超级军网航空发动机
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 11:18:13
这种结构与涡扇5 的最大区别是，
1. 采用涡、扇分离，这样风扇可以采用较轻的、能够在600℃以下长期工作的钛合金，以减轻重量。
2. 风扇在径向排气口后，燃气与涡轮充分膨胀后，将大部分能量转成动能，流速和温度大幅降低，在风扇前和前方外涵道进来的冷空气混合，混合气温度达到400~600℃，这样的好处是可以提高扇尖处的音速，以提高风扇的转速，风扇和前面共轴的压气机都能以接近当地音速的线速度转动，虽直径相差较大，也能在各自效率较高的状态下工作。这是这种结构的最大优点
3. 后风扇产生的压比无法提高压气机的总压比，但可以通过调节外涵道进口叶片角度，来调节内涵道流量，降低涡轮后压力，间接提高总压比，后风扇因而不需要有较大的压比，只要求流量大，流量大，流速低是提高推进效率的手段之一。
4. 后风扇还有一个好处就是发动机迎风面积一样时，后风扇的直径可以做得大些（1.5>涵道比>1)，一定程度上弥补不带加力而显现的推力不足。
5. 采用单转子不仅结构简单，还可以将转子的支撑设在压气机中段和风扇前，避开温度高的涡轮，提高发动机的可靠性。
6. 这种发动机装在类似歼10这样下大三角翼的飞机上，还可以起到翼面吸附的增升作用，缩短起飞滑跑距离。
这种结构与涡扇5 的最大区别是，
1. 采用涡、扇分离，这样风扇可以采用较轻的、能够在600℃以下长期工作的钛合金，以减轻重量。
2. 风扇在径向排气口后，燃气与涡轮充分膨胀后，将大部分能量转成动能，流速和温度大幅降低，在风扇前和前方外涵道进来的冷空气混合，混合气温度达到400~600℃，这样的好处是可以提高扇尖处的音速，以提高风扇的转速，风扇和前面共轴的压气机都能以接近当地音速的线速度转动，虽直径相差较大，也能在各自效率较高的状态下工作。这是这种结构的最大优点
3. 后风扇产生的压比无法提高压气机的总压比，但可以通过调节外涵道进口叶片角度，来调节内涵道流量，降低涡轮后压力，间接提高总压比，后风扇因而不需要有较大的压比，只要求流量大，流量大，流速低是提高推进效率的手段之一。
4. 后风扇还有一个好处就是发动机迎风面积一样时，后风扇的直径可以做得大些（1.5>涵道比>1)，一定程度上弥补不带加力而显现的推力不足。
5. 采用单转子不仅结构简单，还可以将转子的支撑设在压气机中段和风扇前，避开温度高的涡轮，提高发动机的可靠性。
6. 这种发动机装在类似歼10这样下大三角翼的飞机上，还可以起到翼面吸附的增升作用，缩短起飞滑跑距离。
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这好像就是涡扇五么
车永学 发表于 2016-4-16 10:48
这好像就是涡扇五么
涡扇5是单级大风扇套小涡轮，中间用毂隔开，貌似结构紧凑，但这样的结构需要更多的耐热金属，转子质量大，且内外温差大，容易变形。扇尖的温度只有30℃左右，提高不了风扇转速，拖累压气机。
涡扇5的结构并非原创，是仿通用的
车永学 发表于 2016-4-16 10:48
这好像就是涡扇五么
涡扇5是单级大风扇套小涡轮，中间用毂隔开，貌似结构紧凑，但这样的结构需要更多的耐热金属，转子质量大，且内外温差大，容易变形。扇尖的温度只有30℃左右，提高不了风扇转速，拖累压气机。
涡扇5的结构并非原创，是仿通用的
那是什么发动机。
低头独上稀楼，阅如钩
这个样子风扇材料又得下血本了啊
空军#总司令 发表于 2016-4-20 22:11
这个样子风扇材料又得下血本了啊
其实不要求风扇压比太高的话，采用单级钢制风扇也可以
这个样子风扇材料又得下血本了啊
其实不要求风扇压比太高的话，采用单级钢制风扇也可以
发动机爱好者 发表于 2016-4-22 00:22
其实不要求风扇压比太高的话，采用单级钢制风扇也可以
钢制恐怕承受不住涡轮后的高温啊，这种风扇一半高温一半低温，太容易断了
其实不要求风扇压比太高的话，采用单级钢制风扇也可以
钢制恐怕承受不住涡轮后的高温啊，这种风扇一半高温一半低温，太容易断了
空军#总司令 发表于 2016-4-22 11:31
钢制恐怕承受不住涡轮后的高温啊，这种风扇一半高温一半低温，太容易断了
由外涵道的冷空气冷却，温度不会高于高压压气机出口温度。风扇的转速高，高低温空气混合也快
钢制恐怕承受不住涡轮后的高温啊，这种风扇一半高温一半低温，太容易断了
由外涵道的冷空气冷却，温度不会高于高压压气机出口温度。风扇的转速高，高低温空气混合也快
发动机爱好者 发表于 2016-4-22 15:41
由外涵道的冷空气冷却，温度不会高于高压压气机出口温度。风扇的转速高，高低温空气混合也快
没看到那一圈儿可调静叶，这一圈儿静叶恐怕不好做啊
由外涵道的冷空气冷却，温度不会高于高压压气机出口温度。风扇的转速高，高低温空气混合也快
没看到那一圈儿可调静叶，这一圈儿静叶恐怕不好做啊
从流道来看风扇部位是压缩通道，但是涡轮排气有一定的温度，压力相对也高，需要扩张通道降压增速使热能转换成动能。
spey 发表于 2016-4-29 01:29
从流道来看风扇部位是压缩通道，但是涡轮排气有一定的温度，压力相对也高，需要扩张通道降压增速使热能转换 ...
后置风扇的压比低但流量较内涵道大得多，所以内涵道的燃气无论温度高低、压比大小都能被其抽走，再加上外涵道的流量，风扇前的气压几乎与外界相等，温度较高的混合气流在风扇通道内继续膨胀。其实后置风扇是通过增加流量、降低喷气速度来提高推进效率的。后置风扇由于对压比不需要太高，因而风扇可采用钢制单级以简化结构
spey 发表于 2016-4-29 01:29
从流道来看风扇部位是压缩通道，但是涡轮排气有一定的温度，压力相对也高，需要扩张通道降压增速使热能转换 ...
后置风扇的压比低但流量较内涵道大得多，所以内涵道的燃气无论温度高低、压比大小都能被其抽走，再加上外涵道的流量，风扇前的气压几乎与外界相等，温度较高的混合气流在风扇通道内继续膨胀。其实后置风扇是通过增加流量、降低喷气速度来提高推进效率的。后置风扇由于对压比不需要太高，因而风扇可采用钢制单级以简化结构
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发动机爱好者 发表于 2016-4-29 11:27
后置风扇的压比低但流量较内涵道大得多，所以内涵道的燃气无论温度高低、压比大小都能被其抽走，再加上 ...
如果非要从涡喷6改，如图这样改似乎更容易，单级涡、扇一体叶片放在两级主涡轮叶片后，叶片后掠，中间没有毂，宽弦，涡、扇安装角度不同。
发动机爱好者 发表于 2016-4-29 11:27
后置风扇的压比低但流量较内涵道大得多，所以内涵道的燃气无论温度高低、压比大小都能被其抽走，再加上 ...
如果非要从涡喷6改，如图这样改似乎更容易，单级涡、扇一体叶片放在两级主涡轮叶片后，叶片后掠，中间没有毂，宽弦，涡、扇安装角度不同。
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可以考虑将风扇的和发动机的涡轮分开，单独给风扇设计涡轮。这样风扇与前面的发动机互相不干扰，设计和调试要简单。这样做还有一个好处，就是风扇设计的余地将会更大，发动机的使用范围将会更大。
cys218 发表于 2016-6-15 17:52
可以考虑将风扇的和发动机的涡轮分开，单独给风扇设计涡轮。这样风扇与前面的发动机互相不干扰，设计和调试 ...
单独给风扇设计涡轮，结构就不简单了，风扇转子两个支撑都处在高温区散热也比较麻烦，其实利用燃气加热流入风扇的空气，可以提高当地音速，使风扇线速度高些也不会有音障问题，和压气机同轴也不会相互干扰，影响效率
可以考虑将风扇的和发动机的涡轮分开，单独给风扇设计涡轮。这样风扇与前面的发动机互相不干扰，设计和调试 ...
单独给风扇设计涡轮，结构就不简单了，风扇转子两个支撑都处在高温区散热也比较麻烦，其实利用燃气加热流入风扇的空气，可以提高当地音速，使风扇线速度高些也不会有音障问题，和压气机同轴也不会相互干扰，影响效率
发动机爱好者 发表于 2016-6-16 17:21
单独给风扇设计涡轮，结构就不简单了，风扇转子两个支撑都处在高温区散热也比较麻烦，其实利用燃气加热流 ...
机构简单和系统效率之间是需要平衡的，仅仅维持一个核心机的稳定运行，和拖动风扇一起运行的状态是不一样的。用专用涡轮来拖动风扇，需要考虑的问题就少多了。而且在你这个结构的基础上设计，已经是简单多了，不要那么贪心啊
单独给风扇设计涡轮，结构就不简单了，风扇转子两个支撑都处在高温区散热也比较麻烦，其实利用燃气加热流 ...
机构简单和系统效率之间是需要平衡的，仅仅维持一个核心机的稳定运行，和拖动风扇一起运行的状态是不一样的。用专用涡轮来拖动风扇，需要考虑的问题就少多了。而且在你这个结构的基础上设计，已经是简单多了，不要那么贪心啊
cys218 发表于 2016-6-16 18:33
机构简单和系统效率之间是需要平衡的，仅仅维持一个核心机的稳定运行，和拖动风扇一起运行的状态是不一样 ...
发动机是要考虑可靠性和推重比的，必须压榨结构，否则没有意义，多一个转子和提高同轴风扇当地音速，以提高风扇线速度，并与前面直径较低的压气机匹配异曲同工，且简单易行，何乐而不为？后风扇的优缺点是，风扇置后即使涵道比大一点，超声速飞行时外涵道也会在激波之后，阻力震动会小些，经济性、推力也会提高不少，对这种没有加力的后风扇发动机提高推重比很重要
cys218 发表于 2016-6-16 18:33
机构简单和系统效率之间是需要平衡的，仅仅维持一个核心机的稳定运行，和拖动风扇一起运行的状态是不一样 ...
发动机是要考虑可靠性和推重比的，必须压榨结构，否则没有意义，多一个转子和提高同轴风扇当地音速，以提高风扇线速度，并与前面直径较低的压气机匹配异曲同工，且简单易行，何乐而不为？后风扇的优缺点是，风扇置后即使涵道比大一点，超声速飞行时外涵道也会在激波之后，阻力震动会小些，经济性、推力也会提高不少，对这种没有加力的后风扇发动机提高推重比很重要
只能说明一个问题：楼主想问题了
发动机爱好者 发表于 2016-6-17 01:05
发动机是要考虑可靠性和推重比的，必须压榨结构，否则没有意义，多一个转子和提高同轴风扇当地音速，以 ...
这种发动机恐怕不能飞超音速，主要用于辅助飞机和无人机。这样的要求发动机的涵道比越大越好，单独动力涡轮可以很容易匹配大涵道比的风扇，这比单转子系统要容易的多。而且这样设计还可以将发动机设计成不同的功能模块，可以迅速更换和维修。
发动机是要考虑可靠性和推重比的，必须压榨结构，否则没有意义，多一个转子和提高同轴风扇当地音速，以 ...
这种发动机恐怕不能飞超音速，主要用于辅助飞机和无人机。这样的要求发动机的涵道比越大越好，单独动力涡轮可以很容易匹配大涵道比的风扇，这比单转子系统要容易的多。而且这样设计还可以将发动机设计成不同的功能模块，可以迅速更换和维修。
这种发动机恐怕不能飞超音速，主要用于辅助飞机和无人机。这样的要求发动机的涵道比越大越好，单独动力涡 ...
超声速飞行产生的激波是锥形的，也就是把风扇放到后面，即使大一些（相较于前风扇小涵道比而言）只要在锥形激波内，不会影响太大（早期的发动机进气锥很长，就是不使进气口置于激波中，叶片产生振动）。
单独动力涡轮也不容易匹配大涵道比的风扇，否则普惠就不用减速齿轮了，pw8000的质量比同等推力的LEAP重了1.2吨，改进的pw1100也增加了6，700公斤
超声速飞行产生的激波是锥形的，也就是把风扇放到后面，即使大一些（相较于前风扇小涵道比而言）只要在锥形激波内，不会影响太大（早期的发动机进气锥很长，就是不使进气口置于激波中，叶片产生振动）。
单独动力涡轮也不容易匹配大涵道比的风扇，否则普惠就不用减速齿轮了，pw8000的质量比同等推力的LEAP重了1.2吨，改进的pw1100也增加了6，700公斤
发动机爱好者 发表于 2016-6-18 17:52
超声速飞行产生的激波是锥形的，也就是把风扇放到后面，即使大一些（相较于前风扇小涵道比而言）只要在锥 ...
罗尔斯罗伊斯的3转子发动机基本就是用一个单独涡轮来拖动风扇，那3个套在一起轴为不同功能是叶片提供不同的转速，得到最高效率的运行。偶们这个设想里面，完全不需要考虑套装的问题，可以很方便的为风扇提供合适的转速。
超声速飞行产生的激波是锥形的，也就是把风扇放到后面，即使大一些（相较于前风扇小涵道比而言）只要在锥 ...
罗尔斯罗伊斯的3转子发动机基本就是用一个单独涡轮来拖动风扇，那3个套在一起轴为不同功能是叶片提供不同的转速，得到最高效率的运行。偶们这个设想里面，完全不需要考虑套装的问题，可以很方便的为风扇提供合适的转速。
cys218 发表于 2016-6-20 18:42
罗尔斯罗伊斯的3转子发动机基本就是用一个单独涡轮来拖动风扇，那3个套在一起轴为不同功能是叶片提供不同 ...
三转子复杂啊，战斗机小涵道比三转子发动机貌似只有RB199一款，他和M88推力相当，但重100多公斤
罗尔斯罗伊斯的3转子发动机基本就是用一个单独涡轮来拖动风扇，那3个套在一起轴为不同功能是叶片提供不同 ...
三转子复杂啊，战斗机小涵道比三转子发动机貌似只有RB199一款，他和M88推力相当，但重100多公斤
发动机爱好者 发表于 2016-6-20 19:10
三转子复杂啊，战斗机小涵道比三转子发动机貌似只有RB199一款，他和M88推力相当，但重100多公斤
3转子之所以复杂，主要是那3个套在一起的轴。但是偶们这个设计里面不需要啊，偶们的动力涡轮不穿过主轴。跟你的原设计相比，多了几个支撑和一个动力涡轮，但风扇的效率会比你那个设计要高。更重要的是，可以设计更大涵道比的风扇来提高经济性。还是那句话，这种发动机基本不能飞超音速，对经济性的追求比较高
三转子复杂啊，战斗机小涵道比三转子发动机貌似只有RB199一款，他和M88推力相当，但重100多公斤
3转子之所以复杂，主要是那3个套在一起的轴。但是偶们这个设计里面不需要啊，偶们的动力涡轮不穿过主轴。跟你的原设计相比，多了几个支撑和一个动力涡轮，但风扇的效率会比你那个设计要高。更重要的是，可以设计更大涵道比的风扇来提高经济性。还是那句话，这种发动机基本不能飞超音速，对经济性的追求比较高
cys218 发表于 2016-6-21 09:36
3转子之所以复杂，主要是那3个套在一起的轴。但是偶们这个设计里面不需要啊，偶们的动力涡轮不穿过主轴。 ...
GE最早的涡扇就是你说的双轴后风扇，现在基本不用了，可能是差不多复杂总压比还低，抗外物吸入能力弱吧。
狂风用的RB199发动机，涵道比1.1，高空最大飞行速度可达M2.2，后风扇要是行应该没问题
3转子之所以复杂，主要是那3个套在一起的轴。但是偶们这个设计里面不需要啊，偶们的动力涡轮不穿过主轴。 ...
GE最早的涡扇就是你说的双轴后风扇，现在基本不用了，可能是差不多复杂总压比还低，抗外物吸入能力弱吧。
狂风用的RB199发动机，涵道比1.1，高空最大飞行速度可达M2.2，后风扇要是行应该没问题
发动机爱好者 发表于 2016-6-21 10:31
GE最早的涡扇就是你说的双轴后风扇，现在基本不用了，可能是差不多复杂总压比还低，抗外物吸入能力弱吧。 ...
貌似RB199不是后风扇发动机吧，在后风扇发动机上怎么设计加力燃烧室，难道在风扇后面再加一级。那里的温度已经降下来很多了，加力燃烧的条件恐怕不好吧。
GE最早的涡扇就是你说的双轴后风扇，现在基本不用了，可能是差不多复杂总压比还低，抗外物吸入能力弱吧。 ...
貌似RB199不是后风扇发动机吧，在后风扇发动机上怎么设计加力燃烧室，难道在风扇后面再加一级。那里的温度已经降下来很多了，加力燃烧的条件恐怕不好吧。
cys218 发表于 2016-6-21 11:43
貌似RB199不是后风扇发动机吧，在后风扇发动机上怎么设计加力燃烧室，难道在风扇后面再加一级。那里的温 ...
前风扇大头在前，阻力应该更大。后风扇是不能用加力，但涵道比大，内涵道流量大弥补了这一不足，推力减小并不大，涡喷6改的涡扇5比涡喷6加力推力还高超过10%，油耗比现代小涵道比涡扇还低，起飞油耗仅：0.57公斤/公斤/小时（RB199不加力为 0.6公斤/公斤/小时，涡轮前温度达1330°C），而涡扇5的涡轮前温度仅870°C，还有很大潜力。
cys218 发表于 2016-6-21 11:43
貌似RB199不是后风扇发动机吧，在后风扇发动机上怎么设计加力燃烧室，难道在风扇后面再加一级。那里的温 ...
前风扇大头在前，阻力应该更大。后风扇是不能用加力，但涵道比大，内涵道流量大弥补了这一不足，推力减小并不大，涡喷6改的涡扇5比涡喷6加力推力还高超过10%，油耗比现代小涵道比涡扇还低，起飞油耗仅：0.57公斤/公斤/小时（RB199不加力为 0.6公斤/公斤/小时，涡轮前温度达1330°C），而涡扇5的涡轮前温度仅870°C，还有很大潜力。
发动机爱好者 发表于 2016-6-21 13:02
前风扇大头在前，阻力应该更大。后风扇是不能用加力，但涵道比大，内涵道流量大弥补了这一不足，推力减 ...
米有加力恐怕很难突破音障，即使它的推力很大。所以偶认为这东东更适合用来装备辅助飞机或者无人机，这类飞机对速度不敏感，对经济性很敏感。这也是偶认为应该增加它的涵道比，加大风扇的原因。而大涵道比的风扇又很难跟单转子发动机匹配，转速高了，风扇会超速，转速低了发动机又不能稳定工作。分开发动机和风扇，设计独立的动力涡轮来专门拖动风扇是比较合适的办法。
前风扇大头在前，阻力应该更大。后风扇是不能用加力，但涵道比大，内涵道流量大弥补了这一不足，推力减 ...
米有加力恐怕很难突破音障，即使它的推力很大。所以偶认为这东东更适合用来装备辅助飞机或者无人机，这类飞机对速度不敏感，对经济性很敏感。这也是偶认为应该增加它的涵道比，加大风扇的原因。而大涵道比的风扇又很难跟单转子发动机匹配，转速高了，风扇会超速，转速低了发动机又不能稳定工作。分开发动机和风扇，设计独立的动力涡轮来专门拖动风扇是比较合适的办法。
cys218 发表于 2016-6-21 16:02
米有加力恐怕很难突破音障，即使它的推力很大。所以偶认为这东东更适合用来装备辅助飞机或者无人机，这类 ...
F22不开加力也能超巡，就是说开加力不是超音速的必要条件，而已有的后涡扇的材料、工艺技术都是一二代水平，有很大的潜力。即使不能超音速，做轰炸机动力也不错，涡扇5最初用于轰炸机
提高风扇进气温度，提高当地音速，转速高了，风扇就不会有大的振动，且叶片不需要复杂的前后略设计，这是这个结构的优势
米有加力恐怕很难突破音障，即使它的推力很大。所以偶认为这东东更适合用来装备辅助飞机或者无人机，这类 ...
F22不开加力也能超巡，就是说开加力不是超音速的必要条件，而已有的后涡扇的材料、工艺技术都是一二代水平，有很大的潜力。即使不能超音速，做轰炸机动力也不错，涡扇5最初用于轰炸机
提高风扇进气温度，提高当地音速，转速高了，风扇就不会有大的振动，且叶片不需要复杂的前后略设计，这是这个结构的优势
发动机爱好者 发表于 2016-6-21 17:32
F22不开加力也能超巡，就是说开加力不是超音速的必要条件，而已有的后涡扇的材料、工艺技术都是一二代 ...
其实偶觉得这个东东最适合作为类似利剑这样的隐形无人机的动力。后风扇可以极大的降低喷口的温度，减少红外特征，这个特点非常适合利剑这样的隐形无人机。
F22不开加力也能超巡，就是说开加力不是超音速的必要条件，而已有的后涡扇的材料、工艺技术都是一二代 ...
其实偶觉得这个东东最适合作为类似利剑这样的隐形无人机的动力。后风扇可以极大的降低喷口的温度，减少红外特征，这个特点非常适合利剑这样的隐形无人机。
cys218 发表于 2016-6-21 18:00
其实偶觉得这个东东最适合作为类似利剑这样的隐形无人机的动力。后风扇可以极大的降低喷口的温度，减少 ...
是，再有就是成本低。后风扇在机身外，不占地方，发动机舱尺寸一定时，可以放推力大一点的发动机。
cys218 发表于 2016-6-21 18:00
其实偶觉得这个东东最适合作为类似利剑这样的隐形无人机的动力。后风扇可以极大的降低喷口的温度，减少 ...
是，再有就是成本低。后风扇在机身外，不占地方，发动机舱尺寸一定时，可以放推力大一点的发动机。
发动机爱好者 发表于 2016-6-21 21:22
是，再有就是成本低。后风扇不占地方，发动机舱尺寸一定时，可以放推力大一点的发动机。
但是也有问题，就是后风扇的进气道设计比较麻烦。当年选择轰5作为涡扇5的实验机，也是这个考虑。
是，再有就是成本低。后风扇不占地方，发动机舱尺寸一定时，可以放推力大一点的发动机。
但是也有问题，就是后风扇的进气道设计比较麻烦。当年选择轰5作为涡扇5的实验机，也是这个考虑。
cys218 发表于 2016-6-22 09:47
但是也有问题，就是后风扇的进气道设计比较麻烦。当年选择轰5作为涡扇5的实验机，也是这个考虑。
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后风扇内涵道进气道和普通发动机无异，风扇一般都在机体后面，这个没什么麻烦吧？
但是也有问题，就是后风扇的进气道设计比较麻烦。当年选择轰5作为涡扇5的实验机，也是这个考虑。
后风扇内涵道进气道和普通发动机无异，风扇一般都在机体后面，这个没什么麻烦吧？
发动机爱好者 发表于 2016-6-22 11:05
后风扇内涵道进气道和普通发动机无异，风扇一般都在机体后面，这个没什么麻烦吧？
图片看不到
后风扇内涵道进气道和普通发动机无异，风扇一般都在机体后面，这个没什么麻烦吧？
图片看不到
2016-6-23 10:00 上传
就是利剑的侧视图，露发动机的
就是利剑的侧视图，露发动机的
发动机爱好者 发表于 2016-6-23 10:01
就是利剑的侧视图，露发动机的
忽然想到，后风扇发动机也可以搞加力燃烧室。虽然这里的温度已经下降了一些，但是这里的氧气含量也提高了不少，可以将它视作发动机的主燃烧室。这样当后加力燃烧室点燃时，整个发动机就变成了一台不含动力涡轮的涡喷发动机。
就是利剑的侧视图，露发动机的
忽然想到，后风扇发动机也可以搞加力燃烧室。虽然这里的温度已经下降了一些，但是这里的氧气含量也提高了不少，可以将它视作发动机的主燃烧室。这样当后加力燃烧室点燃时，整个发动机就变成了一台不含动力涡轮的涡喷发动机。
cys218 发表于 2016-6-27 13:37
忽然想到，后风扇发动机也可以搞加力燃烧室。虽然这里的温度已经下降了一些，但是这里的氧气含量也提高了 ...
一是离风扇太近，风扇材料会不会过热失效？
二是如果采用单排风扇的话，压比太小，燃烧压力也不能太大
忽然想到，后风扇发动机也可以搞加力燃烧室。虽然这里的温度已经下降了一些，但是这里的氧气含量也提高了 ...
一是离风扇太近，风扇材料会不会过热失效？
二是如果采用单排风扇的话，压比太小，燃烧压力也不能太大
发动机爱好者 发表于 2016-6-27 14:08
一是离风扇太近，风扇材料会不会过热失效？
二是如果采用单排风扇的话，压比太小，燃烧压力也不能太大
压力不会小的，毕竟前面有一台发动机在向后狂喷
有前面喷过来的气体存在，基本可以保证风扇叶片不会受到后面加力的影响
一是离风扇太近，风扇材料会不会过热失效？
二是如果采用单排风扇的话，压比太小，燃烧压力也不能太大
压力不会小的，毕竟前面有一台发动机在向后狂喷
有前面喷过来的气体存在，基本可以保证风扇叶片不会受到后面加力的影响
cys218 发表于 2016-6-27 15:02
压力不会小的，毕竟前面有一台发动机在向后狂喷
有前面喷过来的气体存在，基本可以保证风扇叶片不会受到 ...
涡扇有两个涵道，后风扇带加力会从外涵道进口向前喷
压力不会小的，毕竟前面有一台发动机在向后狂喷
有前面喷过来的气体存在，基本可以保证风扇叶片不会受到 ...
涡扇有两个涵道，后风扇带加力会从外涵道进口向前喷
发动机爱好者 发表于 2016-6-27 23:58
涡扇有两个涵道，后风扇带加力会从外涵道进口向前喷
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明明只有一个涵道啊
涡扇有两个涵道，后风扇带加力会从外涵道进口向前喷
明明只有一个涵道啊
以此为基点发展一款垂直起降用发动机怎么样？