| T O P I C R E V I E W |
| dasha |
Posted - 06/10/2014 : 16:44:08
1.J101明明是低旁通比渦輪扇,怎麼用上噴射引擎的J代號?
這問題是出在噴射引擎要抽氣冷卻,在沒有旁通渦輪扇的時代,還是有些氣流沒拿去燃燒,當時也沒必要算這些氣流佔多少,渦輪扇出現後開始算這個,就會出現問題.比方法國把Atar9系列發展來的M53說是渦輪扇,但0.3的旁通比,就被某些人嘲笑為"持續抽氣噴射引擎",因為過去抽冷卻用空氣,換算成旁通比,往往也就是0.3的水準......
2.西方的衝壓進氣,不是在最佳狀況時,通常會讓震波維持在進氣道唇緣以外,蘇聯卻是維持在唇緣以內.
這與怎麼發現相關效果的由來有關.蘇聯是在MiG-19上裝雷達時,發現進氣道中間裝那個雷達,可以明顯提高性能,才開始搞進氣道裝錐狀物提高性能,而以MiG-19的狀況,震波是在唇緣以內的,以後就是路徑依賴,習慣了就都這樣做. |
| 3 L A T E S T R E P L I E S (Newest First) |
| dc4 |
Posted - 06/14/2014 : 08:39:56
quote:
Originally posted by dasha
理想狀態是震波在唇緣,能量回收最好;在唇外的話,部分衝壓所壓縮的空氣將漏出,減低效果,不過進氣道氣流比較穩定;唇內則問題會比較複雜,進氣會比較不穩定.
進氣道周圍氣流對超音速飛機的正面影響,最早都是無意發現的,西方是穿音速到超音速戰機比較早放棄純機鼻進氣,蘇聯則比較晚.
大俠說的是超音速條件，次音速下還有一個重大差別，就是唇緣是尖的還是鈍的。
要讓斜震波退至唇內的話，唇緣必須要尖，如果是鈍的唇緣的話，斜震波就無法附著於唇緣，而是於唇緣處產生弓形震波把斜震波頂出去，但是尖的唇緣在次音速時非常容易流場分離，尤其攻角一帶更是嚴重。
所以西方都是採用鈍的唇緣設計，以兼顧次音速時的高攻角性能，俄國的話，MiG-25/31是採用可轉動的唇緣，以降低唇緣的攻角，MiG-29/Su-27系列則也改用鈍的唇緣設計了.... |
| dasha |
Posted - 06/10/2014 : 19:44:55
理想狀態是震波在唇緣,能量回收最好;在唇外的話,部分衝壓所壓縮的空氣將漏出,減低效果,不過進氣道氣流比較穩定;唇內則問題會比較複雜,進氣會比較不穩定.
進氣道周圍氣流對超音速飛機的正面影響,最早都是無意發現的,西方是穿音速到超音速戰機比較早放棄純機鼻進氣,蘇聯則比較晚. |
| 閒遊之人 |
Posted - 06/10/2014 : 19:39:00
震波在嘴裡嘴外差在那? |
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