[原创]关于航空发动机超巡原因 好多人都到了无知的地步

2016/03/17 13:28 超级大猞猁 T大

《从歼20首飞发动机声音判断,绝对是新型的大涵道比发动机,它的涵道比超过歼10、SU27和F22三种战机。流传的视频显示了“歼-20”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“歼-20”的发动机喷口红外隐身技术已达到了世界一流。》

楼猪对涡轮风扇发动机的涵道比在战斗机,特别是第四代战斗机中起什么作用完全是无知!

涵道比越大,通过外涵道跑到发动机屁股后面的空气量越多,进入发动机内部通过各级压缩机压缩后点火燃烧加温膨胀后加速的高速高能气流越少,而这些高温高速气流正是让战斗机不开加力实现超音速飞行的先决条件!

换句话说,你想要飞机做超音速巡航,那么,进入发动机内涵道的空气流量就必须越多,而从外涵道经过的空气流量就应该越少,换句话说,这台发动机的涵道比就必须越小越好,比如,美帝的F-22之所以能够做超音速巡航,正是因为它的发动机F119的涵道比很小,只有0.2左右。把这台发动机的涵道比加大,变成了F135之后,装在F-35上面,这个F-35就失去了超音速巡航的能力了!

但是,涵道比越小,它的工作模式就越接近涡轮喷气发动机,耗油量也就越接近涡轮喷气发动机,这对于飞机的作战半径十分不利的,所以,为了保证不开加力状态下耗油量不至于升高很多而降低飞机的作战半径,这就要求发动机的压气机效率要增高,燃烧室的燃烧温度要升高,以便将更多的空气压入燃烧室燃烧,产生更高的高温高压燃气,从而提高发动机的效率,降低单位推力时候的耗油量,这就需要发动机的燃烧室和高压涡轮能够承受更高的温度,反映到发动机的制造上来说就是耐高温材料和冷却技术的提高。

采用第三代以上的镍基单晶涡轮叶片,中间有复杂的冷却气流通道等等,传统的发动机涡轮前温度一般只有1600K左右,而先进发动机,比如F119,涡轮前温度高达1800K以上,据说,我国的涡扇-15涡轮前温度高达2000K。燃烧室的温度高了,涡轮前温度高了,发动机的热效率就提升了,这就使得这种先进小涵道比涡轮风扇发动机的耗油量下降到接近传统的涡轮风扇发动机的水平。但是,发动机的推力和喷气气流速度都得到极大的提高,这才是超音速巡航的基本条件,即,不打开加力燃烧室也能够提供足够的推力和高速喷气气流!当发动机的涡轮叶片,各级压缩机叶片,风扇叶片等等,通过使用高强度轻质材料,复合材料,先进工艺,都做得很薄,很轻,通过合理的设计压缩机而减少压缩机的级数,通过提升燃烧室温度增加发动机的热效率,从而提升了发动机的推力等等之后,这台发动机的重量也就减轻了,或者在增加了推力之后并没有增加发动机的重量,那么,这台发动机的推重比也就上去了。

许多SB根本不懂得这个因果关系的道理,包括一些所谓的专家也都在叽叽歪歪不厌其烦的大谈特谈什么发动机的推重比多高多高云云,知其然而不知其所以然,当真的十分可笑!实际上,发动机的推重比是果,而通过提高燃烧室温度增加燃烧效率,通过合理设计各级压气机,减少压气机的级数,通过使用高强度耐高温材料和复合材料减轻发动机结构重量等等这才是因,这种因果关系很多人到现在还没弄明白,这才会有人啥比兮兮的大谈神马绝对是大涵道比的发动机云云,却不明白,小涵道比,高效压气机,高燃烧室温度才是超音速巡航的关键!

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