|
|
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。 N4 @6 z6 F2 X( T' ] S+ i+ A
* j+ \6 j2 P3 b5 X9 J& d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。
3 ?/ ]1 _7 H2 N. w3 S6 P0 J% m; x3 }; @3 J7 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。6 K2 u9 w( K$ O' p1 w
: k! I+ K& w, f+ J
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。
! T; k9 w7 H. @* O# M1 D( y% T z" q: ]8 Q& w/ x, D
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。
5 @) ~" P( h6 W3 T9 u1 b+ _9 j- z. g, v9 f6 k
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 I+ G4 c/ v& W# E8 m- Y# D% C6 i8 ]9 X3 T s* t. R
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。% }$ U" Z# M- G9 i7 F1 ~
5 u0 g/ C! P' j* Y
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。- ~% d2 T. Q7 N J
$ ], y3 B& Z4 k1 k# m0 I5 C7 B
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。
" z) |! P) F0 M Q" G, S2 s7 D# d
4 X% }# k- a& S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%。6 M6 {" n: g4 A5 c
3 m1 S K5 R* Y& I% 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。
) H0 l0 q8 a& T6 q2 Q
; A7 q6 U$ d' ~8 w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。
5 B# ~# R' _4 M3 N: _& q
3 a. ^5 G! V& M8 v8 [: B2 ~& v1 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。3 r- l1 ~+ m1 H
0 A: M2 O, \8 g5 |# 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。, k: n( U! N0 L+ K- v: G
I& i+ K( ~* @6 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。, }: r! i% l2 `$ ~# F4 I' d$ D
$ S, l2 Y; M6 t' g
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。
( y3 A/ |! m" s" E! ?. J# M
) F9 m- @/ X3 ^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。
0 V& O+ H( ?0 X8 O' F
% W+ G/ y# o4 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。
! v( K1 E( R. `# F4 f( m* j. X3 I1 q( P
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。
/ R, k( K" @ o' b' j
1 |9 b1 x4 X0 K$ [4 D6 s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; P( w- e* H
& x9 X" x7 I5 z, R2 N1 k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。* q" t; V) P: v) i
1 E8 L0 x% }; e+ r6 U$ a* w. n
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 r9 b/ v2 x2 }! @ p& c4 b
; S, s% S7 _' J! L9 K- y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。- c% n. O; d. i/ {/ N
% a1 q! D: C& V! t8 J8 R3 X
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？
& e( T- {3 q- N$ \+ y+ |( W0 M |
评分
-
查看全部评分
|
雷达卡
楼主
收藏
分享
淘帖
支持
反对
提升卡
置顶卡
沉默卡
喧嚣卡
变色卡
抢沙发
千斤顶
显身卡
发表于 2020-3-20 11:35:24
