第1684章 总要回馈一下老本行（2 / 2）

他清了清嗓子，正色开始今天的正题：

「在座的都是航发领域的老兵了，空气动力学又是应用N-S方程通解最直接丶最成熟的领域之一，所以今天这个会，我就不从最基础的部分开始念叨了。」

常浩南轻点滑鼠，切换投影画面。

一个结构精巧复杂丶呈环状分布的机械装置三维设计图占据了整个屏幕。

细密的连杆丶精巧的铰接点丶层迭的扇叶结构清晰可见。

他用雷射笔的红点指向屏幕上的环状装置：「这是永全同志三个月前提交的，用于第五代『涡扇25』双变循环发动机上面的变几何分流环设计方案。」

说着看向左手边的刘永全。

后者身体微微前倾，点点头然后介绍道：「是的这个分流环是涡扇25实现『三模式』，也就是亚声速巡航涡扇丶超声速涡扇丶高速涡喷之间无缝切换的核心作动机构之一，它整体集成安装在风扇出口后方丶高压压气机入口之前的中介机匣上。」

他用手指在屏幕上比划着名关键结构：

「核心结构是成对出现的母扇叶，根部通过精密转轴铰接固定在中介机匣的内端壁上，而在每片母扇叶的上下表面，又分别铰接着一片更小型的子扇叶。整个机构的核心动作逻辑是：当分流环需要从聚拢状态（高涵道比，涡扇模式）向扩张状态（低涵道比，趋近涡喷模式）转变时，涵道比随之减小。」

「动作的动力源由电控液压系统提供，通过作动筒驱动一套精密的空间多连杆，该机构首先带动母扇叶围绕其根部铰点进行精确的角度偏转。与此同时，连杆机构会联动一组锥齿轮副，同步驱动子扇叶，使其精确地旋转嵌入到相邻母扇叶之间因扩张而产生的间隙区域……」

「……」

「这种母丶子扇叶的协同运动，核心目的就是最大限度地减少乃至消除传统变几何机构在作动过程中难以避免的气流泄漏和非设计点流动分离，从而实现三种模式间更高效丶更平稳丶气动损失更小的过渡。」

介绍完基本结构，刘永全稍作停顿，紧接着语气变得凝重起来：

「目前，这套设计方案的01号和02号原型件已经安装在了涡扇25的03号丶04号原型机上进行地面台架测试，但最大的挑战在于理论模型。」

「我们目前用于支撑设计的，是基于简化假设的分流段二维气动模型，无法有效处理跨声速流场下，尤其是模式切换过渡态中，流场固有的强非线性和多自由度强耦合问题。」

他微微叹了口气：

「具体来说，模型难以精确重构第一涵道（核心流）和第二涵道（外涵道）在变几何过程中的复杂涡系相互作用及其对下游压气机入口流场的扰动，更无法准确描述不同模式切换瞬间的瞬态气动载荷和流动稳定性边界。这导致我们目前很大程度上依赖大量的丶成本高昂的叠代试错和高密度地面测试。」

「时间压力非常大，」刘永全的眉头紧锁，「盛京方面负责的丶适配涡扇25的下一代战斗机项目，整体进度已经非常靠前，并且因为众所周知的原因，海军舰载航空兵也希望尽快获得一种具备强大超音速巡航和全向隐身能力的舰载机，用于取代歼15系列。」

其馀众人也纷纷点了点头。

随着太平洋两岸的实力对比逐渐发生变化，华盛顿方面选择铤而走险的可能性也在逐渐攀升。

越是这种时候，就越需要强大的军事威慑力，迫使对方保持足够的战略定力。

刘永全继续道：

「所以，如果这个变几何分流环的问题不能在短期内取得决定性突破，那我们很可能要在首批量产型涡扇25上取消双变循环功能，退回到结构相对简单丶但性能潜力大幅受限的单变循环方案装机，这将对战机的全包线性能和未来升级空间造成很大的负面影响。」

常浩南安静地听着刘永全详尽的阐述，在他话音将落未落之际，轻轻摆了摆手，示意暂停。

「从今天起，我们可以彻底放下那个二维模型了。」

他说出这句话的语气极为笃定：

「对于这类工作范围尚在常规高超音速以下的航空发动机，其内部流场问题，只要不是涉及极端高温丶极端化学反应的燃烧室核心区，利用N-S方程通解，我们已经可以做到在设计阶段，就直接计算出精确结果。」

会议室里瞬间变得落针可闻。所有目光都聚焦在常浩南和他身后的大屏幕上。

「不仅如此。」常浩南缓缓站起身，来到屏幕旁边，「如果安装这台发动机的飞行器已经设计完成，那我们甚至还可以根据参数，给出一个适配度最高的最优解来！」

(本章完)