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猎鹰 发布于2017-09-02 05:27
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为什么战斗机超音速巡航这么难,而协和客机却能超音速巡航?

楼层直达
之前知乎看到的一个提问:https://www.zhihu.com/question/63968833/answer/216879027
问题:F22战斗机发动机推重比10左右,只能以1.4马赫速度持续巡航。但庞大的协和客机其发动机推重比远不到10,却能以2马赫的速度巡航,这是怎么样的原理呢?

答:


      首先声明一下,我不是学航空的,可能在一些地方会出现一些小错误,请各位大神轻点喷。
  1. 超音速巡航
     其实现在所说的超音速巡航也是美国人的定义,巡航速度严格意义上讲是值效率最高(最省油)的速度。实际上所有的超音速巡航均达不到这个要求。
f-22所谓的超音速巡航实际上是指不开加力,像mig25/31,sr-71这类高速飞机发动机在设计过程中就是具备长时间开加力的能力,也就是说也可以做到长时间高速飞行,如果改一下定义具备长时间飞两倍音速以上叫超音速巡航,那么f-22就不行,而 mig25/31 , sr-71,协和就可以算。
       mig25/31大容量油箱+冷却可以做到全程加力,续航速度m2.35(如果加力全开可以3以上,但是会伤发动机),作战半径700km。加力耗油也会很高,在使用m0.8飞行时作战半径高达1450km。
       实际上不开加力完成超音速巡航并不是一个好事情。以协和式客机为例,完全可以做到不开加力完成超音速飞行,但是这样效率并不高,因为涡喷低速效率不高,使用加力可以大大缩短低速飞行的时间。还有就是跨音速段阻力增加,开启加力可以缩短处于高阻力飞行的时间,这样反而省油。因此协和式客机还是安装了加力燃烧室,用于起飞和跨音速段。

不同速度段的阻力系数

        在音速时(跨音速段)阻力系数最大,之后随着速度的增加阻力系数也会变小(注意是阻力系数而不是阻力)。也就是说在速度达到超音速之后,提升较大速度所需要的推力代价也没有那么大(但是突破音障瞬间最困难)。跨音速段需要最大的推力,也就是是很多战斗机不开加力不能完成超音速,但是使用加力完成跨音速之后就可以关闭加力。
        相比之下tu-144就有一些不一样了,使用的是涡扇发动机,这样低速段可以做到高效率。但是这是一个超音速客机,飞行时间大部分处于超音速状态,这段时间全程开加力,得益于苏联“祖传”不锈钢机体,巡航速度可以达到m2.35,比协和不知道高到哪里去了,但是代价就是腿短,无法发挥超音速客机在长距离节约时间的优势,而且价格高。


2.推力的产生:
由牛顿第二定律可以求出推力
A=F/m
v/t=f/m
f=v*m/t
其中v是喷气的速度,m/t是喷出气体的质量流量。

发动机功率计算
P=W/t=1/2*m/t*v^2
        我们可以发现推力是排气速度的一次方,而功率是速度的二次方,也就是说尽量降低排气速度可以提高能量的转换效率。不过降低排气速度也不是一个很好的办法,因为飞机的速度是不会超过排气速度(P=W/t=1/2*m/t*(v1-v2)^2  v1是发动机排气,v2是飞行速度,只有这样速度才是真正改变周围空气的速度),所以要达到高速飞行,排气速度不能低。


涵道比与推重比
       涡喷的推力全部是由高速排气产生,排气速度最快。


        涡扇就是在涡喷的基础上增加了一个风扇,使得一部分空气进入涡轮机,另一部分由风扇加速。也就是一部分推力由高速排气产生,另一部分由风扇产生。排气速度比涡喷慢,所以低速效率比涡喷高很多,但是最大速度比涡喷更低。其中流过风扇和流入涡轮机的空气质量比叫做涵道比,风扇越大涵道比越大。


        如果涵道比继续增大,那么推力基本上都是都是由风扇产生,排气推力可以忽略不计,那么就成了涡轴(当然随着风扇加大,转速也要降低,为了保证涡轮机达到足够的转速,通常输出轴会安装减速器),比如直升机发动机。不过在实际设计中并不是直接增加风扇那么简单,毕竟风扇大了之后会使得轴的力气不够,造成压气机无法正常工作,所以有时候还会增加几级涡轮用于获得更大的扭力。顺便说一下,现在很多军舰使用的发动机都是和战斗机相同的核心机,所以随着航空发动机的进步,对海军也有不少的提升。
        相比于复杂而笨重的涡轮机,外部风扇的重量可以低了太多,通过增大风扇的面积(涵道比)可以有效提高推力,而且重量的增加不会太大,也就是说相同的核心机,使用大涵道比可以获得更大的推重比。

F119-PW-100 推力105KN/156KN 自重1800kg   涵道比0.3   推重比6/8.8
F135-PW-100 推力125KN/190KN 自重1700kg   涵道比0.57  推重比7.5/11.4
其中F135与F119相同核心机,不过F135没有F119的矢量喷管而且加大了涵道比,提高了推力。
Mi-26直升机使用了两台D-136涡轴发动机,重量2100kg(1050kg*2),起飞重量高达56000kg,也就是推重比至少有27。



F-22与su-27的航程对比:
su-27空重16.4t,油箱9.4t,al-31f涵道比0.59,作战半径1500km。
f-22空重19.7t,油箱8.2t,f119涵道比0.3,作战半径850km(150km超音速,700km亚音速)。
        相比之下我们可以发现f-22确实是比较短腿。当然这个不光是发动机问题,气动外形的决定权也有很大的关系。f-22也是权衡后的结果,为了短距起飞低速性能也不能差,在平时飞行过程中也是亚音速为主(进入战场之前,空中加油转场)毕竟省油,而且高推重比发动机也可以获得更强的机动性。但是为了超音速巡航,涵道比也不能太大,所以最终选择了较小涵道比的涡扇发动机。当然这样也是有代价的,就是超音速和亚音速航程都不行(短腿),但是却是平衡比较好的结果,毕竟战斗机不像客机速度几乎不变,必须考虑各个速度段的效率。
      
        正是因为涵道比的不同使得不同速度段效率不同,所以六代机的变循环发动机最大特点就是可以调节涵道比,使得在不同速度下都有高效率,这样可以做到大航程和高速度。



       从推力角度来说,F119真不算强,甚至是二代机水平(mig-31的D30-F6),跟客机轰炸机的推力相比差距蛮大的(个头小了太多)。不过在推重比方面F-119确实高了太多(战斗机需要机动性,不能太重)。
F119                          105KN/156KN(加力)     重量1800kg
D30-F6                       93KN/152KN(加力)      重量2300kg
Olympus 593            139KN/169KN(加力)     重量3175kg
NK-32(最大军推)  137KN/245KN(加力)     重量3400kg
GE90(最大民推)    514KN                              重量8762kg


相比之下F-119体积小了很多,特别是直径。
大小对比               长度         直径
GE90                  728cm      310cm
NK32                  600cm      146cm
Olympus 593      404cm      121cm
F119                  516cm      120cm


3.阻力与速度



这是网上找到的图片,我们可以大致计算一下截面积。


       协和翼展25.6m,F-22翼展13.6m 飞行的最大速度就是推力=阻力时的速度。通过对比图可以发现协和式客机的截面积差不多是F-22的三倍,协和式客机的单位面积的推力已经达到了F-22的88%。而且协和式客机的气动外形是专门为了超音速飞行的,阻力系数非常低,涡喷在高速飞行时效率也远高于涡扇,也就是说实际上协和式客机达到阻力=推力的速度比F-22还要高。
       题主一直说到的推重比实际上与速度关系不大,推重比决定的是加速度而不是最大速度。决定最大速度的是阻力与推力。稍有常识的人都会知道,汽车的加速度比火车快多了,但是火车超过300km/h是轻轻松松,而汽车很难。虽然火车单位重量的功率远不及汽车,但是单位截面积的功率比汽车高多了,所以相比之下阻力也小了很多。
长空又放核红云, 怒吼挥拳显巨身。 横眉南天震虎口, 寄心北海跃龙门。 敢同恶鬼争高下, 不向狂魔让寸分。 先烈回眸应笑慰, 擎旗已有后来人
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MT论坛理事会理事
法式油炸薯条 发布于2017-09-04 23:34
沙发F
滋磁一下
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