※ 引述《skylineisly (化成风的思念追不回)》之铭言： : 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. 我把总温带出来，是因为我想从热力学来做一个 approach，我应该再补充一下 总压的说明，这样会比较清楚。整具发动机主要还是在这些东西上面。 白努力定律跟我们说过，总压不变情况下，气体流速增加，动压增加静压减低，而 我们发动机要用的，是静压而非动压，所以会有一连串的减速升压过程，而这个过 程，会比较喜欢用 adiabatic process 来做模型。 : 举例: 在讨论 compressible aero 之前，我们要不要先讨论 incompressible? 我们先看常见的民航机好了： http://ppt.cc/oGHf 您可以看到进气道断面是呈现扩散的，在 incompressible aero 就是代表要让气流 流速减缓，然後我们再看 compressible aero： : 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 震波的功能就是为了使气流减速，而且您提到的 SR-71 有 RAM 功能，不能混为一谈 （我一开始就讲是轴流式涡轮发动机，不包含 RAM。） : 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. 我说过了，那是为了避免第一级压缩叶片失速，您要想像叶片的角速度还有叶片对 气流的攻角问题，这都会影响第一级叶片接触气流的极速。 喷出去的气体是因为燃烧膨胀产生，你要能够燃烧膨胀，在涡轮发动机来说就是压缩 空气；气流到了最後一级压缩器，流速是很慢的，您知道吗？ : 简单来说进气道不会对气流刻意作减速的动作, 答案是会的，请您再看一下进气道剖面图。F-104进气道也是呈现扩散，但特别在进 气口设一个马赫锥，在超音速时产生震波，超音速的气流穿过震波之後会变为次音速 气流，然後这个次音速气流流过扩散面积的进气道减速，最後到达第一级压缩器叶片 <0.5Mach，再进入压缩器。 : 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) Turbojet 和 turbofan 的 cruise speed 是差不多的，差只差在 TSFC。 : 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. ※ 编辑: elguapo 来自: 223.140.42.84 (02/06 18:36)