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整理人: only(2000-07-16 17:36:36), 站内信件
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【IDF-2000】于2000-6-26 16:29:00在大作中提到： ▼
先說明一部高性能渦輪扇噴射引擎應俱備的條件：
目前軍用渦輪扇噴射引擎幾乎都是雙軸（dual-pool stage），有四大部分：
（1）雙軸系壓縮機（dual-axial compressor）由低壓壓縮機（LPC）及高壓壓縮
機
（HPC）組成、（2）燃燒機、（3）雙軸系渦輪，即高壓渦輪（HPT）及低壓渦輪
（LPT）
，（4）後燃器。
設計高性能渦輪扇噴射引擎必須要注重以下三大問題：
1、避免壓縮機葉片因轉速過，快造成壓縮機後部各級堆積空氣，或進氣道氣流畸
變而
導致的失速（compressor surge），故須有各種糾正措施。舉例說明，J79-GE-1
5渦
噴發動機依賴調整高低二級壓縮機轉速比，讓壓縮機在任何情況下能夠匹配。當
後部阻
塞時，應用前6級可變傾角靜子葉片，調整角度以疏導氣流。氣流依序通過2級風
扇、
6級低壓壓縮機及7級高壓壓縮機，獲得總壓比17。千萬記住，如何以最少的級數
獲得高
壓縮比，才是判斷噴射發動機設計技術的重要指標。
2、減輕壓縮機重量，以使離心力及大量施功於空氣所生的機械負荷，不超過製造
壓縮
機葉片所用合金所能承受的最大的機械強度。故前部壓縮機葉片可用鈦合金，後
部壓縮
機葉片因溫度升高必須用其他耐高溫合金。
3、使渦輪工作更有效，以帶動壓縮機更快旋轉。所以必須要產生讓渦輪運轉更快
的高
溫氣體，同時減輕渦輪自身重量。於是就須要提高渦輪進氣溫度，及應用高強度
及更耐
來製造葉片。對渦輪葉片性能影響最大的是高溫合金的鑄造技術。當然那根渦輪
軸的加
工精度也很重要，否則摩擦熱會燒毀引擎。因此西航黨委書記馬福安在老江面前
吹噓的
那句話是有重要意義的，各位不妨再去看那一篇嚴重洩密的貼子。
WS-10性能估計（2）--------橫向及縱向比較WS6G的技術水準
【IDF-2000】于2000-6-26 16:29:49在大作中提到： ▼
先談一些技術指標的意義
1、旁通比（BPR）= 旁通的氣體質量 / 流進核心機的氣體質量。高BPR意味著更
少的
空氣流過核心機，所以提高總壓縮比就越容易，這是渦扇噴射引擎的基本想法。
根據推
進效率，渦輪扇引擎在亞音速飛行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低
BPR說
明更多的空氣流過核心機，在超音速飛行中，在加力狀態下，低BPR能使單位流量
推力
增加，燃油耗油率降低。
2、總壓縮比（TPR） = 壓氣機後出口壓力 / 壓氣機前進口壓力。高總壓縮比使
壓氣機
和進氣裝置的調節成為必要，且越來越複雜。高總壓縮比也使渦扇引擎的壓氣機
穩定性裕
度面臨極大考驗，壓力越大越容易造成失速。所以遠程轟炸機或民航機因為不須
作激烈的
機動，不需極複雜的調節裝置，可由提高TPR，來降低燃油耗油率，增加航程。但
對於戰
鬥機，提高TPR必須有節制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B -1引擎的
TPR > 30。F100-PW-229受限於基本設計，將TPR從原來的25提高到34，推力增加
但重量也增加
，推重比不變。與其一味提高TPR，不如以最少的壓縮級數來達到所需的壓縮比。
3、前渦輪進氣溫度（TIT），戰機引擎的發展是通過提高TPR與TIT，來增加推力
，降低
燃油耗油率。TIT的提高，加上良好渦輪效率，高溫氣體足夠有效帶動渦輪的運動
，所以
渦輪級數可降低。在研制時，AL-31F超重，將均為二級的高低渦輪，各改為單級
，導致
渦輪效率比設計值低4%，通過提高TIT從1350C到1392C來補償。BPR的選擇與TIT的
極限
有密切關係，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的極限下，戰鬥機的BPR應選
擇
0.15~0.5之間，TPR = 20~30。
由於軍用引擎設計參數不容易取得，但通過幾個特徵約可一窺全貌：
推重比（T/W），TIT，TPR，BPR
第一代渦輪噴射引擎的特徵（用於Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6
。
第二代渦輪噴射引擎的特徵（用於Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
第三代渦輪噴射引擎的特徵（用於Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，
T/W = 5.5~6.5。
第四代渦扇噴射引擎的特徵（用於F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，
TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
WS-6G（在1982年試驗達設計指標）的參數：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0
.62、
T/W ~7。可見WS-6G的性能劣於第四代渦扇噴射引擎，但比第三代渦輪噴射引擎要
好。
WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressur
e
）。從設計指標看來，WS-6G比WS-9先進。與西方第四代渦扇噴射引擎相比，WS-
6G設計
之主要差距，表現在壓縮機效率與渦輪葉片合金的性能。
WS-6G是典型缺乏市場觀念，中央計畫經濟的產物。上面一聲令下，科研人員只負
責把
東西研制出來。首先最大138kn推力量級本就與現實不符合，WS-6G 的最大推力應
該是
90~110kn量級才是，無論是單發或雙發都適合。至於壽命短的問題可逐步改進，
只要
上層願意放棄我的官最大，我拿的錢就越多的想法，下令誰把大修時間每增加10
小時，
發10萬獎金，這問題不難解決。想一想為引進WS-9，拿了多少億美金給英國人，
有多少
億人民幣花在國產化上？
WS-10性能估計（3）--------從已知線索估計WS-10性能
【IDF-2000】于2000-6-26 16:30:11在大作中提到： ▼
發動機的好壞對飛行性能有極大影響。高BPR發動機高空高速性能不好，
F100-PW-100的BPR為0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部
件
得到強化，BPR變成0.33，總壓比達到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飛
機持
續轉彎率來說，與速度成反比，與(n**2-1)**0.5成正比，n為過載因子。提高過
載必須
(1)低翼載，(2)高推力，(3)低零升阻力（簡言之，非升力產生的阻力）與低誘導
組力
（因升力產生的阻力）。因為發動機推力與高度、速度有關，飛機能否飛出大過
載，實
際上受限於發動機的高空高速性能，這在超音速機動中尤其重要。
WS-10性能如何？對其設計可說一無所知。但燃氣渦輪研究院有幾篇研究報告，提
到三
級壓氣機，應指LPC。至於級壓縮比未知，608所研制的WJ9用來取代Y-12上P&W的
PT-6A-27渦槳發動機，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準計算，三級LPC可獲得
3.44的壓縮比，AL-31F四級LPC獲得3.6（級壓縮比1.377），印度GTX-35VS三級L
PC
為3.2（級壓縮比1.474）。各位認為合理嗎？葉片的三維黏流體設計，631所與西
北工
業大學研究水準不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24
（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推論是
WS-10的TPR約為在25。至於級數????
WS-10裝有無錫航空發動機研究所研制的FADEC，AL-31F為機械液壓系統，
F100-PW-129裝有FADEC。
燃燒器確定是短環噴霧式，與WP-13比，其長度可減少1/2。
WS-10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向
凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細長的柱狀晶朝
凝固
方向平行渦輪葉片運轉產生的離心力。但其最大缺點是，渦輪葉片有中空部分，
某些
部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產生裂縫，使得製造上受到限制。至於鎳
基單
晶合金，在鎳的Gamma固溶態中，有大量分散結晶構造稍為不同的Gamma基本態，
只要
將這種結晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態，提高高溫強度。鎳基
單晶
合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的
，DD3
可能是第一代。
單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進氣溫度。也就是說，單級高壓渦輪
與單級
低壓渦輪就足以產生足夠的效率，推動壓氣機的運轉。而不需要像F100-PW-100一
般，
用二級高低渦輪。F100的後續系列因受限於基本設計，無法更動，只能不斷完善
部件效
率，提高性能。印度GTX-35VS也是採單級高低渦輪，其葉片是用定向凝固高溫合
金，後
續發展型才用單晶渦輪葉片。
WS-10的旁通比？如果TPR為25，那麼旁通比約在0.5與0.6之間。更低的旁通比，
表示
要壓縮更多的空氣，難度越大，除非增加級數。換言之WS-10的高空高速性能比A
L-31F
有提高。
WS-10的推重比高於8應該沒問題，與AL-31F比，因為WS-10有比AL-31F更有效的壓
縮機
，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統也比較先進。
總之，
WS-10的壓縮機用多少級來產生多少的總壓比是判斷性能的關鍵。
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非利不动，非得不用，非危不战。
主不可以怒而兴师，将不可以愠而攻战。
合于利而动，不合于利而上。
怒可以复喜，愠可以复说，亡国不可以复存，死者不可以复生。
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