超级军网短距起飞模式设想 -- 低高压段之间升力喷口，发动机与机 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/04 19:27:21
欢迎大学学历以上的拍转。
发动机低压风扇前置，低高压段之间开一个可关闭的喷口，方向后下方，延线通过整机重心稍偏前，另有结构简单的低温燃烧室。起飞时升力喷口和低温燃烧室打开，配合适当的机翼设计达到短距低速起飞，少量气流进入发动机维持运转（和一定的前向加速力），到达一定高度之后升力喷口和低温燃烧室关闭，气流全部转向发动机高压风扇，主燃烧室全速运转。
请问：
1。暂不考虑技术问题，原理上有可能实现吗？
2。如果原理上可行的话，技术难度在哪儿（例如低高压段距离拉大、中间设置可调挡板是否会影响发动机正常功效）？
3。如果技术上可行的话，相对于现有模式（如升力风扇）的优缺点在哪儿（例如死重、可维护性）？
附：关于学历要求的说明：
论证一个设想行不通，是任何一个弱智都能做到的事情。有意义的是如何让一个设想行得通。欢迎大学学历以上的拍转。
发动机低压风扇前置，低高压段之间开一个可关闭的喷口，方向后下方，延线通过整机重心稍偏前，另有结构简单的低温燃烧室。起飞时升力喷口和低温燃烧室打开，配合适当的机翼设计达到短距低速起飞，少量气流进入发动机维持运转（和一定的前向加速力），到达一定高度之后升力喷口和低温燃烧室关闭，气流全部转向发动机高压风扇，主燃烧室全速运转。
请问：
1。暂不考虑技术问题，原理上有可能实现吗？
2。如果原理上可行的话，技术难度在哪儿（例如低高压段距离拉大、中间设置可调挡板是否会影响发动机正常功效）？
3。如果技术上可行的话，相对于现有模式（如升力风扇）的优缺点在哪儿（例如死重、可维护性）？
附：关于学历要求的说明：
论证一个设想行不通，是任何一个弱智都能做到的事情。有意义的是如何让一个设想行得通。
发动机低压风扇前置，低高压段之间开一个可关闭的喷口，方向后下方，延线通过整机重心稍偏前，另有结构简单的低温燃烧室。起飞时升力喷口和低温燃烧室打开，配合适当的机翼设计达到短距低速起飞，少量气流进入发动机维持运转（和一定的前向加速力），到达一定高度之后升力喷口和低温燃烧室关闭，气流全部转向发动机高压风扇，主燃烧室全速运转。
请问：
1。暂不考虑技术问题，原理上有可能实现吗？
2。如果原理上可行的话，技术难度在哪儿（例如低高压段距离拉大、中间设置可调挡板是否会影响发动机正常功效）？
3。如果技术上可行的话，相对于现有模式（如升力风扇）的优缺点在哪儿（例如死重、可维护性）？
附：关于学历要求的说明：
论证一个设想行不通，是任何一个弱智都能做到的事情。有意义的是如何让一个设想行得通。欢迎大学学历以上的拍转。
发动机低压风扇前置，低高压段之间开一个可关闭的喷口，方向后下方，延线通过整机重心稍偏前，另有结构简单的低温燃烧室。起飞时升力喷口和低温燃烧室打开，配合适当的机翼设计达到短距低速起飞，少量气流进入发动机维持运转（和一定的前向加速力），到达一定高度之后升力喷口和低温燃烧室关闭，气流全部转向发动机高压风扇，主燃烧室全速运转。
请问：
1。暂不考虑技术问题，原理上有可能实现吗？
2。如果原理上可行的话，技术难度在哪儿（例如低高压段距离拉大、中间设置可调挡板是否会影响发动机正常功效）？
3。如果技术上可行的话，相对于现有模式（如升力风扇）的优缺点在哪儿（例如死重、可维护性）？
附：关于学历要求的说明：
论证一个设想行不通，是任何一个弱智都能做到的事情。有意义的是如何让一个设想行得通。
循环参数的变化幅度太大，固定的设计恐怕没法工作，也许要在高压段跟涡轮之间加个变速齿轮箱什么的……
谢谢，但在考虑这个问题之前，推力、升力分量和气动综合之下是否可能达到短距起飞的效果？这个估算我无法完成。
Pegasus / F402
飞马座的话，倒是前面的喷口永远不会关……
我以前的一个帖子里用网上搜来的公式做过类似的运算。
楼主可以搜下，那帖子讲的是把发动机斜向下30度安装实现短距起降。跟你这个有点类似。
名字忘记了。给你说下结论吧。类似1还是1.2的整机起飞推重比，似乎是能把起飞距离从300米降到200米，推比越大，起飞距离越短，到一点五时，好象是减到170米左右。。。推比减少到0.8时，比常规起降距离还长些
所以短距起落实际上是个发动机问题，古人诚不我欺呀。但我认为这个发动机问题不是指什么更好的动力转向机制，而是如何实现高推重比。不信给J10装上起飞推比1.5的动力装置，它一样能有出色的短距起落能力。
楼主可以搜下，那帖子讲的是把发动机斜向下30度安装实现短距起降。跟你这个有点类似。
名字忘记了。给你说下结论吧。类似1还是1.2的整机起飞推重比，似乎是能把起飞距离从300米降到200米，推比越大，起飞距离越短，到一点五时，好象是减到170米左右。。。推比减少到0.8时，比常规起降距离还长些
所以短距起落实际上是个发动机问题，古人诚不我欺呀。但我认为这个发动机问题不是指什么更好的动力转向机制，而是如何实现高推重比。不信给J10装上起飞推比1.5的动力装置，它一样能有出色的短距起落能力。
楼主啊，实在佩服你的想象力，你在高低压之间搞了个燃烧室再开个口，且不说高温带来的影响，那大部分空气都会从这跑走的，刚被初级增压的大部分空气都跑走了，不去做动后面的涡轮，前面的压气机还怎么转呢？不管是钥匙还是f35发动机的核心机部分是不会去动的，发动机工程师想尽办法采取各种封严措施减少漏气损失，提高效率，你随便开个口会导致核心机效率直线下降，得不偿失~~~
楼主啊，实在佩服你的想象力，你在高低压之间搞了个燃烧室再开个口，且不说高温带来的影响，那大部分空气都 ...
nvoodoo 发表于 2009-11-29 09:54
他那样做也不是不可以的，几十年前超音速鹞的飞马座就差不多是他那个意思了，从低压引流并且带加力。 只不过看楼主的意思，尾喷口不准备可动了？ 只靠重心处的喷气？ 那不说高温燃气（相对于鹞和F35）被重新吸入还有烧蚀的郁闷。 只是这增压不多的空气，即使加力了，这要多大的流量耗多少油才能达到可用推力啊。 如果不准备像鹞那样弄两个巨大的大象耳朵进气口来保证空气流量的话，要么就只好在机顶上开辅助进气口？不过似乎又有重心问题。 鹞，包括F32很难处理的一个问题似乎就是发动机必须靠前，否则没法布置前喷口。 楼主的这个升力喷口应该也有一样的布置难题吧
所以，要可用的话，转一圈回来，这发动机不就是飞马座，这飞机不就是超音速鹞么。 反正还有F32都是很好的参考
楼主啊，实在佩服你的想象力，你在高低压之间搞了个燃烧室再开个口，且不说高温带来的影响，那大部分空气都 ...
nvoodoo 发表于 2009-11-29 09:54
他那样做也不是不可以的，几十年前超音速鹞的飞马座就差不多是他那个意思了，从低压引流并且带加力。 只不过看楼主的意思，尾喷口不准备可动了？ 只靠重心处的喷气？ 那不说高温燃气（相对于鹞和F35）被重新吸入还有烧蚀的郁闷。 只是这增压不多的空气，即使加力了，这要多大的流量耗多少油才能达到可用推力啊。 如果不准备像鹞那样弄两个巨大的大象耳朵进气口来保证空气流量的话，要么就只好在机顶上开辅助进气口？不过似乎又有重心问题。 鹞，包括F32很难处理的一个问题似乎就是发动机必须靠前，否则没法布置前喷口。 楼主的这个升力喷口应该也有一样的布置难题吧
所以，要可用的话，转一圈回来，这发动机不就是飞马座，这飞机不就是超音速鹞么。 反正还有F32都是很好的参考
化外 发表于 2009-11-29 00:22 
作为机械系毕业的人，告诉你这想法的致命问题 1）接口密闭性大有问题 2）发动机整体可靠性无法保障
作为机械系毕业的人，告诉你这想法的致命问题 1）接口密闭性大有问题 2）发动机整体可靠性无法保障
另外，LZ提出让大学学历的人讨论，可是文学专业的你指望讨论出个啥结果？
baldo 发表于 2009-11-29 11:36
谢谢楼上的飞马座图和sol、baldo的分析。
我认为战斗机垂直起降必然在设计、油耗和性能方面付出过多代价，因为无论用什么方式，不靠飞机升力而直接推起来，功率要求下限必然很高。实际考虑现代战争的可能环境，战斗机找不到100米勉强可用的跑道，这个可能性不大，垂直起降为了1%时间的优势而牺牲100%时间里的20%性能，我认为是亏本买卖。而短距滑跑就能大量减低对发动机功率的要求，或者换言之减少性能方面的牺牲，是个总体优化折衷。
现代战斗机，滑跑时升力和空速大致是什么关系？
如果升力喷口位于重心后下方而不是像垂直起降要求的正下方，那么发动机前置的要求就能大大放宽，也没有吸入尾气的问题。如果推动升力分量达到重量的一半，那么在气动升力分量达到重量一半的时候就能升空。
谢谢楼上的飞马座图和sol、baldo的分析。
我认为战斗机垂直起降必然在设计、油耗和性能方面付出过多代价，因为无论用什么方式，不靠飞机升力而直接推起来，功率要求下限必然很高。实际考虑现代战争的可能环境，战斗机找不到100米勉强可用的跑道，这个可能性不大，垂直起降为了1%时间的优势而牺牲100%时间里的20%性能，我认为是亏本买卖。而短距滑跑就能大量减低对发动机功率的要求，或者换言之减少性能方面的牺牲，是个总体优化折衷。
现代战斗机，滑跑时升力和空速大致是什么关系？
如果升力喷口位于重心后下方而不是像垂直起降要求的正下方，那么发动机前置的要求就能大大放宽，也没有吸入尾气的问题。如果推动升力分量达到重量的一半，那么在气动升力分量达到重量一半的时候就能升空。