p******y
发帖数: 3742 | 1 勿转。
按照通行划分方法，第三代战斗机发动机一般是指20世纪70年代以后陆续
问世，并且推重比在7-8一级的加利军用涡扇发动机。第三代发动机综合
性能较之前的二代战机发动机有了很大提高。例如美国F-15战斗机使用的
F100-PW-100比F-4使用的J79-17涡喷发动机提高了70%的推重比。为三代机
的空优技战术指标提供了雄厚的动力基础。
国内航空界习惯于将推力超过100kN，空气流量超过100kg/s以上的发动机
划分为大推力发动机。目前仅有美国普惠公司的F100, GE公司的F110系列，
以及俄国礼炮机械企业的Al-31系列。而中国黎明厂的太行系列即将定型
生产，说明中国也即将跻身于能够制造三代军用大推的国家之一。 |
s******p
发帖数: 4962 | 2 re
【在 p******y 的大作中提到】
: 勿转。
: 按照通行划分方法，第三代战斗机发动机一般是指20世纪70年代以后陆续
: 问世，并且推重比在7-8一级的加利军用涡扇发动机。第三代发动机综合
: 性能较之前的二代战机发动机有了很大提高。例如美国F-15战斗机使用的
: F100-PW-100比F-4使用的J79-17涡喷发动机提高了70%的推重比。为三代机
: 的空优技战术指标提供了雄厚的动力基础。
: 国内航空界习惯于将推力超过100kN，空气流量超过100kg/s以上的发动机
: 划分为大推力发动机。目前仅有美国普惠公司的F100, GE公司的F110系列，
: 以及俄国礼炮机械企业的Al-31系列。而中国黎明厂的太行系列即将定型
: 生产，说明中国也即将跻身于能够制造三代军用大推的国家之一。
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c*****1
发帖数: 3240 | 3 哈，抄书痕迹很重阿
yak141上的主推肯定超过100kN了
【在 p******y 的大作中提到】
: 勿转。
: 按照通行划分方法，第三代战斗机发动机一般是指20世纪70年代以后陆续
: 问世，并且推重比在7-8一级的加利军用涡扇发动机。第三代发动机综合
: 性能较之前的二代战机发动机有了很大提高。例如美国F-15战斗机使用的
: F100-PW-100比F-4使用的J79-17涡喷发动机提高了70%的推重比。为三代机
: 的空优技战术指标提供了雄厚的动力基础。
: 国内航空界习惯于将推力超过100kN，空气流量超过100kg/s以上的发动机
: 划分为大推力发动机。目前仅有美国普惠公司的F100, GE公司的F110系列，
: 以及俄国礼炮机械企业的Al-31系列。而中国黎明厂的太行系列即将定型
: 生产，说明中国也即将跻身于能够制造三代军用大推的国家之一。
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t*n
发帖数: 14458 | 4 “大推”应该指大型的发动机，比如运输机民航机那种
F100这类叫“高推力”
跟“中推力”等等对应
按照通行划分方法，第三代战斗机发动机一般是指20世纪70年代以后陆续
问世，并且推重比在7-8一级的加利军用涡扇发动机。第三代发动机综合
性能较之前的二代战机发动机有了很大提高。例如美国F-15战斗机使用的
F100-PW-100比F-4使用的J79-17涡喷发动机提高了70%的推重比。为三代机
的空优技战术指标提供了雄厚的动力基础。
国内航空界习惯于将推力超过100kN，空气流量超过100kg/s以上的发动机
划分为大推力发动机。目前仅有美国普惠公司的F100, GE公司的F110系列，
以及俄国礼炮机械企业的Al-31系列。而中国黎明厂的太行系列即将定型
生产，说明中国也即将跻身于能够制造三代军用大推的国家之一。
【在 p******y 的大作中提到】
: 勿转。
: 按照通行划分方法，第三代战斗机发动机一般是指20世纪70年代以后陆续
: 问世，并且推重比在7-8一级的加利军用涡扇发动机。第三代发动机综合
: 性能较之前的二代战机发动机有了很大提高。例如美国F-15战斗机使用的
: F100-PW-100比F-4使用的J79-17涡喷发动机提高了70%的推重比。为三代机
: 的空优技战术指标提供了雄厚的动力基础。
: 国内航空界习惯于将推力超过100kN，空气流量超过100kg/s以上的发动机
: 划分为大推力发动机。目前仅有美国普惠公司的F100, GE公司的F110系列，
: 以及俄国礼炮机械企业的Al-31系列。而中国黎明厂的太行系列即将定型
: 生产，说明中国也即将跻身于能够制造三代军用大推的国家之一。
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p******y
发帖数: 3742 | 5 sorry,现在外面下大雪，我去不了学校了，东西都放在学校，更新暂停。 |
p******y
发帖数: 3742 | 6 继续更新：
在正式讨论之前，让我们先来普及一下涡轮风扇发动机的基本知识。如图，是一台涡轮
风扇发动机的基本结构图。
一台涡轮风扇发动机包括了进气道，风扇，低压压气机，高压压气机，主燃烧室，高压
涡轮，低压涡轮，加力燃烧室，尾喷口几个部分。
其中的高压压气机、主燃烧室和高压涡轮三部分又被称为核心机。喷气发动机的主要流
程都是在核心机中完成，包括空气的压缩、燃烧、涡轮做功等。空气经进气道进入发动
机后，首先经过压气机，加压后的空气进入燃烧室，与燃料混合，点火燃烧，形成高温
气体，高温气体膨胀驱动涡轮工作，经过涡轮后的燃气通过喷管排出而产生推力。
核心机的主要特点是叶片比较短小，工作环境温度高、压力高、转速高、承受的应力大
，在使用中这部分的故障率多。因而采用的工艺复杂，材料昂贵，其研制成本和研制周
期在发动机研制中所占比重大，成为航空发动机研制中主要难点和关键技术最集中的部
分，也是航空发动机先进性和复杂性的集中体现。
流经外涵道和内涵道的空气流量之比称为涵道比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较
大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油
率大。内外涵道 |
p******y
发帖数: 3742 | 7 puppylsy在休息了10天之后，辛苦的写作了20分钟。 |
s********e
发帖数: 13723 | 8 高压压气机之前的那个齿轮是干什么的？
【在 p******y 的大作中提到】
: puppylsy在休息了10天之后，辛苦的写作了20分钟。
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p******y
发帖数: 3742 | |
p*********e
发帖数: 32207 | 10 应该是减速齿轮,我猜
低压压气机转速要低一些
【在 s********e 的大作中提到】
: 高压压气机之前的那个齿轮是干什么的？
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h****l
发帖数: 7290 | 11 哪里有齿轮？
【在 s********e 的大作中提到】
: 高压压气机之前的那个齿轮是干什么的？
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h****l
发帖数: 7290 | 12 表胡说
【在 p*********e 的大作中提到】
: 应该是减速齿轮,我猜
: 低压压气机转速要低一些
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h****l
发帖数: 7290 | 13 加油
【在 p******y 的大作中提到】
: 继续更新：
: 在正式讨论之前，让我们先来普及一下涡轮风扇发动机的基本知识。如图，是一台涡轮
: 风扇发动机的基本结构图。
: 一台涡轮风扇发动机包括了进气道，风扇，低压压气机，高压压气机，主燃烧室，高压
: 涡轮，低压涡轮，加力燃烧室，尾喷口几个部分。
: 其中的高压压气机、主燃烧室和高压涡轮三部分又被称为核心机。喷气发动机的主要流
: 程都是在核心机中完成，包括空气的压缩、燃烧、涡轮做功等。空气经进气道进入发动
: 机后，首先经过压气机，加压后的空气进入燃烧室，与燃料混合，点火燃烧，形成高温
: 气体，高温气体膨胀驱动涡轮工作，经过涡轮后的燃气通过喷管排出而产生推力。
: 核心机的主要特点是叶片比较短小，工作环境温度高、压力高、转速高、承受的应力大
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p******y
发帖数: 3742 | 14 已经上图了，确实是低压压气机（low pressure compressor） |
h****l
发帖数: 7290 | 15 可惜我只能telnet，看不见你上的图......
【在 p******y 的大作中提到】
: 已经上图了，确实是低压压气机（low pressure compressor）
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p*********e
发帖数: 32207 | 16 那个低压压气机跟高压压气机是相同转速的吗?
我记得以前看过一个涡扇的结构图,里面中间就有个减速机构
还以为这个也是这个情况
【在 h****l 的大作中提到】
: 表胡说
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p*********e
发帖数: 32207 | 17 两组风扇中间那儿,难道原文不是说的那里?
【在 h****l 的大作中提到】
: 哪里有齿轮？
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p******y
发帖数: 3742 | 18 老大有图么，我好想记得也有类似的东西，不是很肯定。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 那个低压压气机跟高压压气机是相同转速的吗?
: 我记得以前看过一个涡扇的结构图,里面中间就有个减速机构
: 还以为这个也是这个情况
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h****l
发帖数: 7290 | 19 不同转速，低压压气机由低压涡轮带动，转速低，轴套在核心机的轴里面。
不过不靠齿轮调节，靠气动自适应。更大转速差的才靠齿轮调节，比如涡桨和涡轴。
不过普惠正在做带齿轮减速器的风扇，据说还不错。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 那个低压压气机跟高压压气机是相同转速的吗?
: 我记得以前看过一个涡扇的结构图,里面中间就有个减速机构
: 还以为这个也是这个情况
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h****l
发帖数: 7290 | 20 我上不了web，telnet下看不到图，不知道是什么样的图。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 两组风扇中间那儿,难道原文不是说的那里?
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h****l
发帖数: 7290 | 21 要真是涡扇的话，就是普惠正在研究的那个吧。
【在 p******y 的大作中提到】
: 老大有图么，我好想记得也有类似的东西，不是很肯定。
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S**r
发帖数: 496 | 22 目前的大都是双转子吧，单转子的以前也不少，比如幻影2000的M53。
【在 h****l 的大作中提到】
: 不同转速，低压压气机由低压涡轮带动，转速低，轴套在核心机的轴里面。
: 不过不靠齿轮调节，靠气动自适应。更大转速差的才靠齿轮调节，比如涡桨和涡轴。
: 不过普惠正在做带齿轮减速器的风扇，据说还不错。
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p*********e
发帖数: 32207 | 23 嗯我前面笔误了,昨儿半夜估计是脑子不清楚,要写的是涡桨,结果写成涡扇了...
【在 h****l 的大作中提到】
: 不同转速，低压压气机由低压涡轮带动，转速低，轴套在核心机的轴里面。
: 不过不靠齿轮调节，靠气动自适应。更大转速差的才靠齿轮调节，比如涡桨和涡轴。
: 不过普惠正在做带齿轮减速器的风扇，据说还不错。
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p*********e
发帖数: 32207 | 24 顺便问一下,涡扇的风扇跟压气机中间是要减速齿轮或者其他减速机制的吧?
【在 h****l 的大作中提到】
: 不同转速，低压压气机由低压涡轮带动，转速低，轴套在核心机的轴里面。
: 不过不靠齿轮调节，靠气动自适应。更大转速差的才靠齿轮调节，比如涡桨和涡轴。
: 不过普惠正在做带齿轮减速器的风扇，据说还不错。
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e*c
发帖数: 395 | 25 一般都没有齿轮或者任何其它机械减速机制，普惠的Geared Turbofan有齿轮，现在叫
PW1000G。曾经有传言C919在考虑要用。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 顺便问一下,涡扇的风扇跟压气机中间是要减速齿轮或者其他减速机制的吧?
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p*********e
发帖数: 32207 | 26 那turbofan的fan的转速是跟哪个一致的呢?
低压/高压压气机的话看前面解释是两根轴各自由对应的涡轮驱动然后自然耦合
那么这个风扇是也有在燃烧室后面一个对应的涡轮驱动?还是怎样?
【在 e*c 的大作中提到】
: 一般都没有齿轮或者任何其它机械减速机制，普惠的Geared Turbofan有齿轮，现在叫
: PW1000G。曾经有传言C919在考虑要用。
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h****l
发帖数: 7290 | 27 哦，这样啊。我看不到图所以不明白。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 嗯我前面笔误了,昨儿半夜估计是脑子不清楚,要写的是涡桨,结果写成涡扇了...
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h****l
发帖数: 7290 | 28 军用低涵道比的发动机风扇就是低压压气机，直径小，所以不用减速。
民用大涵道比的发动机风扇直径大，转速不能太高，其后面还带几级增压级，
一般也和风扇同轴同转速，因此增压级没有充分发挥，压比不高，不过也没办法。
罗罗公司的三转子发动机就没这个问题，不过结构复杂。
只有最新的普惠的发动机采用齿轮减速，吹的很玄，不过GE就攻击其可靠性差，重量大。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 顺便问一下,涡扇的风扇跟压气机中间是要减速齿轮或者其他减速机制的吧?
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h****l
发帖数: 7290 | 29 嗯，关于这个普惠的人已经在中国游说了几年了。
【在 e*c 的大作中提到】
: 一般都没有齿轮或者任何其它机械减速机制，普惠的Geared Turbofan有齿轮，现在叫
: PW1000G。曾经有传言C919在考虑要用。
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h****l
发帖数: 7290 | 30 双转子的话，风扇和低压共轴
【在 p*********e 的大作中提到】
: 那turbofan的fan的转速是跟哪个一致的呢?
: 低压/高压压气机的话看前面解释是两根轴各自由对应的涡轮驱动然后自然耦合
: 那么这个风扇是也有在燃烧室后面一个对应的涡轮驱动?还是怎样?
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s****r
发帖数: 31686 | 31 增压级的一般工作原理是什么？ 是不是进口比出口面积大来镇压？
大。
【在 h****l 的大作中提到】
: 军用低涵道比的发动机风扇就是低压压气机，直径小，所以不用减速。
: 民用大涵道比的发动机风扇直径大，转速不能太高，其后面还带几级增压级，
: 一般也和风扇同轴同转速，因此增压级没有充分发挥，压比不高，不过也没办法。
: 罗罗公司的三转子发动机就没这个问题，不过结构复杂。
: 只有最新的普惠的发动机采用齿轮减速，吹的很玄，不过GE就攻击其可靠性差，重量大。
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s****r
发帖数: 31686 | 32 又请问， 那个增压转子的功能是什么？
【在 s****r 的大作中提到】
: 增压级的一般工作原理是什么？ 是不是进口比出口面积大来镇压？
:
: 大。
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p*********e
发帖数: 32207 | 33 基本上就是电风扇吹风的原理
【在 s****r 的大作中提到】
: 增压级的一般工作原理是什么？ 是不是进口比出口面积大来镇压？
:
: 大。
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s****r
发帖数: 31686 | 34 OK，就是说尽可能快的把一面的空气输送到另一边去
会不会产生一个风扇前的负压导致空气密度降低而输送不了足够的空气？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 基本上就是电风扇吹风的原理
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p*********e
发帖数: 32207 | 35 不是输送
你可以想象为你把电风扇接到一个封闭又比较结实不会坏的袋子然后吹风
袋子里的气压就要高于外界气压
这个压缩本质上是一样的道理
【在 s****r 的大作中提到】
: OK，就是说尽可能快的把一面的空气输送到另一边去
: 会不会产生一个风扇前的负压导致空气密度降低而输送不了足够的空气？
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s****r
发帖数: 31686 | 36 但是一个转子的本质是把气体从一边送到另外一边。 你的比喻里面假设供应段有无限的
常压气体
我现在有点明白就是为什么需要多级转子， 就是一级一级的提高压力（其实就是空气密
度）， 保证最后燃烧的时候单位时间烧掉最多的燃料和空气
【在 p*********e 的大作中提到】
: 不是输送
: 你可以想象为你把电风扇接到一个封闭又比较结实不会坏的袋子然后吹风
: 袋子里的气压就要高于外界气压
: 这个压缩本质上是一样的道理
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p*********e
发帖数: 32207 | 37 本质未见得是你说的这个
还是前面那个风扇往袋子里吹风的例子
如果风扇转速恒定,那袋子里压强达到一定程度之后净流入袋子的气体粗略看就是0了
这时候风扇的作用就是维持风扇两侧的压强差
说风扇本质上是个增压器或许更靠谱些
限的
气密
【在 s****r 的大作中提到】
: 但是一个转子的本质是把气体从一边送到另外一边。 你的比喻里面假设供应段有无限的
: 常压气体
: 我现在有点明白就是为什么需要多级转子， 就是一级一级的提高压力（其实就是空气密
: 度）， 保证最后燃烧的时候单位时间烧掉最多的燃料和空气
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s****r
发帖数: 31686 | 38 假设你输送速度超级快的话， 很可能你就把一边的压力降低的很多， 你就等于是stal
l了， 因为密度降低了
【在 p*********e 的大作中提到】
: 本质未见得是你说的这个
: 还是前面那个风扇往袋子里吹风的例子
: 如果风扇转速恒定,那袋子里压强达到一定程度之后净流入袋子的气体粗略看就是0了
: 这时候风扇的作用就是维持风扇两侧的压强差
: 说风扇本质上是个增压器或许更靠谱些
:
: 限的
: 气密
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p*********e
发帖数: 32207 | 39 你这种情况就是所谓喘振啊
stal
【在 s****r 的大作中提到】
: 假设你输送速度超级快的话， 很可能你就把一边的压力降低的很多， 你就等于是stal
: l了， 因为密度降低了
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s****r
发帖数: 31686 | 40 那么在飞机需要很大推力又在高空空气稀薄的时候， 多级增压似乎是必然， 要不就等
把开口扩大， 出口弄小， 是不是就是所谓大喊道比？ 这样增压级可以减少很多
【在 p*********e 的大作中提到】
: 你这种情况就是所谓喘振啊
:
: stal
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p*********e
发帖数: 32207 | 41 函道比跟这个不是一码事
说的是涡扇发动机外涵道跟内涵道的流量比
你可以google bypass ratio wiki看一下
【在 s****r 的大作中提到】
: 那么在飞机需要很大推力又在高空空气稀薄的时候， 多级增压似乎是必然， 要不就等
: 把开口扩大， 出口弄小， 是不是就是所谓大喊道比？ 这样增压级可以减少很多
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s****r
发帖数: 31686 | 42 OK， 不管这个定义吧
有一条必须保证把， 单位时间进入的流量等于流出的流量吧， 如果一边大一边小， 压
力必然身高吧？
至于这个涵道比的概念， 是怎么运用的？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 函道比跟这个不是一码事
: 说的是涡扇发动机外涵道跟内涵道的流量比
: 你可以google bypass ratio wiki看一下
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p*********e
发帖数: 32207 | 43 你说的是进入哪儿的等于流出哪儿的?流量指的是什么?mass flow rate?
如果你说的是compressor两端,那么虽然mass flow rate守恒
但两边的压强差仍然是一直保持的
我觉得你直接把wiki turbojet/turbofan的词条通读一下,比这么一个一个问效果好多了
压
【在 s****r 的大作中提到】
: OK， 不管这个定义吧
: 有一条必须保证把， 单位时间进入的流量等于流出的流量吧， 如果一边大一边小， 压
: 力必然身高吧？
: 至于这个涵道比的概念， 是怎么运用的？
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s****r
发帖数: 31686 | 44 个转子前和转子后的两个某个很切面的流量啊
其实你说的和我说的一个东西啊， 气体的密度就是压强的另外一个表现形式
多了
【在 p*********e 的大作中提到】
: 你说的是进入哪儿的等于流出哪儿的?流量指的是什么?mass flow rate?
: 如果你说的是compressor两端,那么虽然mass flow rate守恒
: 但两边的压强差仍然是一直保持的
: 我觉得你直接把wiki turbojet/turbofan的词条通读一下,比这么一个一个问效果好多了
:
: 压
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T****r
发帖数: 22092 | 45 想起某人说，涡桨发动机其实就是无限涵道比发动机。
我以前一直比较迷惑于，涡桨发动机和螺旋桨发动机的驱动差别，涡桨发动机驱动
其实也是靠一部分高温高压喷发么？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 函道比跟这个不是一码事
: 说的是涡扇发动机外涵道跟内涵道的流量比
: 你可以google bypass ratio wiki看一下
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s****r
发帖数: 31686 | 46 螺旋桨靠的是内燃机， 活塞式的
涡桨的话还是靠的涡轮机， 类似沃喷
【在 T****r 的大作中提到】
: 想起某人说，涡桨发动机其实就是无限涵道比发动机。
: 我以前一直比较迷惑于，涡桨发动机和螺旋桨发动机的驱动差别，涡桨发动机驱动
: 其实也是靠一部分高温高压喷发么？
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p*********e
发帖数: 32207 | 47 涡桨的话全部的驱动力都来自螺旋桨吧
那个排气甚至都不是向后方的
涡桨是螺旋桨发动机的一种,我想你说的是跟活塞螺旋桨发动机相比?
【在 T****r 的大作中提到】
: 想起某人说，涡桨发动机其实就是无限涵道比发动机。
: 我以前一直比较迷惑于，涡桨发动机和螺旋桨发动机的驱动差别，涡桨发动机驱动
: 其实也是靠一部分高温高压喷发么？
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w*******g
发帖数: 9932 | 48 他是想说涡桨和涡扇都是靠涡轮带动的. 不过一个靠桨叶一个靠喷气而已
【在 p*********e 的大作中提到】
: 涡桨的话全部的驱动力都来自螺旋桨吧
: 那个排气甚至都不是向后方的
: 涡桨是螺旋桨发动机的一种,我想你说的是跟活塞螺旋桨发动机相比?
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T****r
发帖数: 22092 | 49 我说的不是内部结构，我是说的驱动方式。
螺旋桨应该主要是靠桨叶驱动空气拉动飞机前行的吧，
涡喷和涡扇主要是靠喷气方式驱动的吧。
涡桨呢？
是不是驱动方式主要是靠桨叶驱动空气？或者同样有一大部分喷气驱动？
【在 s****r 的大作中提到】
: 螺旋桨靠的是内燃机， 活塞式的
: 涡桨的话还是靠的涡轮机， 类似沃喷
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T****r
发帖数: 22092 | 50 对对对，我说的就是这个。
如果涡桨的排气不是向后方的，那“无限涵道比”一说应该是很不科学的。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 涡桨的话全部的驱动力都来自螺旋桨吧
: 那个排气甚至都不是向后方的
: 涡桨是螺旋桨发动机的一种,我想你说的是跟活塞螺旋桨发动机相比?
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s****r
发帖数: 31686 | 51 分特， 螺旋桨靠大桨叶往后扇空气
喷气式（包括沃喷涡扇冲压）靠喷气
【在 T****r 的大作中提到】
: 我说的不是内部结构，我是说的驱动方式。
: 螺旋桨应该主要是靠桨叶驱动空气拉动飞机前行的吧，
: 涡喷和涡扇主要是靠喷气方式驱动的吧。
: 涡桨呢？
: 是不是驱动方式主要是靠桨叶驱动空气？或者同样有一大部分喷气驱动？
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s****r
发帖数: 31686 | 52 涡桨排气只是工作废气而已， 不是推动飞机前进的工质
【在 T****r 的大作中提到】
: 对对对，我说的就是这个。
: 如果涡桨的排气不是向后方的，那“无限涵道比”一说应该是很不科学的。
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T****r
发帖数: 22092 | 53 嗯，我的意思就是想问这个的
【在 s****r 的大作中提到】
: 分特， 螺旋桨靠大桨叶往后扇空气
: 喷气式（包括沃喷涡扇冲压）靠喷气
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T****r
发帖数: 22092 | 54 所以那个涵道比跟涡桨应该是没有什么联系对不对？
【在 s****r 的大作中提到】
: 涡桨排气只是工作废气而已， 不是推动飞机前进的工质
|
p*********e
发帖数: 32207 | 55 至少典型的涡桨发动机跟传统活塞螺旋桨驱动一样,都是靠螺旋桨对空气作用取得动力
不同之处只在于涡桨发动机螺旋桨的动力来源是压缩机/涡轮所在的轴
(经过减速齿轮变速之后)
如果你观察一下涡桨发动机,你会发现排气口都不是冲着机身后面的
涡喷跟涡扇是完全靠喷气,不过涡扇的外涵道部分粗略可以看成是有涵道的螺旋桨
另外一个变种涡轮轴发动机则变化更大些
是在涡轮后面再加一个做工涡轮,相当于是涡喷发动机的喷气用来吹这个涡轮
涡轮旋转输出轴马力
【在 T****r 的大作中提到】
: 我说的不是内部结构，我是说的驱动方式。
: 螺旋桨应该主要是靠桨叶驱动空气拉动飞机前行的吧，
: 涡喷和涡扇主要是靠喷气方式驱动的吧。
: 涡桨呢？
: 是不是驱动方式主要是靠桨叶驱动空气？或者同样有一大部分喷气驱动？
|
p*********e
发帖数: 32207 | 56 函道比的定义是外/内涵道空气mass flow rate的比值
涡桨的话没有外涵道,那如果抠定义来说外涵道的空气流量就是无穷大了
从这个意义上说涡桨是无限函道比也还好了:)
【在 T****r 的大作中提到】
: 对对对，我说的就是这个。
: 如果涡桨的排气不是向后方的，那“无限涵道比”一说应该是很不科学的。
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s****r
发帖数: 31686 | 57 我觉得涵道比是个概念， 看你应用在什么地方。 指明你的应用地方并指明你比较的变
量， 还是有意义的
【在 T****r 的大作中提到】
: 所以那个涵道比跟涡桨应该是没有什么联系对不对？
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T****r
发帖数: 22092 | 58 这就理解清楚得多了
【在 p*********e 的大作中提到】
: 至少典型的涡桨发动机跟传统活塞螺旋桨驱动一样,都是靠螺旋桨对空气作用取得动力
: 不同之处只在于涡桨发动机螺旋桨的动力来源是压缩机/涡轮所在的轴
: (经过减速齿轮变速之后)
: 如果你观察一下涡桨发动机,你会发现排气口都不是冲着机身后面的
: 涡喷跟涡扇是完全靠喷气,不过涡扇的外涵道部分粗略可以看成是有涵道的螺旋桨
: 另外一个变种涡轮轴发动机则变化更大些
: 是在涡轮后面再加一个做工涡轮,相当于是涡喷发动机的喷气用来吹这个涡轮
: 涡轮旋转输出轴马力
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T****r
发帖数: 22092 | 59 涡桨有内涵道么？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 函道比的定义是外/内涵道空气mass flow rate的比值
: 涡桨的话没有外涵道,那如果抠定义来说外涵道的空气流量就是无穷大了
: 从这个意义上说涡桨是无限函道比也还好了:)
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p*********e
发帖数: 32207 | 60 "
The term bypass ratio (BPR) relates to the design of turbofan engines,
commonly
used in aviation. It is defined as the ratio between the mass flow rate
of air drawn in by the fan but bypassing the engine core to the mass flow
rate passing through the engine core.
"
http://en.wikipedia.org/wiki/Bypass_ratio
【在 s****r 的大作中提到】
: 我觉得涵道比是个概念， 看你应用在什么地方。 指明你的应用地方并指明你比较的变
: 量， 还是有意义的
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s****r
发帖数: 31686 | 61 等于是额外的推力？
【在 p*********e 的大作中提到】
: "
: The term bypass ratio (BPR) relates to the design of turbofan engines,
: commonly
: used in aviation. It is defined as the ratio between the mass flow rate
: of air drawn in by the fan but bypassing the engine core to the mass flow
: rate passing through the engine core.
: "
: http://en.wikipedia.org/wiki/Bypass_ratio
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T****r
发帖数: 22092 | 62 如果把涡扇做得越来越粗，外涵道做得越来越大，是不是就直接变成涡桨了？那感
觉也不太对。
涡扇发动机最前边的扇叶本来应该是算是初级压缩机的吧。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 函道比的定义是外/内涵道空气mass flow rate的比值
: 涡桨的话没有外涵道,那如果抠定义来说外涵道的空气流量就是无穷大了
: 从这个意义上说涡桨是无限函道比也还好了:)
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p*********e
发帖数: 32207 | 63 当然有了,不然压缩-燃烧-驱动涡轮这些在哪儿实现嘛:D
粗略的看你可以把涡桨发动机看成是一个函道比非常高,把外涵道拆掉,
把风扇换成螺旋桨的涡扇发动机
函道比的另一个意义就是它跟推力的多少是通过外涵道喷气,
多少通过内涵道喷气取得直接相关
涡扇发动机的进气跟燃油混合燃烧膨胀之后,向后喷出,经过涡轮时驱动涡轮,
之后再通过喷口喷出提供推力
而涡轮是跟压缩机和风扇同轴的(如前讨论,可能是多转子,
也即是低压压气机+风扇和高压压气机各自同对应的涡轮同轴)
那么也就是说,这个燃气膨胀做工的输出分三个部分,
1.驱动压缩机对进气增压,
2.驱动风扇向后吹风,其中进入外涵道的部分直接变为向后的推力
而进入内涵道的部分被逐级增压之后跟燃油混合燃烧
3.直接从喷口喷出形成推力
上述2/3都形成喷气推力
而函道比则直接关系到通过2/3途径产生的推力的比例
涡桨发动机则可以粗略看成是函道比极大的情况
此时3直接消失,所有的推力由2实现
而风扇则直接变为此情况下效率更高的螺旋桨,外涵道也被取消.
【在 T****r 的大作中提到】
: 涡桨有内涵道么？
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p*********e
发帖数: 32207 | 64 不能说是额外的推力,因为你加了这个风扇之后,燃气要驱动风扇
那么直接向后喷气的输出就减小了
增加外涵道是否会使得实际的总推力或者效率提高就要看具体的工况
【在 s****r 的大作中提到】
: 等于是额外的推力？
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w*******g
发帖数: 9932 | 65 agreed. Good analysis
【在 p*********e 的大作中提到】
: 当然有了,不然压缩-燃烧-驱动涡轮这些在哪儿实现嘛:D
: 粗略的看你可以把涡桨发动机看成是一个函道比非常高,把外涵道拆掉,
: 把风扇换成螺旋桨的涡扇发动机
: 函道比的另一个意义就是它跟推力的多少是通过外涵道喷气,
: 多少通过内涵道喷气取得直接相关
: 涡扇发动机的进气跟燃油混合燃烧膨胀之后,向后喷出,经过涡轮时驱动涡轮,
: 之后再通过喷口喷出提供推力
: 而涡轮是跟压缩机和风扇同轴的(如前讨论,可能是多转子,
: 也即是低压压气机+风扇和高压压气机各自同对应的涡轮同轴)
: 那么也就是说,这个燃气膨胀做工的输出分三个部分,
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p*********e
发帖数: 32207 | 66 没错,函道比提高到极限去掉外涵道把风扇换成螺旋桨
那就变成涡桨了:D
涡扇发动机的风扇有压缩功能,但这并不是它的主要目的
近期压缩的主力还是多级压缩机
【在 T****r 的大作中提到】
: 如果把涡扇做得越来越粗，外涵道做得越来越大，是不是就直接变成涡桨了？那感
: 觉也不太对。
: 涡扇发动机最前边的扇叶本来应该是算是初级压缩机的吧。
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s****r
发帖数: 31686 | 67 为什么涡扇比沃喷强大？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 没错,函道比提高到极限去掉外涵道把风扇换成螺旋桨
: 那就变成涡桨了:D
: 涡扇发动机的风扇有压缩功能,但这并不是它的主要目的
: 近期压缩的主力还是多级压缩机
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r****r
发帖数: 755 | |
p*********e
发帖数: 32207 | 69 这个完全要看你具体工况如何
在某些任务上涡扇未必比涡喷强大
涡扇相对涡喷最大的优势是在燃油经济性上
亚音速下达到同样的推力涡扇要省油很多
但如果到超音速阶段,外涵道的推进效率降低
粗略的说,速度越高,涡扇反而越有劣势
【在 s****r 的大作中提到】
: 为什么涡扇比沃喷强大？
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h****l
发帖数: 7290 | 70 增压级和普通轴流压气机没什么区别，靠动叶做功来增压。
如果没有运动部件，单纯管道的话，横截面越小压力越低。
【在 s****r 的大作中提到】
: 增压级的一般工作原理是什么？ 是不是进口比出口面积大来镇压？
:
: 大。
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h****l
发帖数: 7290 | 71 增压
【在 s****r 的大作中提到】
: 又请问， 那个增压转子的功能是什么？
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h****l
发帖数: 7290 | 72 也不完全是，电风扇更类似于螺旋浆，气流增加的是速度，
而气流通过压气机增加的是压力，速度降低。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 基本上就是电风扇吹风的原理
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h****l
发帖数: 7290 | 73 密度与温度、压强和气体分子量相关
【在 s****r 的大作中提到】
: 个转子前和转子后的两个某个很切面的流量啊
: 其实你说的和我说的一个东西啊， 气体的密度就是压强的另外一个表现形式
:
: 多了
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h****l
发帖数: 7290 | 74 无论涡扇，涡喷，涡桨，主要的推力都是作用在叶片上的。
【在 T****r 的大作中提到】
: 我说的不是内部结构，我是说的驱动方式。
: 螺旋桨应该主要是靠桨叶驱动空气拉动飞机前行的吧，
: 涡喷和涡扇主要是靠喷气方式驱动的吧。
: 涡桨呢？
: 是不是驱动方式主要是靠桨叶驱动空气？或者同样有一大部分喷气驱动？
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h****l
发帖数: 7290 | 75 有，进燃烧室的就是
【在 T****r 的大作中提到】
: 涡桨有内涵道么？
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h****l
发帖数: 7290 | 76 你是学发动机的吗？这么门儿清？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 至少典型的涡桨发动机跟传统活塞螺旋桨驱动一样,都是靠螺旋桨对空气作用取得动力
: 不同之处只在于涡桨发动机螺旋桨的动力来源是压缩机/涡轮所在的轴
: (经过减速齿轮变速之后)
: 如果你观察一下涡桨发动机,你会发现排气口都不是冲着机身后面的
: 涡喷跟涡扇是完全靠喷气,不过涡扇的外涵道部分粗略可以看成是有涵道的螺旋桨
: 另外一个变种涡轮轴发动机则变化更大些
: 是在涡轮后面再加一个做工涡轮,相当于是涡喷发动机的喷气用来吹这个涡轮
: 涡轮旋转输出轴马力
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s********e
发帖数: 13723 | 77 你是么，小鱼？
【在 h****l 的大作中提到】
: 你是学发动机的吗？这么门儿清？
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T****r
发帖数: 22092 | 78 涡喷也是？？
【在 h****l 的大作中提到】
: 无论涡扇，涡喷，涡桨，主要的推力都是作用在叶片上的。
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p*********e
发帖数: 32207 | 79 本科学物理的,业余爱好:D
【在 h****l 的大作中提到】
: 你是学发动机的吗？这么门儿清？
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p*********e
发帖数: 32207 | 80 小函道比的涡扇跟涡喷的话,为什么主要推力也是作用在叶片上的呢?
这个叶片是指哪个叶片?
顺便问一下,一个典型的涡喷机,混合汽燃烧膨胀后做的功,驱动涡轮(压缩机)
跟以喷气形式输出的推力,各自大概是多大的比例呢?
【在 h****l 的大作中提到】
: 无论涡扇，涡喷，涡桨，主要的推力都是作用在叶片上的。
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h****l
发帖数: 7290 | 81 en
【在 s********e 的大作中提到】
: 你是么，小鱼？
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h****l
发帖数: 7290 | 82 en
【在 T****r 的大作中提到】
: 涡喷也是？？
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h****l
发帖数: 7290 | 83 oh
【在 p*********e 的大作中提到】
: 本科学物理的,业余爱好:D
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h****l
发帖数: 7290 | 84 compressor's blades.
typically, for turbojet
if the force forward is 100%
50% on compressor
30% on combustion chamber
20% on nozzle
while 50% on turbine, but backwards.
so 50% of the forward force forms thrust.
【在 p*********e 的大作中提到】
: 小函道比的涡扇跟涡喷的话,为什么主要推力也是作用在叶片上的呢?
: 这个叶片是指哪个叶片?
: 顺便问一下,一个典型的涡喷机,混合汽燃烧膨胀后做的功,驱动涡轮(压缩机)
: 跟以喷气形式输出的推力,各自大概是多大的比例呢?
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p*********e
发帖数: 32207 | 85 专业啊!
【在 h****l 的大作中提到】
: compressor's blades.
: typically, for turbojet
: if the force forward is 100%
: 50% on compressor
: 30% on combustion chamber
: 20% on nozzle
: while 50% on turbine, but backwards.
: so 50% of the forward force forms thrust.
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s****r
发帖数: 31686 | 86 这个太细了， 俺们军迷没必要掌握这么细
【在 h****l 的大作中提到】
: compressor's blades.
: typically, for turbojet
: if the force forward is 100%
: 50% on compressor
: 30% on combustion chamber
: 20% on nozzle
: while 50% on turbine, but backwards.
: so 50% of the forward force forms thrust.
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s****r
发帖数: 31686 | 87 嗯， 压缩机不是在发动机的前端么 有点晕啊
【在 h****l 的大作中提到】
: compressor's blades.
: typically, for turbojet
: if the force forward is 100%
: 50% on compressor
: 30% on combustion chamber
: 20% on nozzle
: while 50% on turbine, but backwards.
: so 50% of the forward force forms thrust.
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s****r
发帖数: 31686 | 88 是的， 我就那个意思， 不专业
【在 h****l 的大作中提到】
: 密度与温度、压强和气体分子量相关
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s****r
发帖数: 31686 | 89 具体如何增压？
打比方， 在一个密闭空间， 你告诉选择一个叶片， 会增压么？
【在 h****l 的大作中提到】
: 增压级和普通轴流压气机没什么区别，靠动叶做功来增压。
: 如果没有运动部件，单纯管道的话，横截面越小压力越低。
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s****r
发帖数: 31686 | 90 不是告诉选择
是高速旋转， typo
【在 s****r 的大作中提到】
: 具体如何增压？
: 打比方， 在一个密闭空间， 你告诉选择一个叶片， 会增压么？
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p*********e
发帖数: 32207 | 91 还有点儿没弄明白
这个force forward指的是什么?向前的作用力?
你的意思是说燃烧室里混合汽燃烧膨胀之后,
向前的作用力有50%作用在高压压气机(燃烧室之前),30%作用在燃烧室的壁上
然后20%作用在喷嘴上?
那后面的50% on turbine是指全部作用力的一半是向后的,
全部作用在turbine上从而驱动compressor?
然后形成thrust的是chamber+nozzle的部分?
【在 h****l 的大作中提到】
: compressor's blades.
: typically, for turbojet
: if the force forward is 100%
: 50% on compressor
: 30% on combustion chamber
: 20% on nozzle
: while 50% on turbine, but backwards.
: so 50% of the forward force forms thrust.
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s****r
发帖数: 31686 | 92 我觉得他的向前作用力就是反推
【在 p*********e 的大作中提到】
: 还有点儿没弄明白
: 这个force forward指的是什么?向前的作用力?
: 你的意思是说燃烧室里混合汽燃烧膨胀之后,
: 向前的作用力有50%作用在高压压气机(燃烧室之前),30%作用在燃烧室的壁上
: 然后20%作用在喷嘴上?
: 那后面的50% on turbine是指全部作用力的一半是向后的,
: 全部作用在turbine上从而驱动compressor?
: 然后形成thrust的是chamber+nozzle的部分?
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p*********e
发帖数: 32207 | 93 我又看了一下turbojet的示意图:
http://en.wikipedia.org/wiki/File:Jet_engine.svg
你说的nozzle是图中空气从高压压气机出来进入燃烧室那个nozzle吗?
如果是那样的话我大概能理解了
【在 p*********e 的大作中提到】
: 还有点儿没弄明白
: 这个force forward指的是什么?向前的作用力?
: 你的意思是说燃烧室里混合汽燃烧膨胀之后,
: 向前的作用力有50%作用在高压压气机(燃烧室之前),30%作用在燃烧室的壁上
: 然后20%作用在喷嘴上?
: 那后面的50% on turbine是指全部作用力的一半是向后的,
: 全部作用在turbine上从而驱动compressor?
: 然后形成thrust的是chamber+nozzle的部分?
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s****r
发帖数: 31686 | 94 进入燃烧室后， 燃烧膨胀， 是不是对前后左右各个方向都产生压力？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 我又看了一下turbojet的示意图:
: http://en.wikipedia.org/wiki/File:Jet_engine.svg
: 你说的nozzle是图中空气从高压压气机出来进入燃烧室那个nozzle吗?
: 如果是那样的话我大概能理解了
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p*********e
发帖数: 32207 | 95 对
【在 s****r 的大作中提到】
: 进入燃烧室后， 燃烧膨胀， 是不是对前后左右各个方向都产生压力？
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s****r
发帖数: 31686 | 96 但是我觉得这里的概念还有点yun
一方面发动机本身以飞行速度前进， 另一方面燃烧膨胀的速度， 有个相对运动的问题
， 不知道这个压力这么计算。 还是说可以忽略掉这个相对运动？
【在 p*********e 的大作中提到】
: 对
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p*********e
发帖数: 32207 | 97 如果说nozzle就是指喷嘴的话,比较难以理解为什么对nozzle的作用力是向前的:(
【在 p*********e 的大作中提到】
: 还有点儿没弄明白
: 这个force forward指的是什么?向前的作用力?
: 你的意思是说燃烧室里混合汽燃烧膨胀之后,
: 向前的作用力有50%作用在高压压气机(燃烧室之前),30%作用在燃烧室的壁上
: 然后20%作用在喷嘴上?
: 那后面的50% on turbine是指全部作用力的一半是向后的,
: 全部作用在turbine上从而驱动compressor?
: 然后形成thrust的是chamber+nozzle的部分?
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p*********e
发帖数: 32207 | 98 http://en.wikipedia.org/wiki/Turbojet#Net_thrust
【在 s****r 的大作中提到】
: 但是我觉得这里的概念还有点yun
: 一方面发动机本身以飞行速度前进， 另一方面燃烧膨胀的速度， 有个相对运动的问题
: ， 不知道这个压力这么计算。 还是说可以忽略掉这个相对运动？
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s****r
发帖数: 31686 | |
s****r
发帖数: 31686 | 100 震惊了， 居然也是一喷一喷的， 跟汽车发动机一样
【在 p*********e 的大作中提到】
: http://en.wikipedia.org/wiki/Turbojet#Net_thrust
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h****l
发帖数: 7290 | 101 你们都喜欢粗的？
【在 s****r 的大作中提到】
: 这个太细了， 俺们军迷没必要掌握这么细
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h****l
发帖数: 7290 | 102 密闭空间=体积不变=密度不变。
要想增压，只有加温才行。
如果里面有叶片拼命运动，可以增加气体温度，也可以增压，呵呵
压气机不是密闭空间，和活塞增压原理不同，靠的是减速增压。
至于速度则来自叶片力。
【在 s****r 的大作中提到】
: 具体如何增压？
: 打比方， 在一个密闭空间， 你告诉选择一个叶片， 会增压么？
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h****l
发帖数: 7290 | 103 嗯，是向前的作用力的意思。中午用简单telnet没有中文，只好用英文瞎写。
压气机上的力与燃烧室无关，是自身与气体的作用力，叶片推动气体向后运动，
气体自然给叶片向前的作用力，从整体上看来，出口压力比进口大，所以推力向前。
同理，涡轮的进口压力比出口大，所以作用力向后。
至于燃烧室，因为出口的开口大，气体以高速喷向涡轮，类似于气球放气，所以
燃烧室上作用着很大的向前的力。
早期的喷嘴是收缩的，内壁压力大于外壁，所以壁面上的作用力自然是向后的。
而涡轮后有一个内锥，作用在这个锥上的力则是向前的。总体来说一般是向前的作用力。
现在的喷口是收缩扩张的，所以尾喷管上的向前的作用力要更大一些。
涡轮的力合压气机的力一般差不多抵消，它们连在一根轴上，如果不抵消的话，没有
轴承可以承受这么大的轴向力的，不过也不能完全抵消，要留一定的向前的力，以
保证轴承的轴向力不致为零或者反向。因为轴向力为零会出现打滑烧轴承，反向则
不符合轴承受力方向。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 还有点儿没弄明白
: 这个force forward指的是什么?向前的作用力?
: 你的意思是说燃烧室里混合汽燃烧膨胀之后,
: 向前的作用力有50%作用在高压压气机(燃烧室之前),30%作用在燃烧室的壁上
: 然后20%作用在喷嘴上?
: 那后面的50% on turbine是指全部作用力的一半是向后的,
: 全部作用在turbine上从而驱动compressor?
: 然后形成thrust的是chamber+nozzle的部分?
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h****l
发帖数: 7290 | 104 胡说，反推是向后的作用力。
【在 s****r 的大作中提到】
: 我觉得他的向前作用力就是反推
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h****l
发帖数: 7290 | 105 不是，那部分较扩压器，diffuser
nozzle是涡轮后的那部分，你给的图里面的exhaust部分。
包括喷管和内锥。
【在 p*********e 的大作中提到】
: 我又看了一下turbojet的示意图:
: http://en.wikipedia.org/wiki/File:Jet_engine.svg
: 你说的nozzle是图中空气从高压压气机出来进入燃烧室那个nozzle吗?
: 如果是那样的话我大概能理解了
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h****l
发帖数: 7290 | 106 嗯，不过后面洞大，所以净作用力向前。
【在 s****r 的大作中提到】
: 进入燃烧室后， 燃烧膨胀， 是不是对前后左右各个方向都产生压力？
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h****l
发帖数: 7290 | 107 压力本身与速度无关，不过感受的压力可能是气流的静压或者是总压或者介于两者之间。
你迎着风站感觉前胸压力比后被大，是因为你阻碍了气流流动，前胸感受到的压力有
一部分是速度转化来的。
【在 s****r 的大作中提到】
: 但是我觉得这里的概念还有点yun
: 一方面发动机本身以飞行速度前进， 另一方面燃烧膨胀的速度， 有个相对运动的问题
: ， 不知道这个压力这么计算。 还是说可以忽略掉这个相对运动？
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h****l
发帖数: 7290 | 108 as I said
有内锥，并且现在的喷管都是收缩扩张的，不是图中所示收缩的 :)
【在 p*********e 的大作中提到】
: 如果说nozzle就是指喷嘴的话,比较难以理解为什么对nozzle的作用力是向前的:(
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h****l
发帖数: 7290 | 109 是连续的
【在 s****r 的大作中提到】
: 震惊了， 居然也是一喷一喷的， 跟汽车发动机一样
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p*********e
发帖数: 32207 | 110 收到!
这下明白多了:)
力。
【在 h****l 的大作中提到】
: 嗯，是向前的作用力的意思。中午用简单telnet没有中文，只好用英文瞎写。
: 压气机上的力与燃烧室无关，是自身与气体的作用力，叶片推动气体向后运动，
: 气体自然给叶片向前的作用力，从整体上看来，出口压力比进口大，所以推力向前。
: 同理，涡轮的进口压力比出口大，所以作用力向后。
: 至于燃烧室，因为出口的开口大，气体以高速喷向涡轮，类似于气球放气，所以
: 燃烧室上作用着很大的向前的力。
: 早期的喷嘴是收缩的，内壁压力大于外壁，所以壁面上的作用力自然是向后的。
: 而涡轮后有一个内锥，作用在这个锥上的力则是向前的。总体来说一般是向前的作用力。
: 现在的喷口是收缩扩张的，所以尾喷管上的向前的作用力要更大一些。
: 涡轮的力合压气机的力一般差不多抵消，它们连在一根轴上，如果不抵消的话，没有
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p*********e
发帖数: 32207 | 111 收到:)
【在 h****l 的大作中提到】
: as I said
: 有内锥，并且现在的喷管都是收缩扩张的，不是图中所示收缩的 :)
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p******y
发帖数: 3742 | 112 世界上第一款投入实用的三代军用大推力涡扇发动机，是美国普惠公司的F100-PW-100
，于1973年设计定型。它是世界上第一款推重比达到8等级的军用发动机。单台发动机
最大加力推力106.13千牛(约23900lb)。
时光回到20世纪60年代末期，苏联陆续服役的新型战斗机不但在数量上和性能上都逐渐
逼近美军。使得美国空军如坐针毡。不得不着手发展新一代空中优势战斗机。而随着
1969年底麦道公司在美国军方的下一代战斗机中竞标成功（XF-15），与之相应的先进
涡扇发动机计划也在1970年尘埃落定，普惠在同通用公司的竞争中成为最后的胜利者，
被美国军方选为新一代军用涡扇发动机的制造厂商。（空军编号F100,海军编号F401）
但当时目光短浅的美国海军在花费了3亿美元之后放弃了为F-14换装发动机的计划。毕
竟美国海军面对的空中压力，并没有美国空军在1970年大。而F-14换装三代军用大
推(通用公司的F110)，要等到1987年了。
为了满足美国军方提出的性能要求，普惠公司选取了高涡轮前温度，高增压比，以及低
涵道比的循环热力参数。大量使用新材料技术，配合先进工艺。比如钛合金部件占到整 |
b******n
发帖数: 255 | |
b*******r
发帖数: 6655 | 114 麻烦你再看一下你写的？？
力。
【在 h****l 的大作中提到】
: 是连续的
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p******y
发帖数: 3742 | 115 很不错，学习了。
力。
【在 h****l 的大作中提到】
: 嗯，是向前的作用力的意思。中午用简单telnet没有中文，只好用英文瞎写。
: 压气机上的力与燃烧室无关，是自身与气体的作用力，叶片推动气体向后运动，
: 气体自然给叶片向前的作用力，从整体上看来，出口压力比进口大，所以推力向前。
: 同理，涡轮的进口压力比出口大，所以作用力向后。
: 至于燃烧室，因为出口的开口大，气体以高速喷向涡轮，类似于气球放气，所以
: 燃烧室上作用着很大的向前的力。
: 早期的喷嘴是收缩的，内壁压力大于外壁，所以壁面上的作用力自然是向后的。
: 而涡轮后有一个内锥，作用在这个锥上的力则是向前的。总体来说一般是向前的作用力。
: 现在的喷口是收缩扩张的，所以尾喷管上的向前的作用力要更大一些。
: 涡轮的力合压气机的力一般差不多抵消，它们连在一根轴上，如果不抵消的话，没有
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h****l
发帖数: 7290 | 116 where is the problem?
【在 b*******r 的大作中提到】
: 麻烦你再看一下你写的？？
:
: 力。
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b*******r
发帖数: 6655 | 117 内锥和喷管是一个部件吗?
【在 h****l 的大作中提到】
: where is the problem?
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h****l
发帖数: 7290 | 118 在航发的术语里面，尾喷管不是一个管，而是一个部件。
尾喷管包含内锥，因为这个内锥是用支板支撑在尾喷管上的，而不是和涡轮一起转的。
一般加力燃烧的火焰稳定器也就安装在内锥与喷管之间的支板上。
【在 b*******r 的大作中提到】
: 内锥和喷管是一个部件吗?
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b*******r
发帖数: 6655 | 119 我们是讨论一般发动机原理，不是搞具体产品受力分析。内锥和喷管起完全不同的作用
，并不是必要组成部分，也不一定支撑在尾喷管上，更不是所有的喷气发动机都有内锥，
【在 h****l 的大作中提到】
: 在航发的术语里面，尾喷管不是一个管，而是一个部件。
: 尾喷管包含内锥，因为这个内锥是用支板支撑在尾喷管上的，而不是和涡轮一起转的。
: 一般加力燃烧的火焰稳定器也就安装在内锥与喷管之间的支板上。
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p*********e
发帖数: 32207 | 120 举个现代在生产的涡喷/涡扇没有内锥的例子吧
还有有内锥但不支撑着尾喷管的例子
锥，
【在 b*******r 的大作中提到】
: 我们是讨论一般发动机原理，不是搞具体产品受力分析。内锥和喷管起完全不同的作用
: ，并不是必要组成部分，也不一定支撑在尾喷管上，更不是所有的喷气发动机都有内锥，
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b*******r
发帖数: 6655 | 121 除了涡喷/涡扇， 还有其它喷气发动机
后者就不需要了举例了吧，中间有加力，
【在 p*********e 的大作中提到】
: 举个现代在生产的涡喷/涡扇没有内锥的例子吧
: 还有有内锥但不支撑着尾喷管的例子
:
: 锥，
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h****l
发帖数: 7290 | 122 as you wish
锥，
【在 b*******r 的大作中提到】
: 我们是讨论一般发动机原理，不是搞具体产品受力分析。内锥和喷管起完全不同的作用
: ，并不是必要组成部分，也不一定支撑在尾喷管上，更不是所有的喷气发动机都有内锥，
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p******y
发帖数: 3742 | |
w*******g
发帖数: 9932 | 124 wow. 清洗无码内窥大图啊.
【在 p******y 的大作中提到】
: 上无码清晰大图。
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h****l
发帖数: 7290 | 125 还是你专业
【在 p******y 的大作中提到】
: 上无码清晰大图。
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p******y
发帖数: 3742 | |
p******y
发帖数: 3742 | 127 GE的竞争产品--F110：
当普惠公司如愿以偿的获得三代军用航空涡扇发动机的合同之时，GE却在发动机的竞争
中再遭败绩，当时GE仅有的大型发动机研制项目就是为B-1战略轰炸机配套的F101工程
。然而当F101准备投入批量生产之际，厄运再次降临——1977年6月卡特政府决定取消B
-1A项目。所幸的是军方在后续工程发展计划的名义下继续支持该发动机项目的进行，
保住了这一款来之不易的型号。
F101后续项目试验的主要目的是加速发动机的成熟、延长零部件的使用寿命并降低生产
和后勤保障费用。F101在研制过程中全面贯彻了美军于1969年制定的“发动机结构完整
性大纲”，截至1981年发动机地面试验累计达40000小时以上，飞行试验7600小时，因
此发动机的可靠性、耐久性、维护性得到了充分的保证。
而GE公司以F101核心机为基础、利用比例放大的F404低压部分组装一台热力循环参数与
F100相近的验证机—F101X，与F101相比，F101X降低了涵道比、提高了增压比。并引起
了空军极大关注，尤为吸引他们的F101X在可靠性、耐久性方面的良好表现，更没有发
生困扰F100的滞止失速问题。 |
p******y
发帖数: 3742 | 128 1981年里根政府决定重新生产B-1B飞机，F101时来运转又有了用武之地。而此前空军已
选定了CFM56（美军编号F108）作为KC135R加油机的换发型号。F101DFE和上述两个型号
的核心机基本一致，因此生产费用一下降低了25%，当初反对意见中最主要的一项——
后勤保障问题也因此迎刃而解。为F101DFE配套的试验设施、零配件供应网络、培训计
划以及后勤支援设备都可以用于F101-GE-102和F108发动机。
1982年对F101DFE来说是一个具有里程碑意义的年份，这年里GE拿到一份追加合同，继
续对F101DFE进行试验为下一步的全尺寸工程发展作准备。合同内容包括对发动机作优
化设计、并最终确定将来安装到F-14、 15、16三种飞机上的发动机构型。年底GE被正
式授予一份“固定价格”全尺寸工程发展合同，研制F101DFE的生产型——F110-GE-100
。此时，从俄亥俄Evendale的GEAE总部又传来喜讯，一台编号509-004的F110发动机在
加速任务试车中顺利达到5004个 TAC（约2500飞行小时），若按每年飞行250小时（
500TAC）计，这已相当一 |
