涡轮增压发动机机中一些容易被误解的概念总结
导读：本来是在对面对牛弹琴的帖子，想想在那里打那么多字不容易，和这里的241 480 443 465等同志们讨论了一下，整理后发到自己家来，有兴趣的同志可以看一下哈。 问题1：非加力状态时，发动机的推力、转速、喷管面积大小和喷油量之间的关系是什么样的? 回答：发动
　　本来是在对面对牛弹琴的帖子，想想在那里打那么多字不容易，和这里的241 480 443 465等同志们讨论了一下，整理后发到自己家来，有兴趣的同志可以看一下哈。
　　问题1：非加力状态时，发动机的推力、转速、喷管面积大小和喷油量之间的关系是什么样的?
　　回答：发动机在转速恒定的非加力状态稳定工作时，缩小喷管面积A8的话，供油量会加大，推力会增大。
　　如果涡轮发动机在某一稳定工作点下，相似转速(n/(T1*)^0.5)不变。讨论A8减小的过程对推力的影响。
　　把喷管临界面积A8减小后，发动机参数会做以下变化：对涡轮临界截面和喷管临界界面列流量连续方程，经过移项整理，发现由于A8的减小，会使涡轮膨胀比Pit*减小。由于燃烧室压力还来不及变化，因此涡轮膨胀比减小使涡轮后的反压P4*会提高。而涡轮膨胀比的减小同时意味着涡轮功的减小。涡轮功减小，也就是说，涡轮转子转速(即发动机转速)会减小。为了保持转速不变，必须自动调节供油量，增加涡轮前燃气温度。随着涡轮前温度的提高，压气机后的压力也会提高，工作点沿着共同工作线向上走而接近喘振边界。由于喷管总压P4*和总温T4*都上升，因此推力会增大。
　　如果发动机处在加速工作过程过渡状态中(如转速从慢车提高到额定转速)，讨论转速增加过程中，变化A8的原因和作用
　　发动机能够加速是因为涡轮发出的功率大于压气机消耗的功率。打破平衡的因素是多加油，使涡轮前燃气温度T3*高于同一转速下稳态工作的涡轮前温度T3*，但是大家知道，涡轮前温度T3*不是你想加就可以随便加的，必须受以下三个因素制约：T3*不能过多的超过最大状态的T3*d;不能引起压气机喘振;不能引起富油熄火。因此，由于T3*不能无限制的提高，为了改善发动机的加速性，还可以采取的方法是加大A8。由前文的推理可知，加大A8可以加大涡轮膨胀比Pit*，即增大涡轮功，因此可以使涡轮获得更大的功率来带动压气机加速旋转。因而，发动机加速过程中适当加大A8，可有效改善发动机的加速性能。但是加速过程一结束，A8必须恢复减小，直到新的稳定状态的大小。
　　问题2，加力状态时，发动机的推力、转速、喷管面积大小和喷油量之间的关系是什么样的?
　　答：加力状态转速恒定不变，推力与喷灌面积大小的二次方成正比关系，加力燃烧室燃油油量也随推力大小同向变化
　　加力时，通常在确定加力调节状态时，不改变不加力时的压气机和涡轮的共同工作状态。也就是说，加力的调节因以尽量不改变加力燃烧室前的发动机已有的工作状态为前提。
　　目前涡轮发动机采用的最大稳定状态调节规律通常是：“转速n为常数，涡轮膨胀比pit*为常数”。在接通加力后，喷管临界截面根据加力温度的要求打开后，不再改变。飞行条件改变时，主燃烧室以供油量为主控量，保证转速n为常数，而加力燃烧室则是以供油量为主控量，保证涡轮膨胀比Pit*不变。而涡轮前温度和实际加力温度都会随飞行条件改变而有轻微改变。
　　根据加力前后涡轮膨胀比和加力燃烧室前其他参数都不变的这个条件，可知喷管总压和流量在加力前后均不变。由于喷管临界截面速度系数都等于1，因此对加力前后的喷管l临界截面(下标为8)列流量平衡方程，将相同的参数约去后可知(下标af表示加力状态，无下标表示非加力状态)
　　A8*(T8*)^(-0.5)=A8af*(T8af*)^(-0.5)
　　而加力前后喷管总温 T8*和T8af* 这两个参数分别决定了加力前后气流经过喷管之后的排气速度，即推力，写成正比式如下：
　　T8~V8~推力F;T8af~V8af~推力Faf
　　通过以上推理可知，加力状态的喷管临界截面积A8af大于非加力状态的喷管临界面积A8
　　进一步推理可知，大加力状态的喷管临界截面积A8af(big)大于小加力状态的喷管临界面积A8af(small)
　　进一步推理可知，加力状态的推力大小正比于喷管临界界面积的大小。
　　问题3：“要产生更大的推力，一是增加喷射速度，二是增大喷口。”这个概念是不是正确?
　　答：这个概念是不对的。
　　对于发动机，加力状态下单单增大喷油量或者单单增大喷管临界面积只会使发动机的功率和推力都减小。此外，增加喷射速度和喷口临界面积并不一定能使实际流量净推力增大。飞机和发动机是个多部件耦合、匹配协调工作的整体，其分析方法也必须建筑在严格的数学描述基础之上，并且要时刻记得发动机的各个部件是“共同工作”的，稳定工作时彼此之间必须要严格满足各界面流量连续、各截面能量平衡、涡轮-压气机功率相等、各截面压力平衡的四个条件。
　　问题4：涡轮喷气发动机是靠喷射高速气流的反作用力来实现巨大推力的?
　　答：严格意义上也不正确。
　　涡轮喷气发动机从整体和宏观上的推力计算式满足动量方程，但是，综观整个发动机所有的部件，看气体作用的轴向力，不论是进气道、涡轮、还是为喷管的高速气体，气体在通道中的流动方向都是向后流的，因此对壁面的冲击或者摩擦作用力都是向后的(除了拉瓦尔喷管情况复杂)，也就是说，高速向后的喷流只产生阻力，不产生推力。随便哪个发动机的各部件轴向力分布图都是如此。
　　在发动机中，唯有压气机叶片受到的轴向力是向前的(由于后一级的气压要大于前一级，轴流式压气机的末级压力比上风扇入口的压力一般要高了20多倍)，而压气机气流通道中，气流的轴向速度只有不到M0.7，而且经逐级损耗，在燃烧室扩压器时已经降低到了<M0.3(否则点火困难啊)，是整个发动机流场中速度最低的点，因此根本也就谈不上“高速气体”了。 　　因此，压气机是涡轮发动机推力产生的主要部件。其原理是级与级之间低速气流前向压差的推动(当然此过程也是气流的反作用力)。可以把轴流压气机想象成一大叠轴流螺旋浆。。。。
　　压气机对气体增压的功率完全来自于涡轮功。而涡轮功则来自于燃烧室高温气体的内能转化为涡轮旋转的运动的动能。
　　虽然发动机从整体宏观上推力表达式满足了动量定理，但是实际上分解各个部件和剖析工作的全过程后可以发现，其实发动机任何一个部件都没有直接承担“高速气流向后喷射所产生的反作用力”。
　　发动机的循环过程和能量转化过程一波三折，十分复杂，绝不是简单的“喷射反作用力”
　　问题5 在其它条件相同时，是不是喷射速度越快发动机获得的推力越大?
　　答：大多数情况下如此，但是有一些特殊情况恰恰相反
　　排气速度和发动机推力的视在联系，在大多数情况下是这样的，但是有一种特殊情况，那就是某些发动机采用的“收敛-扩张”喷管(拉瓦尔喷管)。
　　拉瓦尔喷管不同于流速最大只能达到M1的收敛喷管(J6 、J7等、还有所有的民机)，理论上收敛-扩张喷管在设计点可以完全膨胀到大气压，并且获得超声速的气流，减小能量和推力损失，是超音速飞机的理想选择。
　　然而，在远离设计点的区域里，尤其是拉瓦尔喷管工作可用压力降比实际压力降小的多的情况下(过渡膨胀)，喷管扩张段会引起一系列强度不等的激波串，并且和超声速下非常可观的粘性附面层强烈干扰，从而产生气流分离，大大减小了喷管有效面积和有效流量。能量和压力损失也大大增加，付出的代价甚至大于膨胀比高、气流流速加快带来的增益，反而减小了可用推力。因此，很少有飞机采用固定几何的“收敛-扩张喷管。
　　所以，喷射速度越快，未必意味着发动机获得的推力越大
　　PS：标题中的“增压”二字本不存在，文里说的是飞机。
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好像关系到进气的问题，利用涡轮增加进气，使气缸内压强更大，达到提升动力的目的，与燃料的充分燃烧有关，我也不太清楚，听人说过，没订弧斥旧俪搅筹些船氓在意，但我确定与进气有关
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战斗机为什么在行进中不会翻转
本人是物理专业战斗机在行进过程中为什么不会和涡轮发动机一起旋转，直升飞机尾部的螺旋桨是为了保持飞机平衡的啊？就我所知？那位高手最好可以用物理上的只是解答
提问者采纳
所以涡轮与压气机之间这个扭矩相比较而言也会比直升机旋翼小得多！还有一点，这个阻力可以说就是扭旋翼扭矩的主要来源，飞机当然无需平衡扭矩，直升机旋翼旋转，径向空气流速远大于相对于涡轮圆盘的切向速度，因此这个扭矩只在涡轮与压气机之间传递，流经进气道，尤其是尾喷管，涵道与喷管的空气速度很快，但对喷气发动机来说，但战斗机涡轮喷气或风扇发动机里的风扇不会产生这种扭矩，在真空环境下桨叶匀速旋转就不会有扭矩产生，空气与旋翼的相对速度是沿着旋翼转动圆的切向的，所以会产生垂直于桨叶前缘的横向阻力，不会传到飞机本身，涡轮在高温高压燃气的驱动下旋转带动前面的压气机工作来提高燃烧室内的压力，涡喷或涡扇发动机前面的压气机和风扇是与燃烧室后面的涡轮连在一根轴上的，迫使机体也有反向旋转的趋势直升机上旋翼旋转扭矩会通过旋翼轴传到机体上
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战斗机是靠机翼来提供升力的，所以不会出现你说的情况，战斗机上面不存在旋转的机翼二者结构不一样，而且战斗机的涡轮是向后喷射的
我不知道该怎么和你解释。但是一定要明白的话你可以参考一下电风扇，为什么你吹电风扇的时候不需要另外一个风扇去平衡，或者说不是整个电风扇都在转。明白了以后就知道为什么涡扇、涡喷发动机不会带着飞机一起转了。
其实，这个旋转力矩是存在的，原理也很简单，并不是楼上几位仁兄说的那样需要通过一个轴什么的，楼主是研究物理的，角动量守恒定理什么的偶就不罗嗦了。在实际上，一个典型的例子就是二战时日本的“零”式战斗机，它安装的是左旋螺旋桨，再加上为了最求速度和敏捷，机身结构太过单薄，结果在这个力矩影响下右转弯速度远不及左转弯速度，被美军逮住痛打（而喷气战斗机在气动力学上，不过是把螺旋桨加上燃气发动机变了个形式藏到了机身里）。 正因为如此，某些战斗机的垂尾和平尾的轴线才并不完全与机身纵轴平行，而是有一个很小的安装角（即相对迎面气流的迎角，因为涡轮与飞机其他部分间的质量对比相对较小，加上各翼面的空气阻尼作用，因此这一角度很小，通常只有1~3度左右，肉眼几乎很难分辨），这样在高速飞行中才可以借助迎面气流产生一个相反的偏转力矩以平衡这一由涡轮产生的陀螺力矩，但这只是一种做法。 第二种做法是采用两台发动机并联安装的方式，即双发布局，两边（或上下）的发动机涡轮旋转方向相反，相互抵消彼此的陀螺力矩，不过这样做的缺点是同一型号的战斗机，其中特定位置的一台发动机不能替换相对位置的另一台，给后勤部门和国家财政出了个不小的难题。 第三种，也是现代先进战机的普遍做法，在设计发动机时采用对转涡轮，即沿发动机轴向上，每级涡轮的旋转方向交错布置，以一部分级数涡轮的正转力矩抵消掉另一部分的反转力矩，不过工艺上就要稍微考考国家的基础制造业水准了。 呵呵，本来是说物理，顺带闲话了几句，勿怪，勿怪。
螺旋桨有好几个叶片,在螺旋桨转的时候,有的叶片此时向上,有的叶片此时向下,力量刚好抵消啊.只会产生向前或者向后的风力
哥们，你的问题问到点子上了，有空一起交流，探讨一下，我的QQ是
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日本人为什么自己不用涡轮增压？
　最早的涡轮增压器用于跑车或方程式赛车上，这样在那些发动机排量受到限制的赛车比赛里面，发动机就能够获得更大功率。
　　在涡轮增压的大趋势下，不少初次购买汽车的消费者开始有些迷惑了。似乎没有涡轮增压，就缺乏了高技术，也缺乏了选车的眼光。本文着重分析使用涡轮增压发动机存在的安全隐患。
　　看几幅涡轮增压发动机工作时的图片：
　　福特涡轮发动机：此为实验人员榨取发动机1000马力时的工作状态，但是上面这张图可是涡轮发动机正常工作的图，据称：达到1000马力时，涡轮已经超过1600摄氏度：
　　资料显示：普通涡轮发动机能够在启动后不久轻松达到600摄氏度，而使用AVG技术的涡轮会产生1000摄氏度的高温：
　　某常见量产车型1.8T涡轮引擎，熄火后立刻查看发动机舱：
　　看了这些涡轮增压工作时的照片，就不难理解大众系列配置涡轮增压发动机的车为什么容易自燃了。这就是一块烧红的铁，不出事故则已，一旦燃油泄漏，沾上高温工作中的涡轮增压器，瞬间高温会引燃汽油，继而导致爆炸。
　　因车祸丧生的上海大众老总驾驶的途观车，与前车仅发生轻微碰撞，前车后尾灯破碎，驾驶员甚至未察觉到碰撞，继续行驶了几百米，途观车也仅仅是车体前部擦伤，在继续行驶的过程中瞬间起火爆炸。
　　涡轮烧红是正常工作状态。迈腾号称的水冷涡轮增压也不过是指中冷器冷却，停车后还需要运转一段时间才能降温。由于废气涡轮增压器经常处于高速、高温下工作，增压器废气涡轮端的温度在600℃左右，增压器转子以832～1040r/min 的高速旋转。涡轮增压叶片每秒就转动17次，这才是产生高温最主要的因素。涡轮增压温度=废气温度+涡轮快速转动摩擦温度+进气空气压缩温度。
　　涡轮增压是日本人的强项，欧洲涡轮增压发动机的核心部件就是美国SchwitzerGarret开发，三菱和石川岛代工，这个记不大清了，有趣的是日本人这么先进的技术给别人用，但是自己从来不用。
这么说是代表涡轮不靠谱？
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日本人负责。
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