超级军网问问核心机的流量调整问题
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 18:59:26
F100-PW-100空气流量101.1kg/s，涵道比0.63，核心机流量62.0kg/s
F100-PW-229空气流量112.4kg/s，涵道比0.36，核心机流量82.6kg/s
在核心机尺寸大体不变动的情况下，核心机流量增大了1.33倍。那么，为了获得更大或更小的核心机流量，是否可以将核心机等比例放大或缩小？？
F100-PW-229空气流量112.4kg/s，涵道比0.36，核心机流量82.6kg/s
在核心机尺寸大体不变动的情况下，核心机流量增大了1.33倍。那么，为了获得更大或更小的核心机流量，是否可以将核心机等比例放大或缩小？？
F100-PW-229空气流量112.4kg/s，涵道比0.36，核心机流量82.6kg/s
在核心机尺寸大体不变动的情况下，核心机流量增大了1.33倍。那么，为了获得更大或更小的核心机流量，是否可以将核心机等比例放大或缩小？？
F100-PW-229空气流量112.4kg/s，涵道比0.36，核心机流量82.6kg/s
在核心机尺寸大体不变动的情况下，核心机流量增大了1.33倍。那么，为了获得更大或更小的核心机流量，是否可以将核心机等比例放大或缩小？？
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很难等比例缩放。
核心机不变，涵道比变大，核心机流量自然减小。
核心机不变，涵道比变大，核心机流量自然减小。
wula111 发表于 2015-10-29 12:39
很难等比例缩放。
核心机不变，涵道比变大，核心机流量自然减小。
涵道比变大，为何会核心机流量减小？？？？？？？？
很难等比例缩放。
核心机不变，涵道比变大，核心机流量自然减小。
涵道比变大，为何会核心机流量减小？？？？？？？？
气流速度变了呗。
气流速度变了呗。
Lz想研究的应该只是设计工况下核心机流量的调整问题吧，非设计工况情况太复杂了。。。。
设计工况下，核心机进口流量可以写成
a=面积A*绝热指数K*进口总压pt/进口总压的平方根√Tt*进口流量函数q(λ)
如果约束核心机几何不变的情况下增加核心机流量，则A，K不变
因为流量函数q(λ)取决于进口速度系数λ，而速度系数与叶轮转速间的比值决定了叶片的工作迎角，所以叶片物理转速(机械强度，转子临界转速限制)不变的情况下不希望设计进口λ变化太大，所以实际上能做文章的只有进口总压和进口总温了。
所以实际工程中一般两个路线 1是增加风扇的压比（进口总压，总温都增加，但是总温增加的速度慢于总压，所以总流量还是增加的）
2是风扇后增加中间冷却，即中冷循环，降低核心机的进口总温
Lz想研究的应该只是设计工况下核心机流量的调整问题吧，非设计工况情况太复杂了。。。。
设计工况下，核心机进口流量可以写成
a=面积A*绝热指数K*进口总压pt/进口总压的平方根√Tt*进口流量函数q(λ)
如果约束核心机几何不变的情况下增加核心机流量，则A，K不变
因为流量函数q(λ)取决于进口速度系数λ，而速度系数与叶轮转速间的比值决定了叶片的工作迎角，所以叶片物理转速(机械强度，转子临界转速限制)不变的情况下不希望设计进口λ变化太大，所以实际上能做文章的只有进口总压和进口总温了。
所以实际工程中一般两个路线 1是增加风扇的压比（进口总压，总温都增加，但是总温增加的速度慢于总压，所以总流量还是增加的）
2是风扇后增加中间冷却，即中冷循环，降低核心机的进口总温
yr_linyi 发表于 2015-10-29 13:05
Lz想研究的应该只是设计工况下核心机流量的调整问题吧，非设计工况情况太复杂了。。。。
设计工况下，核心 ...
能够等比例增大或缩小核心机来调整核心机流量吗
Lz想研究的应该只是设计工况下核心机流量的调整问题吧，非设计工况情况太复杂了。。。。
设计工况下，核心 ...
能够等比例增大或缩小核心机来调整核心机流量吗
很简单的问题，你放大，大到一定程度后，气流流场状态就变了，或者变的效率低，或者颤振，或者不稳定燃烧。
你需要调节叶型，定子叶片，调节燃烧室形态等等，重新匹配各种东西才能解决上面的问题，但只要完成了这一系列工作，恭喜你，你已经新研发了一款核心机。
很简单的问题，你放大，大到一定程度后，气流流场状态就变了，或者变的效率低，或者颤振，或者不稳定燃烧。
你需要调节叶型，定子叶片，调节燃烧室形态等等，重新匹配各种东西才能解决上面的问题，但只要完成了这一系列工作，恭喜你，你已经新研发了一款核心机。
能够等比例增大或缩小核心机来调整核心机流量吗
当然不行，你可以想象一下，
J10的实体可以飞1马赫，
等比例缩小10倍的J10，
当然不行，你可以想象一下，
J10的实体可以飞1马赫，
等比例缩小10倍的J10，
能够等比例增大或缩小核心机来调整核心机流量吗
当然不行，你可以想象一下，
J10的实体可以飞1马赫，
等比例缩小5倍的J10，还能一样飞到1马赫吗？
空气是一种恒定密度的介质，核心机怎么能够等比例缩放呢？
当然不行，你可以想象一下，
J10的实体可以飞1马赫，
等比例缩小5倍的J10，还能一样飞到1马赫吗？
空气是一种恒定密度的介质，核心机怎么能够等比例缩放呢？
可以缩小。放大比较难。
这个问题很好。顺便搭车问一下，发动机流量确定的时候，推力变化的范围有多大？？
问这个问题的原因是我在考证F119推力的35000“磅级”上限的时候（见《关于“磅级”概念的辨析，以及F119真实最大加力推力的思考（39000磅或为某空速下安装推力》http://lt.cjdby.net/thread-2089967-1-1.html），仅仅只能从字面上进行分析F119不大可能是从35000磅增推到39000磅，但是没有办法从技术角度来分析。
PW220到PW229，增推了2.5吨，流量也变了；已经是两个型号；
现在已知在ATF阶段美国空军要求厂商提供推力35000磅级的发动机，而1992年12月签订EMD合同要求普惠为EMD阶段的F22提供33具发动机；根据兰德报告，1993年1月低速生产期的F119推力应在31000磅或32000磅的样子；F119于2000年12月首台生产型F119交付。我个人判断是根据这个时间段的国际形势和拨款状况，F119完成时候的推力应该是达到合同要求了事（如有余力根据兰德报告的调子应该是放在加强可维护性和降低价格上）；
但是也有看法根据2007年Air Combat的飞飞专访中声称F119推力达到了39000磅。
从35000磅到39000磅，1.8吨的推力增长，核心机流量需不需要变？还有啥定子叶片的，是不是需要重新设计？
据说涡扇15原始设计也是15~16吨，后来发现推力不够需要18吨，就推倒重来。如果F119增推1.8吨必须做出重大设计改进的话，那么其生产型的推力就很有可能达不到39000磅，因为如此重大的设计修改不仅军方或普惠一点消息都没有透露，从F22项目当时的经费状况看也不允许。
问这个问题的原因是我在考证F119推力的35000“磅级”上限的时候（见《关于“磅级”概念的辨析，以及F119真实最大加力推力的思考（39000磅或为某空速下安装推力》http://lt.cjdby.net/thread-2089967-1-1.html），仅仅只能从字面上进行分析F119不大可能是从35000磅增推到39000磅，但是没有办法从技术角度来分析。
PW220到PW229，增推了2.5吨，流量也变了；已经是两个型号；
现在已知在ATF阶段美国空军要求厂商提供推力35000磅级的发动机，而1992年12月签订EMD合同要求普惠为EMD阶段的F22提供33具发动机；根据兰德报告，1993年1月低速生产期的F119推力应在31000磅或32000磅的样子；F119于2000年12月首台生产型F119交付。我个人判断是根据这个时间段的国际形势和拨款状况，F119完成时候的推力应该是达到合同要求了事（如有余力根据兰德报告的调子应该是放在加强可维护性和降低价格上）；
但是也有看法根据2007年Air Combat的飞飞专访中声称F119推力达到了39000磅。
从35000磅到39000磅，1.8吨的推力增长，核心机流量需不需要变？还有啥定子叶片的，是不是需要重新设计？
据说涡扇15原始设计也是15~16吨，后来发现推力不够需要18吨，就推倒重来。如果F119增推1.8吨必须做出重大设计改进的话，那么其生产型的推力就很有可能达不到39000磅，因为如此重大的设计修改不仅军方或普惠一点消息都没有透露，从F22项目当时的经费状况看也不允许。
229改了压比，应该在风扇的部分做了调整
另外我记得改动核心机压比也可以
另外我记得改动核心机压比也可以
F100-PW-229空气流量112.4kg/s，涵道比0.36，核心机流量82.6kg/sx
=====这个改进是提高低压风扇的压比，增大了从低压向高压的流量和压力，而得出的结果。
其实楼主是想问，ADVENT构型如何增大核心机的流量是吧？ 很遗憾，那东西在高空高速时低压涡轮基本不做功，风扇的压力和流量大减，基本只有高压自己在干活。
=====这个改进是提高低压风扇的压比，增大了从低压向高压的流量和压力，而得出的结果。
其实楼主是想问，ADVENT构型如何增大核心机的流量是吧？ 很遗憾，那东西在高空高速时低压涡轮基本不做功，风扇的压力和流量大减，基本只有高压自己在干活。
Lz想研究的应该只是设计工况下核心机流量的调整问题吧，非设计工况情况太复杂了。。。。
设计工况下，核心 ...
普惠的GTF 齿轮发动机技术能否用来提升核心机效率？
设计工况下，核心 ...
普惠的GTF 齿轮发动机技术能否用来提升核心机效率？
GTF 齿轮传动，提高的是低压增压的能力和效率。