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第396章统一思想，集中力量
当常浩南说到这里的时候，他故意停顿了一下。
显然，并不是所有人都能马上从理论的高度接受这个概念。
不过他也早就想到了这一点。
“刚才刘永全同志做过的报告，讲到了压气机弯掠叶珊的造型设计方法，我这里也恰好有一个算例。”
常浩南放出了下一张，上面是一个形制极其复杂的大展弦比叶片。
“各位可以跟我一起，同步体验一下这个‘超高负荷吸附式弯掠联合前缘边条叶片’的设计过程。”
这个名字直接把不少人给逗笑了。
众所周知，名字越长，实力越强。
不过90年代末这时候，国内的风气还没被欧美带坏，这种带着一连串形容词的名字尚不太多见。
而这个“超高负荷吸附式弯掠联合前缘边条叶片”显然是buff拉满的那种类型。
这种要在纸面设计阶段就同时考虑的，绝对属于以前不敢想的玩法。
那现在这个叫做全三维，听上去似乎也是顺理成章。
“那么我们一步一步来，首先是给出一个最简单的弯曲叶珊造型……”
多数人存在顾虑也实属正常。
搞设计，限制因素越多，显然难度越大。
不过这已经不是今天的重点了。
被常浩南深度改进之后的前者当然已经应用了不少新技术，但知道这个细节的人毕竟只是极少数。
当然，这一切的前提是制造水平达标，能把设计图纸上面的东西给原原本本生产出来。
只不过眼下华夏的航发产业到处都是短板，那肯定要从头，也就是设计阶段开始补强。
不过已经足够了。
而这恰好也是高性能航空发动机热端部件的研发过程中必不可缺的技术。
涡喷14和涡扇10之间原本也是这样。
总的来说，以目前的技术手段，如果在没有核心机或者老型号作为基础的情况下从零开始设计一款新发动机，花掉15-20年时间并不是什么稀奇的事情。
对于美苏（俄）这类航空动力强国来说，这种事情基本不会是什么问题。
既然上一代型号已经完成，那继续研发下一代基本上是顺理成章的事情。
“虽然稍微有些复杂，但作为一个算例，它肯定足够典型。”
一般来说，提高涡轮前温度可以直接提高燃气流速，而且不会直接影响到油耗，是最简单粗暴，但也最直观有效的增推手段——前提是总体设计水平能够相应达标，否则单有很高的涡轮前温度并不意味着高性能，这方面典型的反面教材是后来日本的xf6-1，单看1600c的涡前温度已经跟第四代涡扇发动机平起平坐，但实际水平大概跟一台缩小版的rd33差不多……
实际上，原来时间线上的涡扇10，也正是用了大约15年左右从不稳定走向成熟。
相比于作为冷端部件的压气机，热端部件，尤其是涡轮的研究重点基本上集中在“如何承受尽可能高的温度”这方面。
常浩南设计的tis软件之所以从最开始就强调优先保证力热耦合模块的进度，就是为了后面往材料加工，尤其是金属材料热加工领域拓展业务。
但大家的笑容并不会消失，只是转移到了常浩南的脸上：
更多的是在讲信心。
而tis完全有潜力解决这方面的问题。
即便他再怎么牛逼，也不可能在半个下午的时间里介绍完有关第三代涡扇发动机的所有关键技术。
果然，他紧接着解释道：
“注意我们这个叶片在设计过程中需要同时考虑，并且相互之间还会产生影响的几个要素。”
然而在华夏，由于过去长期以来航空动力不能独立立项的缘故，各个型号的航空发动机之间往往没什么技术上的顺承关系，每个新型号几乎都是从头来过。
“所以，在这件事情上，我认为应该采用多机构联合研发的方式进行。”
不夸张的说，如果常浩南刚刚画的饼全部都能实现，那么航空发动机压气机设计过程的工作量，可能会下降一个数量级！
而如果能直接通过数值计算方式给出三维粘性流动的的具体情况，那么即便以偏保守的估计，整个压气机设计流程也可以在大概2-4年时间内完成。
刚刚的笑容不见了。
再考虑到中间减少的绝大部分都是实机测试环节，这一来一回省下的时间、资金和减少的风险，几乎已经可以跨过“量变”而进入“质变”的范畴。
然而考虑s1/s2流面的准三维设计方法对于粘性效应的计算高度依赖统计学手段（就是先猜然后迭代），即便是目前通用电气和罗尔斯·罗伊斯开发出的、最前沿的流线曲率法，仍然需要巨量实验数据对扩压损失、激波损失、间隙损失、端壁损失、落后角和堵塞估计等方面进行数值拟合，由此而耗费的时间往往长达几年甚至十几年……
实际上，就连这个全新的压气机设计方法，都只来得及抛出概念，再进行简单说明而已。
“……”
常浩南的话音落下，会场内顿时响起一阵窃窃私语。
第三代（国外标准第四代）涡扇发动机的涡轮前温度最低也不可能低于1200c，而如果想要实现常浩南在心里给涡扇10设定的指标，那么这一数字大概要提高到1400c以上。
在过去，航空发动机设计之所以是一项需要很强经验以及大量实际测试的工作