航天发动机和航空发动机推力来源

几乎所有航空发动机(当然用火箭发动机的除外)的推动原理本质上都和划船没区别, 划船是推水, 飞机是推空气

把空气往后推得比飞机相对空气的速度还大, 就能获得推力. 螺旋桨的这个作用是一目了然的. 而喷气式飞机的发动机要稍微复杂些, 但无非就是压缩空气后在里面加点燃料(让其变高温, 爆发力强), 使得向后喷速更大, 本质就是"划桨更快"

继续学习。

wiki上找到的火箭净推力公式：

an approximate equation for calculating the net thrust of a rocket engine:

Fn = M Ve = M Ve-act + Ae (Pe - Pamb)

where:

M = exhaust gas mass flow
Ve = effective exhaust velocity
Ve-act = actual jet velocity at nozzle exit plane
Ae = flow area at nozzle exit plane
Pe = static pressure at nozzle exit plane
Pamb = ambient (or atmospheric) pressure

Since, unlike a jet engine, a conventional rocket motor lacks an air intake, there is no 'ram drag' to deduct from the gross thrust. Consequently the net thrust of a rocket motor is equal to the gross thrust (apart from static back pressure).

The M Ve-act term represents the momentum thrust, which remains constant at a given throttle setting, whereas the
Ae (Pe - Pamb) term represents the pressure thrust term. At full throttle, the net thrust of a rocket motor improves slightly with increasing altitude, because as atmospheric pressure decreases with altitude, the pressure thrust term increases.

Maximum thrust for a rocket engine is achieved by maximizing the momentum contribution of the equation without incurring penalties from over expanding the exhaust. This occurs when Pe = Pamb. Since ambient pressure changes with altitude, most rocket engines spend very little time operating at peak efficiency.

(http://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine#Net_thrust)


涡喷净推力公式：

An equation for calculating the approximate net thrust of a turbojet is given by:

Fn = M (Vjfe - Va)

where:
M is the intake mass flow rate
Vjfe is the fully-expanded jet velocity (in the exhaust plume)
M Vjfe represents the nozzle gross thrust

M Va represents the ram drag of the intake.

Obviously, the jet velocity must exceed that of the flight velocity if there is to be a net forward thrust on the airframe.

(http://en.wikipedia.org/wiki/Turbojet#Net_thrust)

个人感觉英文wiki比较靠谱，中文很多条目没有，或者内容省略很多，还有些只是翻译，甚至翻译的质量也有问题。原创性，可靠性比英文的差很多。不过英文wiki一样会存在问题，看的时候得认真理解分析。

涡喷净推力公式没有关于压力差的那项，是否假定喷嘴出口平面静压和围压（或大气压）相等，或者相对第一项值很小所以忽略了？

这个讲义里似乎说的比较明白，不敢瞎引，链接在此：
http://cc.chit.edu.tw/~syleu/filess/pp/GAS-TURBINE-ENGINE-III.pdf

[ 本帖最后由 deepgreen 于 2008-10-25 03:26 编辑 ]

smile123 同学，批阅一下16楼你的自行车的问题

原帖由 boomerang 于 2008-10-24 10:43 发表

                               
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假设飞行速度和尾气速度相等的话，飞机获得的推力为零，不能继续加速了………………

只是你说的这个假设我理解不了。我感觉，只要进入发动机的气体被加热，有膨胀，飞行速度和尾气速度就不可能相等。

原帖由 positron 于 2008-10-23 22:30 发表

                               
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看起来大家都很踊跃，想法很多，但对的确实不多。

愚石23L的解释可以说不伦不类，没什么物理语言。

其实我说的与后面的smile123 在41#说的意思完全雷同。我说是 “喷气流蹬后面的空气”,他说的是“船桨推后面的水”。看来起码有两个人的话不伦不类，没有物理语言了。

愚石兄，我不太懂这个，但是飞行速度和尾气速度相等的情况觉得还是好理解的。

尾气喷出速度肯定有限的，飞机飞行过程中尾气离开喷口的速度不会大于极限值。当飞机飞行速度等于这个极限值的时候，机身周围的气流相对于机身的速度也会是这个值。这样尾气相对于机身的速度同机身周围的气流相对于机身的速度是相等的，此时尾气和机身周围的气流就不会再有作用力和反作用力的关系，由之产生的推力也会消失。

（补充：理解错误，上述推力应该只占有效推力的极小部分。49#千眼观音兄的说明看来不错。）

[ 本帖最后由 deepgreen 于 2008-10-25 04:16 编辑 ]

我倒是觉得这两位前辈说得很形象呀…呵呵

原帖由 deepgreen 于 2008-10-24 21:36 发表

                               
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愚石兄，我不太懂这个，但是飞行速度和尾气速度相等的情况觉得还是好理解的。

尾气喷出速度肯定有限的，飞机飞行过程中尾气离开喷口的速度不会大于极限值。当飞机飞行速度等于这个极限值的时候，机身周围的气流相对于机身的 ...

这下我理解你的意思了。是我原来理解错了。
你说的是对的。以前我没有想到过这种关系。又长知识了。谢谢。

另外觉得，应该把“假设飞行速度和尾气速度相等的话，飞机获得的推力为零，不能继续加速了”改成“假设飞行速度和尾气速度相等的话，飞机获得的推力将会纯粹由动量守恒定理来确定，不能获得额外推力了。”这样叙述就更能体现两种发动机的相同之处和不同之处。

[ 本帖最后由 愚石 于 2008-10-24 22:36 编辑 ]

SR71听到了可能不同意的，应该是部分速度范围某种具体设计结构这样吧。

    设计上太难兼顾速度范围的选择了，打算自力更生飞起来进入巡航状态的先靠静止吸入空气，混合燃料点火，把存贮的化学势能转变成热能，工质膨胀，发动机设计的单向流动结构迫使燃气向后移动，在发动机结构还承受燃气的热膨胀向前压力时（这个应该是关键机制），发动机和飞机其他结构作为等效刚体，就被向前推动，开始加速，热能转化成动能了；
    发动机继续吸入前方空气（其实应该说成能制造入口处的低压，让空气挤进去，所以风扇的向后驱动空气的设计很重要），燃烧室内就可以持续进行化学势能的转化，继续保持热能向动能的高速转换（把空气从某些管路充进燃气混合，或者喷点水进去，都是为了提高热能的利用率，多些可以加热到膨胀产生高压力的工质，更划算），也就是保持发动机设计的受力面持续承受向前的气体压力，飞机就持续加速了；
    这个期望的工作状态被气动力学因素限制（指特定设计结构和工作原理的具体发动机），当飞机的当地空速（相对于环境空气的移动速度）大到某程度，或者再叠加当地空气密度的影响，发动机压气叶片无法保持入口处负压足够大时（来的太多吞不完），入口气压由负变成当地环境压力（刚好吃光一切的转折点），而工质可能因为化学势能－热能－动能转换的输出功率还很高，继续保持对发动机的向前推力，飞机就继续提速；
    后果要很严重了，发动机进气口再加速前进，而前方环境空气无法吃光，发生拥堵，发动机工况再依靠化学能向动能转换的高功率设计余量把速度增大若干，吃不完的空气就更多积压在前方，受压，压强增大超过环境气压，发动机开始承受向后的空气压力，趋向抵消工质热膨胀的前推力，再把原来没提及但一直存在的机体非发动机前端的受凤区域气动阻力加起来，飞机总计向后的阻力趋向等于燃气膨胀前推力，不能飞更快了；

    如果假设只受发动机进气口出的空气阻力，那还可以再提速。但是前移越快，吃不下的来气流量越多，向后压力越大，而且受制于空气流体力学特性，压力增大趋势超过挤压速度的增大，发动机就顶着自己制造的障碍，前进速度总会达到极限的；

    所以发动机希望吃下任意流量的来气，避免自己制造阻碍，但是材料科学无法提供承受任意温度任意压强的结构，当强制冷却技术都达到极限时，即便吃得下也要把发动机烧毁或者胀坏了。具体的特定发动机就要为自己的温度压力承受能力设计可行的进气量调整范围，适应特定机型飞行速度的要求。

    如果只想看发动机自身的速度适应能力上限，不谈高速压缩空气产生热障变成流星烧毁的情况，那主要就是看它顺利吞下来气保持前方负压的本领了。

    而速度越大，来气必然越多，有超过燃料加注速度极限破坏燃烧条件的趋势，那么总要避免无限制接收来气的设计要求，保证氧化剂和燃料可以按维持充分燃烧状态的比例混合（或者空气量还可以设计多余点，只当热能转换为动能的工质，只要它不把火吹灭吹残了就行），那么有压气机旋转叶片的设计结构总难克服自己不变成气流障碍的麻烦，改走不挡来气、只控制进气量（进气口形状的可调整设计方案负责应付）的路线，这时候，发动机前方就不再是追求负压了，反而是追求承受正压，越大越好玩，只要燃气膨胀对发动机的向前压力不输给它，冲压式喷气发动机就出世了。这种发动机正常工作时，就靠前移压缩空气，把来气推入燃烧室，加注燃料点火，工质膨胀向前推发动机，前推力只要不小于凤阻力，就可以正常工作，在比较宽的更大速度范围内还可以利用更高的进气口出空气压强，吞入更大流量空气，提高燃料化学能转换输出功率，让发动机前进更快；

    但是这种家伙工作原理过度依赖前方来气的阻塞（提高进气口正压），就在和环境空气保持相对静止时无法启动（氧化剂来源断绝了），飞得不够快时空气的气动压缩效果不明显，前方正压不够高，也还不能工作（氧化剂流量太小，化学能转换输出功率不足，推力小于阻力，速度提不起），非要外力辅助加速到一定程度才可以启动、自己产生足够前推力保持和改善前方空气的良好压缩状态，所以经常要火箭助推的被动加速前奏。

    这些说明飞机的喷气推进式发动机共同的特点是从环境空气中持续获取参与化学能释放转换和热能转换为动能的工作物质，只同步持续丢弃储存化学能的部分自带工质（假设燃料算发动机自带的，燃料在丢之前还要提供冷却隔热服务保护发动机），向后喷出的物质远多过自身的消耗，它们把产生推力的能量强行传递给所经环境的外界物质（空气），并利用在这个过程中的故意干预控制，迫使外界物质在把所获能量转换释放时行为各向异性，正好把它们定向推动、能量转换效率不算低。这使它们既需要前方有足够的空气被逼近利用，又害怕空气来得太多而产生前进阻力，被迫复杂敏感地自控行为，创造和保持特定的相对速度条件，以便前方移来的空气流量不太少也不太多，但是不同设计的结构可能追求用不完的来气尽量少点或者多点。



    至于火箭发动机，相比就可以不去直接考虑外界有无空气、有多少空气了，它把参与化学能释放转换产生前推力的工质都全部自带了，不必考虑如何在途中顺手牵羊，只要设计上处理好氧化、还原剂的混合比例和加注流量的控制及燃烧室、喷管、喷口等结构的冷却隔热，以不自我烧坏和胀坏为主要提防目标，点火燃烧让工质升温膨胀，对发动机产生压力，为获得前推的效果，把发动机设计成后部不受燃气压力作用，各部件受力统计结果不完全抵消（其实不要说靠喷气推进，那是完成推进的事后现象了，真正要靠的是气体在把热能转换成动能时对发动机所有结构的挤压可以得到定向推动的统计意义总结果，哪里管它怎么喷气，只是它膨胀过程总结果是无法绝对自由膨胀，发生定向移动了，移动方向正好和发动机被推移动方向相反而已，物理的自然规律如此。“燃气高温趋向膨胀时和燃烧室等偏前的部位互相挤压”比“把燃气从后方缺口喷出获得了反推力”更好解释需要工质膨胀的根本原因，要求定向开口丢弃工质只是要求发动机被定向推动的结构受压故意分布不均的设计的结果，本来想把所有动能都转换成朝前方的，但是自然规律不允许，只好眼巴巴看着近一半的动能被朝后膨胀的东西扛跑了，总不能说因为把动能送给这些东西欢送朝后跑了，这些东西才回赠朝前的动能来答谢吧?），发动机就定向加速移动了。

    火箭发动机有个自找麻烦的推进方式缺陷，就是不获取外界物质的帮助，没有长嘴巴来吃东西，本来利于适应一切环境，只要自己还有推进剂就能自我推进，但是推进剂不可能自带无限多，跟飞机发动机比还必须多带热能转换工质，或者说是工质不能高效率地把热能转换成有效动能（看火箭屁股那尾大不掉的烈火亮烟，明显有很多能量没用上就丢走了，哪怕战斗机轴流式喷气发动机打开加力也很难如此浪费），而且这必然迫使火箭发动机把功率提升途径选择为增大推进剂消耗速率（瞬间有效工质增多）和提高工质温度（单位质量工质压强增大），当推进剂化学能密度显然难任意增大时，火箭携带的能量储备总量还是难增加，另外，发动机消耗推进剂获得的动能虽然也使尚有推进剂同步加速了（好处是相对于过去的速度，可以在更快飞行时利用与火箭保持相对静止的条件表现相同的工作推进性能），但是正好让火箭整体的提速被自带推进剂所增加的无效载荷质量所限制，最终有效载荷速度的提高完全要靠减少有效载荷质量的办法来解决，只要想象一下两个极端的设计方案就发现这是一个推进剂动能利用效率50%的“定向爆破”——推进剂只占无穷小比例时候，火箭获得的动能也无穷小，尽管有效载荷非常多，速度却极其小；把有效载荷减到无穷小比例时，不考虑相对论的问题也没有实用价值，尽管最终可以飞得很快。结果火箭就被发动机推进原理强烈限制，考虑带多少载荷时要考虑带多少推进剂各占多少比例，远不如飞机设计灵活，应付意外情况机动的余地明显小。

    补充，火箭发动机因为可以几乎不管外界环境情况地工作（其实也要在乎点的，至少要给发动机内燃气的各向异性挤压找个开放系统自由膨胀的缺口，不信往它喷管里塞个香蕉看看），所以靠它推进的火箭整体的任何部位都追求避免受到外界环境中空气之类物质的存在，因为这些外物只会以阻挡方式与火箭发生力学相互作用，抢走推进动能或讲动能转换成加热火箭趋向烧毁失效的热能，让火箭不能绝对安全地不断加速飞行。



   总之，两大类发动机推进机制都是依靠高温燃气在燃烧室的内部空间把化学能转换成热能，再把热能转换成动能，并通过发动机受燃气膨胀压力作用的各向异性设计，在燃气无障碍膨胀散移动的结构出口的相反方向获得净推力，朝设计选择的方向作定向加速，并把这个方向上的动能传递给飞行器，实现定向加速移动。它们推进原理的主要差别是产生推力的工质是否完全自带、是否从外界环境中获取、工作状态的维持和调整是否依赖外界物质的参与及相互影响的方式、是否在推进时期望环境中存在实体物质。



    俺想的这些了，是糖是棒就出手吧，嘿嘿

水多了反而稀释不见主要意思了。
浓缩来说吧，燃气在燃烧室内向前推发动机才是关键，屁股冒出的烟只供观赏

这帖子挺热啊，LZ快说答案吧

哈哈哈！

那是我翻译的22楼提供的 wikipedia上的………………

千眼观音兄这浓缩的一句感觉有些问题呀。把屁股堵上，燃气在燃烧室内就没法向前推发动机吧。屁股冒出的烟应该不仅仅是只供观赏的。

没问题啊，不堵不是“为了获得推力，所以喷它出来”。
怎么提示好呢.......
在轨道空间站里放个气球喷气，照样是喷气嘛，但是空间站最终的综合反应不会是朝反方向飘了。

已经喷出来的东西不跟发动机接触了，它什么时候“正在推”应该查出来才方便理解。
不然炮弹从炮口喷出来后速度没变化了，但一直在飞，能说大炮还继续被炮弹推么?
要“狠狠地推火箭飞快点”和要“狠狠地向后喷东西飞快点”有不同的动机，尽管工程实践操作上为了测量方便思路简化更爱说喷，但是监控火箭推力采用测量喷气速度和流量是否方便稳妥精确呢? 燃烧室设计制造时纵向截面尺寸很方便计算测量的，往里分布放置些压力传感器测数据，算推力不难，我不认为还要去看尾烟、还要去算单位时间喷出多少克推进剂平均流速多快，那很不精确的，还要当心环境气压的影响等等，想象一下自己被叫负责随时监视调整发动机推力变化，冷汗都冒出来了，该怎么设计监控装置完成任务呢?

原帖由 愚石 于 2008-10-24 21:00 发表

                               
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其实我说的与后面的smile123 在41#说的意思完全雷同。我说是 “喷气流蹬后面的空气”,他说的是“船桨推后面的水”。看来起码有两个人的话不伦不类，没有物理语言了。 ...

What I said is for jet engine, what you said is for rocket engine.  BIG difference here. And mine is right while yours are very problematic

原帖由 boomerang 于 2008-10-24 16:07 发表

                               
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smile123 同学，批阅一下16楼你的自行车的问题

I agree with your previous post, so no more 批阅

千手观音兄，你的意思大概明白了。以火箭发动机为例，不考虑外界阻力，将火箭作为一个物体，尾气所包含的物质作为一个物体，那么火箭被推动时受力的位置应该是燃烧室和喷嘴的内壁。

发动机推力的计算应该不是直接检测推力公式里的那几个值的，那些难于直接检测的量都可以间接计算出来。
(http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/rktthsum.html)

另外即使是冲压发动机，净推力仍要受冲压阻力影响的吧？49#的错别字有些多。。。

[ 本帖最后由 deepgreen 于 2008-10-25 05:08 编辑 ]

愚石兄，我想在这种情况下，对于涡喷来说，由动量守恒定理，进气和尾气的质量不变（大致上），速度也相同，前后动量没有变化，自然也无法产生相应的推力了（具体到力的作用，应该是冲压阻力和燃气热膨胀产生的前推力抵消掉了，实际上飞机达到此速度之前往往发动机就已经过热了）。49#千手观音兄的解释看起来不错。

[ 本帖最后由 deepgreen 于 2008-10-25 04:32 编辑 ]

理解深刻了不少，等待大家继续。

nasa的推进器知识入门做的不错，还有交互式模拟器，大家有兴趣可以看看：
http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/shortp.html

[ 本帖最后由 deepgreen 于 2008-10-25 04:12 编辑 ]

原帖由 deepgreen 于 2008-10-25 01:03 发表

                               
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愚石兄，我想在这种情况下，对于涡喷来说，由动量守恒定理，进气和尾气的质量不变（大致上），速度也相同，前后动量没有变化，自然也无法产生相应的推力了（具体到力的作用，应该是冲压阻力和燃气热膨胀产生的前推力抵消掉了，实际上飞机达到 ...

我对涡轮发动机的结构和原理都不清楚。我不理解你说的“进气和尾气的质量不变（大致上），速度也相同”是怎么回事。我觉得进、出发动机的质量不变是对的，但是速度不变就不对了。因为加热膨胀了，所以就会增加喷出的速度。虽然进、出的流量不变，但是出去的时候，分子的速度增加了，密度降低了。仍然会有推力产生。