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帖子主题:发动机基础科普之推理计算

共 824 个阅读者 

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发动机基础科普之推理计算

首先明确一点,书本上的计算发动机推力公式是很复杂的,各种物理公式,函数,等等;而实际中发动机推力测试或者飞机在飞行当中的实际推力也是有各种因素来决定,空气密度,进气速度,空气流入方向等等。

所以本文介绍的是由小编简化版的(就跟中学物理课堂上一样,都是在完美状态下的计算方法)推力计算方法,当然很多大神肯定会一笑而过,但是要是太过复杂,要考虑到很多新手和小白看不懂(特别是对于高中毕业十几年的朋友们,建议先去温习一下高中物理,你会发现当年你真是牛逼),更何况写这个文章的目的是让更多的人大概的了解航空发动机的工作原理。

介绍发动机推力之前,先简单引入中学物理的一些定律和各单位之间的转换(毕竟坛子里发动机推力一会儿用KN来表示,又写人又用顿来表示)

一. 关于F(力)和质量(kg)的关系

1. F=力, 单位 N(牛) KN=1000N

2. m=质量 ,单位kg(千克)

3. G=重量(重力)G=mg ,g=9.8(地球重力系数)

二. 关于力,质量,速度的关系

F=ma (不要问我a是啥)

Ft=mv- mv? (动量定律)

三. 发动机推力计算方法

1. 之前小编讲过,发动机各部件受理方向不同,例如压气机收的力是正向力(即飞机飞行方向),涡轮收的是负方向的力,因此通过计算发动机各个部件受力大小及方向来计算发动机的推力大小很麻烦

2. 所以首先我们把发动机看成一个整体,其次根据力的相互作用,我们利用空气的动量来计算发动机推力是最为简单的 即 Ft=mv- mv?

更详细一点就是 Ft=M2*V2-M1*V1+(Ps-Po)*A

F 发动机推力

M1 流入发动机的燃气流量

M2 流出发动机的空气流量

V2 流出发动机的燃气速度

V1 流入发动机的气流速度

Ps 尾喷管出口静压

Po 大气压力

A 发动机尾喷管截面积

假设 Ps=Po, t=1 则 F=M2*V2-M1*V1

我们再假设 M1=M2 即单位时间内,流进发动机的空气流量和喷出的空气流量一样 则F=M2*(V2-V1)

所以我们可以看出发动机的推力大小是根据空气流量和喷气速度成正比

这里头本来想再延伸推进效率的概念,但是想想还是算了吧

毕竟我们这些键盘党或者铁血军迷们更关注的是性能指标,又不造发动机,只要知道大概就可以

比如大概知道发动机结构是什么样子的?工作原理是什么? 发动机各个部件受力方向,推力大小跟哪些因素有关等等。

其它下一篇更新,也欢迎各位留言

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      6
      0
      2017/5/17 21:32:14

      网友回复

      • 军衔:陆军列兵
      • 军号:10237894
      • 工分:98
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      我不知道,铁血开了这么多年,怎么喷气发动机推力计算依然没有常识性的普及开。

      只要是内外涵道共用喷口的喷气发动机,仅需套用流体力学的动压公式推导概算即可。

      铁血网提醒您:点击查看大图

      推力等于喷口流量与流速乘积的二分之一 就这么简单 流速取流体空速

      只不过有时候我们要关注发动机的多项指标,推导过程中可以做更多的量纲代换,牵扯量最多的公式,也就反映了各种参数对推力的影响

      2017/5/19 17:27:39
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      12楼 qdlai228
      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      13楼 renjiandao1985
      您说的这些我部分懂,部分不懂

      那您能不能总结一套简单粗暴又可以让小白或者部分小白们能一看就大概能明白推力是怎么一回事儿的计算公式

      顺便我也在提高提高

      谢谢~~

      发动机推力其实是动态的,即使是地面台架完成的推力也不是一个固定值,而是一个数值范围。

      一旦飞机离开地面,飞行高度、飞行速度都会影响发动机推力,这一点涡轮喷气式发动机比涡轮风扇发动机变化更丰富。

      因此为了简化,一般都选择相对稳定的地面台架推力

      2017/5/19 15:04:19
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      12楼 qdlai228
      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      13楼 renjiandao1985
      您说的这些我部分懂,部分不懂

      那您能不能总结一套简单粗暴又可以让小白或者部分小白们能一看就大概能明白推力是怎么一回事儿的计算公式

      顺便我也在提高提高

      谢谢~~

      说实话,推力这个东西就没有简单直接的计算方法。

      即便是您给出的公式,也不是简单计算啊。

      2017/5/19 11:48:03
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      12楼 qdlai228
      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      16楼 hkahz3
      几个基本概念的认识:

      1、核心机流量:一般给出的值都是最大军推下单位时间内进入压气机的空气质量,军用推力恒定时,此值恒定不变,与空速无关,因为此时发动机核心机能力是个定值,高压压气机能力是个定值,压气机后到燃烧室空间是个常数,压力是个定值,空气质量自然是个定值。

      2、外涵道流量:一般给出的值是发动机最大台架推力下的值,这个流量值会随着空速的增加而增加,但不是线性的,最大军推下,空速由0变大的过程中,第一级风扇前的气压在增大,最大军推下,核心机向风扇传递的轴上功率是个定值,也就是风扇在一定空速范围内维持风扇前后压差是个定值,但由于空速增加导致的第一级风扇前压力增加,等于再给风扇卸载,风扇轴上负载下降,即转矩下降,但功率是恒定的,所以会倒逼低压涡轮提高转速,保持功率,所以相应风扇转速会增加,外涵道相对内涵道来说并非封闭腔体,所以风扇后的气压按照动压计算,是变化值,截面积是常数,风扇前后压差是定值,风扇后压力可随着风扇前压力增大而增大,套用动压公式,在风扇上限转速范围内,风扇后流速增大的比例是压力增大比例的二次方根,因而可得外涵道流量也在增大

      综合以上两点,涵道比是随着空速变化而变化的一个变值,因而得出,涡扇发动机总流量也是个随空速变化的变值。

      3、发动机推力:喷口处喷流动压在喷口截面积上的积分,与截面积、喷流空速的平方、工质密度三者都成正比,假定流量是定值,密度是常数,喷口截面积减小一半,喷流速度就会增加一倍,推力也会跟着增加一倍,所以战机起飞开加力的时候要的是加速度,需要发动机贡献推力,喷口都会收敛到最小,外加加力燃烧进一步提高喷流速度,来榨取最大推力。

      随着飞机空速的增加,涡扇外涵道流量相应增加,从而增加了喷口总流量,进而增加喷流速度,但贡献动压的喷流空速是相对喷口流速扣除了机体空速后的得到的净空速,因而随着流量增加而增加的相对喷口流速会跟机体空速有所抵消,由于喷流速度绝对值一般大大高于机体空速,所以,在低速初段,涡扇的推力会随着机体空速增加而增加,直到流量增加提升的喷流速度值与机体空速增加数值比例为根号2倍时,涡扇推力才达到其真正极值,也就解释了许多军用涡扇台架推力其实小于一定空速下的空中推力,过了极值点之后发动机推力随着机体空速增加而下降,因为喷流净空速值在下降,导致推力下降,当推力下降到与气动阻力平衡时,飞机达到极速。

      综上所述,SR71超巡的秘诀是极小的气动阻力,极高的发动机喷流速度。

      mig25 31 超音速能力是用大号加力燃烧室,提高喷流速度,喷水作用提高核心机功率通过超转提高有效流量进而间接提高喷流速度。

      总之,说一千道一万,提高喷流净空速和减小机体气动阻力永远是提升大气内飞行器急速的核心办法。

      内外涵道汇合共用喷口的喷气式航发,推力均可使用动压公式计算,理解这种发动机推力变化,相当简单,其实就是高压消防水管的后坐力。

      至于为什么动压公式中的速度v要扣除机体空速,当然是因为机体空速参照系中的吸入空气速度为0

      如果内外涵道是分离的,并且涵道比很大,那么就只有内涵道部分推力计算适用于动压公式,外涵道推力计算用压差,涡浆更是如此。

      这个很专业......

      2017/5/19 11:07:43
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      大致没问题,对于喷气发动机,不去管内部实现方式,其推力实际就是动量差导致的。

      M2与M1相差很小,即使是涡喷的R13-300,加力状态燃油喷射量也不过3.4千克/秒,与68千克/的空气流量相比,也就是5%左右。

      2017/5/19 9:51:25
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      12楼 qdlai228
      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      几个基本概念的认识:

      1、核心机流量:一般给出的值都是最大军推下单位时间内进入压气机的空气质量,军用推力恒定时,此值恒定不变,与空速无关,因为此时发动机核心机能力是个定值,高压压气机能力是个定值,压气机后到燃烧室空间是个常数,压力是个定值,空气质量自然是个定值。

      2、外涵道流量:一般给出的值是发动机最大台架推力下的值,这个流量值会随着空速的增加而增加,但不是线性的,最大军推下,空速由0变大的过程中,第一级风扇前的气压在增大,最大军推下,核心机向风扇传递的轴上功率是个定值,也就是风扇在一定空速范围内维持风扇前后压差是个定值,但由于空速增加导致的第一级风扇前压力增加,等于再给风扇卸载,风扇轴上负载下降,即转矩下降,但功率是恒定的,所以会倒逼低压涡轮提高转速,保持功率,所以相应风扇转速会增加,外涵道相对内涵道来说并非封闭腔体,所以风扇后的气压按照动压计算,是变化值,截面积是常数,风扇前后压差是定值,风扇后压力可随着风扇前压力增大而增大,套用动压公式,在风扇上限转速范围内,风扇后流速增大的比例是压力增大比例的二次方根,因而可得外涵道流量也在增大

      综合以上两点,涵道比是随着空速变化而变化的一个变值,因而得出,涡扇发动机总流量也是个随空速变化的变值。

      3、发动机推力:喷口处喷流动压在喷口截面积上的积分,与截面积、喷流空速的平方、工质密度三者都成正比,假定流量是定值,密度是常数,喷口截面积减小一半,喷流速度就会增加一倍,推力也会跟着增加一倍,所以战机起飞开加力的时候要的是加速度,需要发动机贡献推力,喷口都会收敛到最小,外加加力燃烧进一步提高喷流速度,来榨取最大推力。

      随着飞机空速的增加,涡扇外涵道流量相应增加,从而增加了喷口总流量,进而增加喷流速度,但贡献动压的喷流空速是相对喷口流速扣除了机体空速后的得到的净空速,因而随着流量增加而增加的相对喷口流速会跟机体空速有所抵消,由于喷流速度绝对值一般大大高于机体空速,所以,在低速初段,涡扇的推力会随着机体空速增加而增加,直到流量增加提升的喷流速度值与机体空速增加数值比例为根号2倍时,涡扇推力才达到其真正极值,也就解释了许多军用涡扇台架推力其实小于一定空速下的空中推力,过了极值点之后发动机推力随着机体空速增加而下降,因为喷流净空速值在下降,导致推力下降,当推力下降到与气动阻力平衡时,飞机达到极速。

      综上所述,SR71超巡的秘诀是极小的气动阻力,极高的发动机喷流速度。

      mig25 31 超音速能力是用大号加力燃烧室,提高喷流速度,喷水作用提高核心机功率通过超转提高有效流量进而间接提高喷流速度。

      总之,说一千道一万,提高喷流净空速和减小机体气动阻力永远是提升大气内飞行器急速的核心办法。

      内外涵道汇合共用喷口的喷气式航发,推力均可使用动压公式计算,理解这种发动机推力变化,相当简单,其实就是高压消防水管的后坐力。

      至于为什么动压公式中的速度v要扣除机体空速,当然是因为机体空速参照系中的吸入空气速度为0

      如果内外涵道是分离的,并且涵道比很大,那么就只有内涵道部分推力计算适用于动压公式,外涵道推力计算用压差,涡浆更是如此。

      2017/5/18 23:14:59
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      12楼 qdlai228
      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      14楼 renjiandao1985
      另外,您最后部分提到的关于排气速度,又会引入另一个定义,“推进效率”
      要么宏观算,要么微观算,微观宏观混合着算怎么回事,理论公式,套路都不一样,你选用经典公式,就决定了只能宏观概算,就不要去考虑发动机内部结构,你要考虑发动机结构,就老老实实测量从进气,到每一级压气机机之间的压力,燃烧室压力,涡轮前压力,涡轮后压力,沿着发动机轴线积分,由于异性曲面太多,除了计算机微分网格,逐点计算,人根本没法算,发动机推力是个测量值,发动机试车之前,根本没人知道能有多少推力,只能根据以前积累的经验公式算个概值,具体推力全是后期测出来的,流量,推力,喷流速度,实际是个事实值,发动机造出来,它就存在了,就是这个值,也是后期测量值,只是可以用宏观经典公式表示这几个参数的关系,新发动机在设计的时候,这些值都没用,因为发动机是迭代改进出来的,根本不是凭空设置个值倒逼设计出来的,不信参看F404系列,EJ200系列,发动机试车前,需要多少流量,谁也不知道,流量不是口径单一决定的,是总成一起决定的,进气流量,压力,与发动机工况关系曲线全部要测量,所以要台架试车,高空试车,流量,推力,速度等等各种关系曲线拿到之后,才能设计进气道,设计机身布局,了解发动机的常见参数来源之后,你就会发现,用你知道的参数去套用经典公式,自然能计算发动机的其他参数,这些参数在哪?当然是各种曲线图,一般公布的参数,都是台架单一工况参数,只能非常片面的了解发动机性能,要想全面了解发动机性能,就得拿到所有关系曲线图,基本这些参数都能用经典公式概略拟合,所以航空发动机参数计算,不用考虑那么复杂,你列的经典公式,动量,动力都有了,却还少一个,热力学公式,喷气发动机不仅向后抛射的燃油工质,还有对与吸入气体的内能加速,与气动阻力平衡的是加速度和发动机喷口动压,与机体空速平衡的是工质流量和轴向工质喷流速度。 搞清楚关系,再用公式计算,就能大概估计了

      2017/5/18 18:59:20
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      12楼 qdlai228
      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      另外,您最后部分提到的关于排气速度,又会引入另一个定义,“推进效率”

      2017/5/18 15:01:46
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      12楼 qdlai228
      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      您说的这些我部分懂,部分不懂

      那您能不能总结一套简单粗暴又可以让小白或者部分小白们能一看就大概能明白推力是怎么一回事儿的计算公式

      顺便我也在提高提高

      谢谢~~

      2017/5/18 14:56:30
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      6楼 renjiandao1985
      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      大概的问题就在,涡轮发动机的核心在涡轮,而不在喷气,涡轮才是核心,你这个算法恰恰没有考虑涡轮。

      你对涡轮发动机的理解就是进气-燃烧-排气,通过排气来做功,这是错误的,火箭发动机才是排气做功,当然它没进气部分。

      我举个简单的例子,比如涡浆,它也是涡轮发动机,你去算算看去,很明显你的这个算法就站不住脚了。

      对于涡轮发动机而言,真正正确的理解是这样的。

      涡轮发动机很大部分利用的是级间压力差提供推力,也就是每一级风扇和压气机前后的压力差构成它很大一部分推力,而这个压力差是风扇旋转提供的。风扇旋转所需的能量是涡轮提供的。

      高效涡轮发动机,燃气的很大一部分能量被涡轮吸收传递给风扇和压气机,所以不能通过排气来进行计算,因为这个算法忽略了涡轮效率和压气机压缩比!而涡轮效率和压缩比是涡轮发动机的核心指标。

      如果按照你的算法,那么涡喷效率会明显高于涡扇,然而很明显这个计算结果是错误的。

      再举一个例子,涡扇发动机喷口是可变截面的,当空气流量不变时,根据飞行速度不同,喷口截面会连续变化以提供更高的效率,理想状态时喷气速度略高于飞行速度,而非越高越好!

      如果按照你的算法,比如飞机时速700时,进气速度和流量固定,此时通过调节尾喷口截面,喷气速度可从1000-1500之间可调,那么此时喷气速度1000比1500效率高,推力大,但是如果算喷口能量,那么1500流速状态明显更高,因为流量是固定的!

      为什么会出现这个区别,因为对于发动机而言,我们需要的是推力!不是喷气能量!喷气能量是无法完全利用的,喷气速度和飞行速度差越大,则效率越低,千万不要忽略这点。

      2017/5/18 14:30:35
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      4楼 掉队的蓝蚂蚁
      科普帖来得及时,前几天,空军论坛的精英 qdlai228 还说,加速度是勾股定理计算出来的呢…
      7楼 renjiandao1985
      我好像看过你们的掐架...呵呵

      首先所谓加速度其实就是一个物体当受到外力后的单位时间内的速度变化量

      即 加速度=最终速度-起始速度/时间 a=V2-V1/t 而且是矢量 跟力的关系正文里也写着

      所以严格意义上来讲“加速度是勾股定理计算出来”这句话是有错误的(毕竟加速度是物理知识)

      但是某种情况下的某方向上的加速度是可以用沟谷定律来推算出来(数学是可以服务于物理学计算的)

      举个例子

      在真空状态下 你在高处A点,以水平方向以F大小的力扔了一个质量为M的石头,经过t秒后物体落在C点上,你所处的A点垂直地面与B点,那物体在A到C的过程当中首先是做抛物线运动,所以瞬时加速度的方向是一直变化的,但是如果我们算物体在从A点到C点的直线平均加速度的时候就可以利用沟谷定律嘛呵呵

      也就是说物体在到C点的时候是受2个方向的合力, 一个是你水平的力F,一个是重力G

      关系为 (F1)?=F?+G?=M*a1

      嗯嗯,速度V=s/t,加速度a=F/m=V2-V1/t,加速度是速度的变化率,是变化率。复杂一点,速度=加速度的对时间的微分,也就是加速度对时间求导得到速度,跟勾股定理八辈子也扯不上,更何况是飞行中飞机,受多种的外力作用。

      2017/5/18 14:15:04
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      4楼 掉队的蓝蚂蚁
      科普帖来得及时,前几天,空军论坛的精英 qdlai228 还说,加速度是勾股定理计算出来的呢…
      7楼 renjiandao1985
      我好像看过你们的掐架...呵呵

      首先所谓加速度其实就是一个物体当受到外力后的单位时间内的速度变化量

      即 加速度=最终速度-起始速度/时间 a=V2-V1/t 而且是矢量 跟力的关系正文里也写着

      所以严格意义上来讲“加速度是勾股定理计算出来”这句话是有错误的(毕竟加速度是物理知识)

      但是某种情况下的某方向上的加速度是可以用沟谷定律来推算出来(数学是可以服务于物理学计算的)

      举个例子

      在真空状态下 你在高处A点,以水平方向以F大小的力扔了一个质量为M的石头,经过t秒后物体落在C点上,你所处的A点垂直地面与B点,那物体在A到C的过程当中首先是做抛物线运动,所以瞬时加速度的方向是一直变化的,但是如果我们算物体在从A点到C点的直线平均加速度的时候就可以利用沟谷定律嘛呵呵

      也就是说物体在到C点的时候是受2个方向的合力, 一个是你水平的力F,一个是重力G

      关系为 (F1)?=F?+G?=M*a1

      9楼 renjiandao1985
      还有根号我实在写不出来,请理解
      算了 纠正一下吧 免得被喷

      (F1)平方=F平方+G平方

      F1=Ma1

      2017/5/18 14:12:40
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      4楼 掉队的蓝蚂蚁
      科普帖来得及时,前几天,空军论坛的精英 qdlai228 还说,加速度是勾股定理计算出来的呢…
      7楼 renjiandao1985
      我好像看过你们的掐架...呵呵

      首先所谓加速度其实就是一个物体当受到外力后的单位时间内的速度变化量

      即 加速度=最终速度-起始速度/时间 a=V2-V1/t 而且是矢量 跟力的关系正文里也写着

      所以严格意义上来讲“加速度是勾股定理计算出来”这句话是有错误的(毕竟加速度是物理知识)

      但是某种情况下的某方向上的加速度是可以用沟谷定律来推算出来(数学是可以服务于物理学计算的)

      举个例子

      在真空状态下 你在高处A点,以水平方向以F大小的力扔了一个质量为M的石头,经过t秒后物体落在C点上,你所处的A点垂直地面与B点,那物体在A到C的过程当中首先是做抛物线运动,所以瞬时加速度的方向是一直变化的,但是如果我们算物体在从A点到C点的直线平均加速度的时候就可以利用沟谷定律嘛呵呵

      也就是说物体在到C点的时候是受2个方向的合力, 一个是你水平的力F,一个是重力G

      关系为 (F1)?=F?+G?=M*a1

      还有根号我实在写不出来,请理解

      2017/5/18 14:01:22
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      4楼 掉队的蓝蚂蚁
      科普帖来得及时,前几天,空军论坛的精英 qdlai228 还说,加速度是勾股定理计算出来的呢…
      7楼 renjiandao1985
      我好像看过你们的掐架...呵呵

      首先所谓加速度其实就是一个物体当受到外力后的单位时间内的速度变化量

      即 加速度=最终速度-起始速度/时间 a=V2-V1/t 而且是矢量 跟力的关系正文里也写着

      所以严格意义上来讲“加速度是勾股定理计算出来”这句话是有错误的(毕竟加速度是物理知识)

      但是某种情况下的某方向上的加速度是可以用沟谷定律来推算出来(数学是可以服务于物理学计算的)

      举个例子

      在真空状态下 你在高处A点,以水平方向以F大小的力扔了一个质量为M的石头,经过t秒后物体落在C点上,你所处的A点垂直地面与B点,那物体在A到C的过程当中首先是做抛物线运动,所以瞬时加速度的方向是一直变化的,但是如果我们算物体在从A点到C点的直线平均加速度的时候就可以利用沟谷定律嘛呵呵

      也就是说物体在到C点的时候是受2个方向的合力, 一个是你水平的力F,一个是重力G

      关系为 (F1)?=F?+G?=M*a1

      问号是平方,打不出来 呵呵

      2017/5/18 13:59:40
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      4楼 掉队的蓝蚂蚁
      科普帖来得及时,前几天,空军论坛的精英 qdlai228 还说,加速度是勾股定理计算出来的呢…
      我好像看过你们的掐架...呵呵

      首先所谓加速度其实就是一个物体当受到外力后的单位时间内的速度变化量

      即 加速度=最终速度-起始速度/时间 a=V2-V1/t 而且是矢量 跟力的关系正文里也写着

      所以严格意义上来讲“加速度是勾股定理计算出来”这句话是有错误的(毕竟加速度是物理知识)

      但是某种情况下的某方向上的加速度是可以用沟谷定律来推算出来(数学是可以服务于物理学计算的)

      举个例子

      在真空状态下 你在高处A点,以水平方向以F大小的力扔了一个质量为M的石头,经过t秒后物体落在C点上,你所处的A点垂直地面与B点,那物体在A到C的过程当中首先是做抛物线运动,所以瞬时加速度的方向是一直变化的,但是如果我们算物体在从A点到C点的直线平均加速度的时候就可以利用沟谷定律嘛呵呵

      也就是说物体在到C点的时候是受2个方向的合力, 一个是你水平的力F,一个是重力G

      关系为 (F1)?=F?+G?=M*a1

      2017/5/18 13:57:03
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      5楼 qdlai228
      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      好吧!我不得不又重新键盘党一下了

      1.发动机的几个部件中(风扇、压气机、扩压器、燃烧室,涡轮,排气装置,尾喷管等)产生正向推力(力的放心与飞行方向一致)的部件有风扇、压气机、扩压器、燃烧室、排气装置尾喷管和涡轮是反向推力(这点您同意否?)

      2.为了简单化,我们只说涡轮喷气机,(毕竟涡扇还有一个外函道的推力)作为热机,将燃料的化学热能转变为循环的有效功,循环的有效功又全部用于增加流过发动机气流的动能(这点同意否?)

      所以您说的压气机的推力其实也是循环的有效功作用于流过压气机气流动能的一部分

      再所以我利用排气口的气流动能与进气口的气流动能来推算整体发动机的大概推力有什么问题?

      2017/5/18 10:58:39
      • 军衔:陆军上校
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      差距不大,吸入的空气会有少部分引出做其他用途,但是排出的也就多个燃料重量而已。

      不过楼主这个推力的概念是不正确的,有很大问题。

      发动机推力不仅仅出自喷气,对于涡扇来说,压气机很重要,它提供了巡航时大部分推力,而这部分推力用喷气速度和流量是看不出来的。

      2017/5/18 9:48:33
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      科普帖来得及时,前几天,空军论坛的精英 qdlai228 还说,加速度是勾股定理计算出来的呢…

      2017/5/18 9:42:00
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      2楼 核电池
      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      回复:发动机基础科普之推理计算

      那您希望我写这些吗?我写之前我就已经明确过,为了尽量简单化很多情况都示威最理想状态,更何况我主要想表达的是发动机的推力大小跟进气量和喷气速度有关系就可以了

      2017/5/18 9:28:31
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      即便是大涵道比涡扇发动机,吸入的空气量和喷出的也不可能一样。至于军用的小涵道比就更是差异大,而且由于吸入和喷出的空气温差非常大,我们知道空气在不同温度的时候其物理性能是有很大差异的,所以产生的压力差根本不可能这么简单的计算。

      所以楼主这个推理是完全没有基础的。楼主弄出这些公式来是要做神马?

      2017/5/17 23:02:58

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