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“空气压缩航空发动机”的可行性论证 北京航空航天大学能源与动力工程学院 高歌 教授 “空气压缩航空发动机”专利的核心思想是创新性地提出：在航空涡轮发动机的涡轮和尾喷口之间加装一个容纳高温、高压气体的压力腔，将获得水平推力或垂直推力的喷管安装在该压力腔上，从而实现垂直推力与水平推力之间的光滑转换，达到令飞行器操控简易、飞行姿态变换稳妥之目的，使飞行器具备可靠的垂直升降、悬停和平飞的综合性能。其次，压力腔之前的涡轮增压空气压缩机可使用低成本、高燃烧值的柴油或普通汽油进行运转，使飞行成本大幅度的下降。第三，压力腔的存在也将使整个动力系统的噪音大幅下降。具备了以上这些综合性能之后，将使我们生产普通人都可驾驶、能够在城市中间川梭来往，低噪音、操控简易并可垂直升降及在空中悬停的喷气式可载人飞行器成为可能。 从该专利的图纸和技术细节的叙述中可以看出，该专利发明人已经对整个动力系统的构成进行了慎密的思考设计，各主要部件的设计考虑得很细致。本人现对几个主要部件的总体布局及其主要功能进行分析论证如下： 一. 压气机—燃烧室—涡轮系统： 该专利的压气机系统包含三个不同功能的压气机组件：1.吸气压气机，2.大增压压气机组件，3.小增压压气机。前两组压气机都是全气量压气机，对进入发动机的所有气流流量进行压缩增压；而最后一组的小增压压气机仅对进入主燃烧室的气体进行增压，其余的气体经由旁路在主燃烧室的后部与主燃烧室已经进行了不完全燃烧的气流汇合，然后进入涡轮系统工作。该压气机系统第二个大的特点是，经涡轮轴前传的旋转动力经过了齿轮箱变速，使吸气压气机的转速比涡轮高三倍，使大增压压气机的转速比涡轮高五倍。这样一来就有可能使压气机工作转速达到高效、高强度的最佳转速。当然，压气机的增速比不一定就固定在三或五这个数值，应可根据具体机组的性能要求进行优化选择。 燃烧室的气流流量设计很有特色，只有小增压压气机产生的高压气体进入了主燃烧室，燃烧过程在该气流掺混下形成富油燃烧，而补燃及完全燃烧过程的实现是在旁路气流加入之后在燃烧室的后部以及涡轮叶片后部的储气箱中完成的，这就使得富油猝熄-复燃过程得以实现，从而可以使用现在普遍采用、具有高燃烧值及较低价格的柴油和汽油燃料。 涡轮系统采用两种涡轮，前涡轮是轴流式涡轮，后涡轮是向心式涡轮，共同作用于驱动轴，再经过齿轮箱变速，为压气机提供不同的所需转速。 以上所述的叶轮机械系统是很有特色的，可保证低、中、高三种压气机以及燃烧室均处于最佳工作状态。 二. 涡轮后压力腔的功能分析： 在通常的涡轮发动机的涡轮到尾喷管之间的通道中的流动状态，一般并非是定常稳态流动，该流域中发生的压力脉动一般介于涡轮后压力值的1%—10%范围内。尾喷管中压力脉动和前方的压气机—燃烧室—涡轮体系会发生耦合激振。耦合激振后的压力脉动幅值必须使压气机参数的变更值低于压气机的喘振余度，才能保证发动机稳定工作状态。 采用固定喷管或定向可调整喷口面积的喷管时，严格控制供油量和发动机转速的匹配关系，一般可以保证发动机处于正常工作范围中。但在飞行器机动飞行有较大的来流畸变时，发动机就有可能发生性能的急剧变化甚至空中熄火，导致飞行器空中控制复杂化以及飞行危险性的大幅上升。 在垂直起降的飞机上，例如英国的鹞式垂直升降舰载机上，动力喷射系统必须具备垂直推力系统以保证垂直升降和空中短暂悬停系留，同时还应具备水平推进系统以提供常规水平动力，除此之外，机翼及尾翼翼尖处还必须装备控制喷口以调整系留姿态。这样一来，同一台发动机的喷气流就必须经常处于多种喷口的切换过程之中，喷口的切换必然会引起压力、流量的脉动，不可避免地使发动机时时刻刻处于不稳定的变工况状态，极大地增加了发动机喘振和飞机失控的可能性。鹞式飞机的使用经验已经证明，只有经过长期训练的优秀飞行员，才有可能小心翼翼的驾驭这种飞机而避免出现失控现象。 在涡轮与尾喷管系统之间加装稳压储气箱（压力腔）的技术，有可能极为有效的增加发动机的工作稳定性和抵御喷管切换引发的压力及流量脉动对压气机的冲击作用。众所周知，在多管路供气系统中使用稳压气箱，可以有效地增加分支管路供气的稳定性。将这种技术应用于象鹞式飞机一样的具有多喷管推力系统的飞机上，就可取得供气平稳、推力切换圆滑、发动机工作平顺、飞行员操控简便等一系列的优点。 稳压储气箱（压力腔）的结构尺寸必须满足一定的条件，才可能充分发挥效能。首先，稳压储气箱的容量应保证0.5秒左右的发动机气体流量，这样一来储气箱自身的本征振荡频率就可控制在10赫兹之下，远远地避开了压气机的数百乃至数千赫