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ACE 适应性循环三个方面的创新Part4

2012/3/7 9:06:17  来源:中国计量测控网 
字号: 13号字 16号字

   一系列的技术创新正在围绕着 ACE 适应性循环而处于紧锣密鼓的开发之中。我仅就自己能理解的,谈一谈其中三个方面的创新。这些创新不一定都会实现,而且肯定在开发过程中会不断改进和完善,所以我下面谈的东西很可能与未来真正出现的下一代发动机会有不同。

  第一个方面的创新是发动机热端在可调节涡轮上的创新。这个方面有两大关注点:可变距涡轮导向叶片和涡轮间燃烧器。

  先说可变距涡轮导向叶片。如下图所示,ACE 继续使用在 F119 和 YF120 上开发出来的互相反转的双转子结构,并理所当然地取消了高压涡轮和低压涡轮之间的导向器:

  

 

  对于这种在较大涵道比和极小涵道比之间大幅度转换的发动机而言,既然没有高低压涡轮之间的导向器,就极可能需要使高压涡轮导向叶片成为可变距的可调节形式。考虑到高压涡轮导向叶片需要承受刚刚从燃烧室喷出的高温高压燃气,将其做成可变距是非常大的技术挑战。(燃烧室是上图中红色的部分。)

  另一个关注点是涡轮间燃烧器。

  低压涡轮在较大涵道比状态需要通过燃气转换出巨大的功率带动低压转子风扇,从而为风扇气流做功;而在极小涵道比模式则需要仅仅从燃气中转换少量功率,从而使绝大多数燃气成为高能的喷气作为主要的飞行动力。如何实现如此巨大的功率变化呢?下图左下角的涡轮间燃烧技术(Inter-Turbine Burner)提供了一个办法:

  

 

  图中的涡轮间导向叶器分别在叶片本身和基座开了沟槽。其中基座上的是富燃的环形涡状槽(Swirled Circumferential Cavity(Rich Burn)),叶片上是快速熄火的径向槽(Radial Cavity(Quick Quench))。这个非常新颖的涡轮间燃烧器,当工作时,可以为低压涡轮提供巨大的功率,保证了发动机在较大涵道比工作;当不工作时,低压涡轮仅仅通过主燃烧室喷出的燃气以低功率运转,使得发动机在极小涵道比工作。

  这个涡轮间燃烧器的具体位置在哪里呢?应该在下图所示的两级低压涡轮之间:

  

 

  第二个方面的创新是更加简单、更加隐身的进气和排气系统。可以在宽广范围内调节的风扇和压气机所提供了一个额外的好处:发动机对进气的要求降低,可以适应变化范围很大的进气。这使得进气道可以更加简单。而可变距涡轮导向叶片甚至涡轮间燃烧器,又使发动机的排气不再需要复杂的可调节喷口。这些优点也为动力系统实现高度隐身创造了条件。下图是一种全方位隐身的动力系统示意图:

  

 

  图中进气道屏蔽了发动机前面的叶片、喷管屏蔽了发动机后部的涡轮之类的装置。另外,进气道除了给发动机供气,还为发动机及其附件的散热以及发动机排气的降温提供空气。这些都是有效的雷达和红外隐身措施。

  下图右下角所示的进气/排气整合(Inlet/Exhaust Integration)表示出了如何把进气道的部分气流用来冷却发动机排气的方法。

  

 

  第三个方面的创新是发电系统的创新。下一代飞机需要非常大的电能,一是因为下一代武器中有微波武器甚至激光武器;二是因为飞机会采用电操纵方式。上面图中的左上角指出了下一代发动机的附件整合(Subsystem Integration),其中提到了两种新技术:内部起动/发电机(Internal Starter/Generator)和磁性轴承(Magnetic Bearings)。

  我对这方面所知甚少,但是鉴于下一代飞机会非常依赖电能以使用诸如微波、激光等新式武器,我特别列出这一点以作强调。

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