超级军网机翼面积、超音速阻力系数与歼20的动力需求
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 07:42:24
超音速巡航被认为是四代机的重要特征之一，具体的争论这里 暂先不表。我只是计算一下关于超巡的一些简单算术问题。根据牛顿第一定律，一个物体维持其惯性的条件是没有受到力的作用或者外力合力为零。也就是说，阻力和推力合力为零，升力和重力合力为零，这是很好理解的事情。那么，歼20如果要实现对推力的需求是怎样的呢？
超音速阻力F=0.5×超阻系数×速度平方×大气密度×机翼面积。如果在11000米高度（平流层下缘，大气密度0.364），以1.5马赫时速（442.5米/秒）维持超音速巡航，根据维基百科，歼20机翼面积是58平米，而歼20的超阻力系数设定为0.035（类似F-22），那么超音速阻力将会是72.3千牛。AL31-F型发动机在11000米高度最大军用推力为32.4千牛，两台发动机提供64.8千牛，因此无法维持1.5马赫超巡，但是差距只有10千牛，也就是说，每台发动机只要再提升5千牛的推力，就可以让歼20维持超巡了。涡扇10A发动机应当具备这样的潜力，99M2发达机也可以适用。相比之下，F-119发动机在11000米高度可以提供54千牛推力，两台发动机超过100千牛，可以说动力迅猛，但是由于F22的机翼面积高达78平米，其超巡阻力高达98千牛，所以竟然只是刚刚好。如果未来装备160千牛的涡扇15发动机，歼20的超巡速度会比1.5马赫更高，或者可以采用较小的推力来实现超巡，从而延长超巡时间。
然而，最主要的问题是，一个是机翼面积数据是否准确？F15的机翼面积是57平米，苏27的机翼面积是62平米，F22的机翼面积是78平米，歼20的机翼面积等于F15，比F22小20平米？当然，采用了小展弦比中等后掠翼的歼20，确实机翼面积看起来很小。
第二个问题是阻力系数，苏27是0.045，F22是0.035，歼20能否达到F22的水平？采用小展弦比中等后掠翼，采用了长机身和面积律设计，并且努力减少垂直尾翼面积，采用全动垂尾，一切都是为了减阻，以至于外观上很有截击机的味道，阻力系数确实可能是比较低的。而且研究人员可能也考虑到发动机的问题，因此，歼20为了维持超巡，需要的推力会比较小。
超音速巡航被认为是四代机的重要特征之一，具体的争论这里 暂先不表。我只是计算一下关于超巡的一些简单算术问题。根据牛顿第一定律，一个物体维持其惯性的条件是没有受到力的作用或者外力合力为零。也就是说，阻力和推力合力为零，升力和重力合力为零，这是很好理解的事情。那么，歼20如果要实现对推力的需求是怎样的呢？
超音速阻力F=0.5×超阻系数×速度平方×大气密度×机翼面积。如果在11000米高度（平流层下缘，大气密度0.364），以1.5马赫时速（442.5米/秒）维持超音速巡航，根据维基百科，歼20机翼面积是58平米，而歼20的超阻力系数设定为0.035（类似F-22），那么超音速阻力将会是72.3千牛。AL31-F型发动机在11000米高度最大军用推力为32.4千牛，两台发动机提供64.8千牛，因此无法维持1.5马赫超巡，但是差距只有10千牛，也就是说，每台发动机只要再提升5千牛的推力，就可以让歼20维持超巡了。涡扇10A发动机应当具备这样的潜力，99M2发达机也可以适用。相比之下，F-119发动机在11000米高度可以提供54千牛推力，两台发动机超过100千牛，可以说动力迅猛，但是由于F22的机翼面积高达78平米，其超巡阻力高达98千牛，所以竟然只是刚刚好。如果未来装备160千牛的涡扇15发动机，歼20的超巡速度会比1.5马赫更高，或者可以采用较小的推力来实现超巡，从而延长超巡时间。
然而，最主要的问题是，一个是机翼面积数据是否准确？F15的机翼面积是57平米，苏27的机翼面积是62平米，F22的机翼面积是78平米，歼20的机翼面积等于F15，比F22小20平米？当然，采用了小展弦比中等后掠翼的歼20，确实机翼面积看起来很小。
第二个问题是阻力系数，苏27是0.045，F22是0.035，歼20能否达到F22的水平？采用小展弦比中等后掠翼，采用了长机身和面积律设计，并且努力减少垂直尾翼面积，采用全动垂尾，一切都是为了减阻，以至于外观上很有截击机的味道，阻力系数确实可能是比较低的。而且研究人员可能也考虑到发动机的问题，因此，歼20为了维持超巡，需要的推力会比较小。
八爷阻力系数0.038，20翼面积应该没有58这么小
smartfortwo 发表于 2014-12-2 22:23
八爷阻力系数0.038，20翼面积应该没有58这么小
歼8需要58千牛，两台AL31-F即可实现超巡
八爷阻力系数0.038，20翼面积应该没有58这么小
歼8需要58千牛，两台AL31-F即可实现超巡
guarddefend 发表于 2014-12-2 22:28
歼8需要58千牛，两台AL31-F即可实现超巡
错了，八爷1.53Ma阻力系数只有0.035，但是八爷超音速升阻比只有3.5，和四代要求的5以上有差距。
歼8需要58千牛，两台AL31-F即可实现超巡
错了，八爷1.53Ma阻力系数只有0.035，但是八爷超音速升阻比只有3.5，和四代要求的5以上有差距。
再来一个背景机阻力系数要求。
有个传闻中的14吨的FN Cep4，就是不太清楚中间推力多少。
有个传闻中的14吨的FN Cep4，就是不太清楚中间推力多少。
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超音速效率也不高，排行最末，在加上DSI进气道和拿个不给力的3姨夫发动机，20想超巡有点困难。
八爷放宽稳定度，减少配平阻力，加上新涡喷就可以超巡了，枪挑娘娘不再是梦想小猪甜甜1988 发表于 2014-12-2 22:44
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超 ...
这么颠倒黑白的无常识言论？ 你还是少传点谣为好。
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超 ...
这么颠倒黑白的无常识言论？ 你还是少传点谣为好。
你这么假定得是让J-20机身不产生升力，实际上如果超巡时只有主翼产生升力的话J-20的升力中心将非常靠后——这，是不可能的。
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
小猪甜甜1988 发表于 2014-12-2 22:44
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超 ...
那看来SR-71悲剧了
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超 ...
那看来SR-71悲剧了
LantianYY 发表于 2014-12-2 22:50
那看来SR-71悲剧了
说对了，何止是黑鸟，包括战神婢女、协和在内，受当时气动水平限制，当时的黑鸟加速到3倍音速时间是相当漫长的，如果采用现在NASA的理论设计的新型气动布局的飞行器超音速飞行效果更高，参见钱坤的再续前缘超音速飞机的接班人这篇文章
LantianYY 发表于 2014-12-2 22:50
那看来SR-71悲剧了
说对了，何止是黑鸟，包括战神婢女、协和在内，受当时气动水平限制，当时的黑鸟加速到3倍音速时间是相当漫长的，如果采用现在NASA的理论设计的新型气动布局的飞行器超音速飞行效果更高，参见钱坤的再续前缘超音速飞机的接班人这篇文章
smartfortwo 发表于 2014-12-2 22:41
再来一个背景机阻力系数要求。
看来确实是按照F22的标准要求的。另外，1.5马赫以上的话，就需要机翼前缘冷却系统来降低保持红外特征了。不知道歼20是否也会安装这种系统。看来没有必要把速度提升到太高的地步
再来一个背景机阻力系数要求。
看来确实是按照F22的标准要求的。另外，1.5马赫以上的话，就需要机翼前缘冷却系统来降低保持红外特征了。不知道歼20是否也会安装这种系统。看来没有必要把速度提升到太高的地步
小猪甜甜1988 发表于 2014-12-2 22:58
说对了，何止是黑鸟，包括战神婢女在内，受当时气动水平限制，当时的黑鸟加速到3倍音速时间是相当漫长 ...
麻烦提供一下这文章的出处吧，看看能不能在网上下载到这篇文章，我硬盘已饥渴难耐
说对了，何止是黑鸟，包括战神婢女在内，受当时气动水平限制，当时的黑鸟加速到3倍音速时间是相当漫长 ...
麻烦提供一下这文章的出处吧，看看能不能在网上下载到这篇文章，我硬盘已饥渴难耐
LantianYY 发表于 2014-12-2 22:49
你这么假定得是让J-20机身不产生升力，实际上如果超巡时只有主翼产生升力的话J-20的升力中心将非常靠后—— ...
现在还是需要更加准确的数据，目前只能靠不同飞机数据对比来猜测。
你这么假定得是让J-20机身不产生升力，实际上如果超巡时只有主翼产生升力的话J-20的升力中心将非常靠后—— ...
现在还是需要更加准确的数据，目前只能靠不同飞机数据对比来猜测。
dddd-dh2016 发表于 2014-12-2 22:49
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
这玩意指标是0.95Ma，当然我不排除你贴错了图。
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
这玩意指标是0.95Ma，当然我不排除你贴错了图。
胡杨胖子 发表于 2014-12-2 22:43
有个传闻中的14吨的FN Cep4，就是不太清楚中间推力多少。
应该是达不到要求的，31F地面军推最大78KN，到高空只有32.4KN。SEP4如果结构不改，涵道比一样的话，高空推力预计还是近似等比例上升的，14吨的sep4预计最大军推86KN左右，高空推力就算也提高10%，还是达不到要求。
有个传闻中的14吨的FN Cep4，就是不太清楚中间推力多少。
应该是达不到要求的，31F地面军推最大78KN，到高空只有32.4KN。SEP4如果结构不改，涵道比一样的话，高空推力预计还是近似等比例上升的，14吨的sep4预计最大军推86KN左右，高空推力就算也提高10%，还是达不到要求。
还有传闻ws15推力180kn的呐，那不要2.x超巡了
小猪甜甜1988 发表于 2014-12-2 22:58
说对了，何止是黑鸟，包括战神婢女在内，受当时气动水平限制，当时的黑鸟加速到3倍音速时间是相当漫长 ...
那么是啥布局呢？
说对了，何止是黑鸟，包括战神婢女在内，受当时气动水平限制，当时的黑鸟加速到3倍音速时间是相当漫长 ...
那么是啥布局呢？
小展弦比的梯形翼面，像F-104那样的形状，但采用的是超音速自然层流翼型技术，阻力更低，现在NASA已经不玩波阻玩摩擦阻力了
小展弦比的梯形翼面，像F-104那样的形状，但采用的是超音速自然层流翼型技术，阻力更低，现在NASA已经不玩波阻玩摩擦阻力了
sdwgc 发表于 2014-12-2 23:04
还有传闻ws15推力180kn的呐，那不要2.x超巡了
那样就要强大的红外冷却了。之所以超巡定在1.6马赫，也是和红外信号特征有关。
还有传闻ws15推力180kn的呐，那不要2.x超巡了
那样就要强大的红外冷却了。之所以超巡定在1.6马赫，也是和红外信号特征有关。
问题是J20如果翼面积只有58平方米的话那翼载就太高了，另外高空用台架推力也有问题吧？
dddd-dh2016 发表于 2014-12-2 22:49
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
这货怎么长的像拉帝欧斯
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
这货怎么长的像拉帝欧斯
那样就要强大的红外冷却了。之所以超巡定在1.6马赫，也是和红外信号特征有关。
F22的红外冷却你有具体资料吗？是燃料冷却还是专用冷却液？
F22的红外冷却你有具体资料吗？是燃料冷却还是专用冷却液？
运动状态的条件是合外力为零。这个结论来自牛顿第二定律。
dddd-dh2016 发表于 2014-12-2 22:49
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
不要胡说，这个是波音的音速巡航者，勉强接近音速，前几年还因为技术水平下马了，航空科学技术上有介绍。
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
不要胡说，这个是波音的音速巡航者，勉强接近音速，前几年还因为技术水平下马了，航空科学技术上有介绍。
百臂巨人 发表于 2014-12-2 23:04
那么是啥布局呢？
11期刊航空知识上有介绍，现在可以去报停，机翼外形很像F-104
百臂巨人 发表于 2014-12-2 23:04
那么是啥布局呢？
11期刊航空知识上有介绍，现在可以去报停，机翼外形很像F-104
dddd-dh2016 发表于 2014-12-2 22:48
这么颠倒黑白的无常识言论？ 你还是少传点谣为好。
都什么年代了，这种50年前的鸭子三角翼老气动布局还是别拿出来现眼得了！
dddd-dh2016 发表于 2014-12-2 22:48
这么颠倒黑白的无常识言论？ 你还是少传点谣为好。
都什么年代了，这种50年前的鸭子三角翼老气动布局还是别拿出来现眼得了！
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并且不是简单的因为发动机推力大小问题。WS15也不是简单加大推力和推比就可以解决这个问题，反过来说，如果只考虑超巡，把其他问题简单化，以目前的推力大小已经足够。某个角度说，推力和喷流速度对涡扇来说是一个矛盾，前者决定低速机动性和航程，后者决定速度，解决这个矛盾导致了变循环发动机的诞生。
超巡的重点在低压比，涡前温度，喷流温度和速度。特别是涡前温度。
超巡和超音速机动的的要点不在于推力，而在于高空高速，有多少推力余量。
超巡有两种方法，常规涡扇，利用加力，把加力室内残余的余温氧气不惜油料的再次升温，这种做法，米格25干过，不过需要超大的油量，并为做到这个损失其他大量的性能。
真正的超巡，讲求的是超音速巡航时的燃油经济性以及推力余量，不把应该在涡轮前完成的事情交到涡轮后去解决。
见以下资料：
说发动机，先就要明确啥叫发动机推力，很多写发动机，写超巡的，其实压根就搞不清啥叫推力。
先说一个基本的物理学概念，动量守恒定律，如果一个系统不受外力或所受外力的矢量和为零，那么这个系统的总动量保持不变，这个结论叫做动量守恒定律。在现阶段的物理世界里观测到的宏观物体，都是遵守这个定律的，飞机也不例外。
那我们说这个，跟推力有啥关系?关系大了，喷气式发动机的基本原理就是动量守恒，发动机的喷流向后运动，这喷流本身是有速度和重量的，这就产生了一个向后的动量，而跟这个向后动量守恒的就是飞机向前增加的动量，而这个动量就是一般所说的推力了。或者说，推力就等于发动机喷流的动量减去发动机进气的动量。
先搞清楚这个原理了，就知道推力是怎么来的，怎么才能有更大的推力了。无非就是增加喷流的质量，或者增加喷流的速度，又或者两者都增加。比如说涡轮风扇发动机，就是通过外涵道大量吸入空气来增大发动机的进气流量。如果一个喷流，流量是100千克，速度是100米每秒，他的动量是10000，而另外一个喷流，流量是1000，速度是10米每秒，那他的动量同样是10000，这里又牵涉到另外一个概念，叫做能量守恒，发动机向后喷气产生推力，消耗的都是燃料的化学能，而动量公式是P=MV，也就是说动量是跟速度和重量都成正比，而动能则相反，是E=（1/2）Mv^2，也就是动能跟重量成正比，跟速度的平方成正比。这样的话，流量100，速度100的，他的喷流的动能需要有50万焦，而流量1000，速度10的，他的喷流动能就只有5万焦了，只有前者的十分之一，也就是说同样的推力（这里是个简单模型，不考虑飞机运动速度，只算静止台架推力），后者消耗的燃料只有前者的十分之一。
前面说到这是个静止的简单模型，实际上就是没有考虑到飞机进气速度增加的问题，一个发动机，在台架状态，他的进气速度是0，而在2倍音速，他的进气速度则要超过600米，一个发动机如果喷流速度只有600米，那他在2马赫速度下，进气速度和排气速度就相当了，推力就等于0.也就是说，在同等飞行速度下，喷流速度越大的，高速性能越好
上面是解释一些基本概念，只要这些概念搞清楚了，发动机的高速性能其实就很清楚了。
发动机有两个重要参数，一个是涡轮前温度，一个是喷流温度，涡轮前温度和喷流温度的区别，就是喷流从燃烧室出来，经过了涡轮，推动涡轮做功以驱动压气机（包括风扇），然后在喷出喷管之前，如果发动机有外涵道的话，高温高压空气还要跟外涵道出来的低温低压空气混合，热力学就不需要复习了，这些必然都会导致喷流温度低于涡轮前温度。、发动机的高速能力，实际上就取决于喷流温度的高低，喷流温度越高，在同等进气速度下能产生的单位喷流重量推力就越大。而涡轮做功驱动压气机，压气机的增压比越高，涡轮需要输出给压气机的功率也就越大，喷流损耗在涡轮上的功率也就越大。
要提高飞机的高速性能那要求的是什么？就是在同一飞行速度下，喷流的速度越高越好，对应的也就是说，涡轮前温度高，在涡轮部分的消耗小，混入的低温气体少。这也就是为什么说涡轮喷气发动机比涡扇发动机高速性能好的原因了，涡轮发动机的增压比一般都低于15，与涡扇发动机动不动就是超过20，甚至30的比，其涡轮消耗的功率小得多，而其外涵道的低温空气流量小（部分涡轮发动机也有连续放气活门，把一部分空气不经过燃烧室直接排入喷管），使得其在同样的涡轮前温度下，喷流速度远超过涡扇发动机。
比如说经典的高速用涡喷发动机，J58的增压比只有8点几，R15更低，这就是他们实现高速的底气所在，虽然涡轮前温度只有1000摄氏度左右，但是大部分1400摄氏度涡轮前温度的涡扇发动机，他们的喷流经过涡轮做功减速再跟外涵道空气混合后，排气温度都比这些涡喷低得多，这也就是为什么涡喷的高速好的原因了
而加力燃烧室，他的温度一般达到了1800摄氏度级别，后面也没有涡轮来降低喷流速度，这产生的喷流就比发动机本体出来的喷流高得多，所以传统飞机超音速主要就是靠加力燃烧室了。
而高速性能好的涡扇，比如F119，他的涡轮前温度达到了1700摄氏度，而压比跟1399摄氏度的F100基本一样，也就是说他过了涡轮后剩余的排气温度也比F100差不多要高个300摄氏度了，外涵道的涵道比又很小，混合损失也低，所以高速性能远远超过F100这样的典型三代涡扇发动机。
但是，前面过，消耗的能量是基于动能定理的，产生的推力则是基于动量守恒，也就是说喷流速度越快，油耗同比就越高，而且涡轮前温度=燃料燃烧增加的温升+空气本身的温度，增压比越高的发动机他进入燃烧室的空气压缩率越高，也就是说空气温度高，达到同样的涡轮前温度需要燃料提供的能量更少。因此F119这样的发动机，压比低，涵道比低，温度又特别高，所以其油耗基本也达到了涡喷的水平。
从上面我们就能看出来，什么叫高速性能好的发动机？就是喷流速度高的发动机，而喷流速度怎么看？看流量就知道了，就是你的推力/你吸进去空气的流量，这个数值越大的，说明他的喷流速度越大，反之则是越小，比如典型三代的战斗机发动机，空气流量120千克，推力120千牛，而民航发动机，则是流量400千克，推力150千牛，这两者的高速性能就不用对比了，天差地别。
从这里也能看出来，发动机的绝对推力，其实跟高速性能没多大关系，不是说发动机推力大，这飞机就能超巡的。而是要求喷流速度高，或者说单位空气流量的推力大，高速性能才好。所以新一代的军用涡扇发动机，加强高速能力，最终达到F119这样的超巡能力，靠的就是低压比，高温度，小涵道比。把这三条拿去跟发动机对比一下，就知道其能不能实现超巡了。看到什么吹9500发动机推力比RD33大很多，RD33都能超音速，9500装上去就超巡了之类的昏话，你一口浓痰吐他脸上绝对没错的
624所和606所的论文，都反复提到过，飞机要实现超巡，涡轮前温度至少要1500摄氏度以上，就是依靠这个高的涡轮前温度来实现高的喷流速度，为此牺牲油耗也是必须的。YF120之所以牛逼，就在于它亚音速状态是涵道比较大的涡扇，到了高速状态，减少外涵道流量变成了一台漏气涡喷，能同时兼顾高速低速下的航程
军推其实不直接反应高速性能的，而是对于涡扇发动机来说，加力/军推比例，显示了发动机的涵道比而已，涵道比越大的发动机，他做加力带来的台架推力增幅越大，因为他有大量的低温空气进入加力燃烧室，燃油喷进去后能加速的空气量更大。军推占总推力比例越大的，说明他的涵道比小。
对于超巡来说，重要的是在高速状态你还剩多少推力，而不是你台架有多少推力
发动机推力，有个很直观的数据，AL31的安装状态加力推力，是122.4千牛，军推76.2千牛。而8000米，0.9MA状态不加力推力就只有36千牛了，8000米1.5马赫就只有104.5的加力推力，11000米，0.9MA不加力只有24千牛，1.5MA加力只剩下81千牛
综上，实际上，并不是说推力够大，飞机就能够超音速巡航的。因为通常来说，所谓的发动机推力都是台架推力，这个推力是在静止状态下，靠发动机自己自然吸气才能够达到的。随着飞机速度的增加，发动机排气的速度和飞机的飞行速度越来差别越小，所能够提供的推力就会越来越小。同时，由于现有的发动机的工作原理，它必然需要将进入进气道的气流减速至亚音速状态才能够使发动机正常运转，所以这个是进入气流减速的过程也同样会产生较大的阻力。
所以，超音速巡航是一个非常复杂而精密的工程，简单的增加推力是不行的。
顺便补充一下，关于超音速巡航飞机的发动机的资料：R-71黑鸟就是在进气道设计这个这个方面特别优秀。用空军世界上面的资料：
能够让飞机达到三马赫，又必须提供次音速的气流给引擎，对进气道设计而言是必要的。在两个进气口前端各有一个圆锥形、可移动的进气锥，在地面上或次音速飞行下锁定在最前方的位置。自1.6马赫开始，进气锥会逐渐向后移动，最大到26?。原始的进气电脑是类比式的设计，依据皮托管静压测量、俯仰、滚转、偏航、攻角等等的输入资料，算出进气锥所需要的前后移动距离。这么做可以将进气锥尖端产生的震波维持在进气口，使气流减速到1.0马赫的震波为止，之后的次音速气流就可以让引擎使用。这个在进气道内进行震波的捕获称为“启动进气”（starting the inlet）。压缩机前方会因而产生巨大的压力。泄气孔和旁通门设置在进气道和引擎舱内，以维持进气压力，使进气道能持续地“启动”。在3.2马赫巡航下，进气压力的增加估计提供了58%的可用推力，压缩机提供了17%，而后燃器提供了25%，这时几乎就是SR-71的最佳设计点。臭鼬鼠工厂的进气系设计师Ben Rich常说压缩机“使进气活跃著”（pumps to keep the inlets alive）
并且不是简单的因为发动机推力大小问题。WS15也不是简单加大推力和推比就可以解决这个问题，反过来说，如果只考虑超巡，把其他问题简单化，以目前的推力大小已经足够。某个角度说，推力和喷流速度对涡扇来说是一个矛盾，前者决定低速机动性和航程，后者决定速度，解决这个矛盾导致了变循环发动机的诞生。
超巡的重点在低压比，涡前温度，喷流温度和速度。特别是涡前温度。
超巡和超音速机动的的要点不在于推力，而在于高空高速，有多少推力余量。
超巡有两种方法，常规涡扇，利用加力，把加力室内残余的余温氧气不惜油料的再次升温，这种做法，米格25干过，不过需要超大的油量，并为做到这个损失其他大量的性能。
真正的超巡，讲求的是超音速巡航时的燃油经济性以及推力余量，不把应该在涡轮前完成的事情交到涡轮后去解决。
见以下资料：
说发动机，先就要明确啥叫发动机推力，很多写发动机，写超巡的，其实压根就搞不清啥叫推力。
先说一个基本的物理学概念，动量守恒定律，如果一个系统不受外力或所受外力的矢量和为零，那么这个系统的总动量保持不变，这个结论叫做动量守恒定律。在现阶段的物理世界里观测到的宏观物体，都是遵守这个定律的，飞机也不例外。
那我们说这个，跟推力有啥关系?关系大了，喷气式发动机的基本原理就是动量守恒，发动机的喷流向后运动，这喷流本身是有速度和重量的，这就产生了一个向后的动量，而跟这个向后动量守恒的就是飞机向前增加的动量，而这个动量就是一般所说的推力了。或者说，推力就等于发动机喷流的动量减去发动机进气的动量。
先搞清楚这个原理了，就知道推力是怎么来的，怎么才能有更大的推力了。无非就是增加喷流的质量，或者增加喷流的速度，又或者两者都增加。比如说涡轮风扇发动机，就是通过外涵道大量吸入空气来增大发动机的进气流量。如果一个喷流，流量是100千克，速度是100米每秒，他的动量是10000，而另外一个喷流，流量是1000，速度是10米每秒，那他的动量同样是10000，这里又牵涉到另外一个概念，叫做能量守恒，发动机向后喷气产生推力，消耗的都是燃料的化学能，而动量公式是P=MV，也就是说动量是跟速度和重量都成正比，而动能则相反，是E=（1/2）Mv^2，也就是动能跟重量成正比，跟速度的平方成正比。这样的话，流量100，速度100的，他的喷流的动能需要有50万焦，而流量1000，速度10的，他的喷流动能就只有5万焦了，只有前者的十分之一，也就是说同样的推力（这里是个简单模型，不考虑飞机运动速度，只算静止台架推力），后者消耗的燃料只有前者的十分之一。
前面说到这是个静止的简单模型，实际上就是没有考虑到飞机进气速度增加的问题，一个发动机，在台架状态，他的进气速度是0，而在2倍音速，他的进气速度则要超过600米，一个发动机如果喷流速度只有600米，那他在2马赫速度下，进气速度和排气速度就相当了，推力就等于0.也就是说，在同等飞行速度下，喷流速度越大的，高速性能越好
上面是解释一些基本概念，只要这些概念搞清楚了，发动机的高速性能其实就很清楚了。
发动机有两个重要参数，一个是涡轮前温度，一个是喷流温度，涡轮前温度和喷流温度的区别，就是喷流从燃烧室出来，经过了涡轮，推动涡轮做功以驱动压气机（包括风扇），然后在喷出喷管之前，如果发动机有外涵道的话，高温高压空气还要跟外涵道出来的低温低压空气混合，热力学就不需要复习了，这些必然都会导致喷流温度低于涡轮前温度。、发动机的高速能力，实际上就取决于喷流温度的高低，喷流温度越高，在同等进气速度下能产生的单位喷流重量推力就越大。而涡轮做功驱动压气机，压气机的增压比越高，涡轮需要输出给压气机的功率也就越大，喷流损耗在涡轮上的功率也就越大。
要提高飞机的高速性能那要求的是什么？就是在同一飞行速度下，喷流的速度越高越好，对应的也就是说，涡轮前温度高，在涡轮部分的消耗小，混入的低温气体少。这也就是为什么说涡轮喷气发动机比涡扇发动机高速性能好的原因了，涡轮发动机的增压比一般都低于15，与涡扇发动机动不动就是超过20，甚至30的比，其涡轮消耗的功率小得多，而其外涵道的低温空气流量小（部分涡轮发动机也有连续放气活门，把一部分空气不经过燃烧室直接排入喷管），使得其在同样的涡轮前温度下，喷流速度远超过涡扇发动机。
比如说经典的高速用涡喷发动机，J58的增压比只有8点几，R15更低，这就是他们实现高速的底气所在，虽然涡轮前温度只有1000摄氏度左右，但是大部分1400摄氏度涡轮前温度的涡扇发动机，他们的喷流经过涡轮做功减速再跟外涵道空气混合后，排气温度都比这些涡喷低得多，这也就是为什么涡喷的高速好的原因了
而加力燃烧室，他的温度一般达到了1800摄氏度级别，后面也没有涡轮来降低喷流速度，这产生的喷流就比发动机本体出来的喷流高得多，所以传统飞机超音速主要就是靠加力燃烧室了。
而高速性能好的涡扇，比如F119，他的涡轮前温度达到了1700摄氏度，而压比跟1399摄氏度的F100基本一样，也就是说他过了涡轮后剩余的排气温度也比F100差不多要高个300摄氏度了，外涵道的涵道比又很小，混合损失也低，所以高速性能远远超过F100这样的典型三代涡扇发动机。
但是，前面过，消耗的能量是基于动能定理的，产生的推力则是基于动量守恒，也就是说喷流速度越快，油耗同比就越高，而且涡轮前温度=燃料燃烧增加的温升+空气本身的温度，增压比越高的发动机他进入燃烧室的空气压缩率越高，也就是说空气温度高，达到同样的涡轮前温度需要燃料提供的能量更少。因此F119这样的发动机，压比低，涵道比低，温度又特别高，所以其油耗基本也达到了涡喷的水平。
从上面我们就能看出来，什么叫高速性能好的发动机？就是喷流速度高的发动机，而喷流速度怎么看？看流量就知道了，就是你的推力/你吸进去空气的流量，这个数值越大的，说明他的喷流速度越大，反之则是越小，比如典型三代的战斗机发动机，空气流量120千克，推力120千牛，而民航发动机，则是流量400千克，推力150千牛，这两者的高速性能就不用对比了，天差地别。
从这里也能看出来，发动机的绝对推力，其实跟高速性能没多大关系，不是说发动机推力大，这飞机就能超巡的。而是要求喷流速度高，或者说单位空气流量的推力大，高速性能才好。所以新一代的军用涡扇发动机，加强高速能力，最终达到F119这样的超巡能力，靠的就是低压比，高温度，小涵道比。把这三条拿去跟发动机对比一下，就知道其能不能实现超巡了。看到什么吹9500发动机推力比RD33大很多，RD33都能超音速，9500装上去就超巡了之类的昏话，你一口浓痰吐他脸上绝对没错的
624所和606所的论文，都反复提到过，飞机要实现超巡，涡轮前温度至少要1500摄氏度以上，就是依靠这个高的涡轮前温度来实现高的喷流速度，为此牺牲油耗也是必须的。YF120之所以牛逼，就在于它亚音速状态是涵道比较大的涡扇，到了高速状态，减少外涵道流量变成了一台漏气涡喷，能同时兼顾高速低速下的航程
军推其实不直接反应高速性能的，而是对于涡扇发动机来说，加力/军推比例，显示了发动机的涵道比而已，涵道比越大的发动机，他做加力带来的台架推力增幅越大，因为他有大量的低温空气进入加力燃烧室，燃油喷进去后能加速的空气量更大。军推占总推力比例越大的，说明他的涵道比小。
对于超巡来说，重要的是在高速状态你还剩多少推力，而不是你台架有多少推力
发动机推力，有个很直观的数据，AL31的安装状态加力推力，是122.4千牛，军推76.2千牛。而8000米，0.9MA状态不加力推力就只有36千牛了，8000米1.5马赫就只有104.5的加力推力，11000米，0.9MA不加力只有24千牛，1.5MA加力只剩下81千牛
综上，实际上，并不是说推力够大，飞机就能够超音速巡航的。因为通常来说，所谓的发动机推力都是台架推力，这个推力是在静止状态下，靠发动机自己自然吸气才能够达到的。随着飞机速度的增加，发动机排气的速度和飞机的飞行速度越来差别越小，所能够提供的推力就会越来越小。同时，由于现有的发动机的工作原理，它必然需要将进入进气道的气流减速至亚音速状态才能够使发动机正常运转，所以这个是进入气流减速的过程也同样会产生较大的阻力。
所以，超音速巡航是一个非常复杂而精密的工程，简单的增加推力是不行的。
顺便补充一下，关于超音速巡航飞机的发动机的资料：R-71黑鸟就是在进气道设计这个这个方面特别优秀。用空军世界上面的资料：
能够让飞机达到三马赫，又必须提供次音速的气流给引擎，对进气道设计而言是必要的。在两个进气口前端各有一个圆锥形、可移动的进气锥，在地面上或次音速飞行下锁定在最前方的位置。自1.6马赫开始，进气锥会逐渐向后移动，最大到26?。原始的进气电脑是类比式的设计，依据皮托管静压测量、俯仰、滚转、偏航、攻角等等的输入资料，算出进气锥所需要的前后移动距离。这么做可以将进气锥尖端产生的震波维持在进气口，使气流减速到1.0马赫的震波为止，之后的次音速气流就可以让引擎使用。这个在进气道内进行震波的捕获称为“启动进气”（starting the inlet）。压缩机前方会因而产生巨大的压力。泄气孔和旁通门设置在进气道和引擎舱内，以维持进气压力，使进气道能持续地“启动”。在3.2马赫巡航下，进气压力的增加估计提供了58%的可用推力，压缩机提供了17%，而后燃器提供了25%，这时几乎就是SR-71的最佳设计点。臭鼬鼠工厂的进气系设计师Ben Rich常说压缩机“使进气活跃著”（pumps to keep the inlets alive）
百臂巨人 发表于 2014-12-2 23:03
这玩意指标是0.95Ma，当然我不排除你贴错了图。
确实贴错了，刚才应该是这张图才对，没看清楚。
这玩意指标是0.95Ma，当然我不排除你贴错了图。
确实贴错了，刚才应该是这张图才对，没看清楚。
playfish 发表于 2014-12-2 23:45
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并 ...
主要是资料取得
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并 ...
主要是资料取得
zgykk 发表于 2014-12-2 23:26
F22的红外冷却你有具体资料吗？是燃料冷却还是专用冷却液？
看过1个报道，2007年美国研制了一种金属管冷却。不知道情况怎么样
F22的红外冷却你有具体资料吗？是燃料冷却还是专用冷却液？
看过1个报道，2007年美国研制了一种金属管冷却。不知道情况怎么样
playfish 发表于 2014-12-2 23:45
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并 ...
看来还是必须得用专门的发动机
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并 ...
看来还是必须得用专门的发动机
playfish 发表于 2014-12-2 23:45
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并 ...
能够让飞机达到三马赫，又必须提供次音速的气流给引擎，对进气道设计而言是必要的。在两个进气口前端各有一个圆锥形、可移动的进气锥，在地面上或次音速飞行下锁定在最前方的位置。自1.6马赫开始，进气锥会逐渐向后移动，最大到26?。原始的进气电脑是类比式的设计，依据皮托管静压测量、俯仰、滚转、偏航、攻角等等的输入资料，算出进气锥所需要的前后移动距离。这么做可以将进气锥尖端产生的震波维持在进气口，使气流减速到1.0马赫的震波为止，之后的次音速气流就可以让引擎使用。这个在进气道内进行震波的捕获称为“启动进气”（starting the inlet）。压缩机前方会因而产生巨大的压力。泄气孔和旁通门设置在进气道和引擎舱内，以维持进气压力，使进气道能持续地“启动”。在3.2马赫巡航下，进气压力的增加估计提供了58%的可用推力，压缩机提供了17%，而后燃器提供了25%，这时几乎就是SR-71的最佳设计点。臭鼬鼠工厂的进气系设计师Ben Rich常说压缩机“使进气活跃著”（pumps to keep the inlets alive）
又拿那几个业余骗子的玩意来骗人了？
嘿嘿，先看看这图，看看完整的J58是啥样子。
playfish 发表于 2014-12-2 23:45
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并 ...
能够让飞机达到三马赫，又必须提供次音速的气流给引擎，对进气道设计而言是必要的。在两个进气口前端各有一个圆锥形、可移动的进气锥，在地面上或次音速飞行下锁定在最前方的位置。自1.6马赫开始，进气锥会逐渐向后移动，最大到26?。原始的进气电脑是类比式的设计，依据皮托管静压测量、俯仰、滚转、偏航、攻角等等的输入资料，算出进气锥所需要的前后移动距离。这么做可以将进气锥尖端产生的震波维持在进气口，使气流减速到1.0马赫的震波为止，之后的次音速气流就可以让引擎使用。这个在进气道内进行震波的捕获称为“启动进气”（starting the inlet）。压缩机前方会因而产生巨大的压力。泄气孔和旁通门设置在进气道和引擎舱内，以维持进气压力，使进气道能持续地“启动”。在3.2马赫巡航下，进气压力的增加估计提供了58%的可用推力，压缩机提供了17%，而后燃器提供了25%，这时几乎就是SR-71的最佳设计点。臭鼬鼠工厂的进气系设计师Ben Rich常说压缩机“使进气活跃著”（pumps to keep the inlets alive）
又拿那几个业余骗子的玩意来骗人了？
嘿嘿，先看看这图，看看完整的J58是啥样子。
八爷放宽稳定度，减少配平阻力，加上新涡喷就可以超巡了，枪挑娘娘不再是梦想
超音速机动这块，会把8爷搞散架的
超音速机动这块，会把8爷搞散架的
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超 ...
有时间看航空知识没时间看航空学报？贵单位订阅的期刊适合科普不适合科研。
有时间看航空知识没时间看航空学报？贵单位订阅的期刊适合科普不适合科研。
这玩意，好象指标是2.X马赫，航程过万。
这不是波音一个客机设想吗，0.98还是0.95马赫巡航速度，767的燃油效率，叫 Soniccruiser。。。
这不是波音一个客机设想吗，0.98还是0.95马赫巡航速度，767的燃油效率，叫 Soniccruiser。。。
又拿那几个业余骗子的玩意来骗人了？
嘿嘿，先看看这图，看看完整的J58是啥样子。
就拿个维基上都有的图，就比"业余"高了?!而且描述和这图也不矛盾。。。
嘿嘿，先看看这图，看看完整的J58是啥样子。
就拿个维基上都有的图，就比"业余"高了?!而且描述和这图也不矛盾。。。
小猪甜甜1988 发表于 2014-12-2 22:44
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超 ...
客机不可能采用放宽静稳度
战斗机可没这个限制
看看今年航空知识里乾坤老大的超音速客机文章还是很有借鉴的采用鸭子和三角翼布局的飞机亚音速效率较差，超 ...
客机不可能采用放宽静稳度
战斗机可没这个限制