第395章 统一思想，集中力量

    当常浩南说到这里的时候，他故意停顿了一下。

    显然，并不是所有人都能马上从理论的高度接受这个概念。

    不过他也早就想到了这一点。

    “刚才刘永全同志做过的报告，讲到了压气机弯掠叶珊的造型设计方法，我这里也恰好有一个算例。”

    常浩南放出了下一张PPT，上面是一个形制极其复杂的大展弦比叶片。

    “各位可以跟我一起，同步体验一下这个‘超高负荷吸附式弯掠联合前缘边条叶片’的设计过程。”

    这个名字直接把不少人给逗笑了。

    众所周知，名字越长，实力越强。

    不过90年代末这时候，国内的风气还没被欧美带坏，这种带着一连串形容词的名字尚不太多见。

    而一些敏锐的人会发现，常浩南还把叶片前面的几个形容词分别用不同颜色标注了出来，似乎还是有意要强调这一点。

    果然，他紧接着解释道：

    “注意我们这个叶片在设计过程中需要同时考虑，并且相互之间还会产生影响的几个要素。”

    “高负荷，意味着单级升压比高，叶形本身的效率必须足够；吸附式，说明应用了控制叶片附面层分离的多缝吸附式叶型；弯掠联合，表明同时应用了弯掠设计，叶片是一个三维空间内的非对称复杂形状；最后的前缘边条，意思是我们还考虑了端壁效应对压气机叶片效率产生的不利影响，并且希望能尽可能减小这一影响。”

    刚刚的笑容不见了。

    搞设计，限制因素越多，显然难度越大。

    而这个“超高负荷吸附式弯掠联合前缘边条叶片”显然是buff拉满的那种类型。

    一般遇到这种情况，都是分别对这几个设计要素进行优化，最后组合起来再上台架进行实机测试，一点点微调参数。

    这种要在纸面设计阶段就同时考虑的，绝对属于以前不敢想的玩法。

    但大家的笑容并不会消失，只是转移到了常浩南的脸上：

    “虽然稍微有些复杂，但作为一个算例，它肯定足够典型。”

    “那么我们一步一步来，首先是给出一个最简单的弯曲叶珊造型……”

    “……”

    在有着算例辅助的情况下，大部分工程师出身的研究人员总算是逐渐理解了常浩南所提出的这套全新方法。

    最开始是一维，然后发展到二维，再接下来是准三维……

    那现在这个叫做全三维，听上去似乎也是顺理成章。

    但在座的毕竟都是专业人士，在听懂之后几乎马上就能意识到，这种全新理论给航空发动机设计领域带来的影响绝对不像是它的名字那样平平无奇。

    不夸张的说，如果常浩南刚刚画的饼全部都能实现，那么航空发动机压气机设计过程的工作量，可能会下降一个数量级！

    再考虑到中间减少的绝大部分都是实机测试环节，这一来一回省下的时间、资金和减少的风险，几乎已经可以跨过“量变”而进入“质变”的范畴。

    在过去，航空发动机设计之所以是一项需要很强经验以及大量实际测试的工作，很大程度上是因为粘性效应产生的损失在总损失中占据很大比例，对叶片的加功量、堵塞和喘振裕度等有着直接影响。

    然而考虑S1/S2流面的准三维设计方法对于粘性效应的计算高度依赖统计学手段（就是先猜然后迭代），即便是目前通用电气和罗尔斯·罗伊斯开发出的、最前沿的流线曲率法，仍然需要巨量实验数据对扩压损失、激波损失、间隙损失、端壁损失、落后角和堵塞估计等方面进行数值拟合，由此而耗费的时间往往长达几年甚至十几年……

    注意，这还只是航发三大件中的压气机部分，并未考虑后面的燃烧室和涡轮两个热端部件以及三者的协调配合。

    总的来说，以目前的技术手段，如果在没有核心机或者老型号作为基础的情况下从零开始设计一款新发动机，花掉15-20年时间并不是什么稀奇的事情。

    实际上，原来时间线上的涡扇10，也正是用了大约15年左右从不稳定走向成熟。

    而如果能直接通过数值计算方式给出三维粘性流动的的具体情况，那么即便以偏保守的估计，整个压气机设计流程也可以在大概2-4年时间内完成。

    当然，这一切的前提是制造水平达标，能把设计图纸上面的东西给原原本本生产出来。

    只不过眼下华夏的航发产业到处都是短板，那肯定要从头，也就是设计阶段开始补强。

    常浩南设计的TORCH Multiphysics软件之所以从最开始就强调优先保证力热耦合模块的进度，就是为了后面往材料加工，尤其是金属材料热加工领域拓展业务。

    而这恰好也是高性能航空发动机热端部件的研发过程中必不可缺的技术。

    华夏在材料领域的落后，往往不是造不出原材本身，而是拿着一样的原材料，造出来的产品达不到要求。

    相比于作为冷端部件的压气机，热端部件，尤其是涡轮的研究重点基本上集中在“如何承受尽可能高的温度”这方面。

    一般来说，提高涡轮前温度可以直接提高燃气流速，而且不会直接影响到油耗，是最简单粗暴，但也最直观有效的增推手段——前提是总体设计水平能够相应达标，否则单有很高的涡轮前温度并不意味着高性能，这方面典型的反面教材是后来日本的XF6-1，单看1600℃的涡前温度已经跟第四代涡扇发动机平起平坐，但实际水平大概跟一台缩小版的RD33差不多……

    第三代（国外标准第四代）涡扇发动机的涡轮前温度最低也不可能低于1200℃，而如果想要实现常浩南在心里给涡扇10设定的指标，那么这一数字大概要提高到1400℃以上。

    显然，并没有什么材料能依靠本身的性质在如此高的温度下长期稳定工作，因此这就需要一些其它方面的奇技淫巧来帮忙了。

    而TORCH Multiphysics完全有潜力解决这方面的问题。

    不过这已经不是今天的重点了。

    因此，关于热端部件的研发问题，常浩南只是在最后的展望部分简单谈了一下。

    即便他再怎么牛逼，也不可能在半个下午的时间里介绍完有关第三代涡扇发动机的所有关键技术。

    实际上，就连这个全新的压气机设计方法，都只来得及抛出概念，再进行简单说明而已。

    不过已经足够了。

    看着会场内近两百号人的眼神，常浩南知道，自己的这一次动员，相当成功。

    没错，他虽然表面上一直在讲技术，但又不只是在讲技术。

    更多的是在讲信心。

    尽管涡喷14已经完成设计生产双定型，乃至于订单已经爆到410厂想要分给黔省的460厂一部分来缓解压力，但是至少在今天之前，大家对于“能不能紧接着搞出涡扇10”这件事情，心里都是没什么底的。

    对于美苏（俄）这类航空动力强国来说，这种事情基本不会是什么问题。

    既然上一代型号已经完成，那继续研发下一代基本上是顺理成章的事情。

    然而在华夏，由于过去长期以来航空动力不能独立立项的缘故，各个型号的航空发动机之间往往没什么技术上的顺承关系，每个新型号几乎都是从头来过。

    涡喷14和涡扇10之间原本也是这样。

    被常浩南深度改进之后的前者当然已经应用了不少新技术，但知道这个细节的人毕竟只是极少数。

    多数人存在顾虑也实属正常。

    但做项目，尤其是这种要集中力量的项目，最忌讳的就是人心不齐，瞻前顾后。

    所以常浩南今天的这个报告就是要给出一个明确的答案——涡扇10，肯定能搞出来！

    因此，在技术方面的内容讲完之后，他便话锋一转：

    “从刚刚那个算例，各位同志应该也能看出来，就算应用了新的设计理论和设计工具，第三代涡扇发动机的研发仍然是一项任务量很大的工作，很难仅仅依靠一两个单位的力量来完成。”

    “所以，在这件事情上，我认为应该采用多机构联合研发的方式进行。”

    常浩南的话音落下，会场内顿时响起一阵窃窃私语。

    虽然他说的是“我认为”，但明眼人都能看出来，能在这种场合如此明白地给出表态，绝对不是一两个人的意见。

    最低也得是国防科工委层面点了头，乃至于已经获得了更高层级的许可。

    但问题在于，怎么联合？

    (本章完)