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标题: 说说超巡对发动机的要求。 [打印本页]

作者: 写小米 时间: 2016-10-5 00:21
标题: 说说超巡对发动机的要求。
本帖最后由写小米于 2016-10-5 00:27 编辑

很多人提起发动机指标都津津乐道最大推力（加力推力），其实四代机的超巡对发动机不开加力的最大推力（军用推力）的要求非常高，像娘娘、黑丝这些明确提出超巡指标的四代重型战斗机，其不开加力的最大推力应该不小于10吨（9500daN)，这个指标很可观了，因为早期的F100发动机最大加力推力也就11吨（10590daN)左右，而这时的耗油量是2.31kg/daN.h，而F119发动机在军用推力下的耗油率是0.8kg/daN.h，也就是说只有三代发动机最大加力推力时的三分之一左右，因此娘娘可以用较低的油耗实现快速到达和超音速下的空战，这对中距空战极为有利，再加上过失速的超级动性，能够实现对三代机的屠杀。
所以在我看来四代发动机最重要的性能就是不开加力的军推必须上10吨，毛子的117S号称最大推力有14.5吨，只比119只少1吨左右，但是它的军推只有8吨左右，离10吨的要求还相去甚远，比起31F系列的7吨多的军推几乎没有增加多少，这就是它的核心机限制了。因此在三代核心机基础上再怎么改对军推的提高都有限，四代核心机的级压比和涡轮前温度比起三代机都有质的提高，特别是涡轮前温度，四代机要求至少超过1700度。
作为和娘娘同级的黑丝，它的目标发动机指标肯定和119相当，特别是军用推力必须达到10吨，否则无法实现超巡的指标，至于现在黑丝能不能超巡，我的答案是应该不能，因为它现在使用的发动机从外观上推断是三代发动机，最大军推就7吨多。不过三代发动机有这样一个性能，就是发动机有战斗和训练两个状态，它的所谓最大加力推力一般都是发动机手册上给出的12、3吨，这个是它战斗状态下的最大加力推力，其实为了节约发动机的寿命，平时训练时都一般用发动机训练状态下的最大加力推力，而这时的加力推力是10吨。嗯，10吨？不是正好可以用来试一试超巡吗，所以说网传黑验证过超巡也是有根据的，只要打开训练状态下的最大加力推力，如果飞机顺利地进入规定的超音速状态就证明飞机的设计是成功的，接下来就静静地等传说中的15了。

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作者: 河岸 时间: 2016-10-5 00:34
标题: 好深奥。

写小米发表于 2016-10-5 00:21
很多人提起发动机指标都津津乐道最大推力（加力推力），其实四代机的超巡对发动机不开加力的最大推力（军用推力）的要求非常高，像娘娘、黑丝这些明确提出超巡指标的四代重型战斗机，其不开加力的最大推力应该不小于10吨（9500daN)，这个指标很可观了，因为早期的F100发动机最大加力推力也就11吨（10590daN)左右，而这时的 ...

作者: 我爱why爱我 时间: 2016-10-5 00:37
学习了

作者: riverflow 时间: 2016-10-5 00:42
标题: J-20超音速阻力比F-22小，对军推的要求会相应低一些

作者: 写小米 时间: 2016-10-5 00:47
标题: 和119的一样。

riverflow 发表于 2016-10-5 00:42

作者: wollon马甲 时间: 2016-10-5 07:07
标题: 涵道比也重要，f35d的发动机由于涵道比太大而导致不能超巡

作者: 写小米 时间: 2016-10-5 07:54

飞行员舒克发表于 2016-10-5 02:16
推比的重要性呢？
三代发动机增加推力增加重量，是否可以达到10吨军推？

推比无疑也是重要指标，四代机的重量和三代机相当，但是推比由8增加到10，主要是涡轮前温度和级压比增加的贡献。

作者: woodshunter 时间: 2016-10-5 08:10
标题: 超音速阻力主要看正面的截面积，J20和F22差不多的。J20关键是长，可以装更大的导弹，弥补我们空空导弹的技术不足。长还有一个好处就是，可以多装油，多装油，多装油；也就是说我们用训练最大推力，能跑个30-40分钟，这就可以和F22PK

作者: 写小米 时间: 2016-10-5 08:16

小鸡炖蘑菇发表于 2016-10-5 01:06

我的数据来自于世界航空发动机手册，这些数据有差异很正常。119的全加推力耗油量也是2.4kg/daN.h左右。

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作者: 写小米 时间: 2016-10-5 08:18

水下五米发表于 2016-10-5 08:17
119又没装在黑丝上，研究了没用

我说了15和119相当。

作者: 东风吹2493 时间: 2016-10-5 08:20
顶

作者: 写小米 时间: 2016-10-5 08:23

水下五米发表于 2016-10-5 08:20
涡扇15跟119相当？

不想当如何实现4S？

作者: woodshunter 时间: 2016-10-5 08:23
标题: 是的。据说是5719厂改过的产品。还是二手货。

作者: xmwt520 时间: 2016-10-5 08:25
米大师这几天尿有点多！

作者: 东星斑 时间: 2016-10-5 08:49
发动机一旦赶上，加上黑丝的气动和电子那不是对娘娘彻底碾压，肥电绝对是傻X了

作者: 东星斑 时间: 2016-10-5 08:54
现在纠结黑丝当前是否装117s完全没意义了，那就是个三代发动机，用不太行的改进型或是三姨父啥的，都不能超巡，但都不影响测试超音速

作者: 大风起兮 时间: 2016-10-5 09:17
按米大师所说，重量和AL31差不多，推力和F119差不多，推比嘛。

作者: pppccc0 时间: 2016-10-5 09:28
标题: 我斗胆提点不同意见，现在四代十六吨军推的整机拍比应该超过很多二代机的加力推比，而那些二代机个个都是两马赫的极速，就是加速时间长)许多，四代凭借超低的阻力也不是没有可能起巡吧，多花点时间不行吗?而且据说AL31是速度越快推力越大

作者: 写小米 时间: 2016-10-5 09:47

pppccc0 发表于 2016-10-5 09:28

那是开全加后达到的，娘娘可以用军推就达到1.5倍的音速，并且时间可以长达30分钟，所有发动机对开全加的时间都有严格的限制，即使不限制油耗它也用不起。

作者: 东风吹2493 时间: 2016-10-5 09:54
记得以前介绍F4,开加力全速，油耗只能坚持9分钟

作者: 雪地孤狼 时间: 2016-10-5 09:55
标题: 谢小米大师科普

作者: 乌兹 时间: 2016-10-5 10:10
标题: 完事别啃腚，啃得厉害了容易吃到不干净的东西。

水下五米发表于 2016-10-5 08:39
问题是现在的黑丝发动机就确定不能超巡？117s没有任何消息装到黑丝上，黑丝上那款发动机肯定不是31f。

作者: 代号525 时间: 2016-10-5 10:17
很多BKC打死都不愿相信黑丝有超巡的指标。。。

作者: 东海81 时间: 2016-10-5 10:18
标题: 印象里年初报导过高温叶片取得突破的新闻。看来是和这个有关

作者: marcoye 时间: 2016-10-5 10:49
标题: 原本对目前丝带能否超巡还抱有一丝侥幸。。。。看来只好面对现实

作者: marcoye 时间: 2016-10-5 10:51
标题: 其实MD概念的超巡不是军推下只要超过音速就算超巡，要求是达到一定的值且可以超音速激动，过载可达xx g的。。。

作者: gp03se 时间: 2016-10-5 11:02
标题: 受教了！希望量产型WS-15能顺利按计划节点完成！

作者: wolaiye 时间: 2016-10-5 11:09
标题: 看来现在要上娘娘还存在较大困难

作者: 无家可归的JJ 时间: 2016-10-5 11:53
标题: 大米有没有，换大米

作者: samnick 时间: 2016-10-5 12:01
标题: 学习了。10吨是个坎。常推是10吨能超巡那么就是丝带。。学习了

作者: 军美 时间: 2016-10-5 12:59
标题: 战斗状态的最大加力和训练状态的最大加力，是训练状态有限制吧。

作者: woodshunter 时间: 2016-10-5 13:59
标题: 据说5719厂改过的AL31F，比原版进口的质量还好。这方面养鸡有一篇观棋的，一个个零件分解后，拆下来重新检测再安装的。

作者: lymd12345 时间: 2016-10-5 14:20
标题: 只要打开训练状态下的最大加力推力，如果飞机顺利地进入规定的超音速状态就证明飞机的设计是成功的，接下来就静静地等传说中的15了。

作者: 龙之吻 时间: 2016-10-5 14:39
标题: 谢大师科普，还要大米

作者: 东星斑 时间: 2016-10-5 14:42
米大师，用15的一些技术成果和关键材料继续改进太行，还有哪些可预期的效果?例如推比减重寿命可靠性等方面

作者: 海航 时间: 2016-10-5 14:47

水下五米发表于 2016-10-5 08:39
问题是现在的黑丝发动机就确定不能超巡？117s没有任何消息装到黑丝上，黑丝上那款发动机肯定不是31f。

作者: izual 时间: 2016-10-5 14:53

gp03se 发表于 2016-10-5 11:02

节点已经推迟了。不是说高空台炸了一次么

作者: 海航 时间: 2016-10-5 15:21
标题: 装睡的人你是叫不醒的

水下五米发表于 2016-10-5 08:39
问题是现在的黑丝发动机就确定不能超巡？117s没有任何消息装到黑丝上，黑丝上那款发动机肯定不是31f。

作者: marcoye 时间: 2016-10-5 16:04
标题: xxg 肯定不会是两位数

作者: woodshunter 时间: 2016-10-5 16:12
标题: 有AL31F开训练状态加力的耗油量数据吗？根据这个数据和J20的12吨的载油量，其实是可以算出目前J20的超巡时间的。

作者: 入主白宫特朗普 时间: 2016-10-5 16:32
军推超巡是不容易的，超音速高g机动更难

作者: 陆羽门徒 时间: 2016-10-5 17:35
标题: 米大，介绍一下激光冲击强化技术，国内八股也有介绍，这项工艺对航空发动机有什提高。

作者: om926la 时间: 2016-12-24 06:24
标题: 不只是静状态的军推， Al-31高速推力受压气机出口温度限制。压气机后面几级受不了高温/高物理转速，或者是涡轮对冷却引气温度太敏感。 F100-pw-229这个问题也很严重

作者: LantianYY 时间: 2016-12-24 07:48

山火发表于 2016-12-24 06:41

机身特别细长，超音速激波阻力小，现在各国的超音速公务机方案发动机普遍推力比歼20小，重量可能更大，但是长细比很大，超音速阻力很小，容易实现超巡

作者: 自动步枪 时间: 2016-12-24 09:47
标题: 转一篇，对超巡发动机的讲解应该是比较详细的：超音速巡航是不是发动机推力越大越好呢？
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并且不是简单的因为发动机推力大小问题。WS15也不是简单加大推力和推比就可以解决这个问题，反过来说，如果只考虑超巡，把其他问题简单化，以目前的推力大小已经足够。某个角度说，推力和喷流速度对涡扇来说是一个矛盾，前者决定低速机动性和航程，后者决定速度，解决这个矛盾导致了变循环发动机的诞生。
超巡的重点在低压比，涡前温度，喷流温度和速度。特别是涡前温度。

超巡和超音速机动的的要点不在于推力，而在于高空高速，有多少推力余量。
超巡有两种方法，常规涡扇，利用加力，把加力室内残余的余温氧气不惜油料的再次升温，这种做法，米格25干过，不过需要超大的油量，并为做到这个损失其他大量的性能。
真正的超巡，讲求的是超音速巡航时的燃油经济性以及推力余量，不把应该在涡轮前完成的事情交到涡轮后去解决。

见以下资料：
说发动机，先就要明确啥叫发动机推力，很多写发动机，写超巡的，其实压根就搞不清啥叫推力。

先说一个基本的物理学概念，动量守恒定律，如果一个系统不受外力或所受外力的矢量和为零，那么这个系统的总动量保持不变，这个结论叫做动量守恒定律。在现阶段的物理世界里观测到的宏观物体，都是遵守这个定律的，飞机也不例外。

那我们说这个，跟推力有啥关系?关系大了，喷气式发动机的基本原理就是动量守恒，发动机的喷流向后运动，这喷流本身是有速度和重量的，这就产生了一个向后的动量，而跟这个向后动量守恒的就是飞机向前增加的动量，而这个动量就是一般所说的推力了。或者说，推力就等于发动机喷流的动量减去发动机进气的动量。

先搞清楚这个原理了，就知道推力是怎么来的，怎么才能有更大的推力了。无非就是增加喷流的质量，或者增加喷流的速度，又或者两者都增加。比如说涡轮风扇发动机，就是通过外涵道大量吸入空气来增大发动机的进气流量。如果一个喷流，流量是100千克，速度是100米每秒，他的动量是10000，而另外一个喷流，流量是1000，速度是10米每秒，那他的动量同样是10000，这里又牵涉到另外一个概念，叫做能量守恒，发动机向后喷气产生推力，消耗的都是燃料的化学能，而动量公式是P=MV，也就是说动量是跟速度和重量都成正比，而动能则相反，是E=（1/2）Mv^2，也就是动能跟重量成正比，跟速度的平方成正比。这样的话，流量100，速度100的，他的喷流的动能需要有50万焦，而流量1000，速度10的，他的喷流动能就只有5万焦了，只有前者的十分之一，也就是说同样的推力（这里是个简单模型，不考虑飞机运动速度，只算静止台架推力），后者消耗的燃料只有前者的十分之一。

前面说到这是个静止的简单模型，实际上就是没有考虑到飞机进气速度增加的问题，一个发动机，在台架状态，他的进气速度是0，而在2倍音速，他的进气速度则要超过600米，一个发动机如果喷流速度只有600米，那他在2马赫速度下，进气速度和排气速度就相当了，推力就等于0.也就是说，在同等飞行速度下，喷流速度越大的，高速性能越好

上面是解释一些基本概念，只要这些概念搞清楚了，发动机的高速性能其实就很清楚了。
发动机有两个重要参数，一个是涡轮前温度，一个是喷流温度，涡轮前温度和喷流温度的区别，就是喷流从燃烧室出来，经过了涡轮，推动涡轮做功以驱动压气机（包括风扇），然后在喷出喷管之前，如果发动机有外涵道的话，高温高压空气还要跟外涵道出来的低温低压空气混合，热力学就不需要复习了，这些必然都会导致喷流温度低于涡轮前温度。、发动机的高速能力，实际上就取决于喷流温度的高低，喷流温度越高，在同等进气速度下能产生的单位喷流重量推力就越大。而涡轮做功驱动压气机，压气机的增压比越高，涡轮需要输出给压气机的功率也就越大，喷流损耗在涡轮上的功率也就越大。

要提高飞机的高速性能那要求的是什么？就是在同一飞行速度下，喷流的速度越高越好，对应的也就是说，涡轮前温度高，在涡轮部分的消耗小，混入的低温气体少。这也就是为什么说涡轮喷气发动机比涡扇发动机高速性能好的原因了，涡轮发动机的增压比一般都低于15，与涡扇发动机动不动就是超过20，甚至30的比，其涡轮消耗的功率小得多，而其外涵道的低温空气流量小（部分涡轮发动机也有连续放气活门，把一部分空气不经过燃烧室直接排入喷管），使得其在同样的涡轮前温度下，喷流速度远超过涡扇发动机。

比如说经典的高速用涡喷发动机，J58的增压比只有8点几，R15更低，这就是他们实现高速的底气所在，虽然涡轮前温度只有1000摄氏度左右，但是大部分1400摄氏度涡轮前温度的涡扇发动机，他们的喷流经过涡轮做功减速再跟外涵道空气混合后，排气温度都比这些涡喷低得多，这也就是为什么涡喷的高速好的原因了

而加力燃烧室，他的温度一般达到了1800摄氏度级别，后面也没有涡轮来降低喷流速度，这产生的喷流就比发动机本体出来的喷流高得多，所以传统飞机超音速主要就是靠加力燃烧室了。

而高速性能好的涡扇，比如F119，他的涡轮前温度达到了1700摄氏度，而压比跟1399摄氏度的F100基本一样，也就是说他过了涡轮后剩余的排气温度也比F100差不多要高个300摄氏度了，外涵道的涵道比又很小，混合损失也低，所以高速性能远远超过F100这样的典型三代涡扇发动机。

但是，前面过，消耗的能量是基于动能定理的，产生的推力则是基于动量守恒，也就是说喷流速度越快，油耗同比就越高，而且涡轮前温度=燃料燃烧增加的温升+空气本身的温度，增压比越高的发动机他进入燃烧室的空气压缩率越高，也就是说空气温度高，达到同样的涡轮前温度需要燃料提供的能量更少。因此F119这样的发动机，压比低，涵道比低，温度又特别高，所以其油耗基本也达到了涡喷的水平。

从上面我们就能看出来，什么叫高速性能好的发动机？就是喷流速度高的发动机，而喷流速度怎么看？看流量就知道了，就是你的推力/你吸进去空气的流量，这个数值越大的，说明他的喷流速度越大，反之则是越小，比如典型三代的战斗机发动机，空气流量120千克，推力120千牛，而民航发动机，则是流量400千克，推力150千牛，这两者的高速性能就不用对比了，天差地别。

从这里也能看出来，发动机的绝对推力，其实跟高速性能没多大关系，不是说发动机推力大，这飞机就能超巡的。而是要求喷流速度高，或者说单位空气流量的推力大，高速性能才好。所以新一代的军用涡扇发动机，加强高速能力，最终达到F119这样的超巡能力，靠的就是低压比，高温度，小涵道比。把这三条拿去跟发动机对比一下，就知道其能不能实现超巡了。看到什么吹9500发动机推力比RD33大很多，RD33都能超音速，9500装上去就超巡了之类的昏话，你一口浓痰吐他脸上绝对没错的

624所和606所的论文，都反复提到过，飞机要实现超巡，涡轮前温度至少要1500摄氏度以上，就是依靠这个高的涡轮前温度来实现高的喷流速度，为此牺牲油耗也是必须的。YF120之所以牛逼，就在于它亚音速状态是涵道比较大的涡扇，到了高速状态，减少外涵道流量变成了一台漏气涡喷，能同时兼顾高速低速下的航程

军推其实不直接反应高速性能的，而是对于涡扇发动机来说，加力/军推比例，显示了发动机的涵道比而已，涵道比越大的发动机，他做加力带来的台架推力增幅越大，因为他有大量的低温空气进入加力燃烧室，燃油喷进去后能加速的空气量更大。军推占总推力比例越大的，说明他的涵道比小。
对于超巡来说，重要的是在高速状态你还剩多少推力，而不是你台架有多少推力
发动机推力，有个很直观的数据，AL31的安装状态加力推力，是122.4千牛，军推76.2千牛。而8000米，0.9MA状态不加力推力就只有36千牛了，8000米1.5马赫就只有104.5的加力推力，11000米，0.9MA不加力只有24千牛，1.5MA加力只剩下81千牛

综上，实际上，并不是说推力够大，飞机就能够超音速巡航的。因为通常来说，所谓的发动机推力都是台架推力，这个推力是在静止状态下，靠发动机自己自然吸气才能够达到的。随着飞机速度的增加，发动机排气的速度和飞机的飞行速度越来差别越小，所能够提供的推力就会越来越小。同时，由于现有的发动机的工作原理，它必然需要将进入进气道的气流减速至亚音速状态才能够使发动机正常运转，所以这个是进入气流减速的过程也同样会产生较大的阻力。

所以，超音速巡航是一个非常复杂而精密的工程，简单的增加推力是不行的。
顺便补充一下，关于超音速巡航飞机的发动机的资料：R-71黑鸟就是在进气道设计这个这个方面特别优秀。用空军世界上面的资料：
能够让飞机达到三马赫，又必须提供次音速的气流给引擎，对进气道设计而言是必要的。在两个进气口前端各有一个圆锥形、可移动的进气锥，在地面上或次音速飞行下锁定在最前方的位置。自1.6马赫开始，进气锥会逐渐向后移动，最大到26?。原始的进气电脑是类比式的设计，依据皮托管静压测量、俯仰、滚转、偏航、攻角等等的输入资料，算出进气锥所需要的前后移动距离。这么做可以将进气锥尖端产生的震波维持在进气口，使气流减速到1.0马赫的震波为止，之后的次音速气流就可以让引擎使用。这个在进气道内进行震波的捕获称为“启动进气”（starting the inlet）。压缩机前方会因而产生巨大的压力。泄气孔和旁通门设置在进气道和引擎舱内，以维持进气压力，使进气道能持续地“启动”。在3.2马赫巡航下，进气压力的增加估计提供了58%的可用推力，压缩机提供了17%，而后燃器提供了25%，这时几乎就是SR-71的最佳设计点。臭鼬鼠工厂的进气系设计师Ben Rich常说压缩机“使进气活跃著”（pumps to keep the inlets alive）

http://tieba.baidu.com/p/2003999061

作者: 胜者为王 时间: 2016-12-24 10:24

作者: 一孔 时间: 2016-12-24 11:41
标题: 升阻比与推力一样重要

作者: doublecity 时间: 2016-12-24 12:02
标题: 好科普，最基础的东西了。

作者: 张卓 时间: 2016-12-24 13:02
标题: 也不完全一定。推力是很重要，但飞行器的超音速巡航主要的阻力是激波阻力，另外，因为超音速飞行，导致升力中心后移，会产生一个很大的俯头力矩，必须在产生个仰头力矩和它抵消。常规布局由后部水平舵来产生，当然水平舵必须有一个较大角度的反转
这个反转就会产生一个很大的阻力面。F22的解决方式是水平舵小角度翻转，矢量喷口也翻转。两个控制系统产生仰头力矩来配平俯头力矩。其中我们可以看出，矢量在偏转后损失的推力也小于水平舵翻转带来的阻力（要不然用矢量干什么？其实，这个也是矢量喷口的最大用处之一，至于提供机动时候的控制力矩，我倒是觉得不像外面吹的这么重要）。J20的解决思路不一样，升力中心后移，距离鸭翼更远，其鸭翼提供的力反而需要得更小，也就是说这个时候，速度越快，鸭翼偏转越小，阻力越小。甚至可以不需要用矢量碰口来额外提供配平，当然，喷口的推力也就没有损失，舵面偏转的阻力也会比22小。所以，22需要10吨的推力达到超音速巡航，但J20因为上面的有点，可以不需要这么大推力的发动机就达到巡航。当然，话又说回来，推力越大越好，谁还会嫌大呢？

作者: 张卓 时间: 2016-12-24 13:09
标题: 另外一个简单的解读就是，J20这么多拉涡，再加上这种外形设计，升阻比比22要强。也就是说，在某一状态下，升力一定以后，阻力比22要小，需要的发动机推力当然也可以小一点。

作者: 张卓 时间: 2016-12-24 13:38
标题: 其实，从F22的后机身设计也能看得出来：在能达到配平的情况下，及提供的仰头力矩足够的情况下，如何去减少阻力。老美的思路就是把臂做长，也就是F22的尾翼伸得老长老长了，尾翼偏转个小角度，臂加长了，力矩就被相应的加大。如果发动机推力再大一点，
F22的尾翼也就不会伸这么长了。

作者: 铁路炮 时间: 2016-12-24 14:31
标题: 1700度，1700K？

作者: 勃鸟日夜壶 时间: 2016-12-24 14:54

作者: 达尔文 时间: 2016-12-24 20:49
标题: 顶这个。怎么可能只考虑推力不考虑阻力，小米大师这个问题让人失望了

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