 n) }% ^! Q- O2 M) n) _( v9 r
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。! S9 H" L0 m! E. I! _
6 J" W5 K1 c* S' t+ A1 R2 }
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。
6 `' Y8 x% k) U
& F  o% `. \  L! K$ ^5 s( k, U& e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%。
. f6 m1 k0 c" x  q% b. i: O# |) }/ x1 a8 D# M
“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。
2 k+ T% Z2 Y% a- L- f$ w/ Q0 ?" c& O2 G8 l
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。
2 S4 l' C; @/ W- e/ j. W- z+ `% ]' z8 x6 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。- l8 b4 e+ S; u

1 d5 @. m1 T- U6 ?; z3 n) 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。+ j2 C: X' {  w  A5 C4 p

+ r: |! ]3 F: ^* n) J& f! ~! U7 i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。
( }7 S; E- [& v
& B+ J4 x  a) s& X! ]( ]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。3 W7 ~* ~* |9 A1 n$ q5 W
) n/ [7 z. k# D3 R% p; o" h
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。( w# C/ U+ M" L5 w0 Q
& B: C* ]' x" b! s+ Z$ e" l* q
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。4 u& ^3 h% H7 t& c! N+ S- d

. h! q. Q8 }& W* ~8 m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。
4 ^+ j) ?6 Y- |* _
% r# n* N6 a. P4 \2 }/ n2 q# t! G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。) }! [8 G/ ^- h7 J- L

  l4 {6 E) n1 ^8 H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。6 H- L/ v. V$ Z: X" F' e- P
7 M3 q8 M% z2 r, p6 o; u
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。* W6 {, q7 z' Q; W

# ~! j4 g7 T4 ]5 c# S1 e/ C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。
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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?/ Q2 p8 I0 G& b1 e/ w5 d

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    开心
    4 小时前
  • 签到天数: 2345 天

    [LV.Master]无

    沙发
    发表于 2020-3-20 11:35:24 | 只看该作者
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  • TA的每日心情

    2020-11-20 06:24
  • 签到天数: 1618 天

    [LV.Master]无

    板凳
    发表于 2020-3-20 11:43:35 | 只看该作者
    奖励N97口罩一千枚如何?
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  • TA的每日心情
    慵懒
    2024-5-9 20:53
  • 签到天数: 308 天

    [LV.8]合体

    地板
    发表于 2020-3-20 11:50:12 | 只看该作者
    又是俺的字都认识系列。

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    油墨: 5.0 给力: 5.0
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      发表于 2020-3-20 12:02
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  • TA的每日心情
    开心
    2024-4-13 18:20
  • 签到天数: 3 天

    [LV.2]筑基

    5#
    发表于 2020-3-20 12:04:28 | 只看该作者
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    中国10年后有望研新原理航空发动机 推重比15
    0 v4 H, n& M- o  B9 s7 X1 C6 p原子小熊2013/6/21 9:39:58
    ! x$ O3 k' y6 Z0 G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”。
    6 b2 U2 v2 R. D8 T4 W2 }! r: o

    点评

    给力: 5.0 这真是极好的: 5.0
    涨姿势: 5.0
    给力: 5 涨姿势: 5
      发表于 2020-3-21 08:25
    给力: 5 这真是极好的: 5
      发表于 2020-3-20 12:17
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    该用户从未签到

    6#
     楼主| 发表于 2020-3-20 12:17:12 | 只看该作者
    燕庐敕 发表于 2020-3-19 21:43
    3 U0 U9 D) |3 @" I/ v奖励N97口罩一千枚如何?
    . M( [  j" ~2 \; x9 I
    哈,他在上海,口罩大概已经囤了好多了。
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  • TA的每日心情
    奋斗
    2020-3-8 17:23
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    [LV.6]出窍

    7#
    发表于 2020-3-20 18:59:11 | 只看该作者
    推测是否和DF17乘波体发动机同源
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  • TA的每日心情
    开心
    2021-2-12 21:15
  • 签到天数: 584 天

    [LV.9]渡劫

    8#
    发表于 2020-3-20 19:38:00 | 只看该作者
    smileREGENT 发表于 2020-3-20 11:50
    * \% Z4 e. z/ Y& q% L  g又是俺的字都认识系列。

    ( O: S$ E2 c9 p2 [! D  Y9 z同学啊
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  • TA的每日心情
    开心
    2021-2-12 21:15
  • 签到天数: 584 天

    [LV.9]渡劫

    9#
    发表于 2020-3-20 19:40:09 | 只看该作者
    本帖最后由 liuqing098 于 2020-3-20 19:44 编辑 ' j4 z1 m* Y0 j+ ^) K
    1 n: B% p+ ]) [) l+ @
    列车长是席亚洲吗?本文是针对列车长哪篇文章阐述的啊?
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  • TA的每日心情
    奋斗
    2023-1-1 00:24
  • 签到天数: 1033 天

    [LV.10]大乘

    10#
    发表于 2020-3-20 19:51:04 | 只看该作者
    / y! g; R3 D  ?
    + c# Q; @# ~- A% o+ z
    字都认识系列。 同问列车长的梗
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  • TA的每日心情
    慵懒
    2018-6-2 22:44
  • 签到天数: 16 天

    [LV.4]金丹

    11#
    发表于 2020-3-20 20:35:38 | 只看该作者
    呵呵
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    该用户从未签到

    12#
     楼主| 发表于 2020-3-20 22:11:28 | 只看该作者
    colin1992 发表于 2020-3-20 04:599 Q) `* {% k! p
    推测是否和DF17乘波体发动机同源

      i1 @; u6 q, K# h, T; a4 t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
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    该用户从未签到

    13#
     楼主| 发表于 2020-3-20 22:15:08 | 只看该作者
    liuqing098 发表于 2020-3-20 05:405 b4 @: K3 l3 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?
    $ \2 u8 Y6 Z7 s# ]% ?% I$ X5 y
    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。
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  • TA的每日心情
    开心
    2021-2-12 21:15
  • 签到天数: 584 天

    [LV.9]渡劫

    14#
    发表于 2020-3-20 22:20:12 | 只看该作者
    晨枫 发表于 2020-3-20 22:15' [) a* L) `1 X4 T5 O% L: e' h
    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 ...
    & j. S' w7 x( E0 |. |: R
    哈哈哈,谢谢啦!知道席胖子,不知道列车长
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  • TA的每日心情
    郁闷
    2024-11-9 11:44
  • 签到天数: 2166 天

    [LV.Master]无

    15#
    发表于 2020-3-20 22:52:24 | 只看该作者
    晨枫 发表于 2020-3-20 22:15+ X" @1 d. I3 u# D
    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 ...
    5 @2 i& x( i: r" G# `) c
    上次的那个女姐姐,还是算了吧

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    不能同意更多: 5
      发表于 2020-3-20 23:02
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