你贴的这个是在说明进气道效率的东西, Intake不会对气流加温所以Tt2/Tt1=1 看起来跟你说的改变气流流速并无相关. 举例: SR-71的引擎会针对不同的速度(Mach)再进气道的地方做改变 但功能不是为了减速. 进气道效率在Mach<1的情况气流状况很稳定所以会是Pt2/Pt1很单纯. 可是在Mach>1的情况之下, 因为超音速的气流会在接触到发动机的进气前缘产生震波进而改变压力, 所以整个进气道效率会改变 跟你下面所提到的流速拉温度拉比较没有太大的关系. 试想一下发动机简单的自由体图大概就是我喷出去的气体比进来的快, 那为何我要在进气端的地方对气体做大幅减速的情况呢? 这样我的发动机效率不就很差. 简单来说进气道不会对气流刻意作减速的动作, 有的就是去设计在高速气流M>1的状况震波产生的位置. 所以好的Diffuser跟Nozzle可以带引擎上天堂. 这边回原原po 飞机的巡航速度基本上跟他使用的引擎还有气动力设计是有关系没错, 不过主要还是取决於他的引擎使用种类. 不同的引擎会有不同的最有效巡航模式. TurboProp. M<0.4(有点忘了但速度不快) TurboFan M<0.8(这就是为何民航机不飞超音速) TurboJet M<3.5(现在最快好像还是SR-71) RAMJET M>3.5 你说的先增压的概念我猜就类似RAMJET, 先将本体加速,然後透过进气道的震波设计升压并且直接送进燃烧室. 以上是好几年前修过喷射推进跟气体动力学的印象, 如果有更了解的人可以帮忙补充跟改进. ※ 引述《elguapo (El Guapo)》之铭言： : 现代的轴流式涡轮发动机，气流在抵达第一级压缩器叶片的速度通常限制在 : 0.5Mach 以下，超过这个数字就很容易造成压缩器叶片失速，所以说当飞机 : 飞行超过 0.5Mach 的时候，就要设计能使气流减速的进气道，因为 ASCII : 不太好打公式，所以我这鲁蛇要借用 NASA 的教材： : http://ppt.cc/8D8l : 在分析发动机进气道效率的时候，我们看的是总温（Totel Temp.），这个 : 总温公式与空气流速有关，降速时候会升温，但进气道总温比值是等於 1 : 的： : Tt2 / Tt0 = 1 : t2 是压缩器第一级叶片前 : t1 是进气道口 : t0 是进气道前的气流 : 通常我们直接算 t0~t2 : ---------附注分隔线--------------------------------------------------- : 总温公式提一下好了： : Ttotal / Tstatic = 1 + ((gamma - 1) / 2) * Mach^2 : 其中 gamma 是空气比热，约等於 1.4 : 也就是说总温不变情况下，马赫数（空气流速）改变，区域温度就跟着改变。 : ---------------------------------------------------------------------- : 进气道也提供压力恢复（Pressure Recovery）功能，但是公式里面的压力损失 : 因素： : ni = pt2 / pt1 : 就必须要进风洞去做实验了。 : 但基本上进气道功能，不外乎降速、回升一些压力，等到进了轴流式压缩机再 : 将压力升高，然後送进燃烧室点火爆炸，利用膨胀冲压气体推动飞机前进。 : 所以呢，早在第一级压缩叶片，进气道就已经提供了最初的气体减速升压的 : 动作了，为何还要另外再设计一层加压机制朝发动机喷呢？而且这麽一喷， : 气流速度如果 >0.5Mach 那不就是无用设计吗？ : 飞机设计的巡航速度是来自於阻力、推力与燃油效率的平衡点，不是说要增加 : 就能增加的（简单说，速度增加阻力就会增加，也会造成更大油耗），除非外 : 形阻力再减小、或是发动机热段的材料有突破性发展而能再升高燃烧温度，不 : 然现代的飞机巡航速度就是那样。 : ※ 引述《kingstong (卍解-天锁斩月)》之铭言： : : 将气体先进气增压,然後再朝发动机喷射加压的气体 : : 如此一来可否增进战机的巡航速度?!在不开後燃器 : : 器的情况下. --

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