航空发动机整机的性能方案设计

航空发动机整机的性能方案设计对于一款民用航空发动机来说，最重要的是什么？平安!省油!安！全！省！油！重要的话说三遍！正如有国外专家说的那样：民用发动机必需足够平安、足够省油，否那么就是白给航空公司，人家也不要。“丈母娘择婿指南”那么大家说了，你就造个最平安、最省油的，很难吗？我们先不涉及制造、装配，仅谈一谈整机的性能设计问题。一款民用航空发动机要想和心目中的飞机搭伙过日子，就得首先被航空公司挑中。与中国大妈挑女婿的标准类似，能被选中的发动机也要满意以下几点要求：力气大（高推力）、吃得少（省油）、不要动不动就搭挑子（平安性高），最好全年无休（牢靠性高），有病不去医院吃个药片就能好（修理本钱低），同时还要足够沉稳内敛（低噪声）、讲究卫生（污染物排放少）。下面，就让我们一起走近民用航空发动机，看看它是怎样从整机性能上勤修内功制服丈母娘的吧。首先，关心大发修炼的亲友团们，肯定不能无的放矢。在相亲之前，他们就从各个渠道得到了大爷（适航当局）大妈（航空公司或飞机制造商）更详细的要求：可以现在没有多大的事业，但应当有力量（推力要求）吧，生活上不能太大手大脚，要会过日子（耗油率要求）啊，还有，不能太矮也不能太高（尺寸要求），更不能是个大胖子吧（重量要求）。此外，身体肯定要健康，一口气上五楼不能大喘气（不喘振）。碰见个工作上生活上的沟沟坎坎，不能轻易丧失信念（恶劣条件不熄火）……诸如此类。条件清晰了，大家抓紧登记来，名为“丈母娘择婿大全”，啊不，是“研制总要求”一一小伙子，玩命奋斗吧！“小”分子的“大'力气说到力量，究竟大发为什么能这么猛啊。这里我们必需从气体的状态方程说起，这个奇妙的方程就是PV=RT（霍金长老说了，消失一个公式读者就会下降一半％>_<%）。喂喂，大家先别急着走，磨刀不误砍柴功嘛。把握了气体状态方程这个大杀器，空气分子们还不是被我们任意捏圆搓扁，乖乖接受奴役。

事情是这样的，在我们四周的空气里面，住着很多淘气的空气分子。依据脾气秉性的不同，又分为氮气分子、氧气分子、水分子等各种类型。这些分子就像被一杆子打散的桌球，时时刻刻处于不停的运动和相互碰撞中。当它们前进的方向上有东西挡路时，就狠狠地撞上去。遇上其它空气分子还好，大不了大家都改个方向连续往前跑。假设遇到列队迎敌的固体分子们，那就是一个被立即反射回来的下场。当然，此时铜墙铁壁的固体分子也被狠狠地撞了一下腰。分子们个体太小，碰撞一下的力气当然也是不值一提的。但架不住数量太多,每时每刻都有数以亿亿亿计的分子撞上来。所以宏观来看，空气中的任何物体都会持续受到一个压力的作用，即气压P。“咦？我就算学校毕业也知道这个P应当叫压强吧？！”没错，说起这个名称，那还真有个缘由：发动机内部各个部件的外表积和各流道截面的面积一般是固定不变的，假如每次计算压力都用压强乘以面积那也太傻了，所以直接扔掉面积不管，压力就是压强了!明显，这个压力的大小与单位时间内撞上来的分子个数成正比。同样数量的空气分子被塞到大小不同的箱子中，它们对箱壁的压力也会不同。箱子越大，分子们越稀疏，撞到同一块地方的分子就越少，压力也就越小。详细说来就是，压力P与气体体积V是成反比的。只要温度不变，那么体积增加一倍时，压力必定减小一半，二者的乘积却总也不变。同样的，分子们越活跃，速度越大，撞击的力度自然也越大。可是，空气分子体重有高有低，撞来撞去的速度也大不一样，怎么就知道这一团气体就比那一团活跃呢？为此，科学家们使用了“平均动能”这一术语。只要气体分子的平均动能变大，我们就可以认为“平均来说”撞击力更强了。压力是大量微观分子作用力的宏观表现,所以平均值完全够用了，没必要知道某个分子的详细状况（某分子：你统计局的吧！）。由于单个分子的质量实在是太小了，导致平均动能的数值也很小，使用起来还是不那么便利。于是大家又创造了一个量来代表平均动能，那就是温度T。简洁地说，温度就是物体冷热程度的表征。当温度上升时，分子们的撞击力越大，气体压力也就越大。有了压力P、体积V、温度T,气体的状态也就基本确定了（请对公式中的RR视而不见，那是个气体常数R视而不见，那是个气体常数R视而不见，那是个气体常数）o设计航空发动机的整体性能方案，也就是千方百计采用这三个量之间的关系，诱使空气分子们多干活、少吃饭。但在详细争论整体性能方案之前，还有两个最基本的问题需要解决：如何吸气、如何喷气。对于吸气，工程师们提出了一个很有效的解决方案：你空气分子不情愿主动进来，那就拉你一把。帮凶如下：风扇这个诱拐空气分子的帮凶，洞悉分子们喜爱大房子的特点，简简洁单就把人骗进来了：少年，你想拥有自己的房子吗？你想鸽子笼变行宫吗？那就进来看看吧！通过风扇的高速旋转，大量的空气被甩向后方，造成风扇四周的空气分子越来越少一一空房无人入住！于是远处的分子们纷纷前来改善住房条件（可见万物一理，房子是妥妥的刚需！），没想到刚跑过来就被扔进后面的黑工厂当牛做马。就这样，吸气问题简简洁单搞定。喷气问题的解决有些麻烦。喷气发动机必需喷出高速气体才能产生推力，但这必需依靠较高的压比条件：内部压力与外界压力的比值越大，喷气的速度就越高。然而，内部压力是不会凭空上升的，必需要有一个费力压缩的过程（请自行吹气体会一下）。为使发动机内部压力增大，必需使用压气机。在大蒲扇一样的压气机叶片强力扇动下，空气分子们被迫往后走。而压气机流道又被设计成前高后低的样子,叶片也一级比一级短，于是越往后走越拥挤，最终到达增压的目的。其实从这一角度来说，最前面的风扇也是一个压气机。只不过从用途来说，风扇的主业是把空气分子们“诱拐”进来，主要的压缩过程是由后面的增压级和高压压气机实现的。循环参数的学问发动机的工作过程是一个不停吸气•压缩•燃烧•膨胀■喷气的循环。空气分子们从大气中来，又最终混入大气，真是尘归尘，土归土，因果循环一至于此。也因此这一点，发动机各部件、流道各截面的压力、温度、流量等参数就有了统数选取”这一极端重要又极端纠结的工程开头的。一的江湖字号“循环参数”航空发动机的整体方案设计，就是从“循环参抱负的航空发动机循环为上图所示的布莱顿循环（请自行体会气体状态方程是怎样在图中进行表现的）。经过一系列数学推导，大家觉察图中黄色局部的面积恰好等于发动机所做的功，而它的来源就是“等压加热”阶段燃油的燃烧。那么，怎么才能让发动机做更多的功呢？明显，我们可以加长四边形的水平边（高加热比方案）或者弧形边（高增压比方案）。然而，加热比和增压比的增长程度总是有限的，里面有各种各样的限制：最典型的就是燃烧室的出口温度限制，以保证涡轮不会被酷热的燃气所烧毁。一的江湖字号“循环参数”航空发动机的整体方案设计，就是从“循环参各种限制的存在，说明选取合理的循环参数绝不是件易事。依据江湖上的说法，循环参数选取就是给发动机的各个部件，风扇啦，燃烧室啦，涡轮啦,安排不同的任务指标，让它们能够相互协作，无缝连接，以到达和谐工作之目的。比方说，飞机要求发动机在巡航飞行时输出两吨的推力，同时耗油量又必需低于每小时一吨。怎么办？凑吧！首先，算一算也许需要多少空气流量才能让推力到达两吨。其次，确定一个合理的涵道比，即空气分子们进入外涵流道和内涵流道数量的比值。由于内涵喷管排出的空气温度很高，所携带的大量热量就被铺张掉了，因此在追求低耗油率的民用航空发动机上，参加内涵工作的空气比例越小越好。在这种背景下，一代代发动机的涵道比就变得越来越大了。从最开头的0.2~1（大多数人踏实工作）渐渐进展到现在的10以上（一人工作，十人围观……）O当然，涵道比不行能无限增加。任务总量固定的状况下，踏实干活的越少,每个人的负担也就越重。在增加涵道比的过程中，为保证内涵气流足够猛，压气机的增压比、燃烧室的出口温度以及涡轮的膨胀比都是要增加的，而这往往导致发动机的超温、喘振等一系列不良行为。因此，在方案设计之初，就必需确定一个合理的涵道比目标。另一方面,压气机和涡轮自己也要吃饭啊。涡轮从高温燃气那里得到的功率,也许有非常之一立即被贪污挥霍掉了，传递给压气机的只剩非常之九。压气机也不甘示弱，连续挥霍非常之一，剩下的才用来干活（压缩空气）。更气人的是,压气机和泯轮都是大贪污犯，其它部件也要跟着喝汤！进气道？拿走千分之三!燃烧室？拿走百分之五！发电机？一百千瓦够不够……尾喷管？呵呵，你随便吧,反正也不剩什么了……要是就这么搞下去，发动机就成了油老虎，光吃饭不生产，那真是送人都没人要。为此，性能方案的设计师们进行了充分的调查争论，看看每个部件的底线究竟是多少：风扇，你拿百分之八行吗？不行？非要十个点，好吧，国情如此,登记来！高压涡轮，你的要求是一一不低于九个点，还得进口温度不低于一千七,Ok,写上！该你了，燃烧室……。依据这样缜密的调查，就得到了设计各个部件所需要留意的限制性条件和也许数值范围：部件效率范围、压比范围、温度上限等等江湖黑话称之为“循环参数边界条件”。这些条件主要表达了各部件各系统专业在目前或将来一段时间内可以到达的研制水平。上限等等知道了主要参数的也许范围，可以进行性能方案计算了吧？还是不行！由于压气机、涡轮们虽然喜爱多贪多占，可贪占的比例从来就不是个固定值。工作负荷大的时候（转速高）可能少拿点（效率高），工作悠闲下来了（转速低）又多挥霍一些（效率低）。要进行整机级计算，必需知道它们全部工作状态下的特性。糟糕的是，此时发动机总体方案才刚刚开头启动设计啊！压气机、涡轮之流影子都没一个,更别提部件设计完成才能得到的特性图了。特性不明拿什么计算啊？！大家立刻陷入了鸡生蛋蛋生鸡的两难境地。然而，我们聪明的设计师们是不会被困难击倒哒俗话说没有困难制造困难也要上，没有特性图那就拿别个发动机的先用着！一般来说，别人的特性图用起来总是不踏实的，那上面一圈圈一条条的线,你都不知道它们代表了几十年前的技术水平啊……。为此，我们还需要先“模”一下，转化为可用的图。详细来说就是，在图上选一个点，比方转速1.0、效率0.88、压比45感觉指标太低了，达不到新时代干更多活吃更少饭的目的，那就改成转速1.0、效率0.91、压比4.7试试。当然，同时也要把图上其它点的效率和压比全部按相同的比例折算一下。如此改造后，就有了相对可用的“模化”后的“通用特性图”。有了特性图，有了边界条件，有了也许的风扇流量、涵道比、限制温度等参数，最终可以欢乐的计算了呢。对民航发动机来说，设计师们一般会选一个飞机要求的工况点作为设计点（很可能就是最先用来“模”特性图的点），并同时计算少那么四五个多那么七八个非设计点。这些设计点、非设计点一般分别对应飞机的起飞、爬升、巡航等飞行模式。考虑到有时候会消失单发空中停车的状况,还要计算一个最大连续点：在此工况下未停车发动机能够长时间工作，负荷整个飞机的飞行推力需求。顺便说一下，既然各部件在同一发动机内部工作，那么基本的准那么还是要守的。主要有三条：流量平衡、功平衡与转速平衡。流量平衡是说，有多少空气进去，那必定有多少出来。功平衡是说，涡轮通过同一根轴传送出去的功，必定跟同一轴上压气机接受到的功相等。而转速平衡就是，假如涡轮与压气机在同一根轴上，那二者的转速必定相等。在这些准那么的支配下，各个部件工作时相互关联、相互制约，发动机就变成了一个非线性的强耦合系统。而这种和谐匹配的工作关系，也就被称为部件的“共同工作”。既然要共同工作了，那真是牵一发而动全身。请看上图（左），不同的涵道比-总压比组合，对应的耗油率也是不同的。而上面蛛网一样纵横交织的线，就是各种限制条件密集交织的详细表现。首先，你不能突破温度限制，比方燃烧室出口温度，目前世界上已做到一千七百摄氏度以上，再高的话涡轮就直接熔化掉了，于是图中添上了温度限制线。再比方风扇转速，假如不想让叶片直接飞出去的话，就别转那么快。嗯，红线转速线也要有。最终，各种恶劣条件，什么发动机性能退化啦，制造公差啦，吸雨吸雹啦，反正可能导致工作温度上升或推力不足的因素都得给它兜着，在设计时就要留出足够的裕度来。当然，也需要综合、客观考虑国内各部件研制的技术水平，合理安排指标难度，降低整体风险。比方依据现有技术水平，最终设计出的压气机效率很可能比国外低一些，那么没方法，把高压涡轮的效率指标向上抬一抬，或者温度再提高个十度二十度的吧……。经过各种纠结各种砍价各种PK,就得到了整个工作循环的关键参数：涵道比、总压比、推力、耗油率、凹凸压轴转速，以及各部件的性能参数，如流量、温度、效率、压比等。依据这些参数，还可以连续计算动身动机整个流道的也许尺寸框架，即初步流道（上图右）。有了初步流道，有了各部件需要到达的性能指标，最终可以发给各专业进行详细设计了呢。当然，胜利总是曲折的。很可能部件设计后个别指标确实达不到，那就要拿来进行整机性能匹配评估：假如评估后觉察飞机的要求还是能到达的，那局部的不达标也只能捏着鼻子认了（嘿嘿，知道为啥做总体方案时会留点裕度了吧~）。啥，评估后不满意飞机要求？