本来是在对面对牛弹琴的帖子，想想在那里打那么多字不容易，和这里的241 480 443 465等同志们讨论了一下，整理后发到自己家来，有兴趣的同志可以看一下哈。

　　问题1：非加力状态时，发动机的推力、转速、喷管面积大小和喷油量之间的关系是什么样的?

　　回答：发动机在转速恒定的非加力状态稳定工作时，缩小喷管面积A8的话，供油量会加大，推力会增大。

　　如果涡轮发动机在某一稳定工作点下，相似转速(n/(T1*)^0.5)不变。讨论A8减小的过程对推力的影响。

　　把喷管临界面积A8减小后，发动机参数会做以下变化：对涡轮临界截面和喷管临界界面列流量连续方程，经过移项整理，发现由于A8的减小，会使涡轮膨胀比Pit*减小。由于燃烧室压力还来不及变化，因此涡轮膨胀比减小使涡轮后的反压P4*会提高。而涡轮膨胀比的减小同时意味着涡轮功的减小。涡轮功减小，也就是说，涡轮转子转速(即发动机转速)会减小。为了保持转速不变，必须自动调节供油量，增加涡轮前燃气温度。随着涡轮前温度的提高，压气机后的压力也会提高，工作点沿着共同工作线向上走而接近喘振边界。由于喷管总压P4*和总温T4*都上升，因此推力会增大。

　　如果发动机处在加速工作过程过渡状态中(如转速从慢车提高到额定转速)，讨论转速增加过程中，变化A8的原因和作用

　　发动机能够加速是因为涡轮发出的功率大于压气机消耗的功率。打破平衡的因素是多加油，使涡轮前燃气温度T3*高于同一转速下稳态工作的涡轮前温度T3*，但是大家知道，涡轮前温度T3*不是你想加就可以随便加的，必须受以下三个因素制约：T3*不能过多的超过最大状态的T3*d;不能引起压气机喘振;不能引起富油熄火。因此，由于T3*不能无限制的提高，为了改善发动机的加速性，还可以采取的方法是加大A8。由前文的推理可知，加大A8可以加大涡轮膨胀比Pit*，即增大涡轮功，因此可以使涡轮获得更大的功率来带动压气机加速旋转。因而，发动机加速过程中适当加大A8，可有效改善发动机的加速性能。但是加速过程一结束，A8必须恢复减小，直到新的稳定状态的大小。

　　问题2，加力状态时，发动机的推力、转速、喷管面积大小和喷油量之间的关系是什么样的?

　　答：加力状态转速恒定不变，推力与喷灌面积大小的二次方成正比关系，加力燃烧室燃油油量也随推力大小同向变化

　　加力时，通常在确定加力调节状态时，不改变不加力时的压气机和涡轮的共同工作状态。也就是说，加力的调节因以尽量不改变加力燃烧室前的发动机已有的工作状态为前提。

　　目前涡轮发动机采用的最大稳定状态调节规律通常是：“转速n为常数，涡轮膨胀比pit*为常数”。在接通加力后，喷管临界截面根据加力温度的要求打开后，不再改变。飞行条件改变时，主燃烧室以供油量为主控量，保证转速n为常数，而加力燃烧室则是以供油量为主控量，保证涡轮膨胀比Pit*不变。而涡轮前温度和实际加力温度都会随飞行条件改变而有轻微改变。

　　根据加力前后涡轮膨胀比和加力燃烧室前其他参数都不变的这个条件，可知喷管总压和流量在加力前后均不变。由于喷管临界截面速度系数都等于1，因此对加力前后的喷管l临界截面(下标为8)列流量平衡方程，将相同的参数约去后可知(下标af表示加力状态，无下标表示非加力状态)

　　A8*(T8*)^(-0.5)=A8af*(T8af*)^(-0.5)

　　而加力前后喷管总温 T8*和T8af* 这两个参数分别决定了加力前后气流经过喷管之后的排气速度，即推力，写成正比式如下：

　　T8~V8~推力F;T8af~V8af~推力Faf

　　通过以上推理可知，加力状态的喷管临界截面积A8af大于非加力状态的喷管临界面积A8

　　进一步推理可知，大加力状态的喷管临界截面积A8af(big)大于小加力状态的喷管临界面积A8af(small)

　　进一步推理可知，加力状态的推力大小正比于喷管临界界面积的大小。

　　问题3：“要产生更大的推力，一是增加喷射速度，二是增大喷口。”这个概念是不是正确?

　　答：这个概念是不对的。

　　对于发动机，加力状态下单单增大喷油量或者单单增大喷管临界面积只会使发动机的功率和推力都减小。此外，增加喷射速度和喷口临界面积并不一定能使实际流量净推力增大。飞机和发动机是个多部件耦合、匹配协调工作的整体，其分析方法也必须建筑在严格的数学描述基础之上，并且要时刻记得发动机的各个部件是“共同工作”的，稳定工作时彼此之间必须要严格满足各界面流量连续、各截面能量平衡、涡轮-压气机功率相等、各截面压力平衡的四个条件。

　　问题4：涡轮喷气发动机是靠喷射高速气流的反作用力来实现巨大推力的?

　　答：严格意义上也不正确。

　　涡轮喷气发动机从整体和宏观上的推力计算式满足动量方程，但是，综观整个发动机所有的部件，看气体作用的轴向力，不论是进气道、涡轮、还是为喷管的高速气体，气体在通道中的流动方向都是向后流的，因此对壁面的冲击或者摩擦作用力都是向后的(除了拉瓦尔喷管情况复杂)，也就是说，高速向后的喷流只产生阻力，不产生推力。随便哪个发动机的各部件轴向力分布图都是如此。

　　在发动机中，唯有压气机叶片受到的轴向力是向前的(由于后一级的气压要大于前一级，轴流式压气机的末级压力比上风扇入口的压力一般要高了20多倍)，而压气机气流通道中，气流的轴向速度只有不到M0.7，而且经逐级损耗，在燃烧室扩压器时已经降低到了

　　因此，压气机是涡轮发动机推力产生的主要部件。其原理是级与级之间低速气流前向压差的推动(当然此过程也是气流的反作用力)。可以把轴流压气机想象成一大叠轴流螺旋浆。。。。

　　压气机对气体增压的功率完全来自于涡轮功。而涡轮功则来自于燃烧室高温气体的内能转化为涡轮旋转的运动的动能。

　　虽然发动机从整体宏观上推力表达式满足了动量定理，但是实际上分解各个部件和剖析工作的全过程后可以发现，其实发动机任何一个部件都没有直接承担“高速气流向后喷射所产生的反作用力”。

　　发动机的循环过程和能量转化过程一波三折，十分复杂，绝不是简单的“喷射反作用力”

　　问题5 在其它条件相同时，是不是喷射速度越快发动机获得的推力越大?

　　答：大多数情况下如此，但是有一些特殊情况恰恰相反

　　排气速度和发动机推力的视在联系，在大多数情况下是这样的，但是有一种特殊情况，那就是某些发动机采用的“收敛-扩张”喷管(拉瓦尔喷管)。

　　拉瓦尔喷管不同于流速最大只能达到M1的收敛喷管(J6 、J7等、还有所有的民机)，理论上收敛-扩张喷管在设计点可以完全膨胀到大气压，并且获得超声速的气流，减小能量和推力损失，是超音速飞机的理想选择。

　　然而，在远离设计点的区域里，尤其是拉瓦尔喷管工作可用压力降比实际压力降小的多的情况下(过渡膨胀)，喷管扩张段会引起一系列强度不等的激波串，并且和超声速下非常可观的粘性附面层强烈干扰，从而产生气流分离，大大减小了喷管有效面积和有效流量。能量和压力损失也大大增加，付出的代价甚至大于膨胀比高、气流流速加快带来的增益，反而减小了可用推力。因此，很少有飞机采用固定几何的“收敛-扩张喷管。

　　所以，喷射速度越快，未必意味着发动机获得的推力越大

　　PS：标题中的“增压”二字本不存在，文里说的是飞机。

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