现在也不是寒暑假期间，四人不可能心无旁骛的展开设计工作，通常只能白天收集资料，晚上去图书馆或者教室讨论、计算、设计。

    陈东风和杨辉的大涵道比发动机设计任务在经过1天的知识积累后，两人开始了第一次的讨论。

    “东风，发动机推力要达到1400n左右，原先的核心机能否胜任你的外涵道可以占到总推力的多大比例”杨辉的这个问题是基于i2000核心机设计的关键。

    对于大涵道比涡扇发动机而言，外涵推力在总推力中起主要作用。外涵道推力计算的准确与否，对于该型发动机性能计算来讲，有着重要的影响。而外涵道推力系数是否准确，直接影响着外涵道推力的计算。

    “现在的民用航发外涵道推力占总推力的6075，当然涵道比都是大于4的，而且这些发动机的压气比很大，远大于我们现在核心机的5，一般都是大于20的，有九级轴流压气机。如果我们不改进核心机的话，燃油效率虽然会提高1倍左右但是不能满足长时间的巡航的。美国10年前通用的大涵道比军用航发tf391a可以达到8，普惠的民用大涵道比航发jt9d3为54。涵道比的制约很大程度上来自于风扇的重量。如果使用空心风扇的话是有机会达到6左右的。”

    “那就是要增加压气机的级数了离心压气机的效率可不高啊。”

    “一般一级离心式压气机的效率在6070之间，2级可以达到9左右，但是效率降低后，可能飞龙的速度会进一步下降，巡航速度可能达到200kh左右就已经很好了。除此以外，由于核心机的也需要做一些微调，如燃烧室的体积等。”陈东风把他粗略计算过的数据告诉杨辉。

    “东风，飞龙的大涵道比涡扇发动机的动力大部分是来自于内涵道高温高度气体使外涵道低温低速气体膨胀产生的，可以知道外涵道进气量的大小是非常重要的，可见涵道大小的重要性，只有最合适的大小才能发挥出发动机的最佳性能。我们需要进行大量的计算得出最佳的涵道面积比，得出最佳的进气口形状，得出风扇叶片的形状，而且这需要大量的试验数据来验证。”

    “由于核心机的压气机有改变，所以基本上要全部重新来一遍了。还是我来负责核心机，你来负责风扇等其他子系统”陈东风提议。

    “那就这么定了，风扇的设计需要配合你的核心机基本参数如出口温度、压力和推力等，其他的子系统基本和以前差别不大，也是要核心机出来后再微调。所以我前期想先跟着你学习核心机的理论计算方法，帮你做一些计算工作。”

    “那，最好不过了，就这么说定了。”陈东风肯定了他的想法。

    陈东风还是决定从建立对象的热力学数学模型开始，再结合计算流体力学等对发动机进行优化设计和性能评估。这样不仅可以有效减少发动机的试验费用，避免实际的试验风险，还可以缩短研制周期，降低开发成本。同时，发动机数学模型的应用极为广泛，它是控制、故障诊断、发动机性能分析、发动机控制系统设计的基础。

    陈东风的核心机的数学模型方法选择的是部件级数学模型方法。部件级数学模型沿发动机气路流程建立发动机各个部件的气动热力学模型，通过求解部件间平衡方程的形式，使得各部件匹配工作。

    根据大涵道比发动机的特点，研究大涵道比涡扇发动机的一些关键建模技术，其中包括风扇内外涵道分开建模、内外涵道分开排气、增压级部件导叶角建模、外涵通道的反推装置建模等。

    陈东风考虑到大涵道比发动机的内部构造极其复杂，作为部件级数值仿真模型不可能反应发动机所有的部件特征。作为真实航空发动机而言，其内部气体流动是三维的，涉及复杂的工程热物理与流体力学知识。不

『加入书签，方便阅读』