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标题: 转帖，超音速巡航是不是发动机推力越大越好呢？ [打印本页]

作者: nerv1984 时间: 2012-11-22 21:22 标题: 转帖，超音速巡航是不是发动机推力越大越好呢？

说发动机，先就要明确啥叫发动机推力，很多写发动机，写超巡的，其实压根就搞不清啥叫推力。
先说一个基本的物理学概念，动量守恒定律，如果一个系统不受外力或所受外力的矢量和为零，那么这个系统的总动量保持不变，这个结论叫做动量守恒定律。在现阶段的物理世界里观测到的宏观物体，都是遵守这个定律的，飞机也不例外。
那我们说这个，跟推力有啥关系?关系大了，喷气式发动机的基本原理就是动量守恒，发动机的喷流向后运动，这喷流本身是有速度和重量的，这就产生了一个向后的动量，而跟这个向后动量守恒的就是飞机向前增加的动量，而这个动量就是一般所说的推力了。或者说，推力就等于发动机喷流的动量减去发动机进气的动量。
先搞清楚这个原理了，就知道推力是怎么来的，怎么才能有更大的推力了。无非就是增加喷流的质量，或者增加喷流的速度，又或者两者都增加。比如说涡轮风扇发动机，就是通过外涵道大量吸入空气来增大发动机的进气流量。如果一个喷流，流量是100千克，速度是100米每秒，他的动量是10000，而另外一个喷流，流量是1000，速度是10米每秒，那他的动量同样是10000
这里又牵涉到另外一个概念，叫做能量守恒，发动机向后喷气产生推力，消耗的都是燃料的化学能，而动量公式是P=MV，也就是说动量是跟速度和重量都成正比，而动能则相反，是E=（1/2）Mv^2，也就是动能跟重量成正比，跟速度的平方成正比。这样的话，流量100，速度100的，他的喷流的动能需要有50万焦，而流量1000，速度10的，他的喷流动能就只有5万焦了，只有前者的十分之一，也就是说同样的推力（这里是个简单模型，不考虑飞机运动速度，只算静止台架推力），后者消耗的燃料只有前者的十分之一。

前面说到这是个静止的简单模型，实际上就是没有考虑到飞机进气速度增加的问题，一个发动机，在台架状态，他的进气速度是0，而在2倍音速，他的进气速度则要超过600米，一个发动机如果喷流速度只有600米，那他在2马赫速度下，进气速度和排气速度就相当了，推力就等于0.也就是说，在同等飞行速度下，喷流速度越大的，高速性能越好

上面是解释一些基本概念，只要这些概念搞清楚了，发动机的高速性能其实就很清楚了。
发动机有两个重要参数，一个是涡轮前温度，一个是喷流温度，涡轮前温度和喷流温度的区别，就是喷流从燃烧室出来，经过了涡轮，推动涡轮做功以驱动压气机（包括风扇），然后在喷出喷管之前，如果发动机有外涵道的话，高温高压空气还要跟外涵道出来的低温低压空气混合，热力学就不需要复习了，这些必然都会导致喷流温度低于涡轮前温度。、发动机的高速能力，实际上就取决于喷流温度的高低，喷流温度越高，在同等进气速度下能产生的单位喷流重量推力就越大。而涡轮做功驱动压气机，压气机的增压比越高，涡轮需要输出给压气机的功率也就越大，喷流损耗在涡轮上的功率也就越大。

要提高飞机的高速性能那要求的是什么？就是在同一飞行速度下，喷流的速度越高越好，对应的也就是说，涡轮前温度高，在涡轮部分的消耗小，混入的低温气体少。这也就是为什么说涡轮喷气发动机比涡扇发动机高速性能好的原因了，涡轮发动机的增压比一般都低于15，与涡扇发动机动不动就是超过20，甚至30的比，其涡轮消耗的功率小得多，而其外涵道的低温空气流量小（部分涡轮发动机也有连续放气活门，把一部分空气不经过燃烧室直接排入喷管），使得其在同样的涡轮前温度下，喷流速度远超过涡扇发动机。

比如说经典的高速用涡喷发动机，J58的增压比只有8点几，R15更低，这就是他们实现高速的底气所在，虽然涡轮前温度只有1000摄氏度左右，但是大部分1400摄氏度涡轮前温度的涡扇发动机，他们的喷流经过涡轮做功减速再跟外涵道空气混合后，排气温度都比这些涡喷低得多，这也就是为什么涡喷的高速好的原因了。
而加力燃烧室，他的温度一般达到了1800摄氏度级别，后面也没有涡轮来降低喷流速度，这产生的喷流就比发动机本体出来的喷流高得多，所以传统飞机超音速主要就是靠加力燃烧室了。
而高速性能好的涡扇，比如F119，他的涡轮前温度达到了1700摄氏度，而压比跟1399摄氏度的F100基本一样，也就是说他过了涡轮后剩余的排气温度也比F100差不多要高个300摄氏度了，外涵道的涵道比又很小，混合损失也低，所以高速性能远远超过F100这样的典型三代涡扇发动机。

但是，前面过，消耗的能量是基于动能定理的，产生的推力则是基于动量守恒，也就是说喷流速度越快，油耗同比就越高，而且涡轮前温度=燃料燃烧增加的温升+空气本身的温度，增压比越高的发动机他进入燃烧室的空气压缩率越高，也就是说空气温度高，达到同样的涡轮前温度需要燃料提供的能量更少。因此F119这样的发动机，压比低，涵道比低，温度又特别高，所以其油耗基本也达到了涡喷的水平。

从上面我们就能看出来，什么叫高速性能好的发动机？就是喷流速度高的发动机，而喷流速度怎么看？看流量就知道了，就是你的推力/你吸进去空气的流量，这个数值越大的，说明他的喷流速度越大，反之则是越小，比如典型三代的战斗机发动机，空气流量120千克，推力120千牛，而民航发动机，则是流量400千克，推力150千牛，这两者的高速性能就不用对比了，天差地别。

从这里也能看出来，发动机的绝对推力，其实跟高速性能没多大关系，不是说发动机推力大，这飞机就能超巡的。而是要求喷流速度高，或者说单位空气流量的推力大，高速性能才好。所以新一代的军用涡扇发动机，加强高速能力，最终达到F119这样的超巡能力，靠的就是低压比，高温度，小涵道比。把这三条拿去跟发动机对比一下，就知道其能不能实现超巡了。看到什么吹9500发动机推力比RD33大很多，RD33都能超音速，9500装上去就超巡了之类的昏话，你一口浓痰吐他脸上绝对没错的

624所和606所的论文，都反复提到过，飞机要实现超巡，涡轮前温度至少要1500摄氏度以上，就是依靠这个高的涡轮前温度来实现高的喷流速度，为此牺牲油耗也是必须的。YF120之所以牛逼，就在于它亚音速状态是涵道比较大的涡扇，到了高速状态，减少外涵道流量变成了一台漏气涡喷，能同时兼顾高速低速下的航程

军推其实不直接反应高速性能的，而是对于涡扇发动机来说，加力/军推比例，显示了发动机的涵道比而已，涵道比越大的发动机，他做加力带来的台架推力增幅越大，因为他有大量的低温空气进入加力燃烧室，燃油喷进去后能加速的空气量更大。军推占总推力比例越大的，说明他的涵道比小
对于超巡来说，重要的是在高速状态你还剩多少推力，而不是你台架有多少推力
发动机推力，有个很直观的数据，AL31的安装状态加力推力，是122.4千牛，军推76.2千牛。而8000米，0.9MA状态不加力推力就只有36千牛了，8000米1.5马赫就只有104.5的加力推力，11000米，0.9MA不加力只有24千牛，1.5MA加力只剩下81千牛。
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综上，实际上，并不是说推力够大，飞机就能够超音速巡航的。因为通常来说，所谓的发动机推力都是台架推力，这个推力是在静止状态下，靠发动机自己自然吸气才能够达到的。随着飞机速度的增加，发动机排气的速度和飞机的飞行速度越来差别越小，所能够提供的推力就会越来越小。同时，由于现有的发动机的工作原理，它必然需要将进入进气道的气流减速至亚音速状态才能够使发动机正常运转，所以这个是进入气流减速的过程也同样会产生较大的阻力。

所以，超音速巡航是一个非常复杂而精密的工程，简单的增加推力是不行的。
顺便补充一下，关于超音速巡航飞机的发动机的资料-------------------------------------------------------------------------------------------------------------
R-71黑鸟就是在进气道设计这个这个方面特别优秀。用空军世界上面的资料：

“
能够让飞机达到三马赫，又必须提供次音速的气流给引擎，对进气道设计而言是必要的。在两个进气口前端各有一个圆锥形、可移动的进气锥，在地面上或次音速飞行下锁定在最前方的位置。自1.6马赫开始，进气锥会逐渐向后移动，最大到26?。原始的进气电脑是类比式的设计，依据皮托管静压测量、俯仰、滚转、偏航、攻角等等的输入资料，算出进气锥所需要的前后移动距离。这么做可以将进气锥尖端产生的震波维持在进气口，使气流减速到1.0马赫的震波为止，之后的次音速气流就可以让引擎使用。这个在进气道内进行震波的捕获称为“启动进气”（starting the inlet）。压缩机前方会因而产生巨大的压力。泄气孔和旁通门设置在进气道和引擎舱内，以维持进气压力，使进气道能持续地“启动”。在3.2马赫巡航下，进气压力的增加估计提供了58%的可用推力，压缩机提供了17%，而后燃器提供了25%，这时几乎就是SR-71的最佳设计点。臭鼬鼠工厂的进气系设计师Ben Rich常说压缩机“使进气活跃著”（pumps to keep the inlets alive）。

作者: 61832268 时间: 2012-11-23 00:50

表面上来说应该是,但还考虑其他因素,对隐型的技术要求等

作者: wosheng1 时间: 2012-11-23 09:07

越大当然越好了。中国的发动机主要问题就在这啊。

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