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第257章 大涵道涡扇发动机(1/6)

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一款飞机发动机的性能好不好,通常首先就是看它的推力大小,然后在这基础上追求省油。

但问题来了,

根据f(推力)=*(1出口气流速度-0飞机速度)以及效率n=2/1+(1/0)两个公式可以得出的结论

发动机出口气流速度1越快,推力越大,但相应的效率就低。

除了这个问题,飞机在不同的飞行高度和速度下,涵道比也有非常大的影响,比如对于小涵道比的战斗机来说,涵道比超过07,更适合低空,涵道比低于05,更适合高空。

所以省油和推力,大涵道比和小涵道比,本身就是一个矛盾,很难做到各方面兼顾,而这其实还只是设计航发的时候,各种需求与技术的矛盾之一。

每一个看似细微的设计改变,背后都是需求和技术权衡妥协的结果。

当然,技术是在不断发展的嘛,科研也讲究一個大胆假设,小心论证。

以客机和运输机的大涵道涡扇发动机为例,它们的进气口风扇只有一个,并且直径通常都在三米以上,因此可以吸入非常多的空气,其中大部分都进入了外涵道,提供了发动机85%以上的推力。

因此对于大涵道发动机来说,扩大外涵道与风扇直径来增加推力的效果非常明显,f35上的f135发动机就是这么干的。

但副作用也很明显,外涵道与风扇直径太大,迎风阻力就大,因此大涵道比的飞机,很难进行超音速飞行。

于是就有人提出了个疑问,既然飞机在起飞或者格斗的时候,需要小涵道比获得更大的推力和速度,巡航的时候又追求大涵道比追求省油和续航,

那如果弄一台可变涵道比的发动机,岂不是完美解决了这个问题?

理论上确实可行,涡扇发动机说白了,就是两个直径大小不一样的筒子套在一起,只要造个大小可以伸缩的外筒子和风扇,一台可变涵道比的发动机就出来了。

但就是这原理看似简单的东西,真想做出来难如登天。

这东西一听名字就知道,结构肯定非常复杂,先不说能不能做出来了,光是在高温高速的发动机里面,加了这么多的系统和零件,可靠性和寿命就是老大难的问题。

因此到目前为止,各国都还只是处于初期研发阶段,真正能拿出来的可变涵道比发动机,一个都没有。

相较于一听就难度极高的可变涵道技术,变循环技术则相对简单,也好理解。

变循环目前有两个方向,

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