超级军网个人认为，变循环发动机即研发出来，到大量应用要很长时 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/03 10:41:02
听说F35要在2020年换装变循环发动机，本人认为可能没这么快，即使装这个变循环发动机，也可能只是验证机，不太可能大规模装备军队。本人这么认为的理由是变循环发动机增加了其复杂性，必然造成产品成本（包括研发成本的分摊），维护成本增加不少，而且推重比会下降得比较多。其结果就是：
（1）飞机在正常巡航时：虽然装变循环发动机的在高涵道比的情况下比较省油一些，但由于推重比较小，造成载油量下降，其结果是航程跟低涵道比的普通涡扇发动机可能差不多
（2）飞机每次出勤时成本：虽然装变循环发动机的省油一些，但由于维护成本高，故出勤成本可能也差不多
（3）高速情况下：显然涵道比与普通机一样，但由于推重比下降，故变装循环发动机的飞机在高速下可能性能更差
现实情况下有两个反而的例子，一个例子是汽车用发动机，虽然涡轮增压更省油（相同功率），但昂贵的维护成本抵消了其优点，所以现在还是自然吸气的发动机占据主流。另一个例子是涡喷跟涡扇的关系，虽然现在涡扇占主流，但可别忘了，我国涡喷占主流至少有30年（别喷，此数据我也是猜的，不管如何，这个时间是很长的）。
所以本人认为一个新技术，它带来优点的同时，也会有缺点。刚出来时，优点可能不会大大盖过缺点，只能随着时间推移，技术进步，优点逐渐发扬，缺点逐渐得到抑制，才能达到实用。而这个过程恐怕会很长.......听说F35要在2020年换装变循环发动机，本人认为可能没这么快，即使装这个变循环发动机，也可能只是验证机，不太可能大规模装备军队。本人这么认为的理由是变循环发动机增加了其复杂性，必然造成产品成本（包括研发成本的分摊），维护成本增加不少，而且推重比会下降得比较多。其结果就是：
（1）飞机在正常巡航时：虽然装变循环发动机的在高涵道比的情况下比较省油一些，但由于推重比较小，造成载油量下降，其结果是航程跟低涵道比的普通涡扇发动机可能差不多
（2）飞机每次出勤时成本：虽然装变循环发动机的省油一些，但由于维护成本高，故出勤成本可能也差不多
（3）高速情况下：显然涵道比与普通机一样，但由于推重比下降，故变装循环发动机的飞机在高速下可能性能更差
现实情况下有两个反而的例子，一个例子是汽车用发动机，虽然涡轮增压更省油（相同功率），但昂贵的维护成本抵消了其优点，所以现在还是自然吸气的发动机占据主流。另一个例子是涡喷跟涡扇的关系，虽然现在涡扇占主流，但可别忘了，我国涡喷占主流至少有30年（别喷，此数据我也是猜的，不管如何，这个时间是很长的）。
所以本人认为一个新技术，它带来优点的同时，也会有缺点。刚出来时，优点可能不会大大盖过缺点，只能随着时间推移，技术进步，优点逐渐发扬，缺点逐渐得到抑制，才能达到实用。而这个过程恐怕会很长.......
（1）飞机在正常巡航时：虽然装变循环发动机的在高涵道比的情况下比较省油一些，但由于推重比较小，造成载油量下降，其结果是航程跟低涵道比的普通涡扇发动机可能差不多
（2）飞机每次出勤时成本：虽然装变循环发动机的省油一些，但由于维护成本高，故出勤成本可能也差不多
（3）高速情况下：显然涵道比与普通机一样，但由于推重比下降，故变装循环发动机的飞机在高速下可能性能更差
现实情况下有两个反而的例子，一个例子是汽车用发动机，虽然涡轮增压更省油（相同功率），但昂贵的维护成本抵消了其优点，所以现在还是自然吸气的发动机占据主流。另一个例子是涡喷跟涡扇的关系，虽然现在涡扇占主流，但可别忘了，我国涡喷占主流至少有30年（别喷，此数据我也是猜的，不管如何，这个时间是很长的）。
所以本人认为一个新技术，它带来优点的同时，也会有缺点。刚出来时，优点可能不会大大盖过缺点，只能随着时间推移，技术进步，优点逐渐发扬，缺点逐渐得到抑制，才能达到实用。而这个过程恐怕会很长.......听说F35要在2020年换装变循环发动机，本人认为可能没这么快，即使装这个变循环发动机，也可能只是验证机，不太可能大规模装备军队。本人这么认为的理由是变循环发动机增加了其复杂性，必然造成产品成本（包括研发成本的分摊），维护成本增加不少，而且推重比会下降得比较多。其结果就是：
（1）飞机在正常巡航时：虽然装变循环发动机的在高涵道比的情况下比较省油一些，但由于推重比较小，造成载油量下降，其结果是航程跟低涵道比的普通涡扇发动机可能差不多
（2）飞机每次出勤时成本：虽然装变循环发动机的省油一些，但由于维护成本高，故出勤成本可能也差不多
（3）高速情况下：显然涵道比与普通机一样，但由于推重比下降，故变装循环发动机的飞机在高速下可能性能更差
现实情况下有两个反而的例子，一个例子是汽车用发动机，虽然涡轮增压更省油（相同功率），但昂贵的维护成本抵消了其优点，所以现在还是自然吸气的发动机占据主流。另一个例子是涡喷跟涡扇的关系，虽然现在涡扇占主流，但可别忘了，我国涡喷占主流至少有30年（别喷，此数据我也是猜的，不管如何，这个时间是很长的）。
所以本人认为一个新技术，它带来优点的同时，也会有缺点。刚出来时，优点可能不会大大盖过缺点，只能随着时间推移，技术进步，优点逐渐发扬，缺点逐渐得到抑制，才能达到实用。而这个过程恐怕会很长.......
楼主原创？要鼓励！
不过个人认为您的观点还有待商榷。窃装备变循环发动机的目的并不一定是全部是为了省油，而是为了满足作战飞机的作战性能。当然，第三代变循环发动机在低空低速时使用涡扇模式、高速时使用涡喷模式，本身就可以达到经济性的目的。
不过个人认为您的观点还有待商榷。窃装备变循环发动机的目的并不一定是全部是为了省油，而是为了满足作战飞机的作战性能。当然，第三代变循环发动机在低空低速时使用涡扇模式、高速时使用涡喷模式，本身就可以达到经济性的目的。
尤瑞纳斯 发表于 2013-1-21 16:13 ![]()
楼主原创？要鼓励！
不过个人认为您的观点还有待商榷。窃装备变循环发动机的目的并不一定是全部是为了省油 ...
使用变循环发动机有如下好处：
1.低空低速时经济；2.高速时可以得到高的单位推力；3.简化喷管设计；4.减小低阻。
楼主原创？要鼓励！
不过个人认为您的观点还有待商榷。窃装备变循环发动机的目的并不一定是全部是为了省油 ...
使用变循环发动机有如下好处：
1.低空低速时经济；2.高速时可以得到高的单位推力；3.简化喷管设计；4.减小低阻。
尤瑞纳斯 发表于 2013-1-21 16:15 ![]()
使用变循环发动机有如下好处：
1.低空低速时经济；2.高速时可以得到高的单位推力；3.简化喷管设计；4.减 ...
好处也难讲啊：
1.低空低速时经济——我已经说了，由于更贵以及推重比下降，未必啊
2.高速时可以得到高的单位推力——从原理来讲是不可能的，比如超巡时，不可能比低涵道发动机推力大
3.简化喷管设计——这个我不太清楚，不过总体上应该更复杂
4.低阻——从原理来讲好象也是不可能的，最低也只能做到与低涵道发动机或涡喷一样
使用变循环发动机有如下好处：
1.低空低速时经济；2.高速时可以得到高的单位推力；3.简化喷管设计；4.减 ...
好处也难讲啊：
1.低空低速时经济——我已经说了，由于更贵以及推重比下降，未必啊
2.高速时可以得到高的单位推力——从原理来讲是不可能的，比如超巡时，不可能比低涵道发动机推力大
3.简化喷管设计——这个我不太清楚，不过总体上应该更复杂
4.低阻——从原理来讲好象也是不可能的，最低也只能做到与低涵道发动机或涡喷一样
wdchen 发表于 2013-1-21 18:59 ![]()
好处也难讲啊：
1.低空低速时经济——我已经说了，由于更贵以及推重比下降，未必啊
2.高速时可以得到高 ...
一起学习一下。
1.为什么会导致推比下降？不会因为
3低空低速时的涡扇模式而导致的推比下降。延伸一下：相同热力循环参数时，（中低涵道比）涡扇的推力比涡喷大约大20%~30%，推比增加10%左右；
2.高的单位推力这点不用怀疑，涡喷的特点；当变涵道时，流入核心机的空气流量增加，势必要导致单位推力增加（有种变涵道发动机，是将风扇后面的可变主涵道关闭，将核心风扇后面的第二涵道比改变---无论怎么改变，最差也相当于发动机的πF增加，还是致使单位推力增加）；
3.结构上的，不讨论（偶也是看教科书的）；
4.是底阻（后体阻力），不是低阻；
5.可以有效降低飞机发动机进气道的溢流阻力。
以上就是采用变循环发动机的好处。
好处也难讲啊：
1.低空低速时经济——我已经说了，由于更贵以及推重比下降，未必啊
2.高速时可以得到高 ...
一起学习一下。
1.为什么会导致推比下降？不会因为
3低空低速时的涡扇模式而导致的推比下降。延伸一下：相同热力循环参数时，（中低涵道比）涡扇的推力比涡喷大约大20%~30%，推比增加10%左右；
2.高的单位推力这点不用怀疑，涡喷的特点；当变涵道时，流入核心机的空气流量增加，势必要导致单位推力增加（有种变涵道发动机，是将风扇后面的可变主涵道关闭，将核心风扇后面的第二涵道比改变---无论怎么改变，最差也相当于发动机的πF增加，还是致使单位推力增加）；
3.结构上的，不讨论（偶也是看教科书的）；
4.是底阻（后体阻力），不是低阻；
5.可以有效降低飞机发动机进气道的溢流阻力。
以上就是采用变循环发动机的好处。
md leads the way.
尤瑞纳斯 发表于 2013-1-21 19:28 ![]()
一起学习一下。
1.为什么会导致推比下降？不会因为
3低空低速时的涡扇模式而导致的推比下降。延伸一下： ...
好，大家都学习一下，主要焦点在第二点，即高的单位推力，由于涡喷根本就没有很好地利用其动能，故动能损失严重，故涡扇推比高，但低涵道由于能量密度大，虽然更费油，但推比一定相对高涵道更高。我们用MD的两款有相同核心机的F119和F135来比较，F119涵道比为0.3，F135涵道比加大到0.57，其截面积和推力相比F119均增加20%。但推比下降，同样有更高涵道比的民用发动机的推比会更差（当然由于民用发动机强调寿命和可靠性，这种比较不太合理，但的确没有涵道比加大推比也增大的例子）。虽然F135推比下降，但下降还算不是太大，故其节省的燃油还是远比损失的推比好得多，航程远的优点还是有的。但是如果用在更复杂的变循环发动机上，这就有问题了，即使这个变循环发动机做得很好，即使在高涵道比低速下的推比达到F135的水平，但高速下的推比就会严重下降以至于很难实用。所以本人认为单纯的变循环发动机很难实用，虽然变循环发动机很早就出现，且有多种版本，但都成不了气候，但MD的确厉害，我在网上查了一下惠普公司的方案，这认为其理念应该代表未来军用发动机的发展方向。其目标是在达到自适应高低速的情况下，其推比得到更大的提高。也就是说推比的提高与自适应能力有着同样的地位，其技术实现是采用革命性的创新，即不同于现在发动机内外涵道原理，而是采用内，中，外三股独立气流，不但实现高低速的可变涵道，而且通过气动与结构的良好配合，进而实现整体式结构来降低重量，提高推重比。所以“此变循环已不同于彼变循环”。所以我认为这们不应该叫“变循环发动机”，而应该叫“第6代发动机”可能更合适。
一起学习一下。
1.为什么会导致推比下降？不会因为
3低空低速时的涡扇模式而导致的推比下降。延伸一下： ...
好，大家都学习一下，主要焦点在第二点，即高的单位推力，由于涡喷根本就没有很好地利用其动能，故动能损失严重，故涡扇推比高，但低涵道由于能量密度大，虽然更费油，但推比一定相对高涵道更高。我们用MD的两款有相同核心机的F119和F135来比较，F119涵道比为0.3，F135涵道比加大到0.57，其截面积和推力相比F119均增加20%。但推比下降，同样有更高涵道比的民用发动机的推比会更差（当然由于民用发动机强调寿命和可靠性，这种比较不太合理，但的确没有涵道比加大推比也增大的例子）。虽然F135推比下降，但下降还算不是太大，故其节省的燃油还是远比损失的推比好得多，航程远的优点还是有的。但是如果用在更复杂的变循环发动机上，这就有问题了，即使这个变循环发动机做得很好，即使在高涵道比低速下的推比达到F135的水平，但高速下的推比就会严重下降以至于很难实用。所以本人认为单纯的变循环发动机很难实用，虽然变循环发动机很早就出现，且有多种版本，但都成不了气候，但MD的确厉害，我在网上查了一下惠普公司的方案，这认为其理念应该代表未来军用发动机的发展方向。其目标是在达到自适应高低速的情况下，其推比得到更大的提高。也就是说推比的提高与自适应能力有着同样的地位，其技术实现是采用革命性的创新，即不同于现在发动机内外涵道原理，而是采用内，中，外三股独立气流，不但实现高低速的可变涵道，而且通过气动与结构的良好配合，进而实现整体式结构来降低重量，提高推重比。所以“此变循环已不同于彼变循环”。所以我认为这们不应该叫“变循环发动机”，而应该叫“第6代发动机”可能更合适。
wdchen 发表于 2013-1-22 16:27 ![]()
好，大家都学习一下，主要焦点在第二点，即高的单位推力，由于涡喷根本就没有很好地利用其动能，故动能损 ...
涡喷在高空稀薄大气环境下比涡扇有优势，稀薄大气环境下风扇的效率低，不如把有限的空气压入燃烧室充分燃烧效率更高，所以变循环还是有优势的，当然前提是压气机效率提高，推重比高的情况下。
好，大家都学习一下，主要焦点在第二点，即高的单位推力，由于涡喷根本就没有很好地利用其动能，故动能损 ...
涡喷在高空稀薄大气环境下比涡扇有优势，稀薄大气环境下风扇的效率低，不如把有限的空气压入燃烧室充分燃烧效率更高，所以变循环还是有优势的，当然前提是压气机效率提高，推重比高的情况下。
wdchen 发表于 2013-1-22 16:27 ![]()
好，大家都学习一下，主要焦点在第二点，即高的单位推力，由于涡喷根本就没有很好地利用其动能，故动能损 ...
不好意思，没见到您的回复。现简单答复一下关于涡喷和涡扇的单位推力问题：涡喷的化学能量全部用来给工质加压和增速，设其单位推力为1；那么鉴于大家都知道涡喷在低速下对于排气热能的利用不高，所以诞生了涡扇发动机---涡扇发动机以排气中的废热对外涵气流二次做工，所以涡扇的单位推力一般而言比同热力学参数的涡喷要小30%或更多。
好，大家都学习一下，主要焦点在第二点，即高的单位推力，由于涡喷根本就没有很好地利用其动能，故动能损 ...
不好意思，没见到您的回复。现简单答复一下关于涡喷和涡扇的单位推力问题：涡喷的化学能量全部用来给工质加压和增速，设其单位推力为1；那么鉴于大家都知道涡喷在低速下对于排气热能的利用不高，所以诞生了涡扇发动机---涡扇发动机以排气中的废热对外涵气流二次做工，所以涡扇的单位推力一般而言比同热力学参数的涡喷要小30%或更多。
尤瑞纳斯 发表于 2013-1-22 22:09 ![]()
不好意思，没见到您的回复。现简单答复一下关于涡喷和涡扇的单位推力问题：涡喷的化学能量全部用来给工质 ...
您刚刚给我的回复中可能混淆了热效率和推进效率（涡扇在低空低速时推进效率高，涡喷则在高速时是），同时对于什么叫单位推力可能和我理解的也不一样
。
不好意思，没见到您的回复。现简单答复一下关于涡喷和涡扇的单位推力问题：涡喷的化学能量全部用来给工质 ...
您刚刚给我的回复中可能混淆了热效率和推进效率（涡扇在低空低速时推进效率高，涡喷则在高速时是），同时对于什么叫单位推力可能和我理解的也不一样
。关于发动机的推比和热力学循环参数之间的关系（即使是同一核心机），没有个几百上千字是难以说明清楚的。这几天正拟写一些关于发动机的系列文稿，但一来自揣浅薄恐方家贻笑，二来没有时间，三者又有点懒惰，还是过些日子再说吧。
发动机爱好者 发表于 2013-1-22 21:32 ![]()
涡喷在高空稀薄大气环境下比涡扇有优势，稀薄大气环境下风扇的效率低，不如把有限的空气压入燃烧室充分燃 ...
同意您的说法。空气作为核心机中的工质当然要比作为涵道中的工质来的给力:D，但11Km或以上高空就无多少差别了；同时考虑了高空，还有速度因素（速度比较大如1.8M或以上），压气机的压比太高将导致推力悲剧哟~！
涡喷在高空稀薄大气环境下比涡扇有优势，稀薄大气环境下风扇的效率低，不如把有限的空气压入燃烧室充分燃 ...
同意您的说法。空气作为核心机中的工质当然要比作为涵道中的工质来的给力:D，但11Km或以上高空就无多少差别了；同时考虑了高空，还有速度因素（速度比较大如1.8M或以上），压气机的压比太高将导致推力悲剧哟~！
楼主基本正确，所有的涡扇航发从开发出来到完善都需哟啊很长时间
尤瑞纳斯 发表于 2013-1-22 22:23 ![]()
同意您的说法。空气作为核心机中的工质当然要比作为涵道中的工质来的给力，但11Km或以上高空就无多少差 ...
如果速度达到1.8M，应该开加力了吧？此时涡轮转速会减小，压气机压比也会跟着减小吧？
同意您的说法。空气作为核心机中的工质当然要比作为涵道中的工质来的给力，但11Km或以上高空就无多少差 ...
如果速度达到1.8M，应该开加力了吧？此时涡轮转速会减小，压气机压比也会跟着减小吧？
发动机爱好者 发表于 2013-1-22 23:33 ![]()
如果速度达到1.8M，应该开加力了吧？此时涡轮转速会减小，压气机压比也会跟着减小吧？
当然。速度比较大时，如果涡轮转速不减，则压气机进口的压力和温度将会高出材料的承受能力，必须收。压气机的压比减小，T3/T4 /SOT都得跟着减，所以推力要减小了---当然，发动机的调节计划也起相当大的作用，毛子的R-13/29等采用当M1.5以后将低压转子加速2.5%、喷口面积增加8%的“冷超转”等措施可以保证高速时的推力，R-29除了冷超转，更是补油22%！
如果速度达到1.8M，应该开加力了吧？此时涡轮转速会减小，压气机压比也会跟着减小吧？
当然。速度比较大时，如果涡轮转速不减，则压气机进口的压力和温度将会高出材料的承受能力，必须收。压气机的压比减小，T3/T4 /SOT都得跟着减，所以推力要减小了---当然，发动机的调节计划也起相当大的作用，毛子的R-13/29等采用当M1.5以后将低压转子加速2.5%、喷口面积增加8%的“冷超转”等措施可以保证高速时的推力，R-29除了冷超转，更是补油22%！
发动机爱好者 发表于 2013-1-22 23:33 ![]()
如果速度达到1.8M，应该开加力了吧？此时涡轮转速会减小，压气机压比也会跟着减小吧？
涡轮转速减小，则核心机流量也会改变，同时出现溢流阻力，再配合涡前温的相应降低，推力想保持就不易了。
如果速度达到1.8M，应该开加力了吧？此时涡轮转速会减小，压气机压比也会跟着减小吧？
涡轮转速减小，则核心机流量也会改变，同时出现溢流阻力，再配合涡前温的相应降低，推力想保持就不易了。