第415章 抉择，涡扇的10技术路线

    “GE9这个核心机哪里都好，但总压比实在太高，而且低展弦比的压气机叶片对于我们来说，无论设计还是制造都是个全新的课题，既然有了涡喷14的成功经验，那就完全没必要在这种地方另起炉灶……”

    常浩南一边介绍一边在纸上飞速写下了几串数字：

    “目前世界上几种主流的第三代大推力涡扇发动机，F100和AL31F的压比都在24-25范围内，而F110的压比一枝独秀，应该有将近31。我看你们这个设计，甚至还给压气机用了效率更高的弯掠叶片设计，恐怕压比要奔着32-33去，这样对于我们涡扇10的两个装机对象来说，适装性就会非常差……”

    航发毕竟不可能一直呆在地面测试台架上，而是要装到飞机上面，真正升空飞行的。

    所以哪怕未来航空动力系统真的独立出来、发动机项目不再作为飞机项目的配套而存在了，设计航发也不可能不考虑装机对象的实际情况。

    压比高，确实是好事，但绝对不是无脑越高越好。

    过高压比的发动机，尤其是涡扇发动机在超过声速之后，压气机耗功会飞快增加，导致等熵压缩线右移，压气机效率降低，循环功减少。

    纸面上的总压比虽然还是很高，但实际可用的有效压比反而低了。

    反应在实际性能上就是这个发动机中低速状态一条龙，速度高了就变成一条虫。

    F110和F404/414都有这个毛病。

    差距大到什么程度呢。

    这两台技术水平明明更先进的发动机，在超音速状态下不仅推力曲线不如AL31F和RD93，甚至连油耗表现都不如后两者。

    这是个被基本物理原理限制住的问题。

    除非搞出可变循环发动机，否则无法从根源上实现各种工况下性能的兼顾。

    F22上面的F119发动机为了超音速性能就选择了和F110完全相反的设计，结果就是不开加力即可超音速巡航，但军推状态下的油耗奇高无比，导致整个飞机在内油量巨大的情况下反而变成了个小短腿。

    并不是普惠的设计师能力不行。

    取舍而已。

    ATF项目诞生于冷战高峰期，当时的作战想定就是在欧洲上空进行短促的高强度战斗，然后要么被击落要么返航，并不需要多大航程。

    只不过计划赶不上变化，等到2005年F22服役的时候，发现自己竟然要到广袤的太平洋地区去发挥余热，结果就显得性能跟需求脱节了。

    当然，尽管不可能从根本上解决问题，但还是有办法改善的——

    给飞机重新设计个匹配更好、升压能力调节范围更广一些的可调进气道就行了。

    后来的新型号F15就采用了这种思路。

    至于F16和F18么……

    笑死，中型机要什么超音速性能，老实一边呆着去。

    而眼下的情况是，歼11的总体设计是苏27的，那个机身+进气道的基础设计就已经有很逆天的升压能力，真想要调低还不太容易。

    歼10则干脆已经确定采用不可调的DSI进气道，同样也不可能因小失大，把进气道状态固定在一个低效率低升压比的状态下。

    所以涡扇10在具体技术层面虽然可以自由发挥，但在性能风格的取舍上，还是得走F100/AL31F的路线，把升压比确定在25附近为宜。

    航空发动机总体设计是一个极其复杂的系统工程，这在真正意义上的“设计”工作开始之前就已经体现出来了。

    “哦……”

    常浩南的一番解释结束，海谊德和刘永全几个人大眼瞪小眼地对视了几下。

    大家都是专业技术人员，尽管之前经验不足没想到这一层，但现在别人都已经说出来了那肯定还是能听懂的。

    “但是常总，如果把升压比限制住的话，那这个发动机在亚音速状态下的整体表现，尤其是油耗和推重比肯定就要受到影响了啊……”

    第三代战斗机主要的性能优化区间，肯定还是在高亚音速到跨音速这一段。

    无论F100、AL31F还是RD93，它们都牺牲了一定程度的亚音速性能，尤其是RD93，低速下的巨大油耗（还是双发）加上本就不多的内油直接给米格29带来了机场保卫者的名号。

    对于预计可能要在远离机场的地方进行高强度作战的华夏空军来说，这确实是个比较关键的问题。

    “是啊常总，歼11有9吨内油，倒是不在乎一点油耗高低，但我看歼10那个身板，内油量应该不是很乐观吧……”

    旁边的海谊德也表达了相同的顾虑。

    实际上这也是最开始611所在设计歼10的时候，直接把内侧的两个挂架绑定了副油箱的主要原因之一。

    AL31FN终究也是AL31F，只是稍微改了一些配件盒位置之类的细枝末节而已，发动机还是那个发动机。

    装在歼10上之后，不带副油箱状态下的航程实在是没眼看。

    不过常浩南果断地摇了摇头：

    “油耗的问题，可以通过再提高50-100℃的涡轮前温度来解决。”

    这是相当简单粗暴的办法，但也是最有效的。

    常浩南在涡喷14上面就采用了相同的做法，保证了歼8C不同高度和速度段下的性能兼顾。

    “常总，我们第三代大推的涡轮前温度现在就设定在1200℃附近，对于咱们的材料学水平来说这已经是个不低的门槛了，要是再往上加……”

    刘永全作为航发设计人员，自然也通盘考虑过这些问题，但看看旁边拿着笔头都没抬的常浩南，再想想涡喷14那边的事情，好像也没有那么不可思议。

    不过迟疑了一会之后他还是开口道：

    “再往上加的话，我担心整个项目的风险程度和进度失控啊。”

    1200℃，已经是国际第三代涡扇发动机的主流水平。

    要在短时间内造出耐热水平反超美利坚的涡轮盘和涡轮叶片，确实还是小有难度。

    材料学这种东西，很难有什么投机取巧的机会。

    华夏如今已经可以拿出跟ReneN5性能类似的镍基高温合金原材，但还是那个老问题，你要造东西，光有一块原材是没什么用的，对于每一种材料都还需要有后续加工处理等一系列配套研究，这些东西同样相当耗费时间和资源。

    如果放弃目前手里已经有一定配套研究成果和工业实践经验的第二代合金材料，直接往第三代跳，那这里面的风险可就很很难说了。

    “直接换材料当然还是太激进了……”

    在直接用系统积分把TORCH Multiphysics给砸出来之后，常浩南目前已经处在“破产”边缘，没那么多积分用来全方位拉高整个材料学领域的水平。

    这种提高方式也过于生硬，并不符合常浩南一开始定下的行事逻辑。

    再退一步讲，就算有系统帮忙，中间过程一切顺利，靠他一个人要想解决中间的无数问题少说也得几年时间。

    而常浩南的规划是尽可能让安装了涡扇10的至少原型机有机会参加两年多以后的50周年国庆阅兵。

    干等材料肯定来不及。

    “所以我准备在涡轮结构上采用新的主动冷却方案，目前的气膜孔冷却还有很大潜力可挖，在不换基体材料的情况下，把涡前温度提高50-100℃问题不大。”

    说完之后，他没有管旁边目瞪口呆的几个人，而是重新拿过面前那张画了简单示意图的图纸：

    “至于你们刚刚说的推重比问题，我们直接放弃3-9-1-2这个结构，或者说是这种结构。”

    “啊？”

    会议室里面的另外几人只觉得自己的大脑因为在短时间内接收了太多信息，已经濒临死机了：

    “不用这种结构……难道用离心式压气机？”

    气轮机的透平式压气机根据原理可以简单分为离心式和轴流式，一般来说，除了早期群魔乱舞的阶段之外，绝大多数涡喷/涡扇发动机都已经统一使用轴流式，只有一部分涡桨/涡轴发动机会采用离心式的设计。

    “当然不是……”

    常浩南有些无奈：

    “我的意思是，采用更高效率的单级负荷来降低压缩机的级数，把三级风扇压缩成1级或者2级风扇，9级高压压气机变成6级或者7级，考虑到整个压缩系统在一台发动机里面的重量占比在60%左右，如果能在这部分减少20%的重量，那整个发动机的推重比少说能提高10%左右。”

    “伱们还记着上次开会的时候，我拿出来做算例的那个‘超高负荷吸附式弯掠联合前缘边条叶片’么？”

    海谊德上次没去开会，但刘永全是去了的。

    还听得很认真。

    因此他第一个从刚刚的茫然中反应过来，点了点头：

    “记得，我还记了笔记……”

    他说着从随身携带的提包里面拿出一个本子，翻开到其中一页。

    从这个略显破旧的痕迹上，可以看出他这段时间恐怕没少翻阅。

    “那就好。”

    常浩南用手指轻轻点了点笔记本上的标题部分：

    “这个东西，就是咱们压气机设计部分的核心技术。”

    “之前你已经学到的叶形设计，不管是端弯端掠、端壁造型也好、边条也好，都还是被动控制流动分离的手段。”

    “我之所以要提到吸附式叶片，就是要在此基础上，利用主动控制手段，进一步提高单级压比，让每一级发挥过去一级半到两级的压缩作用！”

    (本章完)