超级军网一般巡航导弹用的涡扇发动机,涵比都多大?
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 01:43:59
类似战斧这样的巡航导弹,航程都不低于2000公里,势必对发动机的耗油率有着不小的要求. 亚音速长距离巡航导弹既然采用涡扇,那涵比通常是多大呢? 是否因为巡航导弹对发动机的体积有要求,从而使得巡航导弹采用的涡扇,涵比和战机一样小呢?类似战斧这样的巡航导弹,航程都不低于2000公里,势必对发动机的耗油率有着不小的要求. 亚音速长距离巡航导弹既然采用涡扇,那涵比通常是多大呢? 是否因为巡航导弹对发动机的体积有要求,从而使得巡航导弹采用的涡扇,涵比和战机一样小呢?
涵道比应该很小，战斧速度很快是高亚音速，涵道比大了一个是高速时反而成为累赘，另外一个因素是空间就那么大，不可能做成大涵道。
第八炮兵 发表于 2014-9-11 22:47
涵道比应该很小，战斧速度很快是高亚音速，涵道比大了一个是高速时反而成为累赘，另外一个因素是空间就那么 ...
小于1的涵比???
涵道比应该很小，战斧速度很快是高亚音速，涵道比大了一个是高速时反而成为累赘，另外一个因素是空间就那么 ...
小于1的涵比???
PolarBaby 发表于 2014-9-11 22:59
小于1的涵比???
我认为必然小于1，看战斧那直径，如果是大涵道比的话，核心机得多小？
小于1的涵比???
我认为必然小于1，看战斧那直径，如果是大涵道比的话，核心机得多小？
2014-9-11 23:10 上传
第八炮兵 发表于 2014-9-11 23:02
我认为必然小于1，看战斧那直径，如果是大涵道比的话，核心机得多小？
不仅仅是涵比小,巡航导弹的那种小推力涡扇,单转子的结构我估计都是够用的,你觉得呢? 我前阵子问过一个无人机参展商,他跟我讲,航模用的那种涡扇是单转子结构的,优点是比航模涡喷省油,缺点是噪音大.
第八炮兵 发表于 2014-9-11 23:02
我认为必然小于1，看战斧那直径，如果是大涵道比的话，核心机得多小？
不仅仅是涵比小,巡航导弹的那种小推力涡扇,单转子的结构我估计都是够用的,你觉得呢? 我前阵子问过一个无人机参展商,他跟我讲,航模用的那种涡扇是单转子结构的,优点是比航模涡喷省油,缺点是噪音大.
PolarBaby 发表于 2014-9-11 23:12
不仅仅是涵比小,巡航导弹的那种小推力涡扇,单转子的结构我估计都是够用的,你觉得呢? 我前阵子问过一个 ...
导弹上的小涡扇比航模的推力大百倍吧。
不仅仅是涵比小,巡航导弹的那种小推力涡扇,单转子的结构我估计都是够用的,你觉得呢? 我前阵子问过一个 ...
导弹上的小涡扇比航模的推力大百倍吧。
第八炮兵 发表于 2014-9-11 23:18
导弹上的小涡扇比航模的推力大百倍吧。
巡航导弹的那种涡扇顶多算是小推.一枚战斧自重1吨多而已. 估计单转子+小涵比是巡航导弹涡扇的大致结构特点.
导弹上的小涡扇比航模的推力大百倍吧。
巡航导弹的那种涡扇顶多算是小推.一枚战斧自重1吨多而已. 估计单转子+小涵比是巡航导弹涡扇的大致结构特点.
PolarBaby 发表于 2014-9-11 23:23
巡航导弹的那种涡扇顶多算是小推.一枚战斧自重1吨多而已. 估计单转子+小涵比是巡航导弹涡扇的大致结构 ...
战斧自重1.5吨左右，它上面的小涡扇推力至少有500公斤以上。
巡航导弹的那种涡扇顶多算是小推.一枚战斧自重1吨多而已. 估计单转子+小涵比是巡航导弹涡扇的大致结构 ...
战斧自重1.5吨左右，它上面的小涡扇推力至少有500公斤以上。
PolarBaby 发表于 2014-9-11 23:12
不仅仅是涵比小,巡航导弹的那种小推力涡扇,单转子的结构我估计都是够用的,你觉得呢? 我前阵子问过一个 ...
航模那个是离心式涡喷(压力机用的是汽车那种增压涡轮扇叶的)只有一级压气同涡轮,优点就是结构简单但是效率很杯具.....
涡扇如果用单转子的是很容易引起发动机的振喘的,那为了解决振喘又要放气这样效率会降低的,我想巡航导弹应该是用小型双转子涡扇吧...
(小白一个以上纯个人意见忽喷....)
不仅仅是涵比小,巡航导弹的那种小推力涡扇,单转子的结构我估计都是够用的,你觉得呢? 我前阵子问过一个 ...
航模那个是离心式涡喷(压力机用的是汽车那种增压涡轮扇叶的)只有一级压气同涡轮,优点就是结构简单但是效率很杯具.....
涡扇如果用单转子的是很容易引起发动机的振喘的,那为了解决振喘又要放气这样效率会降低的,我想巡航导弹应该是用小型双转子涡扇吧...
(小白一个以上纯个人意见忽喷....)
第八炮兵 发表于 2014-9-11 23:25
战斧自重1.5吨左右，它上面的小涡扇推力至少有500公斤以上。
只有260来公斤而已
战斧自重1.5吨左右，它上面的小涡扇推力至少有500公斤以上。
只有260来公斤而已
thomas1987 发表于 2014-9-12 09:10
只有260来公斤而已
2.7~3.1KN，也就是610~700磅，双转子涡扇，涵道比1，型号是F107，推比4.6~5.2
其改型被用于AGM129，推力4.4kn（1000磅），同样涵道比为1，型号是F112，推比约6.3（不含附件达到10左右）
只有260来公斤而已
2.7~3.1KN，也就是610~700磅，双转子涡扇，涵道比1，型号是F107，推比4.6~5.2
其改型被用于AGM129，推力4.4kn（1000磅），同样涵道比为1，型号是F112，推比约6.3（不含附件达到10左右）
PolarBaby 发表于 2014-9-11 23:23
巡航导弹的那种涡扇顶多算是小推.一枚战斧自重1吨多而已. 估计单转子+小涵比是巡航导弹涡扇的大致结构 ...
单转子油耗高，实际用的WS500/F107/F112等均为双转子小涵道比涡扇，为了省油压比都较高，高的甚至有30。
巡航导弹的那种涡扇顶多算是小推.一枚战斧自重1吨多而已. 估计单转子+小涵比是巡航导弹涡扇的大致结构 ...
单转子油耗高，实际用的WS500/F107/F112等均为双转子小涵道比涡扇，为了省油压比都较高，高的甚至有30。
战斧自重1.5吨左右，它上面的小涡扇推力至少有500公斤以上。
一般高亚音速巡航弹和无人机，推重比0.2足矣……来自: Android客户端
一般高亚音速巡航弹和无人机，推重比0.2足矣……来自: Android客户端
anentere1 发表于 2014-9-12 00:21
航模那个是离心式涡喷(压力机用的是汽车那种增压涡轮扇叶的)只有一级压气同涡轮,优点就是结构简单但是 ...
法国的幻影2000就是采用的单转子涡扇好不?
航模那个是离心式涡喷(压力机用的是汽车那种增压涡轮扇叶的)只有一级压气同涡轮,优点就是结构简单但是 ...
法国的幻影2000就是采用的单转子涡扇好不?
ZQSMA 发表于 2014-9-12 11:21
2.7~3.1KN，也就是610~700磅，双转子涡扇，涵道比1，型号是F107，推比4.6~5.2
其改型被用于AGM129，推 ...
长姿势了,看样子即使是这种小推力一次性的涡扇发动机,内部结构也是毫不含糊啊,双转子......
2.7~3.1KN，也就是610~700磅，双转子涡扇，涵道比1，型号是F107，推比4.6~5.2
其改型被用于AGM129，推 ...
长姿势了,看样子即使是这种小推力一次性的涡扇发动机,内部结构也是毫不含糊啊,双转子......
ZQSMA 发表于 2014-9-12 11:24
单转子油耗高，实际用的WS500/F107/F112等均为双转子小涵道比涡扇，为了省油压比都较高，高的甚至有30。
确实,这样才能保证2000公里以上甚至3000公里的导弹射程.
单转子油耗高，实际用的WS500/F107/F112等均为双转子小涵道比涡扇，为了省油压比都较高，高的甚至有30。
确实,这样才能保证2000公里以上甚至3000公里的导弹射程.
ZQSMA 发表于 2014-9-12 11:21
2.7~3.1KN，也就是610~700磅，双转子涡扇，涵道比1，型号是F107，推比4.6~5.2
其改型被用于AGM129，推 ...
涵比比战斗机用的涡扇普遍都要大不少.1的涵比,省油应该是相当可观了
2.7~3.1KN，也就是610~700磅，双转子涡扇，涵道比1，型号是F107，推比4.6~5.2
其改型被用于AGM129，推 ...
涵比比战斗机用的涡扇普遍都要大不少.1的涵比,省油应该是相当可观了
第八炮兵 发表于 2014-9-11 23:11
看这个小涡扇内外圈大小，涵道比明显小于1。
涵道比指的是涵道与核心机空气流量比！（质量之比）不是截面比！跟温度压强流速都有关，不可能只测量直径比，更不可能目测？！
看这个小涡扇内外圈大小，涵道比明显小于1。
涵道比指的是涵道与核心机空气流量比！（质量之比）不是截面比！跟温度压强流速都有关，不可能只测量直径比，更不可能目测？！
hand. 发表于 2014-9-12 12:31
涵道比指的是涵道与核心机空气流量比！（质量之比）不是截面比！跟温度压强流速都有关，不可能只测量直径 ...
外围冷气流的流量密度肯定没有内层热气流的密度高，如果外圈都这么小，涵道比肯定小于1.
涵道比指的是涵道与核心机空气流量比！（质量之比）不是截面比！跟温度压强流速都有关，不可能只测量直径 ...
外围冷气流的流量密度肯定没有内层热气流的密度高，如果外圈都这么小，涵道比肯定小于1.
PolarBaby 发表于 2014-9-12 12:24
长姿势了,看样子即使是这种小推力一次性的涡扇发动机,内部结构也是毫不含糊啊,双转子......
小发也有小发的特色，另外这些发动机寿命并不一定很短，某些无人机，比如X36和X50同样使用F112作为动力。
长姿势了,看样子即使是这种小推力一次性的涡扇发动机,内部结构也是毫不含糊啊,双转子......
小发也有小发的特色，另外这些发动机寿命并不一定很短，某些无人机，比如X36和X50同样使用F112作为动力。
巡航导弹用涡扇是趋势 但是吧 如果用涡喷更便宜 还不如用涡喷···
hand. 发表于 2014-9-12 12:31
涵道比指的是涵道与核心机空气流量比！（质量之比）不是截面比！跟温度压强流速都有关，不可能只测量直径 ...
测量直径是可以的，不过是要看内外涵道分界点的面积比。
涵道比指的是涵道与核心机空气流量比！（质量之比）不是截面比！跟温度压强流速都有关，不可能只测量直径 ...
测量直径是可以的，不过是要看内外涵道分界点的面积比。
PolarBaby 发表于 2014-9-12 12:26
涵比比战斗机用的涡扇普遍都要大不少.1的涵比,省油应该是相当可观了
中低空巡航状态耗油率在0.5~0.7之间，略高于商用发动机。
涵比比战斗机用的涡扇普遍都要大不少.1的涵比,省油应该是相当可观了
中低空巡航状态耗油率在0.5~0.7之间，略高于商用发动机。
sunlibo1986 发表于 2014-9-12 13:02
巡航导弹用涡扇是趋势 但是吧 如果用涡喷更便宜 还不如用涡喷···
短程用涡喷还是比较便宜的，远程用涡扇反而便宜。
巡航导弹用涡扇是趋势 但是吧 如果用涡喷更便宜 还不如用涡喷···
短程用涡喷还是比较便宜的，远程用涡扇反而便宜。
中低空巡航状态耗油率在0.5~0.7之间，略高于商用发动机。
求问WS500的适装对象
求问WS500的适装对象
羽毛蛇 发表于 2014-9-12 15:53
求问WS500的适装对象
巡航弹上应该就是这玩意，要靠涡喷去飞2000~3000公里，谁信咯。
WS500也应该可以用于1.5吨以下的小型UAV，只看是有无使用的必要。
羽毛蛇 发表于 2014-9-12 15:53
求问WS500的适装对象
巡航弹上应该就是这玩意，要靠涡喷去飞2000~3000公里，谁信咯。
WS500也应该可以用于1.5吨以下的小型UAV，只看是有无使用的必要。
ZQSMA 发表于 2014-9-12 13:02
测量直径是可以的，不过是要看内外涵道分界点的面积比。
流速不一样，密度不一样怎么破？？神换算？虽然有经验公式，不同的涡轮前温度，不同的压缩比甚至不同的燃烧室结构都会影响公式的运算，所以所有涡扇涵道比是通过实验实测出来的！
ZQSMA 发表于 2014-9-12 13:02
测量直径是可以的，不过是要看内外涵道分界点的面积比。
流速不一样，密度不一样怎么破？？神换算？虽然有经验公式，不同的涡轮前温度，不同的压缩比甚至不同的燃烧室结构都会影响公式的运算，所以所有涡扇涵道比是通过实验实测出来的！
第八炮兵 发表于 2014-9-12 13:01
外围冷气流的流量密度肯定没有内层热气流的密度高，如果外圈都这么小，涵道比肯定小于1.
内层涵道只是一个圆环形！谁的神眼敢断定涵道比小于一？？？
外围冷气流的流量密度肯定没有内层热气流的密度高，如果外圈都这么小，涵道比肯定小于1.
内层涵道只是一个圆环形！谁的神眼敢断定涵道比小于一？？？
ZQSMA 发表于 2014-9-12 17:27
巡航弹上应该就是这玩意，要靠涡喷去飞2000~3000公里，谁信咯。
WS500也应该可以用于1.5吨以下的小 ...
这次天津的无人机展览,中航的展位展示了一架称作WJ600的无人机,采用的是涡扇动力.而且这款飞机机翼可以挂载导弹的.
巡航弹上应该就是这玩意，要靠涡喷去飞2000~3000公里，谁信咯。
WS500也应该可以用于1.5吨以下的小 ...
这次天津的无人机展览,中航的展位展示了一架称作WJ600的无人机,采用的是涡扇动力.而且这款飞机机翼可以挂载导弹的.
hand. 发表于 2014-9-12 20:59
流速不一样，密度不一样怎么破？？神换算？虽然有经验公式，不同的涡轮前温度，不同的压缩比甚至不同的 ...
在分界点附近，密度和流速怎么不一样了？什么叫神换算？你知道什么是流场？真是可笑之极。
涵道比或者说流量比是指的进口空气流量，和什么压缩比、涡轮前温度有半毛钱关系？不懂装懂，胡说八道。
hand. 发表于 2014-9-12 20:59
流速不一样，密度不一样怎么破？？神换算？虽然有经验公式，不同的涡轮前温度，不同的压缩比甚至不同的 ...
在分界点附近，密度和流速怎么不一样了？什么叫神换算？你知道什么是流场？真是可笑之极。
涵道比或者说流量比是指的进口空气流量，和什么压缩比、涡轮前温度有半毛钱关系？不懂装懂，胡说八道。
PolarBaby 发表于 2014-9-12 21:55
这次天津的无人机展览,中航的展位展示了一架称作WJ600的无人机,采用的是涡扇动力.而且这款飞机机翼可以挂 ...
那个就不清楚，很可能就是在HY4/C602之类的东西上直接改的，为了省事，估计还是用的小涡喷。
PolarBaby 发表于 2014-9-12 21:55
这次天津的无人机展览,中航的展位展示了一架称作WJ600的无人机,采用的是涡扇动力.而且这款飞机机翼可以挂 ...
那个就不清楚，很可能就是在HY4/C602之类的东西上直接改的，为了省事，估计还是用的小涡喷。
外围冷气流的流量密度肯定没有内层热气流的密度高，如果外圈都这么小，涵道比肯定小于1.
可以大致估算
可以大致估算
sunlibo1986 发表于 2014-9-12 13:02
巡航导弹用涡扇是趋势 但是吧 如果用涡喷更便宜 还不如用涡喷···
我觉得也是，首先这东西是一次性使用，没必要用太贵的，其次直径在那摆着涵道比肯定不高，外涵道推力贡献不大，亚音速巡航弹也不需要太大推力，能省电钱还是要省的。关键不知道小涡喷是否太废油，这个对体积不大的巡航弹来说油耗是很重要的。
巡航导弹用涡扇是趋势 但是吧 如果用涡喷更便宜 还不如用涡喷···
我觉得也是，首先这东西是一次性使用，没必要用太贵的，其次直径在那摆着涵道比肯定不高，外涵道推力贡献不大，亚音速巡航弹也不需要太大推力，能省电钱还是要省的。关键不知道小涡喷是否太废油，这个对体积不大的巡航弹来说油耗是很重要的。
第八炮兵 发表于 2014-9-13 00:52
我觉得也是，首先这东西是一次性使用，没必要用太贵的，其次直径在那摆着涵道比肯定不高，外涵道推力贡献 ...
外涵道推力贡献出了涵道比还有增压比，涡扇的油耗比涡喷要低一半，推比也更高。
小涡喷，混合式供油的（燃油+滑油一起，少一套滑油系统），耗油率达到1.3~1.6kg/daN*H，分离供油的，油耗在1.0~1.1kg/daN*H，均远高于涡扇0.5~0.7kg/daNH，推比方面，不含附件条件下，前者在7~8左右，后者只有4~5，涡扇不含附件可以做到10左右。
第八炮兵 发表于 2014-9-13 00:52
我觉得也是，首先这东西是一次性使用，没必要用太贵的，其次直径在那摆着涵道比肯定不高，外涵道推力贡献 ...
外涵道推力贡献出了涵道比还有增压比，涡扇的油耗比涡喷要低一半，推比也更高。
小涡喷，混合式供油的（燃油+滑油一起，少一套滑油系统），耗油率达到1.3~1.6kg/daN*H，分离供油的，油耗在1.0~1.1kg/daN*H，均远高于涡扇0.5~0.7kg/daNH，推比方面，不含附件条件下，前者在7~8左右，后者只有4~5，涡扇不含附件可以做到10左右。
法国的幻影2000就是采用的单转子涡扇好不?
近年那些涡扇还用单转子？？？
近年那些涡扇还用单转子？？？
第八炮兵 发表于 2014-9-11 23:11
看这个小涡扇内外圈大小，涵道比明显小于1。
这么比大小也可以，但不一定准确，外涵道是经过风扇压缩的，压缩比低，内涵经过高压压气机，压缩比高，空间看起来小点。
这副F110结构图可以看到，从高压压气机部分看，就没有外函道大。它的压比在0.8左右。
看这个小涡扇内外圈大小，涵道比明显小于1。
这么比大小也可以，但不一定准确，外涵道是经过风扇压缩的，压缩比低，内涵经过高压压气机，压缩比高，空间看起来小点。
这副F110结构图可以看到，从高压压气机部分看，就没有外函道大。它的压比在0.8左右。
ZQSMA 发表于 2014-9-14 16:35
外涵道推力贡献出了涵道比还有增压比，涡扇的油耗比涡喷要低一半，推比也更高。
小涡喷，混合式供油 ...
学习了。
外涵道推力贡献出了涵道比还有增压比，涡扇的油耗比涡喷要低一半，推比也更高。
小涡喷，混合式供油 ...
学习了。
涵道比，在核心机入口平面上，外涵道与内涵道面积之比就是涵道比，
这个得算面积，外涵道是大直径圆环，内涵道是小直径圆环，如果涵道比是1：1的话，那你看到的截面一定是内大外小的
这个得算面积，外涵道是大直径圆环，内涵道是小直径圆环，如果涵道比是1：1的话，那你看到的截面一定是内大外小的