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航空发动机设计数理模型的建立
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航空发动机设计数理模型的建立
１•数理模型的作用
设计一款发动机如果事先没有数理模型辅助那么就等同于不知道自己如何从一开始在设计上如何进行取舍、调配以实现或尽可能地接近设计目标。设计者像在黑暗中描绘大象，他的期待、他的想象能否实现必须在最初时期就要有明确答案，否则走一步看一步的结果只能是一台样机接着一台样机地造，花费巨量的金钱和时间．．．．．．
数理模型并不是简单的计算数模。它是把一个个具体单个零部件的实验数据和环境数据加上人工控制变量用函数用时间逻辑性的贯穿起来，油门变量、速度变量、高度变量、温度变量、材料变量、结构变化、工艺变化、零件外形、运转模式等等设计者在设计最初时期就知道它们的在实际运行中的范围、相互影响程度、机件寿命、可以事先在这个数理模型上看到在各种环境条件下运行的利弊结果，设计师可以在一开始就可以根据设计目标进行有针对性的研究和探索。
２•数理模型的建立
这里我只能粗略地谈一谈。这种函数不同一般函数模式，它是循环条件函数，一个个简单函数在时间轴上按顺序运算，运算出的结果又重新提交给前面做改变条件下运算，比对得出结论，继续运算直到发现问题为止．．．．．．很像电脑系统程序一样有些变量是人工添加进去的、有些就是死的实验数据。
一般可以这样开始；鉴于探测器的灵敏程度，我们先统一时间间隔为１％秒，探测器每１％秒上报一个新数据，系统每１％秒用采集来的新数据计算一次结果，而这个结果每１％秒通报数模中其它相关部件数模做相关变量运算．．．．．．
比如：我们做某种燃料数模时就是用１％秒间隔做了不同气压、气密度的燃烧实验并采集了相关数据。我们的某型涡轮压缩机也是用这个时间间隔采集了相关数据。由于时间间隔相同，这两个数模可以构成一个可运行的数模。在数模内从少到多一点一点地增加燃料量，我们就可以看到压缩机功率的变化与油料量的变化并且可以进行对比分析，可以很快地得出此设计发动机的运行油料供给合理区间。在这个基础上，如果我们改变了涡轮或叶片结构或设计，将其优化性能后的零部件实验数模加装进来，就可以很快地算出改进后的结果，进行优化前后性能对比。在这个基础上我们再把飞行器的数据输入进去，就可以知道飞行器获得多大推力、升力、阻力、加速度，加上我们输入飞行姿态、高度（大气密度数据），数模可以立刻帮我们算出此款发动机用此种燃料在此种改进下的这款飞行器上能飞出什么极限性能来．．．．．．
下面着重谈：复合各个方面函数计算。
压缩机空气供给量与飞行速度（入口空气压力）、不同高度的空气密度（摄入氧化剂速度）、压缩机压缩设计变量、燃烧室空气密度与有效燃烧量、涡轮热动转换比等等函数结果交集有着不可分割的关系，这些变量之间的关系有些我们可以在地面试验中测得，但是有些我们必须通过数理模型运算才能看到。
比如：某型单轴机经济压缩转速是２万转～４万转，在这个区间压缩比约为１０～１５倍。它的涡轮前最大经济燃烧量函数表明；当压缩比为１０时最大经济燃烧量为３，当压缩比为１５时最大经济燃烧量是６。通过加入飞行器数模和大气数模，我们可以模拟出此款发动机在此款飞行器上的运用性能结果，也就是在不同高度不同速度下的最佳功率范围，根据这个结果我们可以发现些静态实验难以发现的重大设计问题，针对这些问题可以提早做设计上的修改。
比如；通过上述模型可以看到；高度在１０００米以下，飞行速度从０～３５０这个区间内随着进气压力的增加发动机压缩比也能够增加，但是速度超过３５０会出现前端空气供给过多，压缩比不升反降的问题。分析；由于涡轮温度的限制，燃烧油量不可能同步无限量地增加，压缩机压缩功率受限，压缩机前端进入过多的空气不能被继续压缩进更小的涵道，也就是说在压缩机低压部分由于进入的空气质量增加导致对压缩机功率的需求增加，而压缩机功率限于燃烧室温度上线不能同时相应地继续增加时，整个压缩运转速度会因此多进入的空气量而下降，由于是单轴压缩机，所以必然牵连压缩机高压部分由于转速不够导致压缩比在进入空气量增加的情况下不升反降。像这样的重大问题我们可以在一开始就能够通过设计数理模型就可以发现，并且找到解决办法，于是半遮蔽涵道口设计、双轴双涵道设计就由此产生，如果不明白其中道理，不知道外涵道主要功能是用于稳定内涵道进气压力，即使能够拆开别人的发动机进行仿制，也不明重点缘由，做不得一点点改进。
由于有了数理模型的帮助，我们可以在设计之初就可以根据我们手中现有的材料性能设计发动机。比如压缩机叶片强度受限，外涵道最大直径就可以在一开始定下来，包括叶片布置密度和叶片承力厚度和叶片层数。在定下来外涵道直径后，内涵道直径和相关设计也便可以沿顺着制定下来。 也可以根据涡轮材料温度限制从涡轮前温度反过来定压缩机层级数和大小涵道比，这样依限制设计对比可以很容易地帮助设计者找到具体到哪里是卡脖子需要攻关的材料问题，能不能通过更换设计方案攻克，哪里是卡脖子需要改进设计方案问题，能不能通过更换好的材料克服。拥有设计数模的设计者可以选择制造成本优先？推力优先？推重比优先？高限优先？油耗优先？低空性能灵活优先？高空性能优先？起飞性能优先？还是巡航性能优先？．．．．．．同样，飞行器在实际被驾驭中同样可以根据这套数模选择最低油耗？最大受命？最快速度．．．．．．等等飞行方式。
随着数理模型的层层展开不但可以把大的整体结构设计优缺点分析出来，而且，小的细微的零部件设计、材料改进、各个零部件使用寿命监控、更换、维修预警都能做到，还可以参与飞行，给飞行驾驶予指导。
数理模型是基于对物理理论的连贯性分析，它需要设计者对物理理论学习和研究，在理论上提高一小步，实际中就可以产生革命性进步。我打个比方：研究如何提高燃烧热动转换比这个问题。一般人只知道燃烧会产生膨胀，不知道为什么会产生膨胀、怎样使膨胀占比更高？这里我简单的表述一下我个人肤浅的认识；化学能量键都是些被压缩或扭曲暂时被锁扣的“弹簧”，这“弹簧”的弹性是通过一个个既矛盾又链接的微小磁场实现的。化学燃烧反应是化学键构的重组，它的第一结果就是释放被压缩的磁场，众多被同时释放的小磁场在混乱中相互排斥产生体积膨胀。所以反应前压缩程度越高膨胀能占比越大、反应密度越高膨胀比越大、反应时效性越齐膨胀比越大（爆震发动机就是这方面的极端设计）。这一个个微小的磁场振动除了能够产生膨胀之外还可以产生电磁震荡，这些震荡就是‘光’能，而光能在叠加变频时可以转换成膨胀动能，最新概念用于太空的电磁动力发动机就是利用这个原理设计的。而“热能”指的是更大范围的分子震荡，它需要有冷空气的参与才能够发挥它的膨胀势能。“声能”是更更大范围的空气分子震荡，它同样在变频的过程中可以转变成膨胀动能。（响鞭效应的反向设计可以把声音能量转化成运动能量的）
受材料限制不可能提高压缩比时，甚至不得不考虑在比较低的压力环境中展开燃烧时就必须考虑如何尽可能地在其它方向上加强。同时，我们还可以考虑通过提高气流速来提高低压空气密度（超燃发动机就是这方面的设计），于是我们就必须在燃烧器设计上下功夫，减少扩压器的扩压比，放开涡轮叶片密度，研发新型更快燃烧速度的燃料，争取燃料能够在高密度低压状态下的有限时间、空间范围内能充分燃烧更大的量。
发动机设计并不只单单追求更高的“热动转换比”还追求更高的推力、更轻的质量、更大环境范围的适应性。所以我在上次递交给国家的简易设计报告中那款发动机上同时设计了３种模式的燃烧涵道，相比现在的单独燃烧涵道设计它的高速、高空适应性更好、同等直径条件下排放气体质量更大、排放速度更高、对涡轮压气机依赖更小、对涡轮材料的耐热性能依赖更小、涡轮和压气机质量和直径都可以设计得更小、更省油，但是不足的方面也有；静态启动时推力小，起飞需要更长的跑道或者是需要弹射跑道。它的难点在于燃烧器的设计，特别是Ｂ涵道和Ｃ涵道燃烧器，属于超高温蒸发燃烧器与以往的设计有很大的不同，如有机会，愿与有关老师们做更深入、更细致的探讨。
本人不才学历很低是个高中生，但是酷爱物理学，在研究探索上有些能力，以上内容基本上都是个人私下里的研究，参考学习资料都是这两年在网上看到的公开的真假材料。写过一篇物理基础理论文章《翻开这一页 人类将进入另一个不可思议的新时代》作为自我推荐的附件资料附在这篇报告后面 今年４５岁可谓是正当年，如能有幸愿参与国家有关方面的工作。
研究探索能力不同于学习能力，她就像植物的根茎在黑暗的泥土下寻找养分一般，一路寻找，一路生出枝杈同时一路选择方向，总是在不断地做自我否定，不断地选择新方向。学历高的人才往往是一开始就被教科书、导师限制了思考探究的方式、方向，而且研究工作一旦于研究者的身份地位以及收入挂钩，研究者就很难及时地做自我否定推到重来的选择，所谓：屁股决定头脑，这种困局只能空等到下一代人才有可能重来，但是后来人与前辈又可能是师徒关系、学术派系关系．．．．．．时间就这样被耽搁下来了，有些显而易见的简单问题只有那些涉世未深的小孩子才敢点出，就像皇帝新装游行队伍外的那个由于“愚蠢”、学识浅薄才敢于表达自己真实看法的小女孩。我想；即便我参与不了什么具体的工作，作为外人敢站在另一边表达一点个人不成熟的甚至是错误看法，做提醒或是扎气球的针，对我国的航发研究工作的实质进展也是有一定促进意义和价值的。
１•数理模型的作用
设计一款发动机如果事先没有数理模型辅助那么就等同于不知道自己如何从一开始在设计上如何进行取舍、调配以实现或尽可能地接近设计目标。设计者像在黑暗中描绘大象，他的期待、他的想象能否实现必须在最初时期就要有明确答案，否则走一步看一步的结果只能是一台样机接着一台样机地造，花费巨量的金钱和时间．．．．．．
数理模型并不是简单的计算数模。它是把一个个具体单个零部件的实验数据和环境数据加上人工控制变量用函数用时间逻辑性的贯穿起来，油门变量、速度变量、高度变量、温度变量、材料变量、结构变化、工艺变化、零件外形、运转模式等等设计者在设计最初时期就知道它们的在实际运行中的范围、相互影响程度、机件寿命、可以事先在这个数理模型上看到在各种环境条件下运行的利弊结果，设计师可以在一开始就可以根据设计目标进行有针对性的研究和探索。
２•数理模型的建立
这里我只能粗略地谈一谈。这种函数不同一般函数模式，它是循环条件函数，一个个简单函数在时间轴上按顺序运算，运算出的结果又重新提交给前面做改变条件下运算，比对得出结论，继续运算直到发现问题为止．．．．．．很像电脑系统程序一样有些变量是人工添加进去的、有些就是死的实验数据。
一般可以这样开始；鉴于探测器的灵敏程度，我们先统一时间间隔为１％秒，探测器每１％秒上报一个新数据，系统每１％秒用采集来的新数据计算一次结果，而这个结果每１％秒通报数模中其它相关部件数模做相关变量运算．．．．．．
比如：我们做某种燃料数模时就是用１％秒间隔做了不同气压、气密度的燃烧实验并采集了相关数据。我们的某型涡轮压缩机也是用这个时间间隔采集了相关数据。由于时间间隔相同，这两个数模可以构成一个可运行的数模。在数模内从少到多一点一点地增加燃料量，我们就可以看到压缩机功率的变化与油料量的变化并且可以进行对比分析，可以很快地得出此设计发动机的运行油料供给合理区间。在这个基础上，如果我们改变了涡轮或叶片结构或设计，将其优化性能后的零部件实验数模加装进来，就可以很快地算出改进后的结果，进行优化前后性能对比。在这个基础上我们再把飞行器的数据输入进去，就可以知道飞行器获得多大推力、升力、阻力、加速度，加上我们输入飞行姿态、高度（大气密度数据），数模可以立刻帮我们算出此款发动机用此种燃料在此种改进下的这款飞行器上能飞出什么极限性能来．．．．．．
下面着重谈：复合各个方面函数计算。
压缩机空气供给量与飞行速度（入口空气压力）、不同高度的空气密度（摄入氧化剂速度）、压缩机压缩设计变量、燃烧室空气密度与有效燃烧量、涡轮热动转换比等等函数结果交集有着不可分割的关系，这些变量之间的关系有些我们可以在地面试验中测得，但是有些我们必须通过数理模型运算才能看到。
比如：某型单轴机经济压缩转速是２万转～４万转，在这个区间压缩比约为１０～１５倍。它的涡轮前最大经济燃烧量函数表明；当压缩比为１０时最大经济燃烧量为３，当压缩比为１５时最大经济燃烧量是６。通过加入飞行器数模和大气数模，我们可以模拟出此款发动机在此款飞行器上的运用性能结果，也就是在不同高度不同速度下的最佳功率范围，根据这个结果我们可以发现些静态实验难以发现的重大设计问题，针对这些问题可以提早做设计上的修改。
比如；通过上述模型可以看到；高度在１０００米以下，飞行速度从０～３５０这个区间内随着进气压力的增加发动机压缩比也能够增加，但是速度超过３５０会出现前端空气供给过多，压缩比不升反降的问题。分析；由于涡轮温度的限制，燃烧油量不可能同步无限量地增加，压缩机压缩功率受限，压缩机前端进入过多的空气不能被继续压缩进更小的涵道，也就是说在压缩机低压部分由于进入的空气质量增加导致对压缩机功率的需求增加，而压缩机功率限于燃烧室温度上线不能同时相应地继续增加时，整个压缩运转速度会因此多进入的空气量而下降，由于是单轴压缩机，所以必然牵连压缩机高压部分由于转速不够导致压缩比在进入空气量增加的情况下不升反降。像这样的重大问题我们可以在一开始就能够通过设计数理模型就可以发现，并且找到解决办法，于是半遮蔽涵道口设计、双轴双涵道设计就由此产生，如果不明白其中道理，不知道外涵道主要功能是用于稳定内涵道进气压力，即使能够拆开别人的发动机进行仿制，也不明重点缘由，做不得一点点改进。
由于有了数理模型的帮助，我们可以在设计之初就可以根据我们手中现有的材料性能设计发动机。比如压缩机叶片强度受限，外涵道最大直径就可以在一开始定下来，包括叶片布置密度和叶片承力厚度和叶片层数。在定下来外涵道直径后，内涵道直径和相关设计也便可以沿顺着制定下来。 也可以根据涡轮材料温度限制从涡轮前温度反过来定压缩机层级数和大小涵道比，这样依限制设计对比可以很容易地帮助设计者找到具体到哪里是卡脖子需要攻关的材料问题，能不能通过更换设计方案攻克，哪里是卡脖子需要改进设计方案问题，能不能通过更换好的材料克服。拥有设计数模的设计者可以选择制造成本优先？推力优先？推重比优先？高限优先？油耗优先？低空性能灵活优先？高空性能优先？起飞性能优先？还是巡航性能优先？．．．．．．同样，飞行器在实际被驾驭中同样可以根据这套数模选择最低油耗？最大受命？最快速度．．．．．．等等飞行方式。
随着数理模型的层层展开不但可以把大的整体结构设计优缺点分析出来，而且，小的细微的零部件设计、材料改进、各个零部件使用寿命监控、更换、维修预警都能做到，还可以参与飞行，给飞行驾驶予指导。
数理模型是基于对物理理论的连贯性分析，它需要设计者对物理理论学习和研究，在理论上提高一小步，实际中就可以产生革命性进步。我打个比方：研究如何提高燃烧热动转换比这个问题。一般人只知道燃烧会产生膨胀，不知道为什么会产生膨胀、怎样使膨胀占比更高？这里我简单的表述一下我个人肤浅的认识；化学能量键都是些被压缩或扭曲暂时被锁扣的“弹簧”，这“弹簧”的弹性是通过一个个既矛盾又链接的微小磁场实现的。化学燃烧反应是化学键构的重组，它的第一结果就是释放被压缩的磁场，众多被同时释放的小磁场在混乱中相互排斥产生体积膨胀。所以反应前压缩程度越高膨胀能占比越大、反应密度越高膨胀比越大、反应时效性越齐膨胀比越大（爆震发动机就是这方面的极端设计）。这一个个微小的磁场振动除了能够产生膨胀之外还可以产生电磁震荡，这些震荡就是‘光’能，而光能在叠加变频时可以转换成膨胀动能，最新概念用于太空的电磁动力发动机就是利用这个原理设计的。而“热能”指的是更大范围的分子震荡，它需要有冷空气的参与才能够发挥它的膨胀势能。“声能”是更更大范围的空气分子震荡，它同样在变频的过程中可以转变成膨胀动能。（响鞭效应的反向设计可以把声音能量转化成运动能量的）
受材料限制不可能提高压缩比时，甚至不得不考虑在比较低的压力环境中展开燃烧时就必须考虑如何尽可能地在其它方向上加强。同时，我们还可以考虑通过提高气流速来提高低压空气密度（超燃发动机就是这方面的设计），于是我们就必须在燃烧器设计上下功夫，减少扩压器的扩压比，放开涡轮叶片密度，研发新型更快燃烧速度的燃料，争取燃料能够在高密度低压状态下的有限时间、空间范围内能充分燃烧更大的量。
发动机设计并不只单单追求更高的“热动转换比”还追求更高的推力、更轻的质量、更大环境范围的适应性。所以我在上次递交给国家的简易设计报告中那款发动机上同时设计了３种模式的燃烧涵道，相比现在的单独燃烧涵道设计它的高速、高空适应性更好、同等直径条件下排放气体质量更大、排放速度更高、对涡轮压气机依赖更小、对涡轮材料的耐热性能依赖更小、涡轮和压气机质量和直径都可以设计得更小、更省油，但是不足的方面也有；静态启动时推力小，起飞需要更长的跑道或者是需要弹射跑道。它的难点在于燃烧器的设计，特别是Ｂ涵道和Ｃ涵道燃烧器，属于超高温蒸发燃烧器与以往的设计有很大的不同，如有机会，愿与有关老师们做更深入、更细致的探讨。
本人不才学历很低是个高中生，但是酷爱物理学，在研究探索上有些能力，以上内容基本上都是个人私下里的研究，参考学习资料都是这两年在网上看到的公开的真假材料。写过一篇物理基础理论文章《翻开这一页 人类将进入另一个不可思议的新时代》作为自我推荐的附件资料附在这篇报告后面 今年４５岁可谓是正当年，如能有幸愿参与国家有关方面的工作。
研究探索能力不同于学习能力，她就像植物的根茎在黑暗的泥土下寻找养分一般，一路寻找，一路生出枝杈同时一路选择方向，总是在不断地做自我否定，不断地选择新方向。学历高的人才往往是一开始就被教科书、导师限制了思考探究的方式、方向，而且研究工作一旦于研究者的身份地位以及收入挂钩，研究者就很难及时地做自我否定推到重来的选择，所谓：屁股决定头脑，这种困局只能空等到下一代人才有可能重来，但是后来人与前辈又可能是师徒关系、学术派系关系．．．．．．时间就这样被耽搁下来了，有些显而易见的简单问题只有那些涉世未深的小孩子才敢点出，就像皇帝新装游行队伍外的那个由于“愚蠢”、学识浅薄才敢于表达自己真实看法的小女孩。我想；即便我参与不了什么具体的工作，作为外人敢站在另一边表达一点个人不成熟的甚至是错误看法，做提醒或是扎气球的针，对我国的航发研究工作的实质进展也是有一定促进意义和价值的。
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