超级军网谁能科普一下发动机前气流为什么不能太快
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 00:30:38
我只知道发动机前面气流不能超过音素,问一下为什么我只知道发动机前面气流不能超过音素,问一下为什么
坐沙发，等大大讲课
这个提法太不严谨了吧
防止超音速气流引起强烈的叶片颤振吧。
气流速度太高，燃烧点火很困难~~~（偶不懂，猜的）
气流速度过高似乎会让发动机进入不可控状态？
般个板凳等科普~~:D
好象是火焰传播有一定的速度,气流速度太快火焰点不着,
不过现在正在发展超音速燃烧冲压发动机,不知道是如何解决这一问题的.
不过现在正在发展超音速燃烧冲压发动机,不知道是如何解决这一问题的.
初步联想到气流速度在大于音速时压缩性会发生改变
:D
:D
本菜虽然不算科学，但是相对简单一些的一句话：减速是为了增压！
两方面的问题，一个是发动机本来要把来流压缩，减速过程本来就是增压，另一方面就是压气机叶片梢部合成速度不希望达到音速
原帖由 酒后胡言 于 2007-11-28 19:30 发表
本菜虽然不算科学，但是相对简单一些的一句话：减速是为了增压！
有道理,好象学过流体力学的有这方面的概念吧,应该叫伯努利定理吧,流速高则压强小,反之则压强大.我瞎说的,我也没学过这方面的东东,只是以前学物理数学矢量场时看了看.油菜了点.
无责任蒙想：对于旋转流体机械，比如旋翼或者旋转涡轮叶片，其叶片尖梢容易发生失速。原因是当来流速度过快时，在叶尖梢部的局部合成速度容易达到或超过声速，并引起有效攻角的变化，从而达到失速。一旦叶片出现失速现象，则会导致大量的动能转化为内能耗散，使流体机械效率大大下降，并且随之带来的紊流脉动，对流体机械的寿命、噪声、有效工作等，都会带来严重影响。
原帖由 yf23 于 2007-11-28 19:36 发表
两方面的问题，一个是发动机本来要把来流压缩，减速过程本来就是增压，另一方面就是压气机叶片梢部合成速度不希望达到音速
对，后者也是非常重要的。
原帖由 zhaangc 于 2007-11-28 20:45 发表
无责任蒙想：对于旋转流体机械，比如旋翼或者旋转涡轮叶片，其叶片尖梢容易发生失速。原因是当来流速度过快时，在叶尖梢部的局部合成速度容易达到或超过声速，并引起有效攻角的变化，从而达到失速。一旦叶片出现失速 ...
谢谢详细科普！
不是不能超音速，只是不适合用罢了。
超音速叶栅一般流道比较平直，不像亚音速叶栅弯曲较大，超音速来流进入叶栅通道后产生激波，波后的气流压力就会提高。而一般的亚音速叶栅都是通过流道截面积的增大来完成减速扩压——也就是亚音速时气流总压变化不大的情况下（总压损失系数较小，或者说总压恢复系数较高），降低速度就可以增大气流的静压。
不过为什么一般都采用亚音速叶栅呢，因为实际的压气机在转动时不同半径上的线速度是不同的，即使叶尖达到超音速，低叶高区域的流速仍然为亚音速。这样在一个叶片通道内同时存在超音速和亚音速流动，使得通道内流动过于复杂，不仅会降低效率，二者需要的叶片型面也难以过度。叶尖在超音速情况下的工作环境较为恶劣，在气动、强度、振动等方面会产生很多问题，即使是亚音速叶栅叶尖的加功量设计也是低于叶栅的平均水平的，甚至将叶尖设计为前掠或后掠，以保证在来流速度（来流轴向速度与周向线速度的合成速度）超过音速时叶栅也能稳定工作。这样来流的轴向速度一般都不会超过音速，而且目前的压气机－涡轮模式的发动机大部分的工作范围都是在亚音速来流下的，超音速时则通过进气道将来流速度降到音速以下，在这个过程中通过激波和流道的扩张同时完成了减速和扩压。
因此，减速不是为了扩压，而是压气机工作的需求，而进气道在完成减速的同时替发动机进行了前期的增压工作。
关于火焰传播的问题，跟这个问题基本上不搭边。压气机在提高来流压力的同时，也提高了来流的温度，虽然单个叶栅的通道是扩张的，但整个压气机的流道面积却是逐渐缩小的，这样气流的速度还是会逐渐增加，不过随着温度的升高当地音速也在升高，叶栅中的气流仍然是亚音速。而到了燃烧室气流的速度比火焰传播的速度还是要高很多，传统的发动机中都采用涡流器来产生局部低速区进行点火。亚燃冲压发动机在燃烧室入口也采用通过扩大通道面积来降低来流速度以利点火，而超燃冲压最大的难点也就在这儿了。不过能在更高速度下以来流总压损失最小的方式进行燃烧，就可以理解X-51的意义了。
扯远了，还望高人指正
超音速叶栅一般流道比较平直，不像亚音速叶栅弯曲较大，超音速来流进入叶栅通道后产生激波，波后的气流压力就会提高。而一般的亚音速叶栅都是通过流道截面积的增大来完成减速扩压——也就是亚音速时气流总压变化不大的情况下（总压损失系数较小，或者说总压恢复系数较高），降低速度就可以增大气流的静压。
不过为什么一般都采用亚音速叶栅呢，因为实际的压气机在转动时不同半径上的线速度是不同的，即使叶尖达到超音速，低叶高区域的流速仍然为亚音速。这样在一个叶片通道内同时存在超音速和亚音速流动，使得通道内流动过于复杂，不仅会降低效率，二者需要的叶片型面也难以过度。叶尖在超音速情况下的工作环境较为恶劣，在气动、强度、振动等方面会产生很多问题，即使是亚音速叶栅叶尖的加功量设计也是低于叶栅的平均水平的，甚至将叶尖设计为前掠或后掠，以保证在来流速度（来流轴向速度与周向线速度的合成速度）超过音速时叶栅也能稳定工作。这样来流的轴向速度一般都不会超过音速，而且目前的压气机－涡轮模式的发动机大部分的工作范围都是在亚音速来流下的，超音速时则通过进气道将来流速度降到音速以下，在这个过程中通过激波和流道的扩张同时完成了减速和扩压。
因此，减速不是为了扩压，而是压气机工作的需求，而进气道在完成减速的同时替发动机进行了前期的增压工作。
关于火焰传播的问题，跟这个问题基本上不搭边。压气机在提高来流压力的同时，也提高了来流的温度，虽然单个叶栅的通道是扩张的，但整个压气机的流道面积却是逐渐缩小的，这样气流的速度还是会逐渐增加，不过随着温度的升高当地音速也在升高，叶栅中的气流仍然是亚音速。而到了燃烧室气流的速度比火焰传播的速度还是要高很多，传统的发动机中都采用涡流器来产生局部低速区进行点火。亚燃冲压发动机在燃烧室入口也采用通过扩大通道面积来降低来流速度以利点火，而超燃冲压最大的难点也就在这儿了。不过能在更高速度下以来流总压损失最小的方式进行燃烧，就可以理解X-51的意义了。
扯远了，还望高人指正
]]
下图是NASA在八十年代末期研制的超声速风扇试验件（SSTF），低展弦比叶型，其设计点是2倍音速，其主要参数：
叶尖速U=457.2 m/s
转速=17190rpm
流量=14.29kg/s
进口轴向马赫数Ma1a=2.0
半径=254mm
叶高=76.2mm
叶尖弦长=96.6mm
转子叶片数目=44
叶尖速U=457.2 m/s
转速=17190rpm
流量=14.29kg/s
进口轴向马赫数Ma1a=2.0
半径=254mm
叶高=76.2mm
叶尖弦长=96.6mm
转子叶片数目=44
原帖由 yingwu 于 2007-11-28 23:34 发表
关于火焰传播的问题，跟这个问题基本上不搭边。压气机在提高来流压力的同时，也提高了来流的温度，虽然单个叶栅的通道是扩张的，但整个压气机的流道面积却是逐渐缩小的，这样气流的速度还是会逐渐增加，不过随着温度的升高当地音速也在升高，叶栅中的气流仍然是亚音速。而到了燃烧室气流的速度比火焰传播的速度还是要高很多，传统的发动机中都采用涡流器来产生局部低速区进行点火。亚燃冲压发动机在燃烧室入口也采用通过扩大通道面积来降低来流速度以利点火，而超燃冲压最大的难点也就在这儿了。不过能在更高速度下以来流总压损失最小的方式进行燃烧，就可以理解X-51的意义了。
扯远了，还望高人指正 ...
气流的速度还是会逐渐增加？什么速度？
就我所知，多级轴流式压气机的设计方案是压气机进口面积大于出口、出口绝对速度（轴向）小于进口绝对速度的
压气机进口速度的设计也必须考虑燃烧室进口的工作要求，C是逐步降低的（减速的过渡方式有多种）。
即便如此燃烧室进口的气流速度仍然较高，所以燃烧室设计了扩压器等装置来进一步减速扩压...
即便如此燃烧室进口的气流速度仍然较高，所以燃烧室设计了扩压器等装置来进一步减速扩压...
做个记号，多学习！
太块了就把火吹灭了，不信你划根火柴吹吹试试！:D
原帖由 rwxing 于 2007-11-30 16:36 发表
做个记号，多学习！
共同学习
实际上关键点还在燃烧，可控的燃烧要求必须是亚音速的，如果燃速超过了音速就会变成近乎于不可控的爆炸。实际上限制现代航空发动机性能的关键点就在于此，进气道、压气机都是为了一个目的为了保证燃速处于可控的亚音速之下。
原帖由 kfz190 于 2007-12-2 21:05 发表
实际上关键点还在燃烧，可控的燃烧要求必须是亚音速的，如果燃速超过了音速就会变成近乎于不可控的爆炸。实际上限制现代航空发动机性能的关键点就在于此，进气道、压气机都是为了一个目的为了保证燃速处于可控的亚音 ...
燃烧室前面有突扩扩压器的，速度立马降到2位数。
另外进入主燃区，由于产生回流区，实际燃烧时的气流速度更低，接近1位数。
火焰筒内气流速度不能大于燃气扩散燃烧的速度，最好两者相等，这样才能驻留火焰前锋。
回去查下扩散燃烧速度就知道火焰筒内气流速度了。
回去查下扩散燃烧速度就知道火焰筒内气流速度了。
齿轮传动发动机的风扇就没这个问题:D
设计点在M2的风扇在低速进气的时候效率如何呢？
觉得不太可能兼顾低速性能吧？
觉得不太可能兼顾低速性能吧？
搬板凳来学习~~:b
学习:victory:
原帖由 costrave 于 2007-12-6 20:04 发表
设计点在M2的风扇在低速进气的时候效率如何呢？
觉得不太可能兼顾低速性能吧？
记忆中NASA的技术报告里有SSTF特性图，但一时找不到了。
SSTF的performance map 可参考下图
]]
这个实在是有点……
算了，拜一下就不细看了
:L
算了，拜一下就不细看了
:L
这个帖子可要好好学习:D
aliasmaya,麻烦你解释一下以下的图示
]]
多谢ls的解释.
我现在还有些疑问:
1.Rotor和stator如何通过airfoil设计达到升压,并同时保持一定轴向速率的目的?(设计上需要如何考虑?)
2.Boyle's law在这里与stator或rotor的离散或收敛空气流道设计有没有起到作用.(我记得stator是离散设计从而起到将动能转换为压力能的目的,rotor是否使用相反设计?)
我现在还有些疑问:
1.Rotor和stator如何通过airfoil设计达到升压,并同时保持一定轴向速率的目的?(设计上需要如何考虑?)
2.Boyle's law在这里与stator或rotor的离散或收敛空气流道设计有没有起到作用.(我记得stator是离散设计从而起到将动能转换为压力能的目的,rotor是否使用相反设计?)
把特性曲线哪来看看就知道了个大概吧。
]]
原帖由 showgoods 于 2008-7-5 10:49 发表
多谢ls的解释.
我现在还有些疑问:
1.Rotor和stator如何通过airfoil设计达到升压,并同时保持一定轴向速率的目的?(设计上需要如何考虑?)
2.Boyle's law在这里与stator或rotor的离散或收敛空气流道设计有没有起到作用 ...
我对英文术语的理解可能有偏差。胡乱说一说吧。
实际上这两个问题答案似乎是同一个。我先说后面的那个。
上图给出的是绝对速度，就是体现各个瞬时状态下动能的速度。绝对速度变化特点是在压气机动叶中增加，而在静叶中是减小的，shumuling解释的很到位。但是相对速度，在动叶栅和静叶栅中则都是减小的。
静叶栅中就是动能转化成压力能的过程，但动叶中不是相反的过程，而是相似的过程。
静叶栅和动叶栅的流道截面都是逐渐扩张的，都是相对速度减小，气流都得到增压。动叶栅中气流增压幅度在基元级总增压幅度中所占的比例，就是反动度（反力度），在0-1之间。
当然在动叶中除了相对速度减小、增压之外，叶轮还对气流做功，使其径向速度增加。因此虽然相对速度是减小的，但绝对速度则是增加的。绝对速度增加，也给后面静叶栅中扩压过程提供了保证。
更深入的解释，直接请教MAYA版主吧[:a9:] ，分析一下速度三角形就可以了。
我不知道怎样解释第一个问题。增压过程如上述所说，然后么，各个截面速度、密度之间符合流动连续性方程就可以了吧。在压气机各级动静叶栅之间，轴向速度也是起伏变化的，但对整个压气机来说，平均速度变化不大。