超级军网定容燃烧式喷气推进器
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/06 03:39:58
]]
对不起，我仅仅列出了公式和推导过程，没有代入数值。
对于现行的发动机，由上面那个效率公式，取k=1.4 ,W=10 ,效率是48.2%
对于我设计的发动机，由上面那个效率公式，取 k=1.4 ,U理论上可以达到9 -10，这里取8.5。这个范围是由一般燃油的混合气体定容燃烧可以达到的温度，再算出定容情况下升温可以达到的压力得到的。W取2，可以得到效率44.7% ；当取W=2.5时，效率48.1%
表面上看，效率没有什么优势，但这个是理论的效率，不是实际的效率，因为现行的发动机燃烧后一半多能量被涡轮吸收去了，然后给了压气机，压气机效率是低的。理论的效率没有考虑到这个损失。
实际可能的效率我以后再说明。
专利早就申请过,在1995年.当然当时写的和今天这里写的告诉大家有差别.今天的更加可行.请看专利ZL95237295.9 还可以看上面一楼有一点说明有关这个差别。那个专利至今也没有人要，已经过了时效。
这个设计里压气机不要了,但是我还是选用了鼓风机,升压低一点.另外它还有其他一系列好处.(以后有空再说明)例如没有它,机器难以起动.
燃烧室的密封是比现在的喷气发动机难一些,但是不会非常难,因为它没有靠一根线来密封,靠的是一小块平面.(具体设计时可以考虑到这个因素)
您说"另外压缩比提高比较困难",这不太对,燃烧造成的升压比率理论可以到9-10.上面的例子取8.5 比如甲烷混合气从标态下定压烧可以到2300K左右,定容烧可以到更高温度.因为定容烧不需要对外做功.再用气体定容变化的公式，压力变化正比于温度变化。燃烧室前面的鼓风机升压2左右.(请看上面的附图有关效率分析)两个压比相乘,你说还低吗?
当然这个新东西也有缺陷,我会以后说明.
估计实际效率:
以前在理论上分析了两种发动机的效率，但是新式的发动机实际效率可能是多少呢？在理论上分析发动机效率时认为，压气机效率和鼓风机效率是100%。涡轮的效率是100%.实际上压气机效率比这低多，70%左右。鼓风机效率会比这个高一些。另外对于现行的发动机，燃烧后很大一部分能量给了涡轮，用于压气机。新式的发动机虽然鼓风机也要用能量，但是这个比例小得多。
我计算过，其他条件相同，把气压从1 bar提升到 10bar, 和把气压从1 bar提升到 2bar花的能量，前者是后者的4.25倍。
我根据一个实际例子的数据算过，一个现行的涡轮喷气发动机燃烧后气体的能量，可以被利用部分中的55%给了涡轮.
某现行发动机的涡轮和压气机合起来效率70%，实际燃烧后可以利用的能量的55%给了涡轮转给了压气机，可以算出实际效率是理论效率的72%。
设新式发动机的涡轮鼓风机合起来效率是75%，燃烧后可以利用的能量的55%/4.25=13%给了涡轮，传给了鼓风机。可以计算出实际效率是理论效率的96.42%。
（由热效率的定义列出式子：理论上的与实际的气体对外做的功一样的，但是对气体做的功不同。吸收的热相同。分析每种发动机实际效率是理论效率的比值，得到上面结果）
代入以前说过的两种发动机的可能的较高的理论效率：我提出的新式发动机44.7%，现行的48%。（注意这值很可能不相配于上面的例子，但是有参考价值）
算出现行的发动机实际的效率35.26%，新提出的43.1%.新式的比现行的高出22.23%。考虑到实际情况，新式的比现行的高出20%是完全可能的。
上述的分析是基于上述的风机效率并且忽略了一些次要因素。
我不再列出运算的式子，而只是列出了主要数据。因为这个证明供参考。不是很严格。哪位朋友有兴趣，我再写出来。
如果我给新式发动机代入理论效率值48.1%，(k=1.4,U=8.5,W=2.5)用上面贴子里的方法再算,实际效率会比现行发动机高出30%
如果风机基本上不增压，依靠燃烧增压气压达到原来的9倍。对于新构想的发动机，理论效率可以达到33%。这很可观了。
实现有关这种发动机，我认为最困难的有两点：
先说一点：
有的零件受不稳定的拉力,转为让它受对称变化的力.一时拉力,一时压力.他们最大值相等.这样其受力的最大值减小了,变形的可能减小了.这还需要在这些零件有外套,它受一个稳定的拉力.总的来说这样重量最轻,并且可靠性也高.
还有一个难点是如何控制各工作过程，它是否能在各种外界环境中，安全高效工作，是否需要复杂的调整才行？
普通的喷气发动机依靠压缩机提升气压。而这种新式的发动机主要依靠燃烧提升气压，换了一个方法得到高压气体而已。但是相应出现了一个新问题，他的调节会比现行的难吗？
靠着工程热力学的知识，分析喷管的质量流量；如果能维持发动机转速，压气机，透平在一个适当转速范围内，如果喷管最终超音速流动，只要初始设计时能满足安全有效正常工作，不需要另外做机械上的调整，发动机可在许多工况下工作。可能效率有所降低，但是安全有效。另外燃油占的比例还可以少量调整。具体分析非常复杂，这里不说了。大家也可以拿现行的喷气发动机类比一下。在上面的效率分析中，我说，依靠燃烧升的气压U理论上可以达到9-10。这里说明为什么可以这样：
确切的资料说，甲烷和空气的完全混合气在标准状况下，定压烧温度最高可以到2200K- 2300K，如果定容烧可以达到多少？
不管哪一种烧法，燃烧放出的热差不多的。根据公式Q=Cv*ΔT=Cp*ΔT ，Cp/Cv=k知道了定压烧可以升温多少，就知道了定容燃烧可以升温多少。
取k=1.4，（实际上高温下，k会有点变化的）我算出定容燃烧可以到3000K左右。
另外根据大量实际内燃机的数据，定容燃烧最高温度到2900K.
有了这个温升的概念，再根据气体等容变化的状态方程，PV=RT. 温度的变化等于压力的变化。温度升了9- 10倍，压力变化了9- 10倍。
曾经有人对我提出在那个状态下，不能应用那个气体状态方程。我参考了书，在温度不太低，压力不太大的情况是可以用那个公式的。我提出的机器的温度和压力都符合那个范围。大家有兴趣可以查书，看书上举的例子的范围。
我后面计算的例子中数据都是留有裕量的，没有满打满算。
这里写出来，希望有人指出不对之处。
为避免误会,上面说明中，“...公式Q=Cv*ΔT=Cp*ΔT...”应该是:“..公式Q=Cv*ΔT1=Cp*ΔT2其中Cv是定容燃烧的比热； Cp是定压燃烧的比热
上面的式中，q=Cv*Δt1=Cp*Δt2 分析时举的例子是甲烷在标准状态下开始烧的情况。那是在一个大气压的情况下，我的发动机中，往往不会从一个大气压开始烧的，查资料知道，Cp和Cv直接和气体的成分和组成和温度有关。在压力不是特别大时，Cp和Cv变化是很小的。所以说，其他不变，仅仅压力变化，引起的最终的温度很小变化的，也就是烧后温度升高差不多仍是那么高。以前虽然估计了实际效率，但是过程描述得太笼统，所以我准备把它整理出来，希望有人能指出其中有什么错误（这虽然是大致估算的例子，但我认为有代表性和说服性）
首先陈述几个前提。
1． 下面例子里取的现行喷气发动机的数据，不是最先进的，但是有代表性的
2． 所取的数据是喷气发动机的数据，不是燃气涡轮发电机的数据。虽然结构有很大相同，但是参数取值是有所不同的,因为喷气发动机需要在很宽的范围内工作,还有其他约束.
3． 下面的分析，认为现行发动机如果和新提出的发动机有相同的部件，那个部件效率是相同的。（实际上肯定有差别的，后面会说明）
下面用个带数字的例子证明。我觉得暂时不必要用代数方法证明
对于现在的燃气发动机（定压烧的），有理论的效率公式，η=1-1/W^[(k-1)/k]
W是其中压气机的压缩比，现在例子里取10，k=1.4 这样这个发动机的理论效率是48.2%
对于新设计的定容燃烧的喷气发动机，效率公式：η=1-k*[U^(1/k)-1]/{ W^[(k-1)/k]*(U-1)}
（以前的帖子上有这个公式推导）
U是燃烧环节升压的比例。这例子U取8；W是风机的升压，这里取值3
这样可以计算出，这个定容燃烧式发动机的理论效率是50%
根据工程热力学的知识，如果没有中间冷却。比较1大气压气体压缩到10大气压花费的能与1大气压气体压缩到3大气压花的能，前面的是后面的2.524倍
由资料,认为一般情况下,设压缩比3的风机的效率是80%, 根据两个压缩比3和10的比值, 因为风机是逐级压缩的,估计压缩比10的风机的效率是65%(注意这个效率值是风机从吸气到压缩完成整个过程的效率值，不是其中哪一部分的效率值）
对于现在发动机，由一个普通的例子，燃烧后气体可利用的能量55%给了涡轮（很多发动机可能不止这个比例），并且设涡轮自己的效率是100%。
实际效率是：η=(W1-W2)/Q W1是烧之后气体有的能量；W2是涡轮用去能量；
Q是燃料的能量, 这样 η=(W1-W2)/Q=[(W2/0.55)-W2]/Q=0.818W2/Q
理论效率是: η1=(W1-w2)/Q w2是涡轮理论上应该花的能量. 理论分析时认为压气机效率是100%的，涡轮把动力传给压气机，理论上压气机消耗的功应该比实际消耗得少，所以理论上涡轮花的能应该比实际花的能少,理论的和实际的比值是压气机的效率65%
所以 η1=(W1-w2)/Q=[(W2/0.55)-0.65W2]/Q=1.168W2/Q
这样 η/η1=0.70
对于新提出的发动机,气体燃烧后多少比例的能量给了涡轮呢?
现在发动机的例子里燃烧后气体可利用的能量55%给了涡轮,再由上面, 1大气压气体压缩到10大气压花费的能与1大气压气体压缩到3大气压花的能，前面的是后面的2.524倍
这样气体燃烧后,大致55%/2.524=21.8%的能给了涡轮 ――――这个推理需要仔细理解
新提出的发动机实际效率是：η=(W1-W2)/Q W1是烧之后气体有的能量；W2是涡轮用去的能量；
Q是燃料的能量, 这样 η=(W1-W2)/Q=[(W2/0.218)-W2]/Q=3.587W2/Q
理论效率是: η1=(W1-w2)/Q w2是理论上涡轮应该花的能量. 前面理论分析时认为风机效率是100%的,所以理论上涡轮花的能比实际花费的能少, 理论值和实际值的比值是鼓风机的效率80%
所以 η1=(W1-w2)/Q=[(W2/0.219)-0.8W2]/Q=3.787W2/Q
这样 η/η1=0.947
下面代入现在发动机的实际效率48.2%, 得到实际效率34%
代入新提出的发动机的实际效率50%,得到实际效率47.35%
两个数值相比,新提出发动机的实际效率比现在的高出39%
实际效率能高出那么多当然让人高兴啦,但这是书面的,我希望实际能高出30%就可以了.
对于现在的发动机，最好的效率值可能比我列的好。上面对于现行发动机的一些数据可能彼此之间不太般配，但是我认为作为例子说明问题是充足的，除非有重大错误。
对于新提出的发动机,当气体燃烧后出来,从喷气分管到总管会有一些损失
有人会认为,现在发动机的实际效率可能没那么高,那时因为飞机发动机需要在很宽的范围内工作,有些参数并没有工作在效率最高的场合,另外有些损耗没有考虑.
对于现在的发动机，最好的效率值可能比我列的好。上面对于现行发动机的一些数据可能彼此之间不太般配，但是我认为作为例子说明问题是足够的，除非有重大错误。
对于现行的发动机，由上面那个效率公式，取k=1.4 ,W=10 ,效率是48.2%
对于我设计的发动机，由上面那个效率公式，取 k=1.4 ,U理论上可以达到9 -10，这里取8.5。这个范围是由一般燃油的混合气体定容燃烧可以达到的温度，再算出定容情况下升温可以达到的压力得到的。W取2，可以得到效率44.7% ；当取W=2.5时，效率48.1%
表面上看，效率没有什么优势，但这个是理论的效率，不是实际的效率，因为现行的发动机燃烧后一半多能量被涡轮吸收去了，然后给了压气机，压气机效率是低的。理论的效率没有考虑到这个损失。
实际可能的效率我以后再说明。
专利早就申请过,在1995年.当然当时写的和今天这里写的告诉大家有差别.今天的更加可行.请看专利ZL95237295.9 还可以看上面一楼有一点说明有关这个差别。那个专利至今也没有人要，已经过了时效。
这个设计里压气机不要了,但是我还是选用了鼓风机,升压低一点.另外它还有其他一系列好处.(以后有空再说明)例如没有它,机器难以起动.
燃烧室的密封是比现在的喷气发动机难一些,但是不会非常难,因为它没有靠一根线来密封,靠的是一小块平面.(具体设计时可以考虑到这个因素)
您说"另外压缩比提高比较困难",这不太对,燃烧造成的升压比率理论可以到9-10.上面的例子取8.5 比如甲烷混合气从标态下定压烧可以到2300K左右,定容烧可以到更高温度.因为定容烧不需要对外做功.再用气体定容变化的公式，压力变化正比于温度变化。燃烧室前面的鼓风机升压2左右.(请看上面的附图有关效率分析)两个压比相乘,你说还低吗?
当然这个新东西也有缺陷,我会以后说明.
估计实际效率:
以前在理论上分析了两种发动机的效率，但是新式的发动机实际效率可能是多少呢？在理论上分析发动机效率时认为，压气机效率和鼓风机效率是100%。涡轮的效率是100%.实际上压气机效率比这低多，70%左右。鼓风机效率会比这个高一些。另外对于现行的发动机，燃烧后很大一部分能量给了涡轮，用于压气机。新式的发动机虽然鼓风机也要用能量，但是这个比例小得多。
我计算过，其他条件相同，把气压从1 bar提升到 10bar, 和把气压从1 bar提升到 2bar花的能量，前者是后者的4.25倍。
我根据一个实际例子的数据算过，一个现行的涡轮喷气发动机燃烧后气体的能量，可以被利用部分中的55%给了涡轮.
某现行发动机的涡轮和压气机合起来效率70%，实际燃烧后可以利用的能量的55%给了涡轮转给了压气机，可以算出实际效率是理论效率的72%。
设新式发动机的涡轮鼓风机合起来效率是75%，燃烧后可以利用的能量的55%/4.25=13%给了涡轮，传给了鼓风机。可以计算出实际效率是理论效率的96.42%。
（由热效率的定义列出式子：理论上的与实际的气体对外做的功一样的，但是对气体做的功不同。吸收的热相同。分析每种发动机实际效率是理论效率的比值，得到上面结果）
代入以前说过的两种发动机的可能的较高的理论效率：我提出的新式发动机44.7%，现行的48%。（注意这值很可能不相配于上面的例子，但是有参考价值）
算出现行的发动机实际的效率35.26%，新提出的43.1%.新式的比现行的高出22.23%。考虑到实际情况，新式的比现行的高出20%是完全可能的。
上述的分析是基于上述的风机效率并且忽略了一些次要因素。
我不再列出运算的式子，而只是列出了主要数据。因为这个证明供参考。不是很严格。哪位朋友有兴趣，我再写出来。
如果我给新式发动机代入理论效率值48.1%，(k=1.4,U=8.5,W=2.5)用上面贴子里的方法再算,实际效率会比现行发动机高出30%
如果风机基本上不增压，依靠燃烧增压气压达到原来的9倍。对于新构想的发动机，理论效率可以达到33%。这很可观了。
实现有关这种发动机，我认为最困难的有两点：
先说一点：
有的零件受不稳定的拉力,转为让它受对称变化的力.一时拉力,一时压力.他们最大值相等.这样其受力的最大值减小了,变形的可能减小了.这还需要在这些零件有外套,它受一个稳定的拉力.总的来说这样重量最轻,并且可靠性也高.
还有一个难点是如何控制各工作过程，它是否能在各种外界环境中，安全高效工作，是否需要复杂的调整才行？
普通的喷气发动机依靠压缩机提升气压。而这种新式的发动机主要依靠燃烧提升气压，换了一个方法得到高压气体而已。但是相应出现了一个新问题，他的调节会比现行的难吗？
靠着工程热力学的知识，分析喷管的质量流量；如果能维持发动机转速，压气机，透平在一个适当转速范围内，如果喷管最终超音速流动，只要初始设计时能满足安全有效正常工作，不需要另外做机械上的调整，发动机可在许多工况下工作。可能效率有所降低，但是安全有效。另外燃油占的比例还可以少量调整。具体分析非常复杂，这里不说了。大家也可以拿现行的喷气发动机类比一下。在上面的效率分析中，我说，依靠燃烧升的气压U理论上可以达到9-10。这里说明为什么可以这样：
确切的资料说，甲烷和空气的完全混合气在标准状况下，定压烧温度最高可以到2200K- 2300K，如果定容烧可以达到多少？
不管哪一种烧法，燃烧放出的热差不多的。根据公式Q=Cv*ΔT=Cp*ΔT ，Cp/Cv=k知道了定压烧可以升温多少，就知道了定容燃烧可以升温多少。
取k=1.4，（实际上高温下，k会有点变化的）我算出定容燃烧可以到3000K左右。
另外根据大量实际内燃机的数据，定容燃烧最高温度到2900K.
有了这个温升的概念，再根据气体等容变化的状态方程，PV=RT. 温度的变化等于压力的变化。温度升了9- 10倍，压力变化了9- 10倍。
曾经有人对我提出在那个状态下，不能应用那个气体状态方程。我参考了书，在温度不太低，压力不太大的情况是可以用那个公式的。我提出的机器的温度和压力都符合那个范围。大家有兴趣可以查书，看书上举的例子的范围。
我后面计算的例子中数据都是留有裕量的，没有满打满算。
这里写出来，希望有人指出不对之处。
为避免误会,上面说明中，“...公式Q=Cv*ΔT=Cp*ΔT...”应该是:“..公式Q=Cv*ΔT1=Cp*ΔT2其中Cv是定容燃烧的比热； Cp是定压燃烧的比热
上面的式中，q=Cv*Δt1=Cp*Δt2 分析时举的例子是甲烷在标准状态下开始烧的情况。那是在一个大气压的情况下，我的发动机中，往往不会从一个大气压开始烧的，查资料知道，Cp和Cv直接和气体的成分和组成和温度有关。在压力不是特别大时，Cp和Cv变化是很小的。所以说，其他不变，仅仅压力变化，引起的最终的温度很小变化的，也就是烧后温度升高差不多仍是那么高。以前虽然估计了实际效率，但是过程描述得太笼统，所以我准备把它整理出来，希望有人能指出其中有什么错误（这虽然是大致估算的例子，但我认为有代表性和说服性）
首先陈述几个前提。
1． 下面例子里取的现行喷气发动机的数据，不是最先进的，但是有代表性的
2． 所取的数据是喷气发动机的数据，不是燃气涡轮发电机的数据。虽然结构有很大相同，但是参数取值是有所不同的,因为喷气发动机需要在很宽的范围内工作,还有其他约束.
3． 下面的分析，认为现行发动机如果和新提出的发动机有相同的部件，那个部件效率是相同的。（实际上肯定有差别的，后面会说明）
下面用个带数字的例子证明。我觉得暂时不必要用代数方法证明
对于现在的燃气发动机（定压烧的），有理论的效率公式，η=1-1/W^[(k-1)/k]
W是其中压气机的压缩比，现在例子里取10，k=1.4 这样这个发动机的理论效率是48.2%
对于新设计的定容燃烧的喷气发动机，效率公式：η=1-k*[U^(1/k)-1]/{ W^[(k-1)/k]*(U-1)}
（以前的帖子上有这个公式推导）
U是燃烧环节升压的比例。这例子U取8；W是风机的升压，这里取值3
这样可以计算出，这个定容燃烧式发动机的理论效率是50%
根据工程热力学的知识，如果没有中间冷却。比较1大气压气体压缩到10大气压花费的能与1大气压气体压缩到3大气压花的能，前面的是后面的2.524倍
由资料,认为一般情况下,设压缩比3的风机的效率是80%, 根据两个压缩比3和10的比值, 因为风机是逐级压缩的,估计压缩比10的风机的效率是65%(注意这个效率值是风机从吸气到压缩完成整个过程的效率值，不是其中哪一部分的效率值）
对于现在发动机，由一个普通的例子，燃烧后气体可利用的能量55%给了涡轮（很多发动机可能不止这个比例），并且设涡轮自己的效率是100%。
实际效率是：η=(W1-W2)/Q W1是烧之后气体有的能量；W2是涡轮用去能量；
Q是燃料的能量, 这样 η=(W1-W2)/Q=[(W2/0.55)-W2]/Q=0.818W2/Q
理论效率是: η1=(W1-w2)/Q w2是涡轮理论上应该花的能量. 理论分析时认为压气机效率是100%的，涡轮把动力传给压气机，理论上压气机消耗的功应该比实际消耗得少，所以理论上涡轮花的能应该比实际花的能少,理论的和实际的比值是压气机的效率65%
所以 η1=(W1-w2)/Q=[(W2/0.55)-0.65W2]/Q=1.168W2/Q
这样 η/η1=0.70
对于新提出的发动机,气体燃烧后多少比例的能量给了涡轮呢?
现在发动机的例子里燃烧后气体可利用的能量55%给了涡轮,再由上面, 1大气压气体压缩到10大气压花费的能与1大气压气体压缩到3大气压花的能，前面的是后面的2.524倍
这样气体燃烧后,大致55%/2.524=21.8%的能给了涡轮 ――――这个推理需要仔细理解
新提出的发动机实际效率是：η=(W1-W2)/Q W1是烧之后气体有的能量；W2是涡轮用去的能量；
Q是燃料的能量, 这样 η=(W1-W2)/Q=[(W2/0.218)-W2]/Q=3.587W2/Q
理论效率是: η1=(W1-w2)/Q w2是理论上涡轮应该花的能量. 前面理论分析时认为风机效率是100%的,所以理论上涡轮花的能比实际花费的能少, 理论值和实际值的比值是鼓风机的效率80%
所以 η1=(W1-w2)/Q=[(W2/0.219)-0.8W2]/Q=3.787W2/Q
这样 η/η1=0.947
下面代入现在发动机的实际效率48.2%, 得到实际效率34%
代入新提出的发动机的实际效率50%,得到实际效率47.35%
两个数值相比,新提出发动机的实际效率比现在的高出39%
实际效率能高出那么多当然让人高兴啦,但这是书面的,我希望实际能高出30%就可以了.
对于现在的发动机，最好的效率值可能比我列的好。上面对于现行发动机的一些数据可能彼此之间不太般配，但是我认为作为例子说明问题是充足的，除非有重大错误。
对于新提出的发动机,当气体燃烧后出来,从喷气分管到总管会有一些损失
有人会认为,现在发动机的实际效率可能没那么高,那时因为飞机发动机需要在很宽的范围内工作,有些参数并没有工作在效率最高的场合,另外有些损耗没有考虑.
对于现在的发动机，最好的效率值可能比我列的好。上面对于现行发动机的一些数据可能彼此之间不太般配，但是我认为作为例子说明问题是足够的，除非有重大错误。
传送门在此
http://bbs.kechuang.org/dispbbs. ... ;ID=1252&page=1
偶在最后问了他一句话：乃研究过多缸废气涡轮增压活塞发动机么？有没有发现与你的发明有哪几点不同的地方？
http://bbs.kechuang.org/dispbbs. ... ;ID=1252&page=1
偶在最后问了他一句话：乃研究过多缸废气涡轮增压活塞发动机么？有没有发现与你的发明有哪几点不同的地方？
另外，他给我发了邮件，里面是改进的结构，谁要有兴趣，留下邮箱，偶发给他
波转子发动机……关键在于转子端头封严……
而且，这种东西燃烧会产生爆震，现突破了PDE再说吧
类似的东西叫做PDWE，最早于20世纪40年代构思出来。
R&R和GE都已经取得了一些进展。
R&R和GE都已经取得了一些进展。
除段子密封问题外,关键是发动机燃气暴洪对后面涡轮的冲击震动造成的破坏(涡轮\轴承等).本分明在原理上可行,但工程实现难度大,可靠性,噪音大.
]]
]]
他那个“汽缸”，其实就是波转子管。
]]
波转子发动机有活动端头，运转中要经历充气、爆震和排气循环，也就是你所设想的那种循环方式。
]]
关于波转子发动机，给你个传送门……
http://www.aeroinfo.com.cn/datab ... phshow.asp?id=38396
http://www.aeroinfo.com.cn/datab ... phshow.asp?id=38396
]]
]]
:L :L 变循环来的实在些~~
]]
工作是这样的，在进气管里，风扇是吸入外面空气并提升气压，同时混入燃料均匀，经过一段空间达到燃烧室前门，总有一对燃烧室的前门开的，进入这对燃烧室，挤出里面废气，燃烧室前后门关闭......
这样不行。燃料需要在燃烧室喷入。如果在进入燃烧室之前就形成了混合气，那么在燃烧室点火的时候，万一火焰传到气缸进气门之前......bong;funk
最后，天然气一般用于地面固定、以输出功率为目的的动力装置，而航空发动机（你的设计初衷是航空喷气式发动机），在有条件的情况下需要使用液体燃料，目前使用航空煤油。
这样不行。燃料需要在燃烧室喷入。如果在进入燃烧室之前就形成了混合气，那么在燃烧室点火的时候，万一火焰传到气缸进气门之前......bong;funk
最后，天然气一般用于地面固定、以输出功率为目的的动力装置，而航空发动机（你的设计初衷是航空喷气式发动机），在有条件的情况下需要使用液体燃料，目前使用航空煤油。
旋转阀对气流阻塞造成的气流参数畸变考虑过没？燃烧不会是稳定的。此外发动机内阻也将大大增加，结果可能得不偿失, 另外这不是故意让发动机喘震么。。。。。。传统的稳定燃烧以等容进行肯定是不行的，除非接脉冲爆震发动机
]]
]]
]]
:L 低速度条件下也许可行。但效率恐怕。。。。。。。
原帖由 shumuling 于 2008-3-16 22:12 发表
我有的话没有说的很明了，火炮老兄却穷追猛打，
1。压力过程图中的那根红线表示这两个地方之间存在一定的压力关系，没有表示这两点的压力一定相同，具体什么样的关系由速度压力一起考虑确定。
另外我感觉你好像只考 ...
......
我以为事情简单了？
嗯......
:P
嗯嗯，我的话完了。
]]
]]
]]
还是脚踏实地吧，多看些书。如果真有决心，多干实事。
在论坛上逞能没有任何意义，而且有可能误导在网上学习的人。
在论坛上逞能没有任何意义，而且有可能误导在网上学习的人。
]]
]]
]]
]]
]]
]]
]]
]]
这个设计的换气方式有点像二冲程发动机，但进排气门跟燃烧没有直接连系，你怎么保证燃烧室在进入充足的混合气后关闭所有气门，否则功率很难保证，又怎么保证燃烧膨胀到适当时候开启排气门，否则燃烧室会爆炸，即便是排气门开启恰到好处，又怎么保证进气门开启前燃气压力全部释放，否则会使进气门前段的燃烧室中的混合气爆炸。