本菜鸟设计了个变循环发动机，求各种建设性板砖

没图有人要说蔡国庆了

图啊,木图木真相!
去其他板块回回贴就有权限了!

哪位大大能帮忙传个图吗？

寻找最爱 发表于 2012-10-9 18:26
没图有人要说蔡国庆了
比空中蔡国庆跟蛋疼的是，三哥斯坦灰机公司。开一会这神一样公司改装的机机。当心你老婆成寡妇。真实名副其实的寡妇制造者。

发现自己可以上图了。。

坐等高手分析吧……

过大得改变涵道比，核心机受不了。外接太多，可靠性没有保证。还有，并联一个燃烧室，不用时要占迎风面积，用的时候它就相当于一个加力燃烧室，会使飞机的耗油率急剧上升，虽然看起来并没有开加力。在前面加一个喷管，以期待产生直接升力，其弊端除上述两个外，还有热燃气再次吸入的问题。

过大的涵道比：
不是说过压气机可以漏气的吗，只要不超过核心机的最大承受能力就是了
加大迎风面积：
这个还真有
相当于加力：
这并不是在已经燃烧过的尾气里面喷油，而是在新鲜空气里燃烧，所以说这不是加力燃烧室。而且，这个多余的燃烧室里没有涡轮一样的活动部件，燃烧温度可以做到非常非常高，工作效率很高滴
燃气再次吸入：
现实中已经有很多用升力发动机的例子了。。。。。。

外接太多，可靠性没有保证：
结构是比普通涡扇复杂不少，可靠性只能看咱搞发动机的给不给力了

过大得改变涵道比，核心机受不了。外接太多，可靠性没有保证。还有，并联一个燃烧室，不用时要占迎风面积，用的时候它就相当于一个加力燃烧室，会使飞机的耗油率急剧上升，虽然看起来并没有开加力。在前面加一个喷管，以期待产生直接升力，其弊端除上述两个外，还有热燃气再次吸入的问题。

过大的涵道比：
不是说过压气机可以漏气的吗，只要不超过核心机的最大承受能力就是了
加大迎风面积：
这个还真有
相当于加力：
这并不是在已经燃烧过的尾气里面喷油，而是在新鲜空气里燃烧，所以说这不是加力燃烧室。而且，这个多余的燃烧室里没有涡轮一样的活动部件，燃烧温度可以做到非常非常高，工作效率很高滴
燃气再次吸入：
现实中已经有很多用升力发动机的例子了。。。。。。

外接太多，可靠性没有保证：
结构是比普通涡扇复杂不少，可靠性只能看咱搞发动机的给不给力了

涵道比太大了，你的风扇级直径对高速性能拖累太大，有点得不偿失。现在ACE的主要方向还是高速的低涵大推力机型。另外你那两个独立的燃烧室是怎么回事？

涵道比太大了，你的风扇级直径对高速性能拖累太大，有点得不偿失。现在ACE的主要方向还是高速的低涵大推力机型。另外你那两个独立的燃烧室是怎么回事？

其实我觉得我这个发动机还有这么些缺点
1，大涵道比加多余的燃烧室，截面积会比较大，增加机身阻力

2，并联燃烧室不用时，除了截面积增大带来的阻力外，还会因为那里没有尾锥，带来的那个什么什么阻力（空气动力学的专业术语俺不知道怎么说）

当然，这些小缺点并不能掩盖它相对于一般的涡扇甚至一般的变循环（f120那种）的巨大优势

1，涵道比大，亚音速省油

2，并联的燃烧室没有涡轮，排气温度可以做到超高，发动机效率也就高了

3，巨大的不加力推力，而且此时发动机等效于一个涡喷，超巡2M以上不再是yy

4，在较低速度的超巡时，可以让并联燃烧室多产生推力，核心机少进气，只是维持一下压气机的运转，因为并联燃烧室更省油。因此本发动机在低速的超巡时经济性也可以做到很nb。。。

5，并联燃烧室很小很轻，可以向火箭的姿态发动机一样，很轻松的进行大角度偏转。如果把偏转机构做在燃烧室之前，远离高温环境，那这个小矢量喷口的可靠性和可维护性会很好。大角度偏转也会大幅度增加整机的控制力。

6，并联燃烧室不使用时，由于不是尾锥的形状，会产生个什么什么涡流，增加阻力。但是如果从另一个方面考虑，把这些燃烧室的喷口装在发动机周围，这些涡流会促进主喷口尾气与外界空气混合，降低尾气温度。。。红外隐身了。。。哦也


其实我觉得我这个发动机还有这么些缺点
1，大涵道比加多余的燃烧室，截面积会比较大，增加机身阻力

2，并联燃烧室不用时，除了截面积增大带来的阻力外，还会因为那里没有尾锥，带来的那个什么什么阻力（空气动力学的专业术语俺不知道怎么说）

当然，这些小缺点并不能掩盖它相对于一般的涡扇甚至一般的变循环（f120那种）的巨大优势

1，涵道比大，亚音速省油

2，并联的燃烧室没有涡轮，排气温度可以做到超高，发动机效率也就高了

3，巨大的不加力推力，而且此时发动机等效于一个涡喷，超巡2M以上不再是yy

4，在较低速度的超巡时，可以让并联燃烧室多产生推力，核心机少进气，只是维持一下压气机的运转，因为并联燃烧室更省油。因此本发动机在低速的超巡时经济性也可以做到很nb。。。

5，并联燃烧室很小很轻，可以向火箭的姿态发动机一样，很轻松的进行大角度偏转。如果把偏转机构做在燃烧室之前，远离高温环境，那这个小矢量喷口的可靠性和可维护性会很好。大角度偏转也会大幅度增加整机的控制力。

6，并联燃烧室不使用时，由于不是尾锥的形状，会产生个什么什么涡流，增加阻力。但是如果从另一个方面考虑，把这些燃烧室的喷口装在发动机周围，这些涡流会促进主喷口尾气与外界空气混合，降低尾气温度。。。红外隐身了。。。哦也

wjker 发表于 2012-10-9 21:19
涵道比太大了，你的风扇级直径对高速性能拖累太大，有点得不偿失。现在ACE的主要方向还是高速的低涵大推力机 ...
老兄没仔细看帖吧～～
两个独立的燃烧室是从压气机里面引出来高压空气，在核心机流量太大时使用的，前面那个燃烧室是选配，可以作为垂直起降的升力

光一个燃烧室就产生推力了？这。。。你想想哈，如果燃烧室产生的排气压力PB要大于HPC引气压力P2的话，你后面又没有吸功的涡轮，那这个背压会把你的引气堵塞，甚至可能引发引气倒流，造成HPC内气路的紊流甚至是喘振。如果你的PB小于P2的话。。。那你干嘛加这个燃烧室？直接把HPC引气排入外涵不就可以产生推力了？就像现在发动机的VBV做的那样。。。但是这样会损失涵道比，跟你用高涵道比增推减SFC的初衷又背离了。是不是把加力燃烧室的原理套到这里面了？那么你的再膨胀问题怎么解决？

woodydy 发表于 2012-10-9 21:34
老兄没仔细看帖吧～～
两个独立的燃烧室是从压气机里面引出来高压空气，在核心机流量太大时使用的，前面 ...

光一个燃烧室就产生推力了？这。。。你想想哈，如果燃烧室产生的排气压力PB要大于HPC引气压力P2的话，你后面又没有吸功的涡轮，那这个背压会把你的引气堵塞，甚至可能引发引气倒流，造成HPC内气路的紊流甚至是喘振。如果你的PB小于P2的话。。。那你干嘛加这个燃烧室？直接把HPC引气排入外涵不就可以产生推力了？就像现在发动机的VBV做的那样。。。但是这样会损失涵道比，跟你用高涵道比增推减SFC的初衷又背离了。是不是把加力燃烧室的原理套到这里面了？那么你的再膨胀问题怎么解决？

有创意，坐等科研人员来验证。

本质上风扇直径影响迎面阻力，核心机流量决定核心推力，然后低速时风扇可以产生额外的推力，因此造成大风扇（即大涵道比）有利于推力而不利于高速。
那么不改核心机，不改风扇，为了减小“涵道比”而节流，有何意义？何况仔细想想空气流过风扇级后没有进入核心级，那么流向外涵--加力燃烧室的路线和流向其他燃烧室有本质的区别吗？

YF120所谓变循环，不仅变涵道比，还对应地变核心机的循环参数，整个核心机加入了大量可调部件用于对宽广的循环参数范围做最大优化。纵使如此，其最大涵道比不过是0.3～0.4一级，气流增加的量并不多。

尚武方可立国

燃烧室产生推力？这。。。你想想哈，如果燃烧室产生的压力PB要大于HPC引气压力P2的话，那这个背压会把你的引气堵塞，甚至可能引发引气倒流，造成HPC内气路的紊流甚至是喘振。如果你的PB小于P2的话。。。那你干嘛加这个燃烧室？直接把HPC引气排入外涵不就可以产生推力了？就像现在发动机的VBV做的那样。。。但是这样会损失涵道比，跟你用高涵道比增推减SFC的初衷又背离了。
是不是把火箭发动机的原理套到这里面了？火箭发动机的推力来源和喷气发动机完全不一样哈。

1，并列的燃烧室Pb肯定不会让燃气倒流啊。。。世上有人设计燃气倒流的燃烧室么。。。。
2，直接把HPC的气流通进外涵道，这不会倒流吗？   。。。。另外，如果不倒流的话，这样做是会产生推力。但是把这些多余的高压空气直接排出产生的推力大呢，还是让这些高压空气进入另外一个燃烧室，燃烧，升温膨胀后再排出产生的推力大呢？
3，外边独立的燃烧室是和火箭燃烧室差不多～～燃料是煤油，氧化剂是HPC里漏出来的空气

本人非专业认识啦，如果又啥不够专业的地方，还请多多指教～

所以你这个独立燃烧室除了消耗了额外的燃料、降低涵道比、增加重量和系统复杂程度以外一点意义也没有啊？
如果你打算把这个燃烧室作为冲压发动机使用，那么你必须让PB大于P2，然后给燃气一个巨大的膨胀段用以产生推力，因为这里的膨胀比跟涡轮后的尾喷处相比，还要高很多哦。

woodydy 发表于 2012-10-9 21:57
1，并列的燃烧室Pb肯定不会让燃气倒流啊。。。世上有人设计燃气倒流的燃烧室么。。。。
2，直接把HPC的 ...

所以你这个独立燃烧室除了消耗了额外的燃料、降低涵道比、增加重量和系统复杂程度以外一点意义也没有啊？
如果你打算把这个燃烧室作为冲压发动机使用，那么你必须让PB大于P2，然后给燃气一个巨大的膨胀段用以产生推力，因为这里的膨胀比跟涡轮后的尾喷处相比，还要高很多哦。

本质上风扇直径影响迎面阻力，核心机流量决定核心推力，然后低速时风扇可以产生额外的推力，因此造成大风扇（即大涵道比）有利于推力而不利于高速。
那么不改核心机，不改风扇，为了减小“涵道比”而节流，有何意义？何况仔细想想空气流过风扇级后没有进入核心级，那么流向外涵--加力燃烧室的路线和流向其他燃烧室有本质的区别吗？

YF120所谓变循环，不仅变涵道比，还对应地变核心机的循环参数，整个核心机加入了大量可调部件用于对宽广的循环参数范围做最大优化。纵使如此，其最大涵道比不过是0.3～0.4一级，气流增加的量并不多。

老兄的想法可以理解成：风扇----外涵道----加力燃烧室---燃烧---排气，对吧
我的想法是，风扇-----压气机-----主燃烧室-----涡轮----排气
                                        \___燃烧室（无涡轮）-----排气

俺不是学飞射或者动力啥的，不知道专业术语该咋说，但是我知道燃烧室压力越高，推进效率也就越高，这一点没有错对吧？外涵道里面的空气压缩比很低，那靠低压空气燃烧所产生的推力能比同样流量的高压空气燃烧产生的推力大妈？如果低压空气燃烧喷出产生的推力比高压的大了，那我做一个工作在100km/h的冲压发动机，空气流量500kg/s，岂不是推力秒杀工作在4M速度下，流量10kg/s的冲压发动机了？但是事实却是100km/h的冲压发动机估计产生不了几个推力。。

所以你这个独立燃烧室除了消耗了额外的燃料、降低涵道比、增加重量和系统复杂程度以外一点意义也没有啊？
如果你打算把这个燃烧室作为冲压发动机使用，那么你必须让PB大于P2，然后给燃气一个巨大的膨胀段用以产生推力，因为这里的膨胀比跟涡轮后的尾喷处相比，还要高很多哦。

额，老兄认为这个外部的燃烧室燃烧过后的气体往哪儿排？难道排进核心机？肯定是往机体外面排啊。。。把高温高压气体膨胀过后往外排出。。。你说说咋就不能产生推力呢。。。

lz，那个旁路燃烧室，燃气喷出时的温度很高吧？喷出的速度很大吧？如果照你说的无涡轮温度不受限制，喷油是不是要比正常燃烧室多？燃烧要靠拉瓦尔管结构给燃气流增速吧？这样的话离速损失和热量的损失都很大。从燃烧室开始是不是和冲压发动机一样？而冲压发动机燃烧室和喷管就是加力燃烧室和超音速喷管的一种变形。这样最终喷出的燃气流是高温高速的超音速〈超过该温度下音速！〉气流，能量损失相当大！
燃气如果经过涡轮做功能降低温度提高速度，使热量更多地转化为气流的动能，虽然一样有离速损失，但是热量损失已经少多了。

lz，那个旁路燃烧室，燃气喷出时的温度很高吧？喷出的速度很大吧？如果照你说的无涡轮温度不受限制，喷油是不是要比正常燃烧室多？燃烧要靠拉瓦尔管结构给燃气流增速吧？这样的话离速损失和热量的损失都很大。从燃烧室开始是不是和冲压发动机一样？而冲压发动机燃烧室和喷管就是加力燃烧室和超音速喷管的一种变形。这样最终喷出的燃气流是高温高速的超音速〈超过该温度下音速！〉气流，能量损失相当大！
燃气如果经过涡轮做功能降低温度提高速度，使热量更多地转化为气流的动能，虽然一样有离速损失，但是热量损失已经少多了。

应该更接近一个火箭燃烧室
收敛扩张喷管会损失很多能量？那好像一般的喷气发动机，火箭发动机都有这个喷口啊，不然怎么超音速呢

另外，燃烧室喷出的高温高压气体吹过涡轮后速度变快温度降低？那俺鸡鸡的外面那燃烧室的喷出的气体经过收敛扩张喷管，速度就不便快温度不降低鸟？？。。。。
况且燃气吹过涡轮，很大一部分燃气的动能会被转化为涡轮的转动能量用以驱动压气机了，这个能量损失比没有涡轮的燃烧室大了十万八千里吧？？

还是要重提一下，让高压压气机吞进原来两倍的空气对它来讲是不可能的。连续漏气不是在高压压气机出口漏气，而是在前面，一般在低压高压压气机之间连续漏气。从高压压气机出口引气已不算漏气。

还是要重提一下，让高压压气机吞进原来两倍的空气对它来讲是不可能的。连续漏气不是在高压压气机出口漏气，而是在前面，一般在低压高压压气机之间连续漏气。从高压压气机出口引气已不算漏气。

加大高压压气机的流量承受能力呗～反正也不怕后面的燃烧室和涡轮扛不住，扛不住了咱可以引气

飞机开加力起飞照片见过吧？那火苗，刚刚的！冲压发动机跟它差不多，喷出的气流温度很高，而且是超音速气流。具体你可以查查冲压发动机方面资料。但是经过涡轮的气流是亚音速的，而且经过多次膨胀，温度低。

不开加力的目的是什么？想省油！要知道涡扇比涡喷省油省在什么环节，涵道比又起什么作用。然后你就能明白旁路燃烧室是多么的费油了

pl18 发表于 2012-10-9 22:41
飞机开加力起飞照片见过吧？那火苗，刚刚的！冲压发动机跟它差不多，喷出的气流温度很高，而且是超音速气流 ...
原来经过涡轮的气流是亚音速地？好吧本业余爱好者那请教一下，喷漆发动机的收敛扩张是在哪里？加力燃烧室和尾喷管里面看不出有收敛扩张呢。。。

我看到好像燃烧室的出口截面比燃烧室本身小很多很多，然后扩张了，喷给涡轮。。

‘’加力燃烧室和尾喷管里面看不出有收敛扩张呢。。。‘’
只要是带加力燃烧室的喷气发动机，都带有收敛扩张喷管。你看飞机加力起飞时尾喷管都是放大的。

不用旁路燃烧室，外涵道彻底敞开，当成涡扇用。。。。高速的时候关闭外涵道，让本来该流入外涵道的空气全流进压气机，然后压气机输出的高压空气给主燃烧室和旁路燃烧室分享

我明白你的意思。就是说在超巡时不开加力。但是我想说的是，我只看结果，就是喷出的气流的温度和速度。
我一直认为，你的旁路燃烧室太过费油。
还有，为了压缩更多的空气，主燃烧室也是要多喷油的

pl18 发表于 2012-10-9 23:16
我明白你的意思。就是说在超巡时不开加力。但是我想说的是，我只看结果，就是喷出的气流的温度和速度。
我 ...
旁路燃烧室喷出的气流肯定是高温高速的了，和火箭差不多，所以他并不适合亚音速的时候使用
老兄认为这么搞，比超音速的时候开加力，单位推力油耗更大？

至少比相同推力的涡喷发动机耗油要多，但是在设计情况下比涡扇开加力应该还是能省点油。你这个旁路燃烧室喉部和喷口可调么？如果不可调，将意味着很难工作在最佳，效率不如普通喷口。如果可调，要加一套设备。可靠性要下降，重量复杂性上升所以，变循环可以，涵道比小点，就不要旁路燃烧室了

woodydy 发表于 2012-10-9 23:23
旁路燃烧室喷出的气流肯定是高温高速的了，和火箭差不多，所以他并不适合亚音速的时候使用
老兄认为这么 ...

至少比相同推力的涡喷发动机耗油要多，但是在设计情况下比涡扇开加力应该还是能省点油。你这个旁路燃烧室喉部和喷口可调么？如果不可调，将意味着很难工作在最佳，效率不如普通喷口。如果可调，要加一套设备。可靠性要下降，重量复杂性上升所以，变循环可以，涵道比小点，就不要旁路燃烧室了

pl18 发表于 2012-10-9 23:35
至少比相同推力的涡喷发动机耗油要多，但是在设计情况下比涡扇开加力应该还是能省点油。你这个旁路燃烧 ...
霹雳18胸是怎么证明旁路燃烧室产生推力耗的油比同样推力的涡喷耗油更高的？

不好意思，目前还没有能力准确从量上来分析，只能通过推测。没有涡轮，旁路燃烧室工作温度能到2000—2200摄氏度吧？那么它喉口气流速度就应该在970米每秒左右，再经过喷管膨胀加速，最终喷气速度要远大于这个数字。喷气速度比飞行速度大太多，导致离速损失很大。旁路燃烧室燃气直接喷出，没有对涡轮做功，再加上初始时燃气温度就比普通燃烧室里的大，所以最终喷气温度也要比涡喷发动机要大不少。这样的话，喷出的气流就又带走相当多的热能。注意，这部分热能是纯粹浪费掉了，未产生任何效益！浪费的热能加上离速损失都比涡喷大，所以我认为旁路燃烧室耗油更高。

woodydy 发表于 2012-10-10 18:11
霹雳18胸是怎么证明旁路燃烧室产生推力耗的油比同样推力的涡喷耗油更高的？

不好意思，目前还没有能力准确从量上来分析，只能通过推测。没有涡轮，旁路燃烧室工作温度能到2000—2200摄氏度吧？那么它喉口气流速度就应该在970米每秒左右，再经过喷管膨胀加速，最终喷气速度要远大于这个数字。喷气速度比飞行速度大太多，导致离速损失很大。旁路燃烧室燃气直接喷出，没有对涡轮做功，再加上初始时燃气温度就比普通燃烧室里的大，所以最终喷气温度也要比涡喷发动机要大不少。这样的话，喷出的气流就又带走相当多的热能。注意，这部分热能是纯粹浪费掉了，未产生任何效益！浪费的热能加上离速损失都比涡喷大，所以我认为旁路燃烧室耗油更高。

不好意思，目前还没有能力准确从量上来分析，只能通过推测。没有涡轮，旁路燃烧室工作温度能到2000—2200摄氏度吧？那么它喉口气流速度就应该在970米每秒左右，再经过喷管膨胀加速，最终喷气速度要远大于这个数字。喷气速度比飞行速度大太多，导致离速损失很大。旁路燃烧室燃气直接喷出，没有对涡轮做功，再加上初始时燃气温度就比普通燃烧室里的大，所以最终喷气温度也要比涡喷发动机要大不少。这样的话，喷出的气流就又带走相当多的热能。注意，这部分热能是纯粹浪费掉了，未产生任何效益！浪费的热能加上离速损失都比涡喷大，所以我认为旁路燃烧室耗油更高。

燃烧室工作温度高，难道不是优点吗？我这么做就是想摆脱涡轮对燃烧温度的限制，从而提高效率
比方说，这个机器核心机流量30kg，加上涵道流量一共45kg，高速时候把涵道关闭，15kg的涵道流量送进压气机，再分给旁路燃烧室（此时核心机流量仍然不超过30kg），在不开加力的情况下，核心机把30kg每秒的空气以700 m/s的速度喷出，旁路燃烧室那15kg的流量以1000 m/s的，如果此时假设每秒消耗1kg燃油，且核心机和旁路燃烧室的燃料空气比例一样。那本业余爱好者根据冲量守恒可以判断出，排除的45kg空气加1kg燃料的重量，分别以700m/s和1000m/s喷出，可以产生36.8kn推力

如果不要旁路燃烧室，只是变循环变成涡喷使用，那么这所有45kg空气和1kg燃料的排气速度都是700m/s了，那么再根据冲量，可以算出这些气体产生了32.2kn推力。。。

好像这么看来，同样用1kg油每秒，用了旁路燃烧室的推力更大呢。。。
当然俺不太专业，物理也就是中学水准了，不知道老兄能证明质量一样的高速气流产生的推力比低速气流小吗？？

自顶一下，求质疑～求讨论～

看起来很牛逼，但是要克服的途中问题太多了，不要说效率问题，光这个旁路的设计就能愁死一堆人。。。师母一代

全金属守望者 发表于 2012-10-11 16:46
看起来很牛逼，但是要克服的途中问题太多了，不要说效率问题，光这个旁路的设计就能愁死一堆人。。。 ...
后面的旁路燃烧室设计估计有点复杂，要适应不同推力，速度、高度，还要带矢量喷口。。。。。不过前面的燃烧室是用来垂直起降的，产生的推力基本上变化不大，工作的速度、高度都很低，可以设计成不可调节的，简单多了

woodydy 发表于 2012-10-11 19:02
后面的旁路燃烧室设计估计有点复杂，要适应不同推力，速度、高度，还要带矢量喷口。。。。。不过前面的燃 ...
光单边抽取气体对发动机内部情况的影响就不好说。。。。。这可能让均匀的燃烧变的不不均匀，是否会影响工作呢。。。。

太高级了。。。表示看不懂。。。。。。