模型飞机的空气动力学(8)_百度文库
两大类热门资源免费畅读
续费一年阅读会员，立省24元！
评价文档：
模型飞机的空气动力学(8)
阅读已结束，如果下载本文需要使用
想免费下载本文？
把文档贴到Blog、BBS或个人站等：
普通尺寸(450*500pix)
较大尺寸(630*500pix)
你可能喜欢查看: 1500|回复: 1
威望10 金钱1397 银币高度548 米油料302 公升在线时间37 小时最后登录帖子精华0积分2952注册时间UID28312
一级副驾驶, 积分 2952, 距离下一级还需 2048 积分
该用户从未签到威望10 金钱1397 银币高度548 米油料302 公升在线时间37 小时最后登录帖子精华0积分2952注册时间UID28312
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并且不是简单的因为发动机推力大小问题。WS15也不是简单加大推力和推比就可以解决这个问题，反过来说，如果只考虑超巡，把其他问题简单化，以目前的推力大小已经足够。某个角度说，推力和喷流速度对涡扇来说是一个矛盾，前者决定低速机动性和航程，后者决定速度，解决这个矛盾导致了变循环发动机的诞生。
超巡的重点在低压比，涡前温度，喷流温度和速度。特别是涡前温度。
超巡和超音速机动的的要点不在于推力，而在于高空高速，有多少推力余量。
超巡有两种方法，常规涡扇，利用加力，把加力室内残余的余温氧气不惜油料的再次升温，这种做法，米格25干过，不过需要超大的油量，并为做到这个损失其他大量的性能。
真正的超巡，讲求的是超音速巡航时的燃油经济性以及推力余量，不把应该在涡轮前完成的事情交到涡轮后去解决。
见以下资料：
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，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
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
威望0 金钱403 银币高度278 米油料262 公升在线时间27 小时最后登录帖子精华0积分1880注册时间UID28294
一级副驾驶, 积分 1880, 距离下一级还需 3120 积分
该用户从未签到威望0 金钱403 银币高度278 米油料262 公升在线时间27 小时最后登录帖子精华0积分1880注册时间UID28294
超巡关键是一要低阻，二要发动机超音速工况推力，一般来说，涵道Bi比越小，高速推力损失越小。航空发动机为何那么难？
航空涡扇发动机技术含量极高，被誉为“工业王冠”。随着中国航空工业的井喷式发展，近年来，每当有一款国产新型战机首飞，网友们最关心的往往已不是飞机的性能，而是这款飞机是不是采用国产发动机。就目前来说，答案往往是令人失望的，航空发动机为何那么难？中国人就造不出先进的航空发动机吗？我们先认识一下现代的先进航空发动机，现代战斗机、军用运输机、民航干线客机等采用的都是涡轮风扇发动机。简单来说，涡扇发动机有2个同心圆涵道，由风扇、压气机、燃烧室、涡轮、喷管等5部分组成。其中压气机、燃烧室和涡轮又往往被合称为发动机的核心机。战斗机用涡扇发动机，与运输机、民航客机的区别主要在于风扇，客机的发动机一般采用大直径风扇，可降低耗油率；战斗机的发动机风扇直径一般较小，以进行超音速飞行。空气从涡扇发动机的进气口流入，经过压气机压缩后，在燃烧室与煤油混合燃烧，高温高压燃气经由涡轮、喷管膨胀，最后高速从尾喷口喷出。涡扇发动机的推力一部分来自喷出燃气所产生的反作用力；另一部分是涡轮驱动风扇，风扇旋转驱动空气，经由发动机外涵道喷出的反作用力。涡扇发动机与涡喷发动机涡扇发动机为何那么难？想象一下，苏27的AL-31涡扇发动机最大加力推力是12.5吨，2台AL-31可推动20多吨的苏27以超过2倍音速飞行。但AL-31的风扇直径不到900毫米，涡轮直径不到300毫米；基本物理学原理，力是相互作用的，也就是说这么小尺寸的风扇、涡轮反过来要时刻承受着12.5吨的力。形象一点说，大家应该都看过壮汉用喉咙顶着钢枪推动汽车的表演，涡扇发动机也大概如此，只是壮汉推汽车是慢慢挪动，而涡扇发动机要推动飞机以2倍音速飞行，各部件要承受住异常严酷的高温高压考验。另外，一台用于超音速战机的涡扇发动机直径一般仅1米左右、长度4米左右。以AL-31为例，这么小的一个圆筒状物体，要塞进4级风扇、9级压气机、2级涡轮、可收敛-扩张喷管、燃烧室、加力燃烧室，还要在之间安排冷却空气通道，周围安装燃油控制系统等的。所以，设计、制造一台高性能的涡扇发动机，可谓"螺蛳壳里做道场"，难度极大。在世界范围内，掌握一流水平涡扇发动机制造技术的仅有英国罗·罗、美国普惠和通用3家公司，俄法两国都属于二流，这是一个真正的垄断行业。专业一点地描述，涡扇发动机要达到更大推力、更低的油耗，首要的是提高增压比、提高热效率，涡轮前温度是衡量热效率的一个重要指标。例如，第三代苏27的AL-31发动机的涡轮前温度是1665K，而第四代F-22的F-119发动机将这个指标提高到了1977K；AL-31的涡轮前温度尚在普通钢材熔点之下，但F-119的已超出约200度。F-119发动机让F-22能以1.7音速进行超音速巡航。要在这样高的温度下正常工作，F-119的涡轮采用了第三代单晶空心叶片。具体什么是单晶空心叶片，在此很难展开描述，只能说一片面积仅几平方厘米的叶片具有大量自由曲面、复杂的内腔（用于进气冷却），还要控制合金晶体生产连续一致，这需要极高超的精密铸造工艺。俄罗斯、中国至今尚未或是刚展开单晶空心涡轮叶片的工业化制造。而发动机要提高推力与自身重量之比，还要将压气机和涡轮造得更轻巧。压气机和涡轮的传统制造工艺是将叶片以榫头、榫槽锁紧的方式连接在叶盘上，但西方先进发动机已开始采用整体叶盘。即用电子束焊接等方法将单晶空心精铸叶片固定在叶盘上，重量可比传统工艺制造的降低30%。整体叶盘的制造工艺有10多种，但除了上述的美英3家航发巨头，其它国家也还未能应用于批量生产。涡扇发动机的风扇远离燃烧室，热负荷低，但它的气动效率也被继续精进。通用F-119和罗·罗瑞达900发动机的风扇都采用了宽弦叶片，其加工方法是将钛合金毛坯用切削方法加工成两半叶片，用真空扩散焊成一整体空心叶身，最后超塑成极为复杂的曲面。这又是一种全新的加工工艺。这么说，美军F-22A隐身战机所采用的F-119涡扇发动机为例，它的6级压气机、2级涡轮全部采用带空心单晶叶片的整体叶盘，3级风扇则全部采用宽弦叶片，所以它的推重比达到10，在迎风面积较小的情况下，最大加力推力超过15吨。所以，美军F-22A隐身战机能以1.7倍音速进行超音速巡航；而中俄的四代机歼20、T-50只能暂时采用第三代涡扇发动机，要等待第四代发动机研制成功，飞机才能真正完成研制。风扇、压气机、涡轮这些都是与动力输出直接相关的部件，制造难度大理所当然，但涡扇发动机的钛合金机匣也不是省油的灯。发动机筒内外壁上还有许多造型奇特的结构，制造这些奇奇怪怪的构件就需要相对应的焊接技术，可以对一些超薄组件、造型独特的构件进行焊接，英美航发三巨头都在焊接上下足了功夫。很多网友对钛合金加工的感觉还是非常高科技，但为了进一步减重，西方第四代发动机又开始使用了树脂基复合材料作为低温部件。比如F-119发动机的外涵道机匣、进气道机匣等，耐热温度一般在300至350摄氏度左右，性能更加先进的树脂基复合材料耐温的上限更高，可以突破400摄氏度大关。压气机和涡轮的小小叶片还有引入冷却空气的内腔，令制造难度陡增。英国罗·罗公司发展的宽弦叶片，凯特王妃也要摆出造型以示鼓励我国军事工业以苏联技术援助起家，擅长逆向仿制，在过去解决了多个领域的"有无"问题，甚至有轻武器专家以"山寨之王"自居。对于很多一般装备，逆向仿制即便"不知其所以然"，也至少做到"知其然"。但涡扇发动机这个"工业王冠"，应用有各种新理论、新材料、新工艺，要做到"知其然"都难，可以说是无法简单复制的。甚至，在没有操作手册的情况下，要将涡扇发动机正确拆开都困难。例如，我们非常熟悉的CFM-56，其使用在波音737、空客A320这些主流商业客机上，是世界上使用范围最广的涡轮风扇发动机之一，但是拆解CFM-56的难度仍然很大，几平方厘米的叶片上分布着许多小孔，这些孔隙的作用是散热的，小孔的位置设置极为讲究，是根据气路走向而定的……因此CFM-56的维护都是由专业公司来完成的。即便是能制造出各种类型的发动机构件，但是在装配上仍然需要技术、工艺支撑，同一生产线上制造出来的不同批次发动机都存在差别，推比相差甚至可以达到0.2。随着推比达15以上的发动机开始研制，各种新材料被大量应用，发动机结构也越来越复杂，对加工工艺要求也更高。你要仿制别人的新型发动机，所要花的时间可能比自己从零开始研发还要多，而且仿制产品的性能还很可能不及原型机。这方面我国是有惨痛教训的，例如"太行"涡扇发动机，其核心机就源于CFM-56，太行发动机在05年完成设计定型，但8年过去了仍然问题不断，只用在双发的歼11战斗机上。单发的歼10战斗机对发动机可靠性要求高，直到歼10B量产，歼10系列战机都只能采用俄制AL-31FN发动机。从科研体制来看，我国以前航空发动机的研发是跟随型号的，即要研制一款飞机，才会去研发一款配套的发动机；飞机如果下马了，发动机也就随之下马了。但美英等发达国家，发动机与飞机研发基本是分开的，发动机核心机的研发提前很多。例如，美国F-22战机所用的F-119发动机属于第四代发动机，但美国的核心机技术已发展到第六代，用于接替F-119的第五代发动机核心机也已制造出来。研制涡扇发动机是非常困难，也正因为困难，才没任何捷径可走，必须完全自主研发，而且要不惜巨资提前进行预研。近年，我国工业界也有所顿悟，开始投入重金独立研发，但之前的差距太大，要追赶世界先进水平可能还要数十年的艰苦努力。（文/陈喆 杜松涛）美国GE公司研制的第五代发动机核心机，将用在下一代战斗机上。版权声明：本文系腾讯新闻客户端《讲武堂》栏目独家稿件，未经授权，不得转载，否则将追究法律责任。
正文已结束，您可以按alt+4进行评论
相关阅读：
相关搜索：
看过本文的人还看了
[责任编辑：beckhuang]
Copyright & 1998 - 2015 Tencent. All Rights Reserved黄埔军事网
中国歼20发动机推力,中国现有多少架歼20战斗机
编辑：admin
来源： 未知
导读：中国歼20发动机推力,中国现有多少架歼20战斗机 歼20试飞向世界证明，中国军工世界一流，并有望与美英法争夺新一代航空发动机桂冠。笔者请教解放军专家证实;中国四代机所配套的两台18吨推力的WS-15发动机(原文如此)，其性能基本赶上了俄罗斯和美国欧洲的同类引......
发动机推力,现有多少架机
　　歼20试飞向证明，中国军工一流，并有望与美英法争夺新一代发动机桂冠。笔者请教专家证实;中国机所配套的两台18吨推力的WS-15发动机(原文如此)，其性能基本赶上了和欧洲的同类引擎，晋身世界三鼎甲的前景已经明朗化。这不但是国产确保国土制空权，而且是民航机广大市场也看到了收复失地的曙光。某军工专家曾质疑太行发动机，但后来则闭口不谈。反倒是的航空发动机专家对太行表示了祝贺。
　　歼20隐身战机
　　回顾某军刊&中国航空发动机获突破性进展，推重比大幅提高&的文章披露，中国高推重比的涡扇发动机核心机研制成功，对推力向量技术作了业内论证。
　　苏俄的航空发动机在解决扰流问题上全球独步。西方认为中国从俄罗斯或引进了有关技术，令WS-10&太行&发动机完成大跃进式的突破。据称WS-10&太行&发动机的涵道比超过SU-27和战机。
　　事实就是事实，人终于有没有二话说了，原先很看不起中国发动机军工业的俄罗斯专家们彻底闭上了嘴巴;而美国的权威们也不得不为之叹服。
　　太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。太行发动机的研制始于上世纪八十年代末，日完成设计定型审查考核，历时18年。太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。太行发动机由中国606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。采用大推力函比及全自动数字化控制系统，最大推力不超过12000公斤。目前主要用于中国第三代高性能歼-10。
　　从首飞发动机声音判断，绝对是新型的大涵道比发动机，它的涵道比超过、SU27和三种战机。流传的视频显示了&&的起飞过程，从中看到，起飞时并没有看到发动机尾部的喷火，这足以显示中国&&的发动机喷口红外隐身技术已达到了世界一流。
　　据资料显示，F-22同样使用了先进的红外隐身技术，通过喷流冷却矩形喷口，垂尾、平尾、尾撑向后延伸，可遮蔽发动机喷口的红外线辐射。在炽热喷流飞出尾喷口前就得到了降温，因而红外特征显着降低。而歼20的发动机喷口竟然如此完美，很多外军专家看后都表示不可思议。
　　歼20用的发动机是WS-15大推力发动机!这点已毋庸置疑，但外界对该型发动机的性能表示怀疑，其中噪音最大的要数来自美国，在美国人眼里中国应该是一事无成才对，就凭中国闭门造车能够研制出最新一代航空发动机简直就是天方夜谭。果真如此吗，这只能说美国人高傲自大惯了，说句最通俗的话就是，美国的误判已经形成其的专利，没必要去争辩。
　　如果图片未经过处理，则此技术改变一方面澄清了之前关于歼-20动力的传闻，即歼-20将采用俄制117S或AL-41发动机。据加拿大全球研究网站3月19日发表文章透露，中国歼-20战机的单价可能是1。1亿美元，这个价格按照现行的汇率折合人民币大概是7亿左右!