|
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。
{# e+ K: h, Q e2 f) [: {) V
" f" [8 K( y" G* ^4 m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。& Q- x- R( y4 b) V; v, s! m( a" p
) T" b3 }! j8 A+ q5 R8 K) Q
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。0 ^4 ]& [4 I/ |8 w& S1 o E# @
5 q7 X6 `0 h; V. E
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 K0 d8 [9 \4 r, v" s
; ]# p! o; ?& T3 Q
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。( I! G0 n4 v7 P$ C8 C4 H5 j
! \) z! C6 f% ]% C( h/ [, u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。
. l* B/ a, I/ m9 \9 ^) [
3 R) B1 x; j/ s7 {6 H2 A/ o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。
- ^ R' j) S m2 E0 @% v# R7 Z9 a0 o' P$ }; 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。
, n; ]' @# y* o) d- s9 _& B1 X; A( A7 x; e
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。" ` U+ a. s4 E+ e
5 E$ r& J7 M/ m. k" Y& q9 O* [ B
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%。
) l# Y& `! x, J
$ |5 \+ M2 D3 w. j2 U6 n# 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。
% W! P( }0 @" P, E+ R( c. R @2 \1 a+ {3 }! ?* |% E! F4 [
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 Q4 a. w+ D; Y9 g8 y( t
* z5 \. F! I1 l5 {- e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。
2 ^& H& c' n. p. Q' T# X# A0 D
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。
3 I2 y& u; O V) W, B: B( r& L* j$ k4 I! t4 P1 _0 S5 x
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。
2 y+ j+ l9 \, G
+ ]& e6 ?2 k* D0 }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。
0 L0 `0 @" ~& ], c
- ~' s( f3 _4 _0 b, N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 ~3 l5 H4 _; T* Q0 A% R* P* R
5 L1 @0 \: q6 [9 ` 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。
& y2 Y9 e( d- R4 B6 I/ k/ x: l& n9 X, N
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。
Y% ]7 t3 z, r, A: |# o7 k0 |2 F0 p( [: J6 \) Y
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。
$ _- N* Q" G' f8 @
" p# H8 {6 Y8 K6 u2 l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。; r7 E0 ~7 b: T5 e' N
5 t7 Z9 n; f- w O1 N% 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。+ c) v, w) U+ P; b+ a _
?4 I: U7 y v9 T' r8 a
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。5 [ ?3 f9 z S; g
2 J2 K' A1 J; D3 [' z" k( n7 t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?
1 V6 C% K6 Q" r+ I/ D' } |
评分
-
查看全部评分
|