《自然辩证法概论》课程论文-航空燃气涡轮发动机总体设计中的对立与统一矛盾关系.docx

自然辩证法概论课程论文 航空燃气涡轮发动机总体设计中的对立与统一矛盾关系 摘要本人在航空宇航推进工程专业的学习中，经过本科四年的学习、实践、实验、概括，总结出在航空燃气涡轮发动机总体性能设计的工程实践中体现出的几大主要的对立与统一的矛盾关系，这些关系涉及到航空发动机工程的飞机与发动机匹配、发动机主要指标、发动机加工与制造、发动机部件与系统、科研与工程等方面。本文选取其中几个代表性的矛盾，并找出航空发动机设计工程中的主要矛盾，详细在文中描述出来。本文写作尽量使用通俗易懂的非专业性术语，希望对于非航空航天专业的人士系统地认识航空发动机工程产生一定的帮助。关键词航空燃气涡轮发动机；总体性能设计；矛盾关系目录摘要I引言1巡航高度的矛盾1发动机涵道比设计的矛盾3结构设计与加工工艺的矛盾6部件性能和总体性能的矛盾8结论与建议10参考文献1212引言自然辩证法是总结人类社会中所有科学、技术，而形成的对于自然、人类社会及他们的关系的认识，通过对自然科学的不断探索形成符合客观的世界观、方法论，是一个总结性、从具体到抽象的研究过程。所以可以通过深入研究任何一门自然科学和技术，抽象化概括得到关于人类和自然的关系的认识。航空发动机的类型包括航空活塞发动机、航空燃气涡轮发动机、航空冲压发动机、航空脉冲爆震发动机、航空涡轮基组合发动机等。其中航空燃气涡轮发动机是现在运用最广泛的类型，也是发展前景十分光明的一种类型的航空发动机。本文中以下将航空燃气涡轮发动机简称为航空发动机或发动机。从航空发动机作为产品的角度，在不同类型的发动机上我国落后于西方先进国家，航空发动机长期不能满足装备发展的需要。经过多年发展，我国航空发动机行业积累了一定的技术基础，也有了部分自主知识产权的定型发动机。但距离西方先进产品还有一定的距离。本文从航空发动机总体设计工程实际出发，围绕几个主要的方面，分析了设计航空发动机过程中面临的几大主要矛盾以及他们之间对立统一的联系，抽象、概括、总结出其中蕴含的自然辩证法原理。巡航高度的矛盾民用航空载客飞机是民用航空中重大的一部分。由于越接近高空，空气越稀薄，气体密度、压力、温度越低，飞机飞行阻力越小。此时对于航空发动机来说，所需要提供的推力小，并且发动机进口空气温度低，发动机的空气压缩部件所需要的能量较小。因此，越接近高空，发动机的耗油量越低，则民航公司越节省费用。于是民航客机的飞行高度往往在10千米以上。这是矛盾的一个方面。图 1 大气温度随高度变化曲线然而由于高空中的空气稀薄，为了使客舱中的旅客感到舒适，客机常需要对机舱加压，使用空气压缩装置保持机舱内空气压力达到2千米以下高度水平。因此机舱内的空气高压与机舱外的大气低压使得客机机体承受了巨大的负荷，好像一个吹起的气球。为了保证飞机结构的稳定，飞机机体不得不采用多种形式的加固。因此，飞机的飞行高度越高，飞机机体加固的程度越大，飞机的重量也越大。由于飞机的重量增加，飞机所需要的升力增加了，对于发动机提出了更高的推力要求。综合来说，飞行高度增加造成的机体加重，增加了发动机的油耗，提高了航空公司的成本。因此民用航空飞机的飞行高度被限制在一定的范围以内。这是矛盾的第二个方面。在客机飞行高度这个矛盾问题下，矛盾的两个方面既有对立，又有统一。对立体现在更高的飞行高度能够减少推力需求和发动机做功，而更低的飞行高度能够减少飞机的重量。当飞行高度低的时候，矛盾的第一方面占据主导地位，当飞行高度过高时，矛盾的第二方面占据主导作用。最终确定的飞行高度是两个方面互相作用的结果。一般的民航客机，巡航飞行高度确定在海拔11千米附近。此外，民航飞机在飞行过程中经历起飞、爬升、高空巡航、下降、着陆这5个阶段，根据飞行距离的变化，这五个阶段在总飞行时间中所占的比例也会发生变化。举例来说，若飞机的飞行距离增加，则飞机将有更多时间保持在高空巡航的状态；反之，爬升、下降2各阶段所占的比例将会增加。由于前面所述的原因，客机在高空巡航状态下更加省油，而爬升状态由于发动机推力大更加耗油，因此民航客机努力增加高空巡航状态所占的比例，以降低全航程平均耗油。因此飞行航程成为了影响飞行高度的因素：当飞行航程远时，民航客机倾向于增加飞行高度，使得长时间的高空巡航具有更低的油耗；当飞行航程较短时，民航客机倾向于降低飞行高度，使得爬升过程更少的消耗燃油。图 2 民航飞机飞行任务剖面总结来说，在民航飞机飞行高度的问题中，飞行高度是矛盾的现象，而保证飞行安全、降低飞行成本则是矛盾的本质。发动机涵道比设计的矛盾航空燃气涡轮发动机有涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、开式转子发动机等形式，其中在民用航空领域运用最广的，是涡轮风扇发动机。图 3 涡轮风扇发动机简图涡轮风扇发动机是在简单的涡轮喷气发动机基础上，增加压气机前的风扇和压气机外的外涵道构成的。从涡轮喷气发动机改为涡轮风扇发动机后，由于空气流量增加，在同等的推力下喷气的速度大大降低，因此对于飞行中的飞机来说，推进效率大大提高。因此，涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机经济性能更好，适合民用航空飞机的使用。图 4 推进效率与涵道比关系曲线在涡轮风扇发动机设计中，增加发动机的涵道比（即流过发动机外涵道的空气流量与流过发动机内涵道的空气流量之比）即能够增加空气流量，提高发动机经济性。因此工程师们努力设计更大的发动机涵道比，在过去40多年间，涡轮风扇发动机的涵道比不断增加，从最初的涵道比在1以内，增加到如今涵道比10以上，甚至出现了涵道比超过20的开式转子发动机。增大涵道比就能提高经济性，这是矛盾的第一个方面。另一方面，随着涵道比的增加，发动机结构也需要相应的变化。第1，涵道比增加需要更大的风扇、更长的风扇叶片。因此风扇叶片所受的离心力会增加，风扇的强度要求增加，重量也相应增大；第2，涵道比增加，需要更大的外涵道，因此发动机外涵道重量也会增大；第3，涵道比增加，风扇对空气做的功也会增加，由于风扇是由发动机后部的涡轮带转的，因此涡轮需要产生更大的功率；第4，涵道比增加，为了限制风扇叶片尖端速度，风扇转子需要相应减小，则涡轮的转速也会相应减小。由于涡轮既需要功率增加，又不得不转速减小，因此涡轮需要更多的级数，即发展成为多级涡轮。这进一步增加了发动机的质量。总之，涵道比的增加造成了发动机整体重量的增大，又造成了飞机总重量的增大，使得飞机的经济性下降。这是矛盾的第二个方面。涡轮风扇发动机矛盾两个方面的相互作用的结果，就是涵道比处在一个既尽量大，而且在工程材料和加工工艺能够允许的极限范围以内。并且随着科学探索、工程经验、材料技术、加工工艺的不断进步，四十多年来，涡轮风扇发动机的涵道比从1以内增加到如今CFM公司发展的LeapX发动机具有的高达12以上的涵道比。并且发展出了复合材料风扇叶片、复合材料外涵包覆材料、空心风扇叶片等高技术。可以看出，涡轮风扇发动机的涵道比与结构重量之间的矛盾，推动了涡轮风扇发动机的长期不断发展。结构设计与加工工艺的矛盾飞机发动机是一个复杂精密的机械系统，追求在更小的体积内，产生更大的推力，这对结构设计和加工工艺提出了巨大的挑战。这其中，结构设计和加工工艺之间也存在对立统一的关系。图 5 外形复杂的复合材料风扇叶片结构设计的目标是保证部件的功能全面、效率高、体积小，因此，部件结构设计中努力追求形式复杂、表面光滑、加工误差小、部件间隙小。举例来说，航空发动机涡轮部件中涡轮叶片叶尖与涡轮涵道内壁之间的缝隙会漏气，造成涡轮效率的下降，因此在设计中尽量减小涡轮叶尖和内壁间的缝隙。再举例来说，为了保证涡轮叶片在高温的燃气流中避免熔化、变形和长久工作，需要在叶片中通入冷气以进行冷却，因此设计中尽量保证以更少量的冷气、完整覆盖叶片表面，并对温度高的部位加强冷却，因此叶片内冷却通道极为复杂。下图为某空心涡轮叶片横截面上展现的叶片内冷却通道。图 6 结构复杂的空心涡轮叶片加工工艺包括工程材料的选取、工程材料的加工方法、加工设备、加工误差标准、加工配合标准、通用零件标准等。追求的目标，是制造工程节约、经济、快速、简单、标准化、易维修等。因此复杂的结构设计对加工工艺提出了极高的要求，许多优秀的结构设计，由于加工工艺水平的限制，或者不能采用，或者实际性能与设计性能相去甚远。举例来说，若涡轮叶片尖端与涡轮内涵道内壁缝隙设计值过小，则需要付出很大的代价对叶片和内壁进行高精度的加工，加工后的表面还需要高精度的检测，这引起发动机制造的成本大幅上升。并且由于精密加工工艺总伴随着良品率的下降，若不符合设计要求的叶片被安装在发动机上，在工作中，涡轮叶片与涵道内壁可能发生蹭磨。这种蹭磨轻则导致涡轮功率损失，磨损后的叶片间隙增加，重则可能折断叶片，毁坏发动机，危及整价飞机的安全。再举例来说，若空心涡轮叶片冷却通道设计的过于复杂，则先进的加工工艺会造成制造成本上千倍的增加，往往几十个加工成品中才能找到一个满足设计要求的涡轮叶片。若要提高良品率，则涡轮叶片冷却通道的设计只能更加简单，导致涡轮叶片寿命减少，频繁的检修、更换，同样增加了成本。在结构设计和加工工艺矛盾的作用下，一方面发动机的设计被约束在一定的加工工艺允许的范围之内，性能受到较大的约束，另一方面很高的设计要求对加工工艺造成了非常大的挑战，需要不断更新最先进的设备、不断培训更熟练的工人、不断探索能够达到的更高的公差配合结构设计和加工工艺的矛盾运动，使得多年来航空发动机的发展日新月异，加工工艺水平不断进步，发动机结构也越来越复杂、精确、可靠。设计要求和工艺水平是一个矛盾的两个方面，这两个方面互相制约、互为条件，推动彼此不断的进步，造成航空发动机螺旋式发展。部件性能和总体性能的矛盾航空发动机是一个复杂的机械系统，是由多个零件、部件组合而成的。但总体和部件之间也存在矛盾，这是航空发动机总体性能设计工程中不得不面对的重大矛盾，在我看来，也是航空发动机总体性能设计中的基本矛盾。首先，部件设计与总体设计的目标既有矛盾又有统一。部件设计的目标是尽量好的满足部件性能要求，即部件效率高、强度大、重量轻、稳定性好、经济性好、工艺性好、维修性好因此部件设计希望运用更多资源，达到甚至超出同行的产品。但由于部件性能往往随着工作状态的改变发生变化，工程师们设计的部件往往不能在更广的工作范围内保持高效率工作，而且越先进的部件，其最佳工作区间往往越小，工作条件越苛刻。下图为一典型压气机特性图，可以看出，压气机的效率和增压比的变化是非线性的，压气机高效工作的区间很小。图 7 典型的压气机特性曲线总体性能设计中，追求的目标则是各个部件均能够工作在较高的效率区间、部件之间匹配性好、发动机整机易于有效的调节和控制、发动机能够适应更复杂和广泛的工作条件发动机部件之间的匹配，是指由于发动机各部件组成一个系统，空气依次流过各个部件，许多部件在结构上以物理组合的形式相连接，因此工作中必然相互影响，必须满足流量连续、转速相等、压力平衡等条件，若所提供的部件的最佳工作区间很少重叠，或者工作条件要求苛刻，对总体设计是有害的。因此对于总体性能设计，追求总体性能的高效、稳定，但并不要求各部件均工作在唯一的最佳点。由于部件性能和总体性能设计的矛盾，航空发动机总体性能设计工程师往往要求部件性能满足一定的要求，但个别部件的性能突出并不能带来明显的总体性能的提升，甚至会造成研发费用的超标。因此成熟可靠的发动机往往需要在旧的设计基础上不断改进而得到，不断趋于稳妥，最新的科学技术总不能立刻应用于航空发动机设计的工程实践之中。相应于航空发动机总体设计和部件设计的这一对矛盾，我们应当使主观和客观相符合，上层建筑与实践基础相符合。即调整航空发动机设计工程的组织形式，与航空发动机设计工程的客观规律相匹配。具体来说，即是将产品研发和尖端科技创新区分开来：对于产品研发，应当以产品为导向，以系统总体的最大效率为目标，各部件借助成熟可靠的技术资源，满足一定的性能需求；对于科研创新，则应当不断探索技术和科学的边界，大胆采用新的构想、新的方法，不断积累工程经验、总结客观规律。优秀的总体性能来源于各部件的稳定和共同工作，而各部件的性能进步，支持着总体性能不断开拓新的可能。正是在部件和总体的对立统一关系下，航空发动机70多年的发展历史中，开发、应用了无数最新的科学技术，不断改进已有的加工工艺和设计方法，创造出了性能越发优秀、工作越发可靠、成本越发节约、种类越发繁多的航空发动机，并且在不断的量的变化中，出现了许多结构形式、设计思路的质的变革。结论与建议除过以上所详细说明的几大体现在航空发动机总体性能设计中的矛盾外，经过我的总结，航空发动机具体工程实践中体现的矛盾还有：设计寿命与循环寿命的矛盾；支线客机与长航程客机之间的矛盾；基础科学与工程应用的矛盾；噪声标准与工程实现的矛盾；各种交通工具污染排放的矛盾；油量和航程的矛盾；先进性与经济性的矛盾；燃油价格与飞机市场动向的矛盾；总体性能设计中管理、控制、流程、创新、考核之间的矛盾；学术研究和工程约束之间的矛盾；改进与革新的矛盾；技术体系的借鉴与自主总结之间的矛盾；精度和余量之间的矛盾；减重与配平之间的矛盾；数据与经验的矛盾；数据保护与共享之间的矛盾；方法和准则之间的矛盾；多学科交叉之间的矛盾可以看出，航空发动机这种复杂的机械系统的设计实践中，会面临无数的矛盾，它们分别在不同的领域、不同的层次发挥作用，并在不同的场合下占据支配地位。综合来说，在航空发动机总体性能设计中，总体性能要求和部件性能设计的矛盾是处于支配地位的。因此我们应当在工程实践中积极研究矛盾和他们的关系，使主观的认识和组织形式正确的反映和适应航空发动机