本來是在對面對牛彈琴的帖子，想想在那里打那么多字不容易，和這里的241 480 443 465等同志們討論了一下，整理后發(fā)到自己家來，有興趣的同志可以看一下哈。

　　問題1：非加力狀態(tài)時，發(fā)動機的推力、轉速、噴管面積大小和噴油量之間的關系是什么樣的?

　　回答：發(fā)動機在轉速恒定的非加力狀態(tài)穩(wěn)定工作時，縮小噴管面積A8的話，供油量會加大，推力會增大。

　　如果渦輪發(fā)動機在某一穩(wěn)定工作點下，相似轉速(n/(T1*)^0.5)不變。討論A8減小的過程對推力的影響。

　　把噴管臨界面積A8減小后，發(fā)動機參數會做以下變化：對渦輪臨界截面和噴管臨界界面列流量連續(xù)方程，經過移項整理，發(fā)現(xiàn)由于A8的減小，會使渦輪膨脹比Pit*減小。由于燃燒室壓力還來不及變化，因此渦輪膨脹比減小使渦輪后的反壓P4*會提高。而渦輪膨脹比的減小同時意味著渦輪功的減小。渦輪功減小，也就是說，渦輪轉子轉速(即發(fā)動機轉速)會減小。為了保持轉速不變，必須自動調節(jié)供油量，增加渦輪前燃氣溫度。隨著渦輪前溫度的提高，壓氣機后的壓力也會提高，工作點沿著共同工作線向上走而接近喘振邊界。由于噴管總壓P4*和總溫T4*都上升，因此推力會增大。

　　如果發(fā)動機處在加速工作過程過渡狀態(tài)中(如轉速從慢車提高到額定轉速)，討論轉速增加過程中，變化A8的原因和作用

　　發(fā)動機能夠加速是因為渦輪發(fā)出的功率大于壓氣機消耗的功率。打破平衡的因素是多加油，使渦輪前燃氣溫度T3*高于同一轉速下穩(wěn)態(tài)工作的渦輪前溫度T3*，但是大家知道，渦輪前溫度T3*不是你想加就可以隨便加的，必須受以下三個因素制約：T3*不能過多的超過最大狀態(tài)的T3*d;不能引起壓氣機喘振;不能引起富油熄火。因此，由于T3*不能無限制的提高，為了改善發(fā)動機的加速性，還可以采取的方法是加大A8。由前文的推理可知，加大A8可以加大渦輪膨脹比Pit*，即增大渦輪功，因此可以使渦輪獲得更大的功率來帶動壓氣機加速旋轉。因而，發(fā)動機加速過程中適當加大A8，可有效改善發(fā)動機的加速性能。但是加速過程一結束，A8必須恢復減小，直到新的穩(wěn)定狀態(tài)的大小。

　　問題2，加力狀態(tài)時，發(fā)動機的推力、轉速、噴管面積大小和噴油量之間的關系是什么樣的?

　　答：加力狀態(tài)轉速恒定不變，推力與噴灌面積大小的二次方成正比關系，加力燃燒室燃油油量也隨推力大小同向變化

　　加力時，通常在確定加力調節(jié)狀態(tài)時，不改變不加力時的壓氣機和渦輪的共同工作狀態(tài)。也就是說，加力的調節(jié)因以盡量不改變加力燃燒室前的發(fā)動機已有的工作狀態(tài)為前提。

　　目前渦輪發(fā)動機采用的最大穩(wěn)定狀態(tài)調節(jié)規(guī)律通常是：“轉速n為常數，渦輪膨脹比pit*為常數”。在接通加力后，噴管臨界截面根據加力溫度的要求打開后，不再改變。飛行條件改變時，主燃燒室以供油量為主控量，保證轉速n為常數，而加力燃燒室則是以供油量為主控量，保證渦輪膨脹比Pit*不變。而渦輪前溫度和實際加力溫度都會隨飛行條件改變而有輕微改變。

　　根據加力前后渦輪膨脹比和加力燃燒室前其他參數都不變的這個條件，可知噴管總壓和流量在加力前后均不變。由于噴管臨界截面速度系數都等于1，因此對加力前后的噴管l臨界截面(下標為8)列流量平衡方程，將相同的參數約去后可知(下標af表示加力狀態(tài)，無下標表示非加力狀態(tài))

　　A8*(T8*)^(-0.5)=A8af*(T8af*)^(-0.5)

　　而加力前后噴管總溫 T8*和T8af* 這兩個參數分別決定了加力前后氣流經過噴管之后的排氣速度，即推力，寫成正比式如下：

　　T8~V8~推力F;T8af~V8af~推力Faf

　　通過以上推理可知，加力狀態(tài)的噴管臨界截面積A8af大于非加力狀態(tài)的噴管臨界面積A8

　　進一步推理可知，大加力狀態(tài)的噴管臨界截面積A8af(big)大于小加力狀態(tài)的噴管臨界面積A8af(small)

　　進一步推理可知，加力狀態(tài)的推力大小正比于噴管臨界界面積的大小。

　　問題3：“要產生更大的推力，一是增加噴射速度，二是增大噴口?！边@個概念是不是正確?

　　答：這個概念是不對的。

　　對于發(fā)動機，加力狀態(tài)下單單增大噴油量或者單單增大噴管臨界面積只會使發(fā)動機的功率和推力都減小。此外，增加噴射速度和噴口臨界面積并不一定能使實際流量凈推力增大。飛機和發(fā)動機是個多部件耦合、匹配協(xié)調工作的整體，其分析方法也必須建筑在嚴格的數學描述基礎之上，并且要時刻記得發(fā)動機的各個部件是“共同工作”的，穩(wěn)定工作時彼此之間必須要嚴格滿足各界面流量連續(xù)、各截面能量平衡、渦輪-壓氣機功率相等、各截面壓力平衡的四個條件。

　　問題4：渦輪噴氣發(fā)動機是靠噴射高速氣流的反作用力來實現(xiàn)巨大推力的?

　　答：嚴格意義上也不正確。

　　渦輪噴氣發(fā)動機從整體和宏觀上的推力計算式滿足動量方程，但是，綜觀整個發(fā)動機所有的部件，看氣體作用的軸向力，不論是進氣道、渦輪、還是為噴管的高速氣體，氣體在通道中的流動方向都是向后流的，因此對壁面的沖擊或者摩擦作用力都是向后的(除了拉瓦爾噴管情況復雜)，也就是說，高速向后的噴流只產生阻力，不產生推力。隨便哪個發(fā)動機的各部件軸向力分布圖都是如此。

　　在發(fā)動機中，唯有壓氣機葉片受到的軸向力是向前的(由于后一級的氣壓要大于前一級，軸流式壓氣機的末級壓力比上風扇入口的壓力一般要高了20多倍)，而壓氣機氣流通道中，氣流的軸向速度只有不到M0.7，而且經逐級損耗，在燃燒室擴壓器時已經降低到了

　　因此，壓氣機是渦輪發(fā)動機推力產生的主要部件。其原理是級與級之間低速氣流前向壓差的推動(當然此過程也是氣流的反作用力)。可以把軸流壓氣機想象成一大疊軸流螺旋漿。。。。

　　壓氣機對氣體增壓的功率完全來自于渦輪功。而渦輪功則來自于燃燒室高溫氣體的內能轉化為渦輪旋轉的運動的動能。

　　雖然發(fā)動機從整體宏觀上推力表達式滿足了動量定理，但是實際上分解各個部件和剖析工作的全過程后可以發(fā)現(xiàn)，其實發(fā)動機任何一個部件都沒有直接承擔“高速氣流向后噴射所產生的反作用力”。

　　發(fā)動機的循環(huán)過程和能量轉化過程一波三折，十分復雜，絕不是簡單的“噴射反作用力”

　　問題5 在其它條件相同時，是不是噴射速度越快發(fā)動機獲得的推力越大?

　　答：大多數情況下如此，但是有一些特殊情況恰恰相反

　　排氣速度和發(fā)動機推力的視在聯(lián)系，在大多數情況下是這樣的，但是有一種特殊情況，那就是某些發(fā)動機采用的“收斂-擴張”噴管(拉瓦爾噴管)。

　　拉瓦爾噴管不同于流速最大只能達到M1的收斂噴管(J6 、J7等、還有所有的民機)，理論上收斂-擴張噴管在設計點可以完全膨脹到大氣壓，并且獲得超聲速的氣流，減小能量和推力損失，是超音速飛機的理想選擇。

　　然而，在遠離設計點的區(qū)域里，尤其是拉瓦爾噴管工作可用壓力降比實際壓力降小的多的情況下(過渡膨脹)，噴管擴張段會引起一系列強度不等的激波串，并且和超聲速下非?？捎^的粘性附面層強烈干擾，從而產生氣流分離，大大減小了噴管有效面積和有效流量。能量和壓力損失也大大增加，付出的代價甚至大于膨脹比高、氣流流速加快帶來的增益，反而減小了可用推力。因此，很少有飛機采用固定幾何的“收斂-擴張噴管。

　　所以，噴射速度越快，未必意味著發(fā)動機獲得的推力越大

　　PS：標題中的“增壓”二字本不存在，文里說的是飛機。