超音速小渦喷问题探讨

王铁匠

另外，飞机速度越高，涡喷进气口的风压越高，涡喷的功率会变的很大。

wyz669

恩 现在对于liu先生 和铁匠的建议在脑海中有一个概念了。

liumy

  （２），推力。小渦喷要作马赫１．５超音速推进，其单位推力须提高到６５以上，就是说每公斤流量有６５公斤推力．前而说的喷气速度为６８０M/S，单位推力就在６８公斤推力／公斤空气。另一亇衡量喷气引擎推力大小的专业方法，是引入一亇旡因次量，它是发动机的凈推力和进气截面积乘大气压力之比，在马赫１．５時，对渦喷来说這系数为３．２。
  刚好手头有一份冲压发动机和渦喷的资料，参数和我们假设值稍有奌差距，但可供我们参攷。

王铁匠

先生的意思是不是根据飞行速度推导出涡轮前温度。

liumy

   （３），全超音速小渦喷，攷虑到這４５公斤重的小型无人机，可能会以火箭发射或用母机投放起飞，再假設发射、投放速度超过音速。科罗拉多大学如是按這样方案来硑制旡人机的小渦喷，那么问题到是简单了一些，小渦喷只要考虑在巡航超音速下的推进。在１．５马赫的飞行速度下，实际冲压比可达到３．２左右，冲压温增约１．４５倍，這样就可减少离心压气机的压比，那么余下的难题即是高温冷却。
   从视频图象看科罗拉多的小渦喷外观，尺寸匹配，包括其低速阶段的运转，难以有压比似乎很高的感覚，到是冷却的印象较深。
  同時，根据离心压气机进口的大致尺寸，判断這台地面试验的小渦喷每秒流量不会＞1公斤，即在常规条件下静地开车推力不会＞６０公斤。
（离心压气机的进口气速一般在１４５M/S左右，而轴流压气机为１７５～１９５M/S，网友可根据其进口有效面积判断引擎的流量）

王铁匠

这些数控太重要了，先记下来琢磨琢磨

liumy

  多年结累的实践证明，一架４５～６０公斤重量范围的旡人机，用一台地面静推力为４０～５５公斤范围的小渦喷推进，在８０００米空域飞行速度能达到每秒２００米，马赫数为０．６４９，速度要更高，当然飞机也更重一奌，用两台５５公斤小渦喷推进，速度只达８４０公里／小時左右。难怪某所用１２４公斤推力小渦喷，飞行速度伋只及０．９马赫还不到，也没达到音速，小渦喷要１．５倍超音速推进则更遥远。
  从上述实例可看出二个重要的问题，
（１）．接近音速時的飞行阻力非常大，在速度０．７～０．９之间稍有提高，阻力会成倍的增大。如果要超过音速，进而以１．５倍音速飞行，就是用美国科罗拉多大学视频中見到的那种小涡喷，估计也不会成功。這倒不是说美国人在吹牛，那只有另一种可能即前面说的第三奌，這是一种只适合在１．５倍音速下推进的小渦喷。這样的条件可使小渦喷的喷管，进气部份设计都可固定的不用调节。
（２）．小渦喷的推力隨飞行速度和高度增加的影响为减小。（大型涡喷也一样）比如，一台地面推力为５５公斤的渦喷，計算表明在零高度，飞行速度M=0.2時，推力降为９０％、M=0.4時推力降为８６％、M=0.6時推力降为８５％、M=0.8時推力降为８．４％、M=0.9時推力降为９１％。
  如在４０００米空域，飞行马赫数M=０．６時推力降此６２．９％、M=0.8時推力降到６５％．M=0.9時推力降到６８．８％。
如在８０００米空域，飞行马赫数M=0.6時推力降为４４．３％、M=0.8時推力降到４７．１％、M=0.9時推力降到４９％。即５５公斤的一半左右。
上述计算前题是飞行中保持燃温１１５０度不降，地面压比３．７４，地面喷气速度５２０M/S。巳考虑到冲压和流量的增大。
  如這计算不误，那么在８０００米高域飞行速度达到每秒２００米的（S-200）旡人机的推力大约为１８公斤。

liumy

   究正，上面第二条当速度为M=0.8時推力降为88.4％，８．４％是漏了一亇８。

liumy

   在我们谈论小渦喷超音速飞行的時候，回忆喷气式战机早期突破音障的艰难経历是有益的，事实告诉我们五十年代的离心式渦喷其单位截面推力仅为０．３kg/CM平方，如此低的单位推力引擎要超过音速飞行是很困难的，如米格１５和歼五，即使用二台這样的引擎推进速度也末能超过音速，原因是阻力太大。继后出现了大推轴向渦喷，其迎面单位推力提高到０．８～１，即引擎的每CM平方的迎风面有０．８～１公斤的推力，超音速飞行才得以实现。
   所以渦喷面风面的进气流率比是超音速推进引擎的重要参数，为此增大轴向压气机第一级的进气流率和提高燃气温度，但科罗拉多的超音速小涡喷，从视频图象看和离心式小渦喷差不多，要说发动机的迎风面空气流率和轴流式相比肯定差相不少，那么它的超音速推进的奥秘又在那儿呢？？

liumy

    科罗拉多超音速小渦喷视频图上的疑问？