※ 引述《skylineisly (化成風的思念追不回)》之銘言： : 你貼的這個是在說明進氣道效率的東西, : Intake不會對氣流加溫所以Tt2/Tt1=1 : 看起來跟你說的改變氣流流速並無相關. 我把總溫帶出來，是因為我想從熱力學來做一個 approach，我應該再補充一下 總壓的說明，這樣會比較清楚。整具發動機主要還是在這些東西上面。 白努力定律跟我們說過，總壓不變情況下，氣體流速增加，動壓增加靜壓減低，而 我們發動機要用的，是靜壓而非動壓，所以會有一連串的減速升壓過程，而這個過 程，會比較喜歡用 adiabatic process 來做模型。 : 舉例: 在討論 compressible aero 之前，我們要不要先討論 incompressible? 我們先看常見的民航機好了： http://ppt.cc/oGHf 您可以看到進氣道斷面是呈現擴散的，在 incompressible aero 就是代表要讓氣流 流速減緩，然後我們再看 compressible aero： : SR-71的引擎會針對不同的速度(Mach)再進氣道的地方做改變 : 但功能不是為了減速. : 進氣道效率在Mach<1的情況氣流狀況很穩定所以會是Pt2/Pt1很單純. : 可是在Mach>1的情況之下, : 因為超音速的氣流會在接觸到發動機的進氣前緣產生震波進而改變壓力, : 所以整個進氣道效率會改變 震波的功能就是為了使氣流減速，而且您提到的 SR-71 有 RAM 功能，不能混為一談 （我一開始就講是軸流式渦輪發動機，不包含 RAM。） : 跟你下面所提到的流速拉溫度拉比較沒有太大的關係. : 試想一下發動機簡單的自由體圖大概就是我噴出去的氣體比進來的快, : 那為何我要在進氣端的地方對氣體做大幅減速的情況呢? : 這樣我的發動機效率不就很差. 我說過了，那是為了避免第一級壓縮葉片失速，您要想像葉片的角速度還有葉片對 氣流的攻角問題，這都會影響第一級葉片接觸氣流的極速。 噴出去的氣體是因為燃燒膨脹產生，你要能夠燃燒膨脹，在渦輪發動機來說就是壓縮 空氣；氣流到了最後一級壓縮器，流速是很慢的，您知道嗎？ : 簡單來說進氣道不會對氣流刻意作減速的動作, 答案是會的，請您再看一下進氣道剖面圖。F-104進氣道也是呈現擴散，但特別在進 氣口設一個馬赫錐，在超音速時產生震波，超音速的氣流穿過震波之後會變為次音速 氣流，然後這個次音速氣流流過擴散面積的進氣道減速，最後到達第一級壓縮器葉片 <0.5Mach，再進入壓縮器。 : 有的就是去設計在高速氣流M>1的狀況震波產生的位置. : 所以好的Diffuser跟Nozzle可以帶引擎上天堂. : 這邊回原原po : 飛機的巡航速度基本上跟他使用的引擎還有氣動力設計是有關係沒錯, : 不過主要還是取決於他的引擎使用種類. : 不同的引擎會有不同的最有效巡航模式. : TurboProp. M<0.4(有點忘了但速度不快 : TurboFan M<0.8(這就是為何民航機不飛超音速) : TurboJet M<3.5(現在最快好像還是SR-71) Turbojet 和 turbofan 的 cruise speed 是差不多的，差只差在 TSFC。 : RAMJET M>3.5 : 你說的先增壓的概念我猜就類似RAMJET, : 先將本體加速,然後透過進氣道的震波設計升壓並且直接送進燃燒室. : 以上是好幾年前修過噴射推進跟氣體動力學的印象, : 如果有更了解的人可以幫忙補充跟改進. ※ 編輯: elguapo 來自: 223.140.42.84 (02/06 18:36)