【正文】 使用前一節(jié)中提出的方法，開始搜索第ー章的招標書 （ RFP） 中描述的空戰(zhàn)戰(zhàn)斗機 （ AAF)發(fā)動機設計參數(shù)的最佳組合 .將研究 幾個關鍵 飛 行狀態(tài)下發(fā)動機設計點的可能的組合，以便縮小主要 的發(fā)動機設計參數(shù)的范圍 .確定這些參數(shù)的合理范圍后，著手非 設計狀態(tài)分析（第五章）并選出能夠產生所需安裝推力的發(fā)動機 尺寸 （ 第六章 ） . 為使大量有希望的設計點選擇縮小至易于控制的范圍，不必 詳細研究飛機飛行狀態(tài)和發(fā)動機設計點所有可能的組合 .相反， 一 些具有明顯不同特性和燃油消耗較多 （ TT較?。┑年P鍵飛行狀態(tài) 可用于確定重要的趨勢 .對 RFP中的 AAF來說，下面提出了這樣 一個范例： ? 0. 9M/43000英尺 BCM/BCA亞音速巡航爬升，因為在 34 航段 （ ∏ =)和 1011航段 （ ∏ =0. 9620)要求低油耗 ? ? 1. 5M/30000英尺超音速突防和脫離沖刺 ， 因為在 67航段 G分航段 （ ∏ =)和89航段（ ∏ =0. 9769)要求大的推 力，以保證不打開加力時具有低的油耗 . ? 1. 2M/30000英尺下的超音加速，因為在 67航段 F分航段 (∏ =0. 9808)和 78航段 J分航段 （ ∏ =)均 要求打開 加力時的大推力和低油耗 . 發(fā)動機設計將根據(jù)下列的部件性能參數(shù)和信息 : 說 明 設計值 多變效率 風扇（te） 高壓壓氣機（ e ) 離壓樹輪（ tHe ) 低壓渦輪（ tLe ） 總壓比 進氣道 （ maxd? ) 燃燒室 （ b? ) 混合器 （ maxM? ) 加力燃燒室 （ AB? ) 噴管 （ b? ) 部件效率 燃燒室（ b? ） 加力燃燒室（ AB? ) 附在本教科書中的 ONX設計點計算機程序可用來研究 飛行狀態(tài)下設計參數(shù) c? ,39。c?,? 和 4tT 的 60個不同的設計點組合 .圖 4. El— 4. E5的曲線是最有希望 的設計組合的研究結果 .這些結果示出了非安裝的耗油率隨非安 裝的單位推力的變化 .非安裝的耗油率（ S） 用 (C ? )表 示，以便與非安裝的油耗的估計值比較 .請注意 α =0相應于零涵 道比渦扇發(fā)動機，即通常所說的渦噴發(fā)動機 . 4. 4. 3. 1 0. 9M/43000英尺下的 BCM/BCA亞音速巡航爬升 對圖 — ， 非安裝的耗 油率（ S)和單位推力 （ F/0m 。） 顯著地受涵道比 （ ? )和壓氣機壓 比 （ c? )的影響 .另一方面，圖 較表明，風扇壓 比 （39。c?） 對發(fā)動機性能的影響較小，而圖 到一個熟悉的結果，即 S和 F/ 0m 均隨最大循環(huán)溫度增髙而增大 . 因此，主要目標集中于 ? 和 c? 可使用范圍的選擇，而39。c?和 4tT 將留 在后面的結果中考慮 . 根據(jù)對亞音速渦扇發(fā)動機一般的估計，增大 ? 將使 F/ 0m 和 S 均減小 ， 因為可用推進能量擴散到更多的流入的空氣中 .因為等 c? 直線斜率表明 F/0m 。 的下降速度約為 S的兩倍，那么選擇大于 0. 5的 ? 似乎是不合適的 .反過來 ， 既然 (C ? )在每處 均大于 1,則 ? 不應小于 ，此飛行狀態(tài)的最佳 ? 值可能 在 — . 僅增大 c? 將使 F/0m 。 和 S的特性更加復雜，因為在 F/ 0m 達到 最大值時 S還在繼續(xù)減小 .正如參考文獻 [2]所述，此脖點是渦輪發(fā)動機的特征 .邏輯上選擇的 c? 值應在曲線的彎曲部位以下， 但不能太靠下，否則 S稍有減小便會使 F/0m 。 迅速下降 .而且 c? 不應超過合理的范圍 （ 目前此范圍為 35— 40).不幸的是，在核心 流的不允許的堵塞出現(xiàn)在混合器進口之前， c? 甚至達不到這些 值 .總的來說，這些原因表明 ， 對于此飛行狀態(tài)來說 ^應該保持 在 20— 35之間 ? 4. 4. 3. 2 在此飛行狀態(tài)下 c? ,39。c?,? 和 4tT 對 S和 F/ 0m 的影響可以作出與上面非常相似的定性和定量的結論 .從圖 4. E4可以看出 ， 主要 的不同在于在曲線彎曲部位下面的關鍵區(qū)域 F/0m 隨 c? 下 說 明 設計值 機械效率 低壓軸（ mL? ） ? 高壓軸 （ mH? ） 功率分出 ( mP? ) 燃油 (JP4)熱值 ( PRh ) 1800英熱量單位 /磅 加力燃燒宰總溫 ( maxtT ) 3600176。R 渦輪冷卻空氣 4tT 2400? R 1? = 2? = ( 4tT 2400) /16000 4tT ? 2400? R 1? = 2? = 0 降較快 而隨 ? 的下降較慢，且無核心流堵塞的跡象 .考慮所有的因素，包 括在此飛行狀態(tài)下對大推力的特殊需要，參數(shù)的適用范圍為 10 c? 20 和 0. 2? 0. 4. 4. 4. 3. 3 1. 2M/.30000英尺下的超音速加速 圖 4. E5所示的計兌結果表明，增加 c? 和減小 ? 均可使 S減 小和 F/0m 有所 增加 .同樣，39。c?的變化對結果幾乎無影響，可能是因為 混合器使影響減弱 .而增大 4tT 和 7tT 均可使 S和 F/0m 。有所增加 . 至此，已經很清楚在任何飛行狀態(tài) F均難以滿足期望的油耗率 .此后，為此用途的設計點的搜索必須完全集中于減小油耗率 . tS3 151 — 另外， AAF的起飛重量 （ TOW ） 將超過第三章中的初始估計值， 既然確定 TOW 的方程 （ 3. 44)是非線性的，則 TOW 可能大得不可接受 . 當發(fā)動機油門桿拉回至需要的推力時 ,S仍將可能減小，或安裝損失小于估計值，目前結果無法肯定 . 結果，此飛行狀態(tài)下產生的發(fā)動機性能表明 ， 20c? 30， 0? 0. 4,而39。c?對性能影響仍較小 .至此所獲得的結果要求必須 限制 4tT 和 7tT ， 盡管增加 4tT 和 7tT 可以增大發(fā)動機的單位推力并因 此而使發(fā)動機尺寸減小 .它們的極限將被任意地選定為 4tT ≤ 3200176。 R和 7tT≤ 3600176。R ， 因為即使是這些值也是十分髙的 .如果后 面的計算獲得好的結果，則這些假設和其它假設均可改變 . 4. —— 設計選擇的范圍 在最終選擇主要的發(fā)動機設計點參數(shù)的有意義的范圍之前必 圖 4. E4 ， 4tT = 3200176。R, 39。c?=,不加力 152 — 須承認這樣兩個事實 .第一，要說明它們僅與某一特定的飛行狀 態(tài)（即 0P ， 0T 和馬赫數(shù)）有關，這最好是靠近最終設計點的飛行狀態(tài) .既然 AAF在整個 0. 90M — 45000英尺范圍內 必須很好工作，那么可以合理地得出結論把設計點放在 附近 .第二，任何選擇都應考慮到當發(fā)動機在非設計點 工作時參數(shù)的正常特性 .一個明顯的目的就是在所有關鍵工作點 使發(fā)動機主要參數(shù)均在其最好的范圍內 .因此對每一關鍵工作點 來說發(fā)動機似乎都是設計得合適的 . 為此在圖 3個關鍵工作點 ， 它們是 AAF用 的發(fā)動機的有代表性的工作狀態(tài)，圖 到的結果 . (磅力 /磅 /秒） 圖 4. E5 ， 7^ = 3200176。R ， 7V = 4, TI7 = 3600oR 153 — 從圖 ， c? 的期望值和可用值均隨 0M 而減小，所 以在 1. 5M/35000英尺狀態(tài)下選擇的 10c? 25可在任何別的飛 行狀態(tài)下提供期望的 c? 值 .換句話說，利用圖 想象 設計點在 1. 5M/35000英尺選擇的 c? 在 10— 25的范圍內，則可以 看到在其他飛行狀態(tài)下 c? 的期望值也包含在內了 . 由圖 ，并且只有在 154 — 設計點選較小的 ? 值范圍 （ ? )，在其它關鍵飛行狀態(tài)下 才能提供 ? 的期望值 . 按照前面的推理獲得了發(fā)動機主要設計參數(shù)范圍的最終選擇： ≤ 0M ≤ 1. 6 30000 英尺 ≤ h ≤ 45000 英尺 10≤ c? ≤ 25 ≤ ? ≤ 2≤39。c?≤ 5 4tT ≤ 3200176。 R 7tT ≤ 3600176。 R ≤ 5M ≤ 發(fā)動機設計點循環(huán)性能計算的能力可通過敏感性分析這項最 后的研究得到更好的認識和評價 .在此分析過程中，所有輸出變量隨每個獨立的輸入變量的變化百分比可通過每次僅改變一個輸 入?yún)?shù)來確定 ?例如，要了解耗油率 （ S)對循環(huán)涵道比 （ ? )的 敏感性如何，則可以由兩步相連續(xù)的（差別僅在 于 ?? ≤ ? ） 設計點計算求得關系式如下： 2 1 12 1 1( ) / /( ) / /S S S SS?? ? ? ?? ?? ?? 此比例的極限代表了數(shù)學斜率或導數(shù)，對這類復雜的方程組來說 通常很難以嚴密的方式求得導數(shù)（即直接求導 ). 定性了解這些比例的含義是很容易的 .當它