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oops
路人甲乙丙
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 Posted - 07/14/2020 : 23:22:25
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不讀書不懂行不會帶函式模型的死文組又上來請教了∼
看網路文章 說總壓恢復定義是進氣道內氣壓 對外界自由空氣分子壓力之比
但還是無法理解 總是能夠將外界超音速氣流降低至次音速的進氣道
降速氣流不但沒能增壓 卻反而降壓了？
還是說所謂進氣道不管波系多寡 最後總是用正震波降速
正因為是利用垂直於航向的正震波(叫normal shock wave嗎) 把多餘的高速氣流朝前頂走
所以震波牆後(正震波是一道垂直牆面對嗎)剩餘的減速氣流 殘存的空氣分子稀疏的多
其壓力值就也不如外界自由空氣了？
以前一直以為 皮托管單波係進氣口的空氣減速是撞上後方的發動機 但文章說超音速氣流
直撞會摧毀引擎 所以這個減速靠的是進氣口處與進氣道內 那些若有似無但必定會有的
氣道壁面曲線起伏 就足以讓超音速氣流降速？
而多波係進氣道大多數降速過程都是發生在斜震波後方
所損失的空氣量就不如全靠正震波的皮托管進氣道 這樣理解對嗎？
據說 DSI進氣道除了用喉結擠走附面層之外 本身也可能具有比多波系進氣道更先進的
連續波系進氣道效果 而從f-16 dsi測試過程中 疑似有超音速性能微幅提升的效果
那麼dsi進氣道的設計工具與技術 含金量可能比想像中更高囉？
<<已修正用詞>> |
Edited by - oops on 07/15/2020 11:11:32 |
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dasha
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41797 Posts |
Posted - 07/15/2020 : 10:10:06
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機械作用都會有一部分的功損失在作用過程,變成熱量之類,所以進入進氣道之前的自由流,與通過正震波之後的壓縮氣流,總能量有一部分化為溫度等其他東西而喪失,這邊的"壓力"其實是氣流總能量的表現方式,單純講壓力,衝壓的話進氣道內還是有上升.
有些團隊有研究超音速引擎,但現在商業引擎大部分都是在次音速氣流底下才能正常運作,所以超音速飛機的進氣道就要想辦法減低氣流速度,讓自己用的引擎能在正常甚至是最佳效率環境下運作,這一段就要靠進氣道設計.另外,在進氣道前方的現象,不管是自己機身還是前方飛機的亂流,通通都會影響到進氣效果,這也是進氣道設計負責的部分.
如果是在地面的工廠,改變氣流速度壓力的方式非常多,但飛機進氣道有一堆阻力重量與成本的限制,最佳的做法就是利用進氣道的形狀,讓進來的氣流速度能自動調整,同時還要避免亂流產生;1940年代末期與1950年代的進氣道研究中,確認調整速度造成的壓力改變對推力會產生正面效益,比方夜戰型MiG-17/19進氣道那個錐體增加推力的正面效應超過增加重量的負面效應,才引發衝壓進氣道的研究與應用.
正震波(激波是大陸用詞)發生在進氣管的喉道,喉道可以視為瓶頸,進氣道最窄處,這地方的氣流就像六線道八線道高速公路的車,全部都要在某個雙線交流道下去一樣,大家就馬上減慢卡在那邊,是一種減速過程的自然現象,這個現象會造成阻力與增強氣流能量轉換成溫度或紊流,因此超音速飛機進氣道會有比較明顯的邊界層隔離設計,處理速度不同的邊界層氣流問題.
如果減速目標都是3Mach減為0.5Mach,一次減速2.5Mach,與分6次逐步減速,每次減速過程損耗的能量不同,能量回收成壓力的效果也會不同.一般來說,單次減速太多,額外能量損耗太多;但單次減速太少,壓力回收效率並不明顯,為這個在進氣道上作怪花的金錢重量都不太划算,所以必須看設計目標與氣動力研究與計算技術水準,進行調整.
要注意到"計算技術",因為外界氣流並不是永遠在固定條件下,否則就不需要天氣預報了,高機動性飛機更有平飛迴旋等不同條件下的進氣需求,你至少要排除某個設計在某個常見條件下居然會發生嚴重紊流的狀況,因此雖然很早就有一種衝壓進氣,"等墒面進氣",理論上可以讓氣流減速在最理想條件下發生,能量幾乎完全回收,也不需要用邊界層隔離,但這東西只能在很小的速度與氣流範圍做到理想條件,其他狀況都會非常糟糕,因此使用範例很少.
另外,有注意到的話,早期進氣道以方形或圓形等對稱形狀居多,因為這容易計算,機鼻進氣影響還小,機身上下左右進氣就很討厭,因為機身產生的影響不能忽視,比方F-15E掛LANTIRN或F-15C掛AIM-120時,都有發現與進氣道相互影響的問題,掛AIM-120A早期批次的時候還會震壞飛彈內部線路,很討厭,但當時的計算能力無法處理.
而現在的DSI,可以視為等墒面進氣道在較大範圍仍能維持較佳運作效率的一種修改版,而且設計時要考量前機身或進氣道附近其他系統的影響,調整成非對稱形狀,進一步改善壓力分佈,當然真的說較大範圍也沒多大,現用產品通常就是1.xMach還能用. |
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oops
路人甲乙丙
689 Posts |
Posted - 07/15/2020 : 11:13:38
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感謝回答
既然無力去理解數學模型或函式 只能理解到半懂就好了
也難怪航空器稍微調整一下設計甚至外掛 馬上就噴錢噴滿地
一測試很可能整組全身上下都不對勁了 不測也不行
是說是熵還是墒啊? |
Edited by - oops on 07/15/2020 11:16:14 |
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davidboy
路人甲乙丙
3574 Posts |
Posted - 07/15/2020 : 11:21:18
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气流通过激波后增加的是静压，而总压=静压+动压。你损失了速度当然会损失动压。
正激波来自管道壅塞，所以任何超音速进气道都必然有正激波（normal shock），区别就是皮托管完全靠正激波减速，而多波系进气道，会在正激波前方加上几道斜激波(oblique shock)。
激波越强，减速比越大，总压损失越大，正激波是最强激波，正激波后必然是亚音速气流。而斜激波减速比与激波角相关，所以斜激波后面的气流，由于角度不同，可以是亚音速，也可以是超音速。
减速比小，总压损失就比较小。
可以简单粗暴的认为，同样的总减速比，斜激波越多，总压恢复比越好。
现在公开的DSI进气道，是由一道锥激波+一道正激波形成的二波系进气道，性能应该和幻影2000差不多，不如F14的四波系进气道。
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Edited by - davidboy on 07/15/2020 11:29:12 |
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oops
路人甲乙丙
689 Posts |
Posted - 07/15/2020 : 12:54:05
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太好了 我大致懂了
我覺得啦
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原來二三代機流行的馬赫錐只有到二波系的進氣效果啊
想說那個錐可以前後調整還以爲有什麼厲害效果
所以前後調只是要配合不同速度的不同斜震波角度 確保震波不會打中進氣口內側囉？
還是說反正馬赫錐飛機的渦噴引擎耐受高速氣流的能力稍高 所以二波系就也足夠了？
相對F-14/15為了亞音速航程或者推力 配置了大/中旁通比發動機
以至於他們必須加碼搞四波系進氣道 來達成高超音速飛行？ |
Edited by - oops on 07/15/2020 13:14:47 |
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davidboy
路人甲乙丙
3574 Posts |
Posted - 07/15/2020 : 14:04:08
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| 对，斜激波进入进气道会喘振，像我贴的那张下图一样，激波漏出进气道会啸叫，同时损失进气量。像上图一样不偏不倚正好抵达进气道喉口，才是理想状态，所以要前后可调。 |
Edited by - davidboy on 07/15/2020 14:04:53 |
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dasha
版主
41797 Posts |
Posted - 07/20/2020 : 20:17:54
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| 用衝壓錐的設計也是有三震波以上的,但1950~1960年代大概只有SR-71那個是超過三震波的衝壓錐,這種比較複雜. |
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oops
路人甲乙丙
689 Posts |
Posted - 07/31/2020 : 16:25:30
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有一些固定式非可變進氣口 像比如說F-20
有超音速設計 據說是二波系進氣口
那麼它是用負面層分離板來製作斜震波嗎？然後因為是固定板
低速時震波會漏氣損失進氣量 高速時才會達到理想狀態 但是可以賺一點減重效果這樣嗎？
這種固定式二波系進氣口是不是曾經很流行
比方那些非馬赫錐的方形超音速進氣口 F-4那種的⋯？ |
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dasha
版主
41797 Posts |
Posted - 08/03/2020 : 07:28:22
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quote:
Originally posted by oops
有一些固定式非可變進氣口 像比如說F-20
有超音速設計 據說是二波系進氣口
那麼它是用負面層分離板來製作斜震波嗎？然後因為是固定板
低速時震波會漏氣損失進氣量 高速時才會達到理想狀態 但是可以賺一點減重效果這樣嗎？
這種固定式二波系進氣口是不是曾經很流行
比方那些非馬赫錐的方形超音速進氣口 F-4那種的⋯？
不,F-4或F-106都有可動斜板,F-20有飛的原型機都是固定式的,但F-20的4號機以後有意裝可動斜板,變成縮小版F-4的進氣道,然後看用戶要用類似F-5E的進氣道,還是台灣這種要取代F-104的需求......
固定式雙震波進氣道的典型代表其實是F-104,後來多數都有些可動的部分,否則就不會去強調是雙震波.Tu-22(不是Tu-22M)屬於內衝壓,可能也是. |
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總壓恢復與正震波與單/多波系進氣口
