第461章 高性能气膜冷却，突破涡轮前温度

第461章 高性能气膜冷却，突破涡轮前温度 (第2/2页)

殷永泽说着把手中的一份资料沿着桌面滑到常浩南面前。
　　
　　后者仔细翻阅了一下，发现是对一个环形燃烧室进行参数化几何建模的相关资料。
　　
　　“前处理工作完成的不错，另外，记得后面开发计算模型的时候，雾化模型除了标准的离心喷嘴之外，顺便也可以做一下离心甩油盘的结构。”
　　
　　由于人类对于燃烧过程的认识还相对不够清晰，因此在燃烧空气动力学和结构方面，数值计算能够发挥的作用相对较小，而且对于燃烧室结构的研究基础就不如压气机和涡轮，殷永泽能做到这个参数化水平，确实已经相当不错了。
　　
　　“甩油盘？”
　　
　　常浩南的要求让殷永泽一愣：
　　
　　“我们的设计……”
　　
　　不过说到一半就被常浩南打断了：
　　
　　“涡扇10这样的大推当然是要用离心喷嘴，但是未来喷气动力肯定要普及开来，像巡航导弹还有无人机这些地方需要小型航空发动机，甩油盘的供油压力低、不容易堵，最关键的是便宜，正好趁着现在的机会顺便打个地基。”
　　
　　相比于这个年代华夏其他的航发研究人员，常浩南最大的优势除了开挂以外，就是更加长远的规划能力。
　　
　　“好的，我们到时候会留意。”
　　
　　殷永泽打开面前的笔记本，把这个要求记了下来：
　　
　　“那常总，进气流量的事情……”
　　
　　“6%-8%实在太多了。”
　　
　　常浩南当即摇头：
　　
　　“现在总体设计层面已经基本把结构确定为2-8-1-1结构或者3-7-1-1结构，这样每一级留出来的余量都很小，6%到8%那几乎要再多加一级高压，肯定不行。”
　　
　　“但是我们这边对于冷却空气流量的需求确实大了很多，如果不增加的话……”
　　
　　气膜冷却可以说是航空发动机研发史上具有里程碑意义的技术，不过利用气体进行主动冷却也不是没有代价的，这些用作冷却的气体无法被用于推进，相当于损失掉了相当一部分压气机功率。
　　
　　因此，尽管理论上只需要提高冷却气体的用量就可以实现更好的效果，但在实际航发设计中，还是要考虑到气体损失率的问题。
　　
　　如果一个燃烧室内壁就要消耗掉至少6%的话，那再算上冷却压力更大的涡轮……
　　
　　还玩个锤子。
　　
　　压气机累死累活送进来的空气，你直接放跑将近五分之一，或许对于涡桨和涡轴这种输出轴功率的发动机来说还可以接受，但对于涡扇发动机来说，基本就是废了。
　　
　　而如果再加一级高压，那就要变成3-8-1-1，跟眼下的AL31F根本拉不开差距。
　　
　　AL31F的性能当然是够用的，但潜力就不行了。
　　
　　毕竟是70年代末的设计。
　　
　　“你们燃烧室出口温度设定的上限是多少？”
　　
　　涡扇10的涡轮前温度（也就是燃烧室出口温度）设定在1200-1250℃，这是常浩南亲自做出的决定，但冷却系统肯定要留一定余量，留多少就是殷永泽他们的工作了。
　　
　　“留5%余量，1325℃。”
　　
　　这个余量当然是按照开氏温度计算的。
　　
　　紧接着殷永泽又补充了一句：
　　
　　“这个冷却要求实在太高，我们只能用槽缝冷却代替涡喷14上的圆孔冷却，气流量的需求就上来了。”
　　
　　这下常浩南终于知道问题出在哪了；
　　
　　“别用槽缝冷却，我下一步计划就是研究涡轮部分的高效率成型孔冷却方案，用异形孔代替圆孔，理论上可以实现跟开缝冷却接近的效果，用气量还不会增加，你们先继续按照1325℃算其它结构，具体的冷却方案，等我把异形孔的多孔介质模型开发出来再定。”
　　
　　尽管燃烧室出口的温度毫无疑问是整个发动机最高的部分，但最终把高能气体的能量转化为机械功还是需要依靠涡轮，后者不仅工作环境高温高压，甚至还需要高速旋转并承受外部过载，因此对于材料和冷却技术的要求反而更高。
　　
　　如果一个冷却技术能用在涡轮上面，那么搬到燃烧室侧壁一般问题不大。
　　
　　(本章完)