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?安全!省油!安！全！省！油！重要的话说三遍！正如有国外专家说的那样：民用发动机必须足够安全、足够省油，否则就是白给航空公司，人家也不要。

“丈母娘择婿指南”
那么大家说了，你就造个最安全、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足以下几点要求：力气大（高推力）、吃得少（省油）、不要动不动就撂挑子（安全性高），最好全年无休（可靠性高），有病不去医院吃个药片就能好（维修成本低），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征服丈母娘的吧。

事情是这样的，在我们周围的空气里面，住着无数调皮的空气分子。

根据脾气秉性的不同，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继续往前跑。

若遇到列队迎敌的固体分子们，那就是一个被立刻反射回来的下场。

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，碰撞一下的力量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？我就算初中毕业也知道这个P
应该叫压强吧？！”没错，说起这个名称，那还真有个原因：发动机内部各个部件的表面积和各流道截面的面积一般是固定不变的，如果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！
显然，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。

具体说来就是，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，压力必然减小一半，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具体情况（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方便。

于是大家又发明了一个量来代表平均动能，那就是温度T。

简单地说，温度就是物体冷热程度的表征。

当温度升高时，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R视而不见，那是个气体常数……）。

设计航空发动机的整体性能方案，也就是千方百计利用这三个量之间的关系，诱使空气分子们多干活、少吃饭。

但在具体讨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：你空气分子不愿意主动进来，那就拉你一把。

帮凶如下：
体会一下）。

数选取”这一极端重要又极端纠结的工程开始的。

当然，涵道比不可能无限增加。

任务总量固定的情况下，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，就必须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，大概有十分之一立刻被贪污挥霍掉了，传递给压气机的只剩十分之九。

压气机也不甘示弱，继续挥霍十分之一，剩下的才用来干活（压缩空气）。

更气人的是，压气机和涡轮都是大贪污犯，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，你随意吧，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研究，看看每个部件的底线到底是多少：风扇，你拿百分之八行吗？不行？非要十个点，好吧，国情如此，记下来！高压涡轮，你的要求是——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……。

根据这样缜密的调查，就得到了设计各个部件所需要注意的限制性条件和大概数值范围：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”。

这些条件主要体现了各部件各系统专业在目前或未来一段时间内可以达到的研制水平。

知道了主要参数的大概范围，可以进行性能方案计算了吧？还是不行！因为压气机、涡轮们虽然喜欢多贪多占，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），工作清闲下来了（转速低）又多挥霍一些（效率低）。

要进行整机级计算，必须知道它们所有工作状态下的特性。

糟糕的是，此时发动机总体方案才刚刚开始启动设计啊！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？！大家顿时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！
顺便说一下，既然各部件在同一发动机内部工作，那么基本的准则还是要守的。

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，那必然有多少出来。

功平衡是说，涡轮通过同一根轴传送出去的功，必然跟同一轴上压气机接受到的功相等。

而转速平衡就是，如果涡轮与压气机在同一根轴上，那二者的转速必然相等。

在这些准则的支配下，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具体表现。

首先，你不能突破温度限制，比如燃烧室出口温度，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。

再比如风扇转速，如果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。

最后，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升高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，合理分配指标难度，降低整体风险。

比如根据现有技术水平，最终设计出的压气机效率很可能比国外低一些，那么没办法，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、高低压轴转速，以及各部件的性能参数，如流量、温度、效率、压比等。

根据这些参数，还可以继续计算出发动机整个流道的大概尺寸框架，即初步流道（上图右）。

有了初步流道，有了各部件需要达到的性能指标，终于可以发给各专业进行具体设计了呢。

当然，成功总是曲折的。

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：如果评估后发现飞机的要求还是能达到的，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，评估后不满足飞机要求？呵呵，走好不送！
直这么大是什么意思？！
即便如此，航空发动机整机性能的设计还是以循环参数选取以及各部件、各系统的气动设计指标分配最为重要。

这个工作搞定了，发动机的总体框架也就定下来了，后面部件、系统的设计再怎么有出入，大模样也不会差太多。