超级军网歼八F上的昆仑采用了引射管能增加推力多少？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/02 06:06:58
已知歼7二采用引射管后在低空低速能增加推力2%，高空高速能增加6%，而歼八F上的昆仑发动机喷管长3米，能增加推力多少?
已知歼7二采用引射管后在低空低速能增加推力2%，高空高速能增加6%，而歼八F上的昆仑发动机喷管长3米，能增加推力多少?
建议给8爷装上"开拓者1"小型火箭的助推器!!!!
啥叫引射管？
后机身空间有限，难度不小。如果是为了增加最大速度那就没必要了，八爷的结构承受不了。
后机身空间有限，难度不小。如果是为了增加最大速度那就没必要了，八爷的结构承受不了。
===可已经装了，
在新发动机设计之初 ,曾经广泛征求了使用部门、 试飞院和飞机设计研究所等多方的意见。据外
场反映 ,发动机装拆极费工时;尤其是喷管的装拆 ,必须先用快卸环装上喷管的筒体 ,再装上后机身 ,然
后装承力环、 液压系统、 机尾罩 ,并连接液压系统及相应附件 ,最后完成总装。在外场没有吊具的条件下 ,地勤人员采取肩扛手托的方式 ,装拆近百千克的钢制机尾罩 ,很困难;特别是在严冬和酷暑季节 ,工作条件十分恶劣。在战备条件下 ,更换发动机是地勤人员的日常性工作内容 ,解决发动机装拆费时费
力的问题更显迫切。
1台涡轮喷气发动机喷管的长度约占整机总长的 1 /2。喷管与主机的连接一般有 2种方式: 1种是
欧美式 ,采用螺栓法兰边连接 ,在发动机装好后 ,直接把后机身套到发动机喷管上 ,俗称“ 钻山洞 ” ;另 1种为前苏联 P11 φ- 300和 P13等发动机所采用 ,对主机与喷管均用快卸环连接 ,对飞机的后机身和机尾罩采用分段组装。采用“钻山洞 ” 方式可以快速装拆发动机、 喷管和后机身
原型机装机程序:在装机前 ,将喷管分成筒体、 承力环和调节环等几部分 ,与后机身
和机尾罩交错组装。
而新发动机喷管装机程序为:尾喷管是 1个整体 ,采用快卸环与主机相连后 ,带机尾罩的后机身即
可一步装配到位 ,实现了“ 钻山洞 ” 的装机方案。由原型机的 4步组装简化成 1步组装。
外流冷却系统所引空气除来自进气道中的环散空气以外 ,还有来自“ 猫耳朵 ” 或进气戽的空气。这些空气冷却了加力筒体、 后机身和液压机械操纵系统 ,最终汇入引射喷管 (引射罩 ) ,在飞机高速飞行
时起到引射增推作用。
后机身空间有限，难度不小。如果是为了增加最大速度那就没必要了，八爷的结构承受不了。
===可已经装了，
在新发动机设计之初 ,曾经广泛征求了使用部门、 试飞院和飞机设计研究所等多方的意见。据外
场反映 ,发动机装拆极费工时;尤其是喷管的装拆 ,必须先用快卸环装上喷管的筒体 ,再装上后机身 ,然
后装承力环、 液压系统、 机尾罩 ,并连接液压系统及相应附件 ,最后完成总装。在外场没有吊具的条件下 ,地勤人员采取肩扛手托的方式 ,装拆近百千克的钢制机尾罩 ,很困难;特别是在严冬和酷暑季节 ,工作条件十分恶劣。在战备条件下 ,更换发动机是地勤人员的日常性工作内容 ,解决发动机装拆费时费
力的问题更显迫切。
1台涡轮喷气发动机喷管的长度约占整机总长的 1 /2。喷管与主机的连接一般有 2种方式: 1种是
欧美式 ,采用螺栓法兰边连接 ,在发动机装好后 ,直接把后机身套到发动机喷管上 ,俗称“ 钻山洞 ” ;另 1种为前苏联 P11 φ- 300和 P13等发动机所采用 ,对主机与喷管均用快卸环连接 ,对飞机的后机身和机尾罩采用分段组装。采用“钻山洞 ” 方式可以快速装拆发动机、 喷管和后机身
原型机装机程序:在装机前 ,将喷管分成筒体、 承力环和调节环等几部分 ,与后机身
和机尾罩交错组装。
而新发动机喷管装机程序为:尾喷管是 1个整体 ,采用快卸环与主机相连后 ,带机尾罩的后机身即
可一步装配到位 ,实现了“ 钻山洞 ” 的装机方案。由原型机的 4步组装简化成 1步组装。
外流冷却系统所引空气除来自进气道中的环散空气以外 ,还有来自“ 猫耳朵 ” 或进气戽的空气。这些空气冷却了加力筒体、 后机身和液压机械操纵系统 ,最终汇入引射喷管 (引射罩 ) ,在飞机高速飞行
时起到引射增推作用。
楼主就是江湖号称8爷第一大粉条的吧？
无人回答？
啥叫引射管？
=====不论是涡喷发动机还是涡扇发动机，其做功最终都得依靠喷管。喷管最基本的功能就是把发动机中高温高压燃气的内能转化为动能，产生推力。航空涡轮发动机的推力主要取决于喷管出口的排气速度，所以喷管又被称为推力喷管或者推进器，也有的文献把它叫做尾喷口。
因为喷管的通道截面积是逐渐缩小（收敛）的，所以流经气流的速度逐渐加快。对于一台发动机来说，喷口面积越小，排气速度越大，推力也越大。但是当喷口面积小到某一个量值时，由于涡轮后温度的限制，推力不再增加。因为此时喷管出口截面的气流速度已经达到音速，喷口处于临界状态，相当于自来水龙头，起到节流的作用。
从20世纪50年代中期起，战斗机上的涡轮发动机都安装了加力燃烧室。它使得气流温度骤然增加几百到上千摄氏度，发动机的容积流量因此大大增加。这样一来，出口面积固定和简单收敛的喷管就无法满足发动机的工作需要了。为了保证发动机的工作状态不变，加力工作时必须加大节流面积（50％～170％）。这样就必须把喷口出口面积设计成可调的。可调收敛喷管不仅是开加力的需要，它还带来另一个好处：能改变发动机的流量特性和起动特性。这一点对于现代多级高增压比轴流式压气机是非常重要的，因为可以借助喷口面积的改变来改善和扩大发动机的稳定工作范围，也就是喘振裕度。目前锥形收敛可调喷管的收敛一般由连杆机构操纵，也被形象地称为鱼鳞式可调喷管。
加力发动机使飞机进入了超音速时代。由于超音速飞行产生的静压作用，使得发动机排气压力增加，导致喷管的落压比（排气流在喷口截面的压力与环境压力之比）也随之增加，达到15～20，甚至更高。这时喷口的排气流是在极度欠膨胀的情况下工作的，以至于推力损失高达百分之几十！为了"回收"这部分推力，人们在主喷管的出口处加了一个外套管或者叫做引射罩，这就是引射喷管。它使发动机在原来主喷管收缩端即节流截面的后方新增加了一个引射器的出口截面。这样，主气流在离开发动机之前，又引进了一股或多股新的流量，致使总的排气量增加。而且，这种结构的喷管允许气流进一步膨胀，进一步增大了排气速度，使发动机的推力加大。
引射喷管虽然能使飞机超音速飞行时的推力增加，但是由于引射罩与主喷管之间有一个环形空间，会在低速或亚音速飞行时引起气流分离，从而造成所谓的"底阻 "。这种底部阻力抵消了发动机的一部分推力，为此经过改进，收扩式喷管应运而生。它使喷管流道先缩小再扩大，允许气流在喉道处达到音速后进一步加速为超音速气流。由于它在收缩段末段截面（喉道）和扩张段出口截面（喷口）都可调，因此既具有良好的亚跨音速性能又有极佳的超音速性能。目前各国正在服役的第三代战斗机上普遍采用的就是收扩式喷管。
现代高技术条件下的战争对喷管提出了更高的要求，这就是不仅提供推力，还能借助推力改变飞机的飞行方向，于是推力矢量喷管应运而生。目前比较成熟的方案有三类：第一类是空心球铰或球关节，是在原来主喷管前加装一个球形铰，并通过它来实施推力转向。俄罗斯雅克-141的发动机和美国F-35上的F-110- GE-129发动机采用的都是这类方案，由于可以使推力发生90°以上的变化，故该方案适用于垂直起降飞机。第二类是空间复式连杆机构，是在轴对称喷管的扩张段借助一个名叫转向环的零件实施转向。典型例子有俄罗斯苏-37的AL-31-FU发动机，它可以使飞机不依赖气动控制面而在三个方向上进行机动，故也称为三元喷管。第三类是以美国F-22的F119为代表的二元喷管，不仅具有仅次于三元喷管的良好机动性，还使飞机具有隐身能力和超音速巡航能力，在技术上也比三元喷管简单。
发动机推力主要是高温、高压、高速气体排出喷管而产生的反作用力，排气温度高达2000K以上，流速能达到甚至超过音速。在这样的高温、高压、高速气流冲刷下，要求喷管转动灵活，没有卡涩，密封性好，不漏气（否则热气流就会烧蚀飞机尾部），还要减轻重量并能精确控制截面积、形状和角度，所以，推力矢量喷管的研制是一个极大的技术难题。但是，装有推力矢量喷管的发动机具有以过失速能力和短距起降能力为代表的超机动能力，无论是高速还是低速甚至零速度都有良好的飞行操纵品质，是新一代战斗机的必备功能，也是现役第三代战斗机的改进方向，所以，它已经成为了各航空大国关注中的焦点。我国航空工程师目前也在从事这方面的技术研究工作
=====不论是涡喷发动机还是涡扇发动机，其做功最终都得依靠喷管。喷管最基本的功能就是把发动机中高温高压燃气的内能转化为动能，产生推力。航空涡轮发动机的推力主要取决于喷管出口的排气速度，所以喷管又被称为推力喷管或者推进器，也有的文献把它叫做尾喷口。
因为喷管的通道截面积是逐渐缩小（收敛）的，所以流经气流的速度逐渐加快。对于一台发动机来说，喷口面积越小，排气速度越大，推力也越大。但是当喷口面积小到某一个量值时，由于涡轮后温度的限制，推力不再增加。因为此时喷管出口截面的气流速度已经达到音速，喷口处于临界状态，相当于自来水龙头，起到节流的作用。
从20世纪50年代中期起，战斗机上的涡轮发动机都安装了加力燃烧室。它使得气流温度骤然增加几百到上千摄氏度，发动机的容积流量因此大大增加。这样一来，出口面积固定和简单收敛的喷管就无法满足发动机的工作需要了。为了保证发动机的工作状态不变，加力工作时必须加大节流面积（50％～170％）。这样就必须把喷口出口面积设计成可调的。可调收敛喷管不仅是开加力的需要，它还带来另一个好处：能改变发动机的流量特性和起动特性。这一点对于现代多级高增压比轴流式压气机是非常重要的，因为可以借助喷口面积的改变来改善和扩大发动机的稳定工作范围，也就是喘振裕度。目前锥形收敛可调喷管的收敛一般由连杆机构操纵，也被形象地称为鱼鳞式可调喷管。
加力发动机使飞机进入了超音速时代。由于超音速飞行产生的静压作用，使得发动机排气压力增加，导致喷管的落压比（排气流在喷口截面的压力与环境压力之比）也随之增加，达到15～20，甚至更高。这时喷口的排气流是在极度欠膨胀的情况下工作的，以至于推力损失高达百分之几十！为了"回收"这部分推力，人们在主喷管的出口处加了一个外套管或者叫做引射罩，这就是引射喷管。它使发动机在原来主喷管收缩端即节流截面的后方新增加了一个引射器的出口截面。这样，主气流在离开发动机之前，又引进了一股或多股新的流量，致使总的排气量增加。而且，这种结构的喷管允许气流进一步膨胀，进一步增大了排气速度，使发动机的推力加大。
引射喷管虽然能使飞机超音速飞行时的推力增加，但是由于引射罩与主喷管之间有一个环形空间，会在低速或亚音速飞行时引起气流分离，从而造成所谓的"底阻 "。这种底部阻力抵消了发动机的一部分推力，为此经过改进，收扩式喷管应运而生。它使喷管流道先缩小再扩大，允许气流在喉道处达到音速后进一步加速为超音速气流。由于它在收缩段末段截面（喉道）和扩张段出口截面（喷口）都可调，因此既具有良好的亚跨音速性能又有极佳的超音速性能。目前各国正在服役的第三代战斗机上普遍采用的就是收扩式喷管。
现代高技术条件下的战争对喷管提出了更高的要求，这就是不仅提供推力，还能借助推力改变飞机的飞行方向，于是推力矢量喷管应运而生。目前比较成熟的方案有三类：第一类是空心球铰或球关节，是在原来主喷管前加装一个球形铰，并通过它来实施推力转向。俄罗斯雅克-141的发动机和美国F-35上的F-110- GE-129发动机采用的都是这类方案，由于可以使推力发生90°以上的变化，故该方案适用于垂直起降飞机。第二类是空间复式连杆机构，是在轴对称喷管的扩张段借助一个名叫转向环的零件实施转向。典型例子有俄罗斯苏-37的AL-31-FU发动机，它可以使飞机不依赖气动控制面而在三个方向上进行机动，故也称为三元喷管。第三类是以美国F-22的F119为代表的二元喷管，不仅具有仅次于三元喷管的良好机动性，还使飞机具有隐身能力和超音速巡航能力，在技术上也比三元喷管简单。
发动机推力主要是高温、高压、高速气体排出喷管而产生的反作用力，排气温度高达2000K以上，流速能达到甚至超过音速。在这样的高温、高压、高速气流冲刷下，要求喷管转动灵活，没有卡涩，密封性好，不漏气（否则热气流就会烧蚀飞机尾部），还要减轻重量并能精确控制截面积、形状和角度，所以，推力矢量喷管的研制是一个极大的技术难题。但是，装有推力矢量喷管的发动机具有以过失速能力和短距起降能力为代表的超机动能力，无论是高速还是低速甚至零速度都有良好的飞行操纵品质，是新一代战斗机的必备功能，也是现役第三代战斗机的改进方向，所以，它已经成为了各航空大国关注中的焦点。我国航空工程师目前也在从事这方面的技术研究工作
8F没昆仑，只有8FR有。
hswz 发表于 2009-11-3 10:55 
昆仑的喷管不是引射式的。
昆仑的喷管不是引射式的。
应该有吧，不过引射喷管被后机身尾罩给遮住了，不像歼7引射喷管外露
应该有吧，不过引射喷管被后机身尾罩给遮住了，不像歼7引射喷管外露
不过引射喷管在低于1马赫的时候增益可忽略不计，
不过引射喷管在低于1马赫的时候增益可忽略不计，
加力发动机使飞机进入了超音速时代。由于超音速飞行产生的静压作用，使得发动机排气压力增加，导致喷管的落压比（排气流在喷口截面的压力与环境压力之比）也随之增加，达到15～20，甚至更高。这时喷口的排气流是在极度欠膨胀的情况下工作的，以至于推力损失高达百分之几十！为了"回收"这部分推力，人们在主喷管的出口处加了一个外套管或者叫做引射罩，这就是引射喷管
13楼的科普很好，学习了
hswz 发表于 2009-11-3 10:55 
学习中！谢谢科普！
学习中！谢谢科普！
我国科技工作者对8爷的改造竟然如此细腻？
不过如果真采用昆仑机，引射与否都不重要了，我觉得肯定会增推甚至有条件的“超巡”啊！
不过如果真采用昆仑机，引射与否都不重要了，我觉得肯定会增推甚至有条件的“超巡”啊！
昆仑不稳定啊
为什么是八爷？
现役七爷根本不是引射喷管，而是个可调收敛喷管（发动机自带）外加个飞机机体的固定面积喷管的铁外壳，注意不是可调收扩，另外八爷的尾罩就引射罩，发动机自带的是个可调收敛
现役七爷根本不是引射喷管，而是个可调收敛喷管（发动机自带）外加个飞机机体的固定面积喷管的铁外壳，注意不是可调收扩，另外八爷的尾罩就引射罩，发动机自带的是个可调收敛
引射罩是最原始的引射喷管，还没和发动机一体化，而在秦岭上，引射喷管已经和发动机一体化了
八爷现在就带引射罩了，现在昆仑的台试推力是不带引射罩，仅带可调收敛的推力
另外台架推力时候的推力模拟的是海平面最大推力时候的状态，此时不可能是高超音速，顶多一马赫出头，其实两马赫时候高空加力推力也就三四吨，就昆仑而言
当然这也可以模拟，譬如高空台试车
hswz 发表于 2009-11-3 10:55
应该是楼主的问题没说清楚吧,加引射罩在不同速度下的推力增加值是不同的.
fx15 发表于 2010-10-12 17:11
是的，原苏联的某型飞机（Mig-21还是23？好像是21）在跨音速时的推力增益为负值。
是的，原苏联的某型飞机（Mig-21还是23？好像是21）在跨音速时的推力增益为负值。
尤瑞纳斯 发表于 2010-10-12 21:22
不好意思，偶说的不够严谨。偶看到的一幅图表，说的是P11、P13和P25的引射喷管推力收益曲线，其中图示在1.0~1.5马赫时推力收益为负值。
不好意思，偶说的不够严谨。偶看到的一幅图表，说的是P11、P13和P25的引射喷管推力收益曲线，其中图示在1.0~1.5马赫时推力收益为负值。
一般而言，（不严谨的说法），对于飞行马赫数为2.2一级的歼击机来说，发动机膨胀比在4~11之间变化的话，充分利用此压力进行再次膨胀所能得到的推力收益最多也就在12%左右，而采用引射喷管的推力增益肯定小于此值，所以，偶回答不了楼主的问题~[:a9:]
两个小球的非弹性碰撞原理
举例:锅炉注水器,射流真空泵,瀑布,火炮抽烟装置,鱼缸增氧泵,原理差不多.