超级军网为什么宽体客机总体上发动机涵道比大于窄体客机发动机的 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 11:51:48
窄体客机,涵道比能达到6就不错了,而宽体客机,目前涵道比最大可以达到9,甚至是10. 即使是窄体客机互相比较的话,干线窄体客机(B737,A320)其发动机涵道比总体上也比支线客机/公务机来得要大. 既然涵道比越大,对于涡扇飞机在亚音速时的燃油效率就越高,也就意味着航程越远,那么为什么窄体客机比宽体客机在发动机设计上,涵道比要来得小呢?
拿RR举例来讲, BR700系列和Trent系列,前者供应的是支线客机和公务机,后者供应的是宽体客机. BR700系列最新型号是BR725,但是就是这个最新型号,涵道比也只是4.4,而Trent最新型号XWB,涵道比却高达9以上. 为什么小飞机反而不把涵道比设计的大些呢?
窄体客机,涵道比能达到6就不错了,而宽体客机,目前涵道比最大可以达到9,甚至是10. 即使是窄体客机互相比较的话,干线窄体客机(B737,A320)其发动机涵道比总体上也比支线客机/公务机来得要大. 既然涵道比越大,对于涡扇飞机在亚音速时的燃油效率就越高,也就意味着航程越远,那么为什么窄体客机比宽体客机在发动机设计上,涵道比要来得小呢?
拿RR举例来讲, BR700系列和Trent系列,前者供应的是支线客机和公务机,后者供应的是宽体客机. BR700系列最新型号是BR725,但是就是这个最新型号,涵道比也只是4.4,而Trent最新型号XWB,涵道比却高达9以上. 为什么小飞机反而不把涵道比设计的大些呢?
BR725和TrentXWB ![]()
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大涵道比发动机带来更大推力的同时也附带着更大的油耗和更大的巡航阻力，还有更复杂的机械机构和维护工时。在支线和窄体干线没有那么大的推力需求的前提下，选择较小涵道比发动机是基于现实做出的决定。
zjltr 发表于 2014-5-26 17:10
大涵道比发动机带来更大推力的同时也附带着更大的油耗和更大的巡航阻力，还有更复杂的机械机构和维护工时。 ...
支线客机和公务机一般都是中推,问题是中推做的涵比大些难道不行吗? 大推自然比中推耗油量大,但这也不妨碍中推设计得涵道比大些吧? 难不成中推涵道比变大了,达到了6以上,耗油率反而上升了? 这怎么可能???
zjltr 发表于 2014-5-26 17:10
大涵道比发动机带来更大推力的同时也附带着更大的油耗和更大的巡航阻力，还有更复杂的机械机构和维护工时。 ...
支线客机和公务机一般都是中推,问题是中推做的涵比大些难道不行吗? 大推自然比中推耗油量大,但这也不妨碍中推设计得涵道比大些吧? 难不成中推涵道比变大了,达到了6以上,耗油率反而上升了? 这怎么可能???
PolarBaby 发表于 2014-5-26 17:14
支线客机和公务机一般都是中推,问题是中推做的涵比大些难道不行吗? 大推自然比中推耗油量大,但这也不妨 ...
这怎么不可能呢。。。本身飞机需要的推力就是固定的，你加大了涵道比等于加大了总推力，白白浪费的推力只能在起飞或者降落反推的时候可以提现一下，但是增大的涵道比可是实实在在的增大了巡航阻力，阻力增大了油耗自然就增加了。
支线客机和公务机一般都是中推,问题是中推做的涵比大些难道不行吗? 大推自然比中推耗油量大,但这也不妨 ...
这怎么不可能呢。。。本身飞机需要的推力就是固定的，你加大了涵道比等于加大了总推力，白白浪费的推力只能在起飞或者降落反推的时候可以提现一下，但是增大的涵道比可是实实在在的增大了巡航阻力，阻力增大了油耗自然就增加了。
是不是飞机本来就小，机翼离地距离小咋么把发动机直径变大。
zjltr 发表于 2014-5-26 17:20
这怎么不可能呢。。。本身飞机需要的推力就是固定的，你加大了涵道比等于加大了总推力，白白浪费的推力只 ...
如果涵道比从4.4增加到6,那么巡航阻力大致上增加了多少呢?
zjltr 发表于 2014-5-26 17:20
这怎么不可能呢。。。本身飞机需要的推力就是固定的，你加大了涵道比等于加大了总推力，白白浪费的推力只 ...
如果涵道比从4.4增加到6,那么巡航阻力大致上增加了多少呢?
我是这么想的:公务机以及支线客机之所以设计成偏小的涵道比,是否有其对重量的严格限制? 大尺寸风扇和大尺寸的发动机短舱倒是会增加发动机的重量.
PolarBaby 发表于 2014-5-26 17:30
如果涵道比从4.4增加到6,那么巡航阻力大致上增加了多少呢?
运转的发动机前端只是低压力区。那里不是阻力，而是吸力
。挂发动机的风洞模型，发动机那块都起码是要镂空的。
PolarBaby 发表于 2014-5-26 17:30
如果涵道比从4.4增加到6,那么巡航阻力大致上增加了多少呢?
运转的发动机前端只是低压力区。那里不是阻力，而是吸力
。挂发动机的风洞模型，发动机那块都起码是要镂空的。
zjltr 发表于 2014-5-26 17:20
这怎么不可能呢。。。本身飞机需要的推力就是固定的，你加大了涵道比等于加大了总推力，白白浪费的推力只 ...
北鼻，只要发动机是运转的，那么发动机前端就是低压力区。那里不是阻力，而是吸力。看到过挂发动机的风动模型木？发动机那块都起码是要镂空的。
这怎么不可能呢。。。本身飞机需要的推力就是固定的，你加大了涵道比等于加大了总推力，白白浪费的推力只 ...
北鼻，只要发动机是运转的，那么发动机前端就是低压力区。那里不是阻力，而是吸力。看到过挂发动机的风动模型木？发动机那块都起码是要镂空的。
你得算所有发动机加起来的推力/阻力比
如果涵道比从4.4增加到6,那么巡航阻力大致上增加了多少呢?
非发动机专业，这个问题无法准确回答你。不过你可以这样考虑一下，飞机阻力比较大的就是机身和发动机，你涵道比4增加到6约等于面积增加一倍左右，阻力增大不少。。。
非发动机专业，这个问题无法准确回答你。不过你可以这样考虑一下，飞机阻力比较大的就是机身和发动机，你涵道比4增加到6约等于面积增加一倍左右，阻力增大不少。。。
zjltr 发表于 2014-5-26 17:10
大涵道比发动机带来更大推力的同时也附带着更大的油耗和更大的巡航阻力，还有更复杂的机械机构和维护工时。 ...
你当大涵道比发动机在空中是不转的吗？
还“巡航阻力”呢，发动机前端是低压区，好吧？
气流是被吸入发动机的，不是阻挡在发动机前的。
大涵道比发动机带来更大推力的同时也附带着更大的油耗和更大的巡航阻力，还有更复杂的机械机构和维护工时。 ...
你当大涵道比发动机在空中是不转的吗？
还“巡航阻力”呢，发动机前端是低压区，好吧？
气流是被吸入发动机的，不是阻挡在发动机前的。
核心机一致的前提下，增大涵道比虽然提高了燃油效率，但降低了单位推力，要获得同等的巡航推力，大涵道比发动机需要更大的进气量，从而带来更大的尺寸、阻力和重量。航空上有布雷盖巡航公式，代入公式计算的话，在一定航程要求下，涵道比-任务用油曲线是存在拐点的，达到第一个拐点后，再增加涵道比，已经不能明显减低油耗，达到第二个拐点后，继续增加涵道比，油耗反而会开始增加。越是设计航程短的飞机，越是要控制涵道比，因为两个拐点出现得会更早。737虽然也算是干线机，但即便最新的900，最大航程也不到6000公里，不足747的一半，更不要说支线机和公务机了。
zjltr 发表于 2014-5-26 17:10
大涵道比发动机带来更大推力的同时也附带着更大的油耗和更大的巡航阻力，还有更复杂的机械机构和维护工时。 ...
核心的问题不是所谓的油耗或巡航阻力，核心的问题是核心机做不了更小。
大涵道比发动机带来更大推力的同时也附带着更大的油耗和更大的巡航阻力，还有更复杂的机械机构和维护工时。 ...
核心的问题不是所谓的油耗或巡航阻力，核心的问题是核心机做不了更小。
tdebug 发表于 2014-5-26 17:47
核心机一致的前提下，增大涵道比虽然提高了燃油效率，但降低了单位推力，要获得同等的巡航推力，大涵道比发 ...
你的意思是,增大涵比,推重比会变小? 关于公务机的航程,我前面说的RR的BR725,涵比4.4的那款发动机,是用于湾流G650的.G650是可以跨洋的,航程将近13000公里.
tdebug 发表于 2014-5-26 17:47
核心机一致的前提下，增大涵道比虽然提高了燃油效率，但降低了单位推力，要获得同等的巡航推力，大涵道比发 ...
你的意思是,增大涵比,推重比会变小? 关于公务机的航程,我前面说的RR的BR725,涵比4.4的那款发动机,是用于湾流G650的.G650是可以跨洋的,航程将近13000公里.
rwgaoegmao 发表于 2014-5-26 17:51
核心的问题不是所谓的油耗或巡航阻力，核心的问题是核心机做不了更小。
核心机做不了更小,难道风扇也不能增大尺寸?
核心的问题不是所谓的油耗或巡航阻力，核心的问题是核心机做不了更小。
核心机做不了更小,难道风扇也不能增大尺寸?
你当大涵道比发动机在空中是不转的吗？
还“巡航阻力”呢，发动机前端是低压区，好吧？
气流是被吸入发 ...
OK，你觉得巡航阻力这个词有偏差的话不吝赐教。我个人认为发动机增加的涵道不管如何都会反应在飞机的整体风阻上面，毕竟你说的镂空还是有叶片的阻挡，无论你怎么转动。
还“巡航阻力”呢，发动机前端是低压区，好吧？
气流是被吸入发 ...
OK，你觉得巡航阻力这个词有偏差的话不吝赐教。我个人认为发动机增加的涵道不管如何都会反应在飞机的整体风阻上面，毕竟你说的镂空还是有叶片的阻挡，无论你怎么转动。
zjltr 发表于 2014-5-26 17:56
OK，你觉得巡航阻力这个词有偏差的话不吝赐教。我个人认为发动机增加的涵道不管如何都会反应在飞机的整体 ...
增大涵比会增加迎风阻力,这也是为什么带加力式涡扇涵比都在1.5以下的原因. 反正我是没见过加力式涡扇涵比超过1.4的.
OK，你觉得巡航阻力这个词有偏差的话不吝赐教。我个人认为发动机增加的涵道不管如何都会反应在飞机的整体 ...
增大涵比会增加迎风阻力,这也是为什么带加力式涡扇涵比都在1.5以下的原因. 反正我是没见过加力式涡扇涵比超过1.4的.
zjltr 发表于 2014-5-26 17:56
OK，你觉得巡航阻力这个词有偏差的话不吝赐教。我个人认为发动机增加的涵道不管如何都会反应在飞机的整体 ...
北鼻，没有“叶片”，那气流就无法被吸入发动机，好吧？是发动机产生推力的一部分，所以人家要加大涵道提高效率，好吧？
上面告诉乃了，差别的核心问题是核心机不能做的任意小。
OK，你觉得巡航阻力这个词有偏差的话不吝赐教。我个人认为发动机增加的涵道不管如何都会反应在飞机的整体 ...
北鼻，没有“叶片”，那气流就无法被吸入发动机，好吧？是发动机产生推力的一部分，所以人家要加大涵道提高效率，好吧？
上面告诉乃了，差别的核心问题是核心机不能做的任意小。
涵道比大，直径就大，不怕拖地吗？
你的意思是,增大涵比,推重比会变小? 关于公务机的航程,我前面说的RR的BR725,涵比4.4的那款发动机,是用 ...
层主没有说涵道比增加推重比就会下降，层主说的是固定航程的条件下涵道比和任务用油是一条曲线关系，到达一定的点再增加涵道比只会增大油耗，这和我前面说的是相近的。
层主没有说涵道比增加推重比就会下降，层主说的是固定航程的条件下涵道比和任务用油是一条曲线关系，到达一定的点再增加涵道比只会增大油耗，这和我前面说的是相近的。
PolarBaby 发表于 2014-5-26 17:55
核心机做不了更小,难道风扇也不能增大尺寸?
叶片的运转，靠的是核心机输出的能力以及涡轮能转化出来的扭力啊。
核心机的能力以及涡轮的能力决定了，风扇最大能做多大。
当然，还有发动机的推力需求的规格。
PolarBaby 发表于 2014-5-26 17:55
核心机做不了更小,难道风扇也不能增大尺寸?
叶片的运转，靠的是核心机输出的能力以及涡轮能转化出来的扭力啊。
核心机的能力以及涡轮的能力决定了，风扇最大能做多大。
当然，还有发动机的推力需求的规格。
叶片的运转，靠的是核心机提供的扭力啊。
核心机的能力以及涡轮的能力决定了，风扇最大能做多大。
当然 ...
你说这话和我前面说的有什么差别？飞机需要的推力是固定的，核心机也是固定的，增大的涵道在增加阻力的同时对油耗不见得有多大的节约，毕竟哪种飞机用哪种涵道比的发动机都是计算过的，在这种前提下讨论增大涵道有啥意义。
核心机的能力以及涡轮的能力决定了，风扇最大能做多大。
当然 ...
你说这话和我前面说的有什么差别？飞机需要的推力是固定的，核心机也是固定的，增大的涵道在增加阻力的同时对油耗不见得有多大的节约，毕竟哪种飞机用哪种涵道比的发动机都是计算过的，在这种前提下讨论增大涵道有啥意义。
PolarBaby 发表于 2014-5-26 18:00
增大涵比会增加迎风阻力,这也是为什么带加力式涡扇涵比都在1.5以下的原因. 反正我是没见过加力式涡扇涵 ...
加力的理念是靠燃烧油料量来提高瞬间推力，而不是靠提高油料燃烧效率来提高平均推力。
所以，加力很少开。
PolarBaby 发表于 2014-5-26 18:00
增大涵比会增加迎风阻力,这也是为什么带加力式涡扇涵比都在1.5以下的原因. 反正我是没见过加力式涡扇涵 ...
加力的理念是靠燃烧油料量来提高瞬间推力，而不是靠提高油料燃烧效率来提高平均推力。
所以，加力很少开。
zjltr 发表于 2014-5-26 18:08
你说这话和我前面说的有什么差别？飞机需要的推力是固定的，核心机也是固定的，增大的涵道在增加阻力的同 ...
当然差别大了，视角就不同。
发动机运转，叶片是产生动力的；发动机停止运转，叶片是导致阻力的。
就和汽车的轮胎一样。
zjltr 发表于 2014-5-26 18:08
你说这话和我前面说的有什么差别？飞机需要的推力是固定的，核心机也是固定的，增大的涵道在增加阻力的同 ...
当然差别大了，视角就不同。
发动机运转，叶片是产生动力的；发动机停止运转，叶片是导致阻力的。
就和汽车的轮胎一样。
尺寸限制是主因之一，320NEO发动机要比737MAX的大一圈，原因很简单，737退短
737发动机吊舱做成平底也是同道理，这货设计得太早了，当时大涵道比还没流行
737发动机吊舱做成平底也是同道理，这货设计得太早了，当时大涵道比还没流行
........那么大的货你打算吊在什么地方.....
当然差别大了，视角就不同。
发动机运转，叶片是产生动力的；发动机停止运转，叶片是导致阻力的。
我服了你了。。。谁不知道风扇转动的时候提供推力的，难道说大风扇比小风扇的阻力更小？
发动机运转，叶片是产生动力的；发动机停止运转，叶片是导致阻力的。
我服了你了。。。谁不知道风扇转动的时候提供推力的，难道说大风扇比小风扇的阻力更小？
zjltr 发表于 2014-5-26 18:22
我服了你了。。。谁不知道风扇转动的时候提供推力的，难道说大风扇比小风扇的阻力更小？
前端压力大于后端那就是阻力。
后端压力大于前端那就是推力。
我服了你了。。。谁不知道风扇转动的时候提供推力的，难道说大风扇比小风扇的阻力更小？
前端压力大于后端那就是阻力。
后端压力大于前端那就是推力。
starikki 发表于 2014-5-26 18:18
尺寸限制是主因之一，320NEO发动机要比737MAX的大一圈，原因很简单，737退短
737发动机吊舱做成平底也是同 ...
737MAX的吊舱是带点上仰的，对设计空间需求达到高度优化的水准；
而320NEO的吊舱相比之下，离地空间太大，浪费了很多高度。
尺寸限制是主因之一，320NEO发动机要比737MAX的大一圈，原因很简单，737退短
737发动机吊舱做成平底也是同 ...
737MAX的吊舱是带点上仰的，对设计空间需求达到高度优化的水准；
而320NEO的吊舱相比之下，离地空间太大，浪费了很多高度。
rwgaoegmao 发表于 2014-5-26 18:10
加力的理念是靠燃烧油料量来提高瞬间推力，而不是靠提高油料燃烧效率来提高平均推力。
所以，加力很少 ...
但加力式涡扇也是为了超音速,所以为了使得迎风面积不至于过大,因此涵比最大不过1.4,参考图160的发动机.
rwgaoegmao 发表于 2014-5-26 18:10
加力的理念是靠燃烧油料量来提高瞬间推力，而不是靠提高油料燃烧效率来提高平均推力。
所以，加力很少 ...
但加力式涡扇也是为了超音速,所以为了使得迎风面积不至于过大,因此涵比最大不过1.4,参考图160的发动机.
图160的NK-321是不是有史以来涵比最大的加力式涡扇? 有没有专家出来讲一下? 我个人认为是这样的.
图160的NK-321是不是有史以来涵比最大的加力式涡扇? 有没有专家出来讲一下? 我个人认为是这样的.
rwgaoegmao 发表于 2014-5-26 18:28
前端压力大于后端那就是阻力。
后端压力大于前端那就是推力。
重点不在于这里，风扇是提供推力的，这点大家都知道。重点是在提供同样的推力或者同样的航速下，大风扇的阻力比小风扇要大，这一点你同意不？同意的话就不用再讨论了，前面你说的都没错，不过你的答复总感觉没答到点子上面去。
前端压力大于后端那就是阻力。
后端压力大于前端那就是推力。
重点不在于这里，风扇是提供推力的，这点大家都知道。重点是在提供同样的推力或者同样的航速下，大风扇的阻力比小风扇要大，这一点你同意不？同意的话就不用再讨论了，前面你说的都没错，不过你的答复总感觉没答到点子上面去。
这个和二战单发活塞式战斗机，轻型的用液冷发动机，重型的用风冷发动机的道理差不多
其实也就是辩证法的体现（好多童鞋都鄙视中学政治，其实是非常有用的）
这个和二战单发活塞式战斗机，轻型的用液冷发动机，重型的用风冷发动机的道理差不多
其实也就是辩证法的体现（好多童鞋都鄙视中学政治，其实是非常有用的）
刚想起来,B1b用的F101也是一款涵比不小的加力式涡扇,涵比达到了2 !
刚想起来,B1b用的F101也是一款涵比不小的加力式涡扇,涵比达到了2 !
枪管短后座 发表于 2014-5-26 18:50
这个和二战单发活塞式战斗机，轻型的用液冷发动机，重型的用风冷发动机的道理差不多
其实也就是辩证法的体 ...
在不同的需求下面制定出不同的方案去实现需求，这样说比较合理。
这个和二战单发活塞式战斗机，轻型的用液冷发动机，重型的用风冷发动机的道理差不多
其实也就是辩证法的体 ...
在不同的需求下面制定出不同的方案去实现需求，这样说比较合理。
tdebug 发表于 2014-5-26 17:47
核心机一致的前提下，增大涵道比虽然提高了燃油效率，但降低了单位推力，要获得同等的巡航推力，大涵道比发 ...
这个，航程更多是和载油相关；
737的航程最大的是737BBJ，航程加大,可达11480公里
核心机一致的前提下，增大涵道比虽然提高了燃油效率，但降低了单位推力，要获得同等的巡航推力，大涵道比发 ...
这个，航程更多是和载油相关；
737的航程最大的是737BBJ，航程加大,可达11480公里
kwah 发表于 2014-5-26 18:54
这个，航程更多是和载油相关；
737的航程最大的是737BBJ，航程加大,可达11480公里
空客的A319CJ航程比这个还长.
kwah 发表于 2014-5-26 18:54
这个，航程更多是和载油相关；
737的航程最大的是737BBJ，航程加大,可达11480公里
空客的A319CJ航程比这个还长.
PolarBaby 发表于 2014-5-26 18:56
空客的A319CJ航程比这个还长.
所以航程和涵道比没有线性关系；
空客的A319CJ航程比这个还长.
所以航程和涵道比没有线性关系；