欧美新发动机青睐小涵道比

来源:百度文库 编辑:超级军网 时间:2024/03/29 09:19:20
最早用于战斗机的涡扇发动机tf30,涵道比有0.95,斯贝有0.62,后来的欧洲三转子涵道比也不小。第三代战机里面f110涵道比0.87应该是最大了,这是因为要在已有的核心机上面适应新的尺寸要求的结果。

但是到了最新的型号,欧美都让涵道比缩小到了0.3~0.4。唯一涵道比较大的是f135,因为是单发所以在已有的f119刻意扩大起飞推力的。
小涵道比的优势是能够让高速推力特性改善。另外小到一定程度,连混流器这个结构都可以省略。涵道比0.4的ej200,混流器还在,但是从尺寸就可以看出混流数量很少。更小的404,414,m88都没有这个结构。混流器小,开加力引起风扇喘振的风险就小。
一般认为较小的涵道比会带来较大的油耗。对于绝大多数油料用于平飞巡航的飞机这是对的,但是对于战斗机其实并不全面。因为较小涵道比的发动机开加力的时候油耗更低…而空战战机有相当一部分油料是在这种状态下消耗的。再加上直径稍小,油耗上吃亏并不严重。
再加上可能还要考虑飞机可能对超巡有追求,就造成了这种趋向。最早用于战斗机的涡扇发动机tf30,涵道比有0.95,斯贝有0.62,后来的欧洲三转子涵道比也不小。第三代战机里面f110涵道比0.87应该是最大了,这是因为要在已有的核心机上面适应新的尺寸要求的结果。

但是到了最新的型号,欧美都让涵道比缩小到了0.3~0.4。唯一涵道比较大的是f135,因为是单发所以在已有的f119刻意扩大起飞推力的。
小涵道比的优势是能够让高速推力特性改善。另外小到一定程度,连混流器这个结构都可以省略。涵道比0.4的ej200,混流器还在,但是从尺寸就可以看出混流数量很少。更小的404,414,m88都没有这个结构。混流器小,开加力引起风扇喘振的风险就小。
一般认为较小的涵道比会带来较大的油耗。对于绝大多数油料用于平飞巡航的飞机这是对的,但是对于战斗机其实并不全面。因为较小涵道比的发动机开加力的时候油耗更低…而空战战机有相当一部分油料是在这种状态下消耗的。再加上直径稍小,油耗上吃亏并不严重。
再加上可能还要考虑飞机可能对超巡有追求,就造成了这种趋向。
涡扇15涵道比多少?双性能粉末盘用上没有?
反正会有变循环,纠结涵道比大小没啥意思了吧?
话说也不能单看涵道比指标说事吧
压比,核心机流量,涡温不说明的话也是耍流氓
而且按照F100和110的加力油耗指标后者要比前者好
倒是军用推力差不多
话说也不能单看涵道比指标说事吧
压比,核心机流量,涡温不说明的话也是耍流氓
而且按照F100和110的加力 ...
涡温和级压比是硬功夫,不是选择题。
涡温和级压比是硬功夫,不是选择题。
我的意思是总体压比
同等涵道比的情况下,高压比的省油效果要明显多了
而且在后面,F100也有高压比型号
民机的趋势可是反过来的,涵道比越来越大
兔子目前主要是吧寿命和可靠性做好 至于涵道比属于设计指标  
战斗机开得快才是王道,油耗是次要的,有加油机,有副油箱伺候。
兔子目前主要是吧寿命和可靠性做好 至于涵道比属于设计指标
寿命和可靠性不也是设计指标吗
流浪的王子猫 发表于 2015-2-25 22:13
话说也不能单看涵道比指标说事吧
压比,核心机流量,涡温不说明的话也是耍流氓
而且按照F100和110的加力 ...
       太行的涡前温度和总压比都是三代大推中很高的存在,但不知道是什么原因,总体性能并不突出,完全配不上那1750k以上的涡前温度和30以上的总压比。
nuaasnake 发表于 2015-2-26 08:10
寿命和可靠性不也是设计指标吗
涵道比是软指标  寿命和可靠性一般考验的是工艺和材料

就好像 盖房子几层楼 面积  这都是设计图纸来规定,但是房子本身的质量就要由钢筋水泥的质量和建筑工艺来决定了
漆室葵忧 发表于 2015-2-26 08:20
太行的涡前温度和总压比都是三代大推中很高的存在,但不知道是什么原因,总体性能并不突出,完全 ...
其实F110也是这副德行。
地面指标好看,飞起来之后就软了……
最主要貌似是当时美国的涡轮设计比不上苏联,所以涡轮级数多,对核心机喷气的能量提取多。
最后一堂语文课 发表于 2015-2-26 08:31
其实F110也是这副德行。
地面指标好看,飞起来之后就软了……
最主要貌似是当时美国的涡轮设计比不上苏 ...
传说中的材料过关了,数学没学好?
漆室葵忧 发表于 2015-2-26 08:34
传说中的材料过关了,数学没学好?
可以这么说吧。呵呵,MD也有过这个阶段。
如果重新上涡喷,则何如?
龙霜 发表于 2015-2-26 08:50
如果重新上涡喷,则何如?
推重比吃亏。
外涵道气流的冷却作用能提高材质的机械性能,看似结构复杂了但其实重量降低了。
看追什么了,高空高速不用小涵道难不成还用F135?

卷发千金 发表于 2015-2-26 08:26
涵道比是软指标  寿命和可靠性一般考验的是工艺和材料

就好像 盖房子几层楼 面积  这都是设计图纸来规 ...

指标应该是要求达到并且越高越好的要求,涵道比并非要求,而是一个设计参数,因为在总体设计时不会一开始就给你一个涵道比,而是根据推力和sfc指标以及飞机制造商给的尺寸要求,结合你现有的核心机尺寸再设计工作点权衡出一个最佳的涵道比。你是这个意思吧?ps:无论是飞机制造商还是发动机制造商都会对发动机寿命和可靠性提出要求,这个自然就是指标啊,合同里是有明文规定的
卷发千金 发表于 2015-2-26 08:26
涵道比是软指标  寿命和可靠性一般考验的是工艺和材料

就好像 盖房子几层楼 面积  这都是设计图纸来规 ...

指标应该是要求达到并且越高越好的要求,涵道比并非要求,而是一个设计参数,因为在总体设计时不会一开始就给你一个涵道比,而是根据推力和sfc指标以及飞机制造商给的尺寸要求,结合你现有的核心机尺寸再设计工作点权衡出一个最佳的涵道比。你是这个意思吧?ps:无论是飞机制造商还是发动机制造商都会对发动机寿命和可靠性提出要求,这个自然就是指标啊,合同里是有明文规定的
流浪的王子猫 发表于 2015-2-26 07:54
我的意思是总体压比
同等涵道比的情况下,高压比的省油效果要明显多了
而且在后面,F100也有高压比型号
F119的总压比只有26,比太行的40要低很多,为了高空性能的一种取舍吧
漆室葵忧 发表于 2015-2-26 08:20
太行的涡前温度和总压比都是三代大推中很高的存在,但不知道是什么原因,总体性能并不突出,完全 ...
看那2个指标,应该是超越F110-GE-129的存在了。。。难道是设计问题?
meyer79 发表于 2015-2-26 09:01
F119的总压比只有26,比太行的40要低很多,为了高空性能的一种取舍吧
太行后来把压气机的的压缩比从12调到9.7,总压比从40降到32左右,40的压缩比太恐怖了。
看装机用途吧。有的需要大推力,有的需要速度。
漆室葵忧 发表于 2015-2-26 09:06
太行后来把压气机的的压缩比从12调到9.7,总压比从40降到32左右,40的压缩比太恐怖了。
前一段时间有八股透露,说总压比可到40,实用时控制在34。比原版的F110的30都高。印象里F100和AL31都是30不到的。再加上太行的大函道比,是不是能说明太行的高空性能不是很好,是一款战轰发动机?
meyer79 发表于 2015-2-26 09:01
F119的总压比只有26,比太行的40要低很多,为了高空性能的一种取舍吧
太行没有40压比……只是有这个潜力而已。压比太高并不是绝对的好。

meyer79 发表于 2015-2-26 09:16
前一段时间有八股透露,说总压比可到40,实用时控制在34。比原版的F110的30都高。印象里F100和AL31都是30 ...


压缩比和高空高速性能并无线性关系,不过如果追求超巡,压缩比就不宜做得太高,压缩比过高,加力比提高,中间推力会相对下降,而且压缩比过高对压气机寿命不利。
meyer79 发表于 2015-2-26 09:16
前一段时间有八股透露,说总压比可到40,实用时控制在34。比原版的F110的30都高。印象里F100和AL31都是30 ...


压缩比和高空高速性能并无线性关系,不过如果追求超巡,压缩比就不宜做得太高,压缩比过高,加力比提高,中间推力会相对下降,而且压缩比过高对压气机寿命不利。
涵道比小当然好了,迎风面积小,加速快,高空推力好啊
当然也就容易更费油了
pengdongqing 发表于 2015-2-26 09:33
涵道比小当然好了,迎风面积小,加速快,高空推力好啊
当然也就容易更费油了
涵道比小对三代机来说不一定好,但对四代机很有用。
F119的总压比只有26,比太行的40要低很多,为了高空性能的一种取舍吧
哪个位面的太行压比有40……
参考F110是32,这是基本知识了
40不是不可以,但那是真.客机
前一段时间有八股透露,说总压比可到40,实用时控制在34。比原版的F110的30都高。印象里F100和AL31都是30 ...
110是32,太行和110太相似了,除了风扇
总压比这个应该是喘振压比
那个不是八股,网友总结在新浪发了而已
高压比的确在高空推力损失比较严重
但要是推力足够大呢
太行的涡前温度和总压比都是三代大推中很高的存在,但不知道是什么原因,总体性能并不突出,完全 ...
核心机流量小
我抄的:
燃气涡轮发动机的实际热力学循环是典型的布雷顿循环,即工质(空气)经绝热压缩-等压加热-绝热膨胀-等压发热4个过程,在工质的压力-体积图上所围出的多边形的面积就是循环的有效功,即燃料燃烧产生的热量中转换为机械能的部分。。。
很明显,对这个图形面积的增加起作用的是压缩比(P轴上的最高点与最低点之差)和加热比(V轴上左右距离)
然而实际循环中,压缩比和加热比都有限制,前者受压气机绝热压缩效率的影响,即输入压气机的机械功只有70~89%转化为压力能,剩下的转化为空气的内能,而随着空气压力的提高,空气的焓值是越来越高的,直到一定压比下输入机械能几乎完全转化成内能而无法进一步提高空气的压力。
而加热比则受材料耐高能能力和燃料热值限制(目前的涡轮前总温极限在1950K,汽油的理论燃烧温度大概2600K)
同时加热比与压比也有关系,压比越高则空气出口温度越高,在燃烧室出口温度一定(材料耐温)时压比越高则燃烧室内可以加入的燃料就越少,总循环功就越少。这样压比和加热比之间就建立了关系。
实际数值计算可以发现,对于任意给定的涡轮前总温,都有一个最佳压比使得油耗率最低。
而这个最佳压比是随着涡轮前总温的增加而增加的。。。这就是为什么F119的压比比F110的高那么多的原因,因为F119有着1950K的涡轮前总温。
同时涡轮前总温的提高则可使循环功单调增加(单位推力/单位功率)所以战斗机发动机等追求功率/重量比的发动机强调高的涡轮前总温。
还有一个结论是对于给定涡轮前总温,其最经济增压比比最高比功率增压比高很多,所以涡扇发动机的压比通常高于同样涡轮前总温的涡喷机。
而航空燃气发动机,其热力循环中的4个步骤最后一个等压放热,是在尾气-大气中进行的,受压比的影响,工质的膨胀比不能无限大(最大等于压比),所以尾气的温度不能降低到初始温度,这样初-末温差带来的工质内能是完全损失掉的。而地面燃机可以通过回热循环,即用排气加热进气的方式从排气中回收一定的热能,所以理论热效率可以很高,而飞机的回热循环(实际是间冷回热循环,因为没有压气机的中冷器,回热温差小很多,能回收的热量也少很多)目前还只是MTU的一个研究项目
都怪涡轮院设计核心机太弱了,涡轮院设计不出强大的核心机怎么搞小涵道比
慢腾腾的牛 发表于 2015-2-26 08:09
战斗机开得快才是王道,油耗是次要的,有加油机,有副油箱伺候。
干脆把WP13改改继续用算了,啊?涵道比为0,高速性能好,油耗是次要的,啊?
涵道比小对三代机来说不一定好,但对四代机很有用。
对空优机很需要,对战轰多用途不怎么好
要不就得用大涵道比发动机配合可变掠翼
dsandy1 发表于 2015-2-26 12:20
干脆把WP13改改继续用算了,啊?涵道比为0,高速性能好,油耗是次要的,啊?
客机全改螺旋桨 涵道比无限 哦也
pengdongqing 发表于 2015-2-26 12:24
对空优机很需要,对战轰多用途不怎么好
要不就得用大涵道比发动机配合可变掠翼
作为空优机的幻影2000的涵道比就不小。
pengdongqing 发表于 2015-2-26 12:24
对空优机很需要,对战轰多用途不怎么好
要不就得用大涵道比发动机配合可变掠翼
作为空优机的幻影2000的涵道比就不小。
星界的浪人 发表于 2015-2-26 12:42
客机全改螺旋桨 涵道比无限 哦也
开式转子,加倍地满足您的需求!

一代神机,美国的F119,涵道比实际0.3左右,总压比实际35左右。

F119,总压比在现役机型中为最高者,超过我国的太行系列,以及四代FWSXX系列。

当然,新机的涵道比要做小一点,这是统一的,公认的认知,这没有问题。