【正文】 力變化模型和燃油消耗預(yù)估值已經(jīng)在第二章和第三章 的約束條件和任務(wù)分析中采用過 . 非設(shè)計點(diǎn)性能分析與設(shè)計點(diǎn)分析有很大的不同 .在設(shè)計點(diǎn)循 環(huán)分析中，設(shè)計人員可以自由地挑選所有的設(shè)計選擇（包括飛行狀態(tài)），并且對每組選出的設(shè)計選擇可確定每單位質(zhì)量流 量的發(fā)動機(jī)性能特性 . 相反，在非設(shè)計點(diǎn)分析中，已經(jīng)給定了設(shè)計選擇 ， 并且需要在所有可能的工作狀態(tài)下求出特定設(shè)計點(diǎn)的發(fā)動機(jī)性能 . 非設(shè)計分析的自變量包括飛行狀態(tài)、油門桿位置和噴口位置 .只要確定了發(fā)動機(jī)的尺寸和質(zhì)量流量，在飛行包線內(nèi)就可通過非設(shè)計點(diǎn)分析確定選定的發(fā)動機(jī)是如何在飛行包線的所有工作狀態(tài)下 工作的 . 對于非設(shè)計點(diǎn)性能分析來說，可以把單個的部件性能作為工 作狀態(tài)的函數(shù)來建立模型，或者可從部件的硬件性能數(shù)據(jù)中獲得 實(shí)際部件的特性 .這兩種方法的精度不同 .在發(fā)動機(jī)的初始設(shè)計 中，如果沒有實(shí)際的部件硬件，那么可采用部件性能的簡單模型 來給出發(fā)動機(jī)非設(shè)計點(diǎn)的初始估算值 . 在下面幾節(jié)中將為確定發(fā)動機(jī)循環(huán)的非設(shè)計點(diǎn)性能尋求各種 關(guān)系，該發(fā)動機(jī)循環(huán)的設(shè)計點(diǎn)性能在第四章中已經(jīng)介紹了 .這種 分析是對參考文獻(xiàn) [2]中內(nèi)容的擴(kuò)展 ?現(xiàn)在的任務(wù)是建立方程式 形式的設(shè)計手段，這些方程式能夠確定部件以及在任何非設(shè)計點(diǎn) 發(fā)動機(jī)的性能參數(shù) . 5. 2設(shè)計手段 需要求出圖 、非設(shè)計油門桿位置和非設(shè)計噴口位 置下的性能 .假定：通過采用第四章中的方法已經(jīng)為設(shè)計點(diǎn)的發(fā)動機(jī)做了設(shè)計循環(huán)分析，為發(fā)動機(jī) （ RS ， [F/ 0m ]R 等）和每個發(fā)動 機(jī)部件（39。c?是最有希望的，它將在加力和不加力時改善 F/m 0m 和 推力 的 F/ 0m 降低不多的條件下增加39。c? + + ? + 155 — 39。 R ≤ 5M ≤ 發(fā)動機(jī)設(shè)計點(diǎn)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(rèn)識和評價 .在此分析過程中，所有輸出變量隨每個獨(dú)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(shè)計點(diǎn)計算求得關(guān)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(xué)斜率或?qū)?shù)，對這類復(fù)雜的方程組來說 通常很難以嚴(yán)密的方式求得導(dǎo)數(shù)（即直接求導(dǎo) ). 定性了解這些比例的含義是很容易的 .當(dāng)它們遠(yuǎn)小于 1時 ,輸入變量對輸出變量幾乎沒有影響 .如果全部導(dǎo)數(shù)均遠(yuǎn)小于 1,則設(shè)計點(diǎn)將位于曲線極值點(diǎn)附近，可能接近最佳點(diǎn) .那 些量級為 1的比例提供改進(jìn)的機(jī)會并指出期望的改進(jìn)方向 . 現(xiàn)在來研究一種混排式渦扇發(fā)動機(jī)的單位推力和耗油率對飛 行狀態(tài)和發(fā)動機(jī)設(shè)計選擇的敏感性，這種發(fā)動機(jī)的部件性能設(shè)計 值與 4. 2. 7節(jié)的打印結(jié)果相同，其設(shè)計點(diǎn)上有 0M = ? = h =35000英尺 4tT =3200176。c?=,不加力 152 — 須承認(rèn)這樣兩個事實(shí) .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(guān)，這最好是靠近最終設(shè)計點(diǎn)的飛行狀態(tài) .既然 AAF在整個 0. 90M — 45000英尺范圍內(nèi) 必須很好工作，那么可以合理地得出結(jié)論把設(shè)計點(diǎn)放在 附近 .第二，任何選擇都應(yīng)考慮到當(dāng)發(fā)動機(jī)在非設(shè)計點(diǎn) 工作時參數(shù)的正常特性 .一個明顯的目的就是在所有關(guān)鍵工作點(diǎn) 使發(fā)動機(jī)主要參數(shù)均在其最好的范圍內(nèi) .因此對每一關(guān)鍵工作點(diǎn) 來說發(fā)動機(jī)似乎都是設(shè)計得合適的 . 為此在圖 3個關(guān)鍵工作點(diǎn) ， 它們是 AAF用 的發(fā)動機(jī)的有代表性的工作狀態(tài)，圖 到的結(jié)果 . (磅力 /磅 /秒） 圖 4. E5 ， 7^ = 3200176。c?對性能影響仍較小 .至此所獲得的結(jié)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(jī)的單位推力并因 此而使發(fā)動機(jī)尺寸減小 .它們的極限將被任意地選定為 4tT ≤ 3200176。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(jié)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(guān)鍵區(qū)域 F/0m 隨 c? 下 說 明 設(shè)計值 機(jī)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。c?和 4tT 將留 在后面的結(jié)果中考慮 . 根據(jù)對亞音速渦扇發(fā)動機(jī)一般的估計，增大 ? 將使 F/ 0m 和 S 均減小 ， 因為可用推進(jìn)能量擴(kuò)散到更多的流入的空氣中 .因為等 c? 直線斜率表明 F/0m 。 使用前一節(jié)中提出的方法，開始搜索第ー章的招標(biāo)書 （ RFP） 中描述的空戰(zhàn)戰(zhàn)斗機(jī) （ AAF)發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)的最佳組合 .將研究 幾個關(guān)鍵 飛 行狀態(tài)下發(fā)動機(jī)設(shè)計點(diǎn)的可能的組合，以便縮小主要 的發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)的范圍 .確定這些參數(shù)的合理范圍后，著手非 設(shè)計狀態(tài)分析（第五章）并選出能夠產(chǎn)生所需安裝推力的發(fā)動機(jī) 尺寸 （ 第六章 ） . 為使大量有希望的設(shè)計點(diǎn)選擇縮小至易于控制的范圍，不必 詳細(xì)研究飛機(jī)飛行狀態(tài)和發(fā)動機(jī)設(shè)計點(diǎn)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(guān)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(jī)設(shè)計將根據(jù)下列的部件性能參數(shù)和信息 : 說 明 設(shè)計值 多變效率 風(fēng)扇（te） 高壓壓氣機(jī)（ e ) 離壓樹輪（ tHe ) 低壓渦輪（ tLe ） 總壓比 進(jìn)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(shè)計點(diǎn)計算機(jī)程序可用來研究 飛行狀態(tài)下設(shè)計參數(shù) c? ,39。c?） 對發(fā)動機(jī)性能的影響較小，而圖 到一個熟悉的結(jié)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(biāo)集中于 ? 和 c? 可使用范圍的選擇，而39。 迅速下降 .而且 c? 不應(yīng)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(jìn)口之前， c? 甚至達(dá)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(yīng)該保持 在 20— 35之間 ? 4. 4. 3. 2 在此飛行狀態(tài)下 c? ,39。有所增加 . 至此，已經(jīng)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(shè)計點(diǎn)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(dāng)發(fā)動機(jī)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(jié)果無法肯定 . 結(jié)果，此飛行狀態(tài)下產(chǎn)生的發(fā)動機(jī)性能表明 ， 20c? 30， 0? 0. 4,而39。R, 39。 R 7tT ≤ 3600176。c?= 表 4. El示出 F/ 0m 和 S對于發(fā)動機(jī)設(shè)計點(diǎn)設(shè)計選擇的敏感性 .這 百分比變化 軍用推力 最大推力 參數(shù) F/m0 S F/m0 S 4tT + + + 7tT + + c? + 39。c?和 ? 有較大的變化以便對 F/0m 和 S產(chǎn)生一定程序的影響，尤其在最大推力情況下如此 .增大39。c?和 c? 應(yīng)該選其各自 范圍的最高值，而 4tT 和 /或 7tT 應(yīng)允許自它們的極限值逐步往下選39。39。? ,39。c? 卨壓壓氣機(jī) cH? , cH? 燃燒室 4tT b? 1號冷卻氣混合器 1m? 高壓渦輪 tH? , tH? 2號冷卻氣混合器 2m? , 2m? 低壓渦輪 tL? , tL? 混合器 maxM? M? , M? 5M , 39。