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发信人: hugemouse (LION), 信区: Green
标  题: WS-10军用发动机性能估计
发信站: 哈工大紫丁香 (2001年10月03日16:42:14 星期三), 站内信件

先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：
　　目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）
双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组
成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后
燃器。
　　设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：
　　1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变
而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷
发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞
时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低
压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比
，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。
　　2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压
缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压
缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。
　　3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的
高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更
耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的
加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。因此西航党委书记马福安在老江面前吹嘘
的那句话是有重要意义的，各位不妨再去看那一篇严重泄密的贴子。
　　先谈一些技术指标的意义
　　1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少
的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据
推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR
说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力
增加，燃油耗油率降低。
　　2、总压缩比（TPR） = 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压
气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳
定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须
作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。
但对于战斗机，提高TPR必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引
擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但
重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩
比。
　　
　　3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，
降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，
所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，
导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极
限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.
15~0.5之间，TPR = 20~30。
　　由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：
　　推重比（T/W），TIT，TPR，BPR
　　第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

　　第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
　　第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T
/W = 5.5~6.5。
　　第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~2
5，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
　　WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.6
2、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好
。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。
从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主
要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。
　　WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责
把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是
90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。至于寿命短的问题可逐步改进，只要上
层愿意放弃我的官最大，我拿的钱就越多的想法，下令谁把大修时间每增加10小时，发
10万奖金，这问题不难解决。想一想为引进WS-9，拿了多少亿美金给英国人，有多少亿
人民币花在国产化上？
　　发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-1
00的BPR为0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BP
R变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，
与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)
高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻
力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机
的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。
WS-10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级
压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27
涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，
AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.4
74）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。
GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-10
0的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是WS-10的TPR约为在25。至于级数。
　　WS-10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-
129装有FADEC。
　　燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。
　　WS-10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝
固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向
平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁
薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，
在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶
单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消
除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。

　　单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与
单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般
，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件
效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，
后续发展型才用单晶涡轮叶片。
　　WS-10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表
示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之WS-10的高空高速性能比AL-31
F有提高。
　　WS-10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为WS-10有比AL-31F更有效的压缩
机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之
，WS-10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。 
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                         天下虽安  忘战必危

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