【正文】 力變化模型和燃油消耗預估值已經在第二章和第三章 的約束條件和任務分析中采用過 . 非設計點性能分析與設計點分析有很大的不同 .在設計點循 環(huán)分析中，設計人員可以自由地挑選所有的設計選擇（包括飛行狀態(tài)），并且對每組選出的設計選擇可確定每單位質量流 量的發(fā)動機性能特性 . 相反，在非設計點分析中，已經給定了設計選擇 ， 并且需要在所有可能的工作狀態(tài)下求出特定設計點的發(fā)動機性能 . 非設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)動機的尺寸和質量流量，在飛行包線內就可通過非設計點分析確定選定的發(fā)動機是如何在飛行包線的所有工作狀態(tài)下 工作的 . 對于非設計點性能分析來說，可以把單個的部件性能作為工 作狀態(tài)的函數來建立模型，或者可從部件的硬件性能數據中獲得 實際部件的特性 .這兩種方法的精度不同 .在發(fā)動機的初始設計 中，如果沒有實際的部件硬件，那么可采用部件性能的簡單模型 來給出發(fā)動機非設計點的初始估算值 . 在下面幾節(jié)中將為確定發(fā)動機循環(huán)的非設計點性能尋求各種 關系，該發(fā)動機循環(huán)的設計點性能在第四章中已經介紹了 .這種 分析是對參考文獻 [2]中內容的擴展 ?現在的任務是建立方程式 形式的設計手段，這些方程式能夠確定部件以及在任何非設計點 發(fā)動機的性能參數 . 5. 2設計手段 需要求出圖 、非設計油門桿位置和非設計噴口位 置下的性能 .假定：通過采用第四章中的方法已經為設計點的發(fā)動機做了設計循環(huán)分析，為發(fā)動機 （ RS ， [F/ 0m ]R 等）和每個發(fā)動 機部件（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 入參數來確定 ?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學斜率或導數，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（即直接求導 ). 定性了解這些比例的含義是很容易的 .當它們遠小于 1時 ,輸入變量對輸出變量幾乎沒有影響 .如果全部導數均遠小于 1,則設計點將位于曲線極值點附近，可能接近最佳點 .那 些量級為 1的比例提供改進的機會并指出期望的改進方向 . 現在來研究一種混排式渦扇發(fā)動機的單位推力和耗油率對飛 行狀態(tài)和發(fā)動機設計選擇的敏感性，這種發(fā)動機的部件性能設計 值與 4. 2. 7節(jié)的打印結果相同，其設計點上有 0M = ? = h =35000英尺 4tT =3200176。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）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。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。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。c?和 4tT 將留 在后面的結果中考慮 . 根據對亞音速渦扇發(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 。 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)動機設計參數的范圍 .確定這些參數的合理范圍后，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較小）的關鍵飛行狀態(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)動機設計將根據下列的部件性能參數和信息 : 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 c? ,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。 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。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。R, 39。 R 7tT ≤ 3600176。c?= 表 4. El示出 F/ 0m 和 S對于發(fā)動機設計點設計選擇的敏感性 .這 百分比變化 軍用推力 最大推力 參數 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? 應該選其各自 范圍的最高值，而 4tT 和 /或 7tT 應允許自它們的極限值逐步往下選39。39。? ,39。c? 卨壓壓氣機 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。