第461章 高性能气膜冷却,突破涡轮前温度(2/2)

0这样的大推当然是要用离心喷嘴，但是未来喷气动力肯定要普及开来，像巡航导弹还有无人机这些地方需要小型航空发动机，甩油盘的供油压力低、不容易堵，最关键的是便宜，正好趁着现在的机会顺便打个地基。”  

相比于这个年代华夏其他的航发研究人员，常浩南最大的优势除了开挂以外，就是更加长远的规划能力。  

“好的，我们到时候会留意。”  

殷永泽打开面前的笔记本，把这个要求记了下来：  

“那常总，进气流量的事情…”  

“68实在太多了。”  

常浩南当即摇头：  

“现在总体设计层面已经基本把结构确定为2811结构或者3711结构，这样每一级留出来的余量都很小，6到8那几乎要再多加一级高压，肯定不行。”  

“但是我们这边对于冷却空气流量的需求确实大了很多，如果不增加的话…”  

气膜冷却可以说是航空发动机研发史上具有里程碑意义的技术，不过利用气体进行主动冷却也不是没有代价的，这些用作冷却的气体无法被用于推进，相当于损失掉了相当一部分压气机功率。  

因此，尽管理论上只需要提高冷却气体的用量就可以实现更好的效果，但在实际航发设计中，还是要考虑到气体损失率的问题。  

如果一个燃烧室内壁就要消耗掉至少6的话，那再算上冷却压力更大的涡轮…  

还玩个锤子。  

压气机累死累活送进来的空气，你直接放跑将近五分之一，或许对于涡桨和涡轴这种输出轴功率的发动机来说还可以接受，但对于涡扇发动机来说，基本就是废了。  

而如果再加一级高压，那就要变成3811，跟眼下的AL31F根本拉不开差距。  

AL31F的性能当然是够用的，但潜力就不行了。  

毕竟是70年代末的设计。  

“你们燃烧室出口温度设定的上限是多少？”  

涡扇10的涡轮前温度（也就是燃烧室出口温度）设定在12001250℃，这是常浩南亲自做出的决定，但冷却系统肯定要留一定余量，留多少就是殷永泽他们的工作了。  

“留5余量，1325℃。”  

这个余量当然是按照开氏温度计算的。  

紧接着殷永泽又补充了一句：  

“这个冷却要求实在太高，我们只能用槽缝冷却代替涡喷14上的圆孔冷却，气流量的需求就上来了。”  

这下常浩南终于知道问题出在哪了；  

“别用槽缝冷却，我下一步计划就是研究涡轮部分的高效率成型孔冷却方案，用异形孔代替圆孔，理论上可以实现跟开缝冷却接近的效果，用气量还不会增加，你们先继续按照1325℃算其它结构，具体的冷却方案，等我把异形孔的多孔介质模型开发出来再定。”  

尽管燃烧室出口的温度毫无疑问是整个发动机最高的部分，但最终把高能气体的能量转化为机械功还是需要依靠涡轮，后者不仅工作环境高温高压，甚至还需要高速旋转并承受外部过载，因此对于材料和冷却技术的要求反而更高。  

如果一个冷却技术能用在涡轮上面，那么搬到燃烧室侧壁一般问题不大。  

(本章完)  

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