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中国的喷气式发动机的落后一直困扰着中国的飞机发展,其中美国喷气发动机的涡轮前温度已达到1900K(F119-PW-100 ),为了达到这个使用温度,美国发展了N代高温单晶涡轮叶片,没有这个高温单晶叶片,根本不可能实现涡轮前温度1900K的目标;中国何时能够研制出美国的这个N代高温单晶涡轮叶片的合金,估计也需要X年,这也就意味着中国在无限的年景里赶不上美国;更糟糕的是,就连大飞机这样的发动机也要受此拖累……

翻阅了大量的中国的航空喷气发动机有关教科书、资料,提高涡轮前温度是唯一的方法与趋势,不过我实在不明白这是为什么……

上世纪60年代美国制造出了SR-71这种高空、高速“双三”的飞机,不无炫耀的“揭秘”采用了耐高温的钛合金材料,并预计领先前苏联15年,也就是说前苏联15年后才有可能造出这类飞机与其抗衡;岂料数年后,前苏联大批装备具有“双三”功能的截击机——米格-25;当以色列装备的美国当时最先进的战斗机F-4望着头顶呼啸而过的米格-25侦察机而无可奈何时,美国暗暗吃了一惊——前苏联的钛合金生产能力“翻天”了?直到1975年前苏联人民的败类别连科驾驶米格-25叛逃,才揭开了这个谜底——前苏联航空工程师采用耐高温更加优秀的镍基合金钢替代了钛合金一样造出了“双三”飞机,把美苏航空差距减少……

辩证的思维同样有利于发动机设计师采用恰当的技术手段克服材料发展的不足。在这里针对喷气发动机提出如此问题论述设计误区。

1、燃料的效能与燃烧充分有关,与涡轮前温度无关:1kg燃料能发出的功只与是否燃烧充分有关,与涡轮前温度无关;所以提高燃料效能的功夫要用于如何提高燃烧效率上……

2、当高压压气机需要的功率一定的情况下,涡轮功率与涡轮截面积及涡轮前温度是个定值(或是个可控定值),这就意味着:“涡轮截面积大,涡轮前温度就可以降低,而提供的涡轮功率不会太大改变”;也就是说:“可以提高设计调控涡轮截面积,将现有的涡轮材料发挥到极致,同时也达到提供所需的压气机功率”;2倍的涡轮叶片长度,至少能提供1.5倍的涡轮输出功率;也就是降低200~300°K涡轮前温度。

3、无论低涵道比的高速飞机的涡扇发动机还是高涵道比的高亚音速飞机的涡扇发动机提高涡轮截面积的空间都是充足的。

4、降低的涡轮前温度有利于大幅提高发动机寿命。

5、对于一种新研制的发动机,涡轮部分不应该是首次设计(理论设计)“定乾坤”,要做的“设计——试验——调整设计——试验N——完善设计N……”;尽管“麻烦”,比没有“好结果”要值得。

关于密封设计的问题:完全没有必要按设计低速机械密封设计的思路设计密封;应该根据:“高流速特点,设计‘迷宫——扩压’流阻密封系统”、“高转速特点,设计‘激波’流阻密封系统”。AL-31发动机就是把“激波”流阻密封系统发挥的恰到好处,值得借鉴;在AL-31发动机中,高压气机线速度几乎全部超过音速(340m/s以上)。

叶片的超音速运动可以产生强大的激波导致叶片震动,但它也有有利的一面:“激波压可以降低叶片的拉应力”,这是个流体力学与机械力学综合科学,结合的好,就能得到成功。

中介轴承是提供轴承寿命的好办法,其难点就是振幅控制,弹性隔离材料设计应用的恰当,可以控制振幅;在高速环境下,中介轴承可以大幅度提供发动机轴承寿命。

本篇为纯技术研讨,发表此是出于对海军论坛的独钟,同时当做自己的思维存放地。感谢各位版主的辛勤!

本文内容为我个人原创作品,申请原创加分

[ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ]
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