超级军网yy个先进中推方案
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 05:58:59
都说发动机是tg软肋，其实很大程度上都是因为在“外行指挥内行”的情况下，有着仿制优先的倾向，结果弄死了完全自研的涡扇6，涡扇12，仿制来的东西却吃不透，知其然不知其所以然。外行本来是好心，为的是降低研制者的难度，却不意好心办了坏事。
自研的东西，原理是明白的，等到将来吃透了更多局部技术，很容易就能嫁接上去。
那么这里，我就抛砖攻玉，yy出一个发动机方案，但愿能帮工程人员找到些灵感。与其说是方案，不如说干脆是几个觉得独特的结构构思。都说发动机是tg软肋，其实很大程度上都是因为在“外行指挥内行”的情况下，有着仿制优先的倾向，结果弄死了完全自研的涡扇6，涡扇12，仿制来的东西却吃不透，知其然不知其所以然。外行本来是好心，为的是降低研制者的难度，却不意好心办了坏事。
自研的东西，原理是明白的，等到将来吃透了更多局部技术，很容易就能嫁接上去。
那么这里，我就抛砖攻玉，yy出一个发动机方案，但愿能帮工程人员找到些灵感。与其说是方案，不如说干脆是几个觉得独特的结构构思。
自研的东西，原理是明白的，等到将来吃透了更多局部技术，很容易就能嫁接上去。
那么这里，我就抛砖攻玉，yy出一个发动机方案，但愿能帮工程人员找到些灵感。与其说是方案，不如说干脆是几个觉得独特的结构构思。都说发动机是tg软肋，其实很大程度上都是因为在“外行指挥内行”的情况下，有着仿制优先的倾向，结果弄死了完全自研的涡扇6，涡扇12，仿制来的东西却吃不透，知其然不知其所以然。外行本来是好心，为的是降低研制者的难度，却不意好心办了坏事。
自研的东西，原理是明白的，等到将来吃透了更多局部技术，很容易就能嫁接上去。
那么这里，我就抛砖攻玉，yy出一个发动机方案，但愿能帮工程人员找到些灵感。与其说是方案，不如说干脆是几个觉得独特的结构构思。
1:低压压气机方案。前面开过贴，就是只有第一级是风扇，后面叶片都在内涵道。在这个基础上，再加个特殊结构：第二级低压压气机设置成离心式，其它仍然是轴流。这个设计的想法，除了提高这一级的压缩比之外，将气流甩向外围，承受更高的叶尖速度，是考虑之二。
2:在类似于太行的支撑布置基础上，导出电力的结构改到前端轴承处，也就是中心锥。在这里布置齿轮组，温度和转速以及易于维护方面都有优势。
3:分管式燃烧室复活。这个复辟并非单纯的退步，而是目的在于让燃烧室同时兼顾涡轮导流叶片的作用，减少总长度与重量。
4:由于风扇只有一级，外涵道压力小，外涵道与加力燃烧室只能参考斯贝或者m88的方案。
5。外涵道可以布置相对独立的冲压管式加力燃烧室。
2:在类似于太行的支撑布置基础上，导出电力的结构改到前端轴承处，也就是中心锥。在这里布置齿轮组，温度和转速以及易于维护方面都有优势。
3:分管式燃烧室复活。这个复辟并非单纯的退步，而是目的在于让燃烧室同时兼顾涡轮导流叶片的作用，减少总长度与重量。
4:由于风扇只有一级，外涵道压力小，外涵道与加力燃烧室只能参考斯贝或者m88的方案。
5。外涵道可以布置相对独立的冲压管式加力燃烧室。
哪有什么“完全自研”的WS一6？那货就是一东拼西凑的玩意儿，不知其所以然，不按科学规律办事，能搞得下去才有鬼了。
哪有什么“完全自研”的WS一6？那货就是一东拼西凑的玩意儿，不知其所以然，不按科学规律办事，能搞得下去 ...
那是个东拼西凑的验证机不假，可是没有第一个馒头，后面怎么可能？
那是个东拼西凑的验证机不假，可是没有第一个馒头，后面怎么可能？
老ws12是山寨f404的西贝货，比rd33强不到哪去，问题还一堆
老ws12是山寨f404的西贝货，比rd33强不到哪去，问题还一堆
果然还是啊……
仿制的东西嘛，有些地方自己不懂为啥那么设计，更不懂那样设计有啥风险，问题才会多。自己设计的东西，一般不会应用不懂的原理，就算性能差些，可靠性反而好。
预祝ws15与先进中推顺利。
果然还是啊……
仿制的东西嘛，有些地方自己不懂为啥那么设计，更不懂那样设计有啥风险，问题才会多。自己设计的东西，一般不会应用不懂的原理，就算性能差些，可靠性反而好。
预祝ws15与先进中推顺利。
先顶再读，文章很好，受益匪浅
瞄着先进中推的典范ej200和计划中的升级版ej230还有f414 epe搞就可以了
我觉得新中推应该用太行的核心机。把涵道比由0.5-0.6降下来降到0.2-0.3，直径由1.16米降到1米，简化优化压气设计减重。这样油耗可能大一点，但超音速推力大，不容易喘皮实耐糟。上一代大推F100等与太行一样都是25kg/s流量核心机衍生的，这一代大推F119F135及WS15都是30kg/s核心机衍生。因此我觉得先进中推核心机流量也应该增加到前一代大推得水平，至于减重就看科技水平了。太行的核心机相对来说投入多一点研究得比较透，也许改到中推上压气设计方面的毛病没有了还是个好的选择。
WS12就没搞出来，怎么拿来比，RD33潜力不错，就是没需求不改进了
瞄着先进中推的典范ej200和计划中的升级版ej230还有f414 epe搞就可以了
……看我前面的回复。
抄袭一时爽，实战修罗场。
……看我前面的回复。
抄袭一时爽，实战修罗场。
呵呵，风扇一级，sfc能高出翔。
呵呵，风扇一级，sfc能高出翔。
……我不太背缩写，这个单词啥概念？
风扇一级，是为了避免多级风扇在巡航状态下无用的压缩……膨胀过程。
……我不太背缩写，这个单词啥概念？
风扇一级，是为了避免多级风扇在巡航状态下无用的压缩……膨胀过程。
来看瑶瑶舞 发表于 2014-4-1 21:45
……我不太背缩写，这个单词啥概念？
风扇一级，是为了避免多级风扇在巡航状态下无用的压缩……膨胀过程 ...
看图，建议yy之前看看航发原理
手机没法发图。。。身边没电脑，总之你那样设计耗油很大。
来看瑶瑶舞 发表于 2014-4-1 21:45
……我不太背缩写，这个单词啥概念？
风扇一级，是为了避免多级风扇在巡航状态下无用的压缩……膨胀过程 ...
看图，建议yy之前看看航发原理
手机没法发图。。。身边没电脑，总之你那样设计耗油很大。
图得等我回去给你发，先占个楼
确实。逆向一个芯片，比正向难多了，而且没办法进行大规模改进，只能修修边角
楼主对发动机一窍不通 鉴定完毕
那是个东拼西凑的验证机不假，可是没有第一个馒头，后面怎么可能？
这种违背客观规律想走捷径的所谓“自研”方式，是不可能有出路的。如果说有什么价值的话就是让某些人碰得头破血流，证明此路不通，趁早死了这条心，老老实实从头再来。
这种违背客观规律想走捷径的所谓“自研”方式，是不可能有出路的。如果说有什么价值的话就是让某些人碰得头破血流，证明此路不通，趁早死了这条心，老老实实从头再来。
……我不太背缩写，这个单词啥概念？
风扇一级，是为了避免多级风扇在巡航状态下无用的压缩……膨胀过程 ...
sfc=单位油耗率
典型的热力学循环中，循环的热效率都和增压比成正比，增压比越高，循环的热效率越高。这也是为什么祝燃烧室的油耗比加力燃烧室低的多的原因。因为主燃烧室压力比加力燃烧室高的多。
混合排气涡扇的加力燃烧室压力必须低于风扇出口压力，而单级风扇压比撑死了1.5左右，加力燃烧室在这么低的压力下工作，其热效率是非常低的。
同时低的风扇压比也使得尾喷管的可用压比很低（低速下也就是1.5左右）这个压比下排气速度连音速都达不到，战斗机就别想了（常温下音速的临界压比大概1.52）
另外关于离心压气机，涡轮轴发动机混合压气机最后一级用离心式都嫌直径大，这达流量的涡扇低压第二级就上离心，直径得多大啊。这还没算最好的离心效率不过78,9 最次的轴流效率也有82,3
至于环管式燃烧室冷却面积大，出口温度场均匀性差出短环若干条街的问题。。。
风扇一级，是为了避免多级风扇在巡航状态下无用的压缩……膨胀过程 ...
sfc=单位油耗率
典型的热力学循环中，循环的热效率都和增压比成正比，增压比越高，循环的热效率越高。这也是为什么祝燃烧室的油耗比加力燃烧室低的多的原因。因为主燃烧室压力比加力燃烧室高的多。
混合排气涡扇的加力燃烧室压力必须低于风扇出口压力，而单级风扇压比撑死了1.5左右，加力燃烧室在这么低的压力下工作，其热效率是非常低的。
同时低的风扇压比也使得尾喷管的可用压比很低（低速下也就是1.5左右）这个压比下排气速度连音速都达不到，战斗机就别想了（常温下音速的临界压比大概1.52）
另外关于离心压气机，涡轮轴发动机混合压气机最后一级用离心式都嫌直径大，这达流量的涡扇低压第二级就上离心，直径得多大啊。这还没算最好的离心效率不过78,9 最次的轴流效率也有82,3
至于环管式燃烧室冷却面积大，出口温度场均匀性差出短环若干条街的问题。。。
sfc=单位油耗率
典型的热力学循环中，循环的热效率都和增压比成正比，增压比越高，循环的热效率越高。这 ...
这个阿，4不是说了么，保持内外涵道隔离直至喷口，并学习斯贝直接把加力室放在内涵道就行了。
典型的热力学循环中，循环的热效率都和增压比成正比，增压比越高，循环的热效率越高。这 ...
这个阿，4不是说了么，保持内外涵道隔离直至喷口，并学习斯贝直接把加力室放在内涵道就行了。
yr_linyi 发表于 2014-4-2 01:23
sfc=单位油耗率
典型的热力学循环中，循环的热效率都和增压比成正比，增压比越高，循环的热效率越高。这 ...
离心式是我考虑不周。不过，idf那个是小推，不是最后一级都可以用么？
短环式的冷却面积，你把导向叶片的面积没算进去吧？导向叶片的冷却结构这里可以省略，重量下降了呢。你燃烧室温度再均匀，过了导向还是不均匀。
yr_linyi 发表于 2014-4-2 01:23
sfc=单位油耗率
典型的热力学循环中，循环的热效率都和增压比成正比，增压比越高，循环的热效率越高。这 ...
离心式是我考虑不周。不过，idf那个是小推，不是最后一级都可以用么？
短环式的冷却面积，你把导向叶片的面积没算进去吧？导向叶片的冷却结构这里可以省略，重量下降了呢。你燃烧室温度再均匀，过了导向还是不均匀。
没一条是对的。
风中tgv 发表于 2014-4-2 07:46
没一条是对的。
你看，虽然都是反驳，可是我就很佩服19楼那位兄台，人家能说出为什么。虽然说这些问题大多数我都考虑到了，但是人家敬业不是？
没一条是对的。
你看，虽然都是反驳，可是我就很佩服19楼那位兄台，人家能说出为什么。虽然说这些问题大多数我都考虑到了，但是人家敬业不是？
WS12也不是完全自研的，核心机与一代名机F404有直接关系（某手段通过东德得到的实机).
虽然是YY，也要有目标，例如装备此机的飞机要不要超巡，超机动等等
虽然是YY，也要有目标，例如装备此机的飞机要不要超巡，超机动等等
fhlx 发表于 2014-4-2 08:16
WS12也不是完全自研的，核心机与一代名机F404有直接关系（某手段通过东德得到的实机).
虽然是YY，也要有目 ...
嗯，对，要有目标。
我这个目标就是，外函道仅用来产生干推力和冷却气体，不增压，留下低压涡轮的功率用来极限提高内涵道的压缩比，同时涵道比也不小。得到一个巡航推力较大、油耗较低的结果，当然也是要超巡的。
而且要通过取消导向叶片这种手段来缩短长度，简化冷却机构，降低重量，实现较高推比，较小安装尺寸，较大内油。
WS12也不是完全自研的，核心机与一代名机F404有直接关系（某手段通过东德得到的实机).
虽然是YY，也要有目 ...
嗯，对，要有目标。
我这个目标就是，外函道仅用来产生干推力和冷却气体，不增压，留下低压涡轮的功率用来极限提高内涵道的压缩比，同时涵道比也不小。得到一个巡航推力较大、油耗较低的结果，当然也是要超巡的。
而且要通过取消导向叶片这种手段来缩短长度，简化冷却机构，降低重量，实现较高推比，较小安装尺寸，较大内油。
老ws12是山寨f404的西贝货，比rd33强不到哪去，问题还一堆
哪来的404山寨，即便当时山寨不了，现在问题不大，当前紧急的是33的无加力版本，其次是33的增推版，先进中推还早吧，牛牛要是学高卤鸡合作研制，卖掉200的技术甚至230的技术，小钱钱真不会少，这个市场不比我抓16小，卤鸡的88-3还是差了点
哪来的404山寨，即便当时山寨不了，现在问题不大，当前紧急的是33的无加力版本，其次是33的增推版，先进中推还早吧，牛牛要是学高卤鸡合作研制，卖掉200的技术甚至230的技术，小钱钱真不会少，这个市场不比我抓16小，卤鸡的88-3还是差了点
哪来的404山寨，即便当时山寨不了，现在问题不大，当前紧急的是33的无加力版本，其次是33的增推版，先进 ...
东德走私搞来的。这你都不懂？
东德走私搞来的。这你都不懂？
他乡射手 发表于 2014-4-2 10:54
东德走私搞来的。这你都不懂？
这懂了，嘿嘿，走私么，嘻嘻
东德走私搞来的。这你都不懂？
这懂了，嘿嘿，走私么，嘻嘻
哪来的404山寨，即便当时山寨不了，现在问题不大，当前紧急的是33的无加力版本，其次是33的增推版，先进 ...
rr现在不差那点钱
rr现在不差那点钱
他乡射手 发表于 2014-4-2 11:26
rr现在不差那点钱
坐等大阴帝国缺钱的那天
rr现在不差那点钱
坐等大阴帝国缺钱的那天
来看瑶瑶舞 发表于 2014-4-2 08:27
嗯，对，要有目标。
我这个目标就是，外函道仅用来产生干推力和冷却气体，不增压，留下低压涡轮的功率用 ...
LZ真的明白1.52这个常数的含义么。。。1级风扇。。。超巡。。。吐槽不能。。。
不知道LZ是否真的看明白了斯贝加力燃烧室套筒的结构，斯贝的加力燃烧室和外涵道是相通的，也就是说加力燃烧室的静压和外涵道的静压是相当的（考虑总压损失实际上是略低于外涵道）
而这个在剖面图上看起来起分隔作用的套筒上面全是窟窿，而这正是第一代混合器的典型结构。
其优点是掺混均匀，缺点是重量大。所以F110/100之流的第3代涡扇都是用没有套筒的平行掺混结构，需要掺混段长度更长，但是重量代价小的多。
环管结构当涡轮入口导向叶。。。可以省掉冷却。。。再次吐槽不能。。。涡轮入口导叶的间距设计条件就是周向速度系数，为了保证周向速度系数巴不得多加几片导叶，而限制导叶数量的是导叶自身占的空间导致的阻塞比增加。要知道涡轮导叶为了把气流扭向过来，两片导叶之间的平均距离只有叶弦高度的不到一半，而高压涡轮的叶弦长度只有30～40毫米，靠环管燃烧室把气流扭起来，燃烧室出口直径少说十几厘米，按前面那个比例起旋转段至少2倍于出口直径，光这一项燃烧室就得长出来几十厘米，F110的燃烧室一共才十几厘米长好不。这还没算同样长度，环管比短环重出去接近2倍的重量，至于过长的燃烧室导致的总压损失，相比在LZ这里属于忽略不计的程度吧。
还有冷却面积。。。一个长度3，4厘米的导向叶和一个长几十厘米的燃烧室比冷却面积。。。我承认我的数学有点问题。。。
嗯，对，要有目标。
我这个目标就是，外函道仅用来产生干推力和冷却气体，不增压，留下低压涡轮的功率用 ...
LZ真的明白1.52这个常数的含义么。。。1级风扇。。。超巡。。。吐槽不能。。。
不知道LZ是否真的看明白了斯贝加力燃烧室套筒的结构，斯贝的加力燃烧室和外涵道是相通的，也就是说加力燃烧室的静压和外涵道的静压是相当的（考虑总压损失实际上是略低于外涵道）
而这个在剖面图上看起来起分隔作用的套筒上面全是窟窿，而这正是第一代混合器的典型结构。
其优点是掺混均匀，缺点是重量大。所以F110/100之流的第3代涡扇都是用没有套筒的平行掺混结构，需要掺混段长度更长，但是重量代价小的多。
环管结构当涡轮入口导向叶。。。可以省掉冷却。。。再次吐槽不能。。。涡轮入口导叶的间距设计条件就是周向速度系数，为了保证周向速度系数巴不得多加几片导叶，而限制导叶数量的是导叶自身占的空间导致的阻塞比增加。要知道涡轮导叶为了把气流扭向过来，两片导叶之间的平均距离只有叶弦高度的不到一半，而高压涡轮的叶弦长度只有30～40毫米，靠环管燃烧室把气流扭起来，燃烧室出口直径少说十几厘米，按前面那个比例起旋转段至少2倍于出口直径，光这一项燃烧室就得长出来几十厘米，F110的燃烧室一共才十几厘米长好不。这还没算同样长度，环管比短环重出去接近2倍的重量，至于过长的燃烧室导致的总压损失，相比在LZ这里属于忽略不计的程度吧。
还有冷却面积。。。一个长度3，4厘米的导向叶和一个长几十厘米的燃烧室比冷却面积。。。我承认我的数学有点问题。。。
yr_linyi 发表于 2014-4-2 20:38
LZ真的明白1.52这个常数的含义么。。。1级风扇。。。超巡。。。吐槽不能。。。
不知道LZ是否真的看明白 ...
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M88这个结构可以参考的吧？
至于气流方向，燃烧室何必去“扭”，直接设置成斜向不就行了？我说的也不是环管式而是分管式。
LZ真的明白1.52这个常数的含义么。。。1级风扇。。。超巡。。。吐槽不能。。。
不知道LZ是否真的看明白 ...
M88这个结构可以参考的吧？
至于气流方向，燃烧室何必去“扭”，直接设置成斜向不就行了？我说的也不是环管式而是分管式。
woodyhl 发表于 2014-4-1 20:25
我觉得新中推应该用太行的核心机。把涵道比由0.5-0.6降下来降到0.2-0.3，直径由1.16米降到1米，简化优化压 ...
轴输出占比很大的核心机搞小涵道比性能衰减厉害。
其实核心机通用只局限于那一个阶段，在四代发动机的性能要求下又是不通用的了。
我觉得新中推应该用太行的核心机。把涵道比由0.5-0.6降下来降到0.2-0.3，直径由1.16米降到1米，简化优化压 ...
轴输出占比很大的核心机搞小涵道比性能衰减厉害。
其实核心机通用只局限于那一个阶段，在四代发动机的性能要求下又是不通用的了。
LZ真的明白1.52这个常数的含义么。。。1级风扇。。。超巡。。。吐槽不能。。。
不知道LZ是否真的看明白 ...
兄弟我建议你别和他说了。。。显然他不明白
不知道LZ是否真的看明白 ...
兄弟我建议你别和他说了。。。显然他不明白
果然 是YY的 
坐等大阴帝国缺钱的那天
国家缺钱不等于公司缺钱
国家缺钱不等于公司缺钱
兄弟我建议你别和他说了。。。显然他不明白
……我换个表达方式吧。sr71的发动机，外涵道根本就没有风扇，超音速性能就差了么？
这个设计，低速的时候像民航涡扇，因为总压比高，风扇直径也偏大。高速的时候就像sr71，外涵道仅仅提供个冷却机匣的作用。你跟我吐槽加力不行是建立在“混流式”的基础上，可是我这设计恐怕算不上是混流。
……我换个表达方式吧。sr71的发动机，外涵道根本就没有风扇，超音速性能就差了么？
这个设计，低速的时候像民航涡扇，因为总压比高，风扇直径也偏大。高速的时候就像sr71，外涵道仅仅提供个冷却机匣的作用。你跟我吐槽加力不行是建立在“混流式”的基础上，可是我这设计恐怕算不上是混流。
来看瑶瑶舞 发表于 2014-4-3 05:51
……我换个表达方式吧。sr71的发动机，外涵道根本就没有风扇，超音速性能就差了么？
这个设计，低速的时 ...
SR71那个根本不是涡扇……是在加力燃烧室的位置增加大型辅助进气门，高速时压气机、涡轮处于怠风状态了。气全部就由辅助进气门进入燃烧室了……原理已经改成亚燃冲了……进气门关闭的时候，就是个涡喷……
……我换个表达方式吧。sr71的发动机，外涵道根本就没有风扇，超音速性能就差了么？
这个设计，低速的时 ...
SR71那个根本不是涡扇……是在加力燃烧室的位置增加大型辅助进气门，高速时压气机、涡轮处于怠风状态了。气全部就由辅助进气门进入燃烧室了……原理已经改成亚燃冲了……进气门关闭的时候，就是个涡喷……{:soso_e179:}楼上大神表达得好，楼主原帖基本没法看明白……{:soso_e106:}
SR71那个根本不是涡扇……是在加力燃烧室的位置增加大型辅助进气门，高速时压气机、涡轮处于怠 ...
对，我的意思就是，超巡的时候风扇基本怠风，就一有冷却旁通流道的涡喷。
对，我的意思就是，超巡的时候风扇基本怠风，就一有冷却旁通流道的涡喷。