F-35的电气系统问题

MacArthur

水狸 发表于 2013-5-28 11:10
- T* K: y" x$ e: [/ I- m3 G钱不够用了， 工期太紧了，于是新借口出来了

% D: S/ ?  n# z这个“Chinese Hacker”的借口可真是太方便了 - 黑客嘛，来无影去无踪，你们看不见是正常的。。。 中国政府“极力抵赖”也是正常的。。。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-5-28 23:25
"实际上在超音速飞行时，发动机的推力大部分在进气道产生"
哈哈，对于这一点，还特别不好解释，想听听你 ...

! X0 O4 q6 G- ^& u9 A
, p9 _" }* Y5 z( |$ d嘎嘎，晨大给俺出题目了
这个嘛，的确很多书上这样说，包括俺以前的发动机教材。。不过教材里说完就完了，因为后面会讲各部分的特性计算，为什么，自己去算就完了，编教材的人是不会考虑怎么给爱好者定性的分析这个的。。
! X/ }# `! R5 O7 `+ V& o那么俺就来试着解释一下这个事儿吧。。
: b4 x  ~! L4 y! i( a: ]: X首先呢，要讲一下从力的分析角度，推力是怎么产生的。
7 q# Z2 l& B# f其实所谓推力，就是发动机各部件所受轴向力的合力。
0 k; M  ^% L% P1 `9 p/ k# [" c对于亚音速飞行来说，在压气机、进气道、燃烧室这些部分，所受轴向力是向前的，而涡轮、喷管处则是向后的，而向前的轴向力主要集中在压气机和燃烧室段，向后的轴向力主要集中在涡轮段。
) K& A% J$ V1 \4 t. P- D# p* y这个不难理解，因为i在压气机部分，是压气机对气流做功，将气流向后推，使之从低压区流向高压区，自然，气流对压气机的反作用力是向前的。在燃烧室段，燃气从燃烧中获得能量，加速向后流动，燃烧室部件相对受到向前的力。压气机受到的向前的力和燃烧室受到的向前的力那个更主要，取决于发动机的结构形式，对于涡扇发动机而言，主要的向前的力集中在压气机和风扇段，特别是民航使用的大涵道比发动机，推力有70%以上在风扇上产生。
而在涡轮和喷管处，特别是在涡轮段，燃气吹动涡轮，对涡轮做功，因此涡轮所受的力是沿轴线方向向后的，在喷管处也类似，当然向后的轴向力主要集中在涡轮段。
不是说要解释为啥超音速飞行推力主要在进气道处产生吗，你扯一大段亚音速飞行干啥实际上嘛，是为了给大家建立一个概念：推力是在发动机上那些对气体做功，使之向后流动的部件上产生的，那个部件对气体做功更多，那个部件产生的推力就大。这个超音速也好，亚音速也好，都是一样的，而亚音速下的分析更好理解一些。
2 \( O* E( E4 p1 b$ m7 Q" q在亚音速情况下，进气道对气体做功几乎可以忽略不计，因为此时气体的压缩性影响很小，进气道的形状引起的流道变化只能使气体本身的势能和动能之间相互转化，这也是伯努力定律成立的前提。所以在亚音速下，进气道部分所受的轴向力虽然也是向前的，但与压气机相比，基本可以无视。。
( p  l. ~, ^) l2 ^3 y+ C' u9 y. Q1 d5 d但在超音速时，就大不一样了，这时流体的压缩性变得显著，进气道的形状变化更多的使气流受到压缩，内能增加。也就是说，此时进气道对气流做功非常显著，M数越高，流体的压缩性越强烈，进气道对气流做功就越显著，相应的，进气道出产生的推力在总推力中所占的比例就越高。同样的，在超音速时，喷管处的轴向力，也会因为燃气在此处受到压缩，喷管对燃气做功，使得此处的轴向力的方向从亚音速时的向后改为向前，而且随着M数的增高，其向前的力越大。
定量的分析就不说了，因为那些个公式计算不太容易懂，不光是对业余爱好者而言，就连我自己，多年不碰现在都有点难以理解了。。
# ^5 b. _0 c: b8 b7 ?9 C/ t总而言之，随着飞行速度的提高，达到超音速以后，由于流体的压缩性变得显著，进气道对气流做功的效果会迅速增大，从而占据主要地位，成为推力产生的主要区域，而压气机段反而退居次席。

, L# h. |4 t* U# u% Q+ G上图是一个亚音速涡喷发动机的轴向力分布图，进气道处的轴向力因为很小没有标出，从图中可以看出涡喷发动机的推力主要在燃烧室产生。

晨枫

xlan1976 发表于 2013-5-30 04:22
# s- g0 w( ]& o4 K嘎嘎，晨大给俺出题目了
这个嘛，的确很多书上这样说，包括俺以前的发动机教材。。不过教材里说完 ...

- ^2 q* P$ A, x5 y$ V: p- v多谢解释了。我的理解就简单多了。压气机是增压的，这肯定是发动机出力的一部分。超音速时进气道把进气从超音速减速到亚音速（大概M0.5左右）以保证压气机正常工作（压气机不能在超音速气流中工作，在超音速气流中，压气机成为风车，而不是压缩机），减速的过程中气流造成“堆积”，提高压力，这相当于额外的压气机，所以也是推力的来源。亚音速情况下，进气道没有显著的减速增压作用，所以对推力没有多少贡献。这样的简化理解可以吗？

TopGun

xlan1976 发表于 2013-5-30 05:22
0 F3 @9 q( U5 p' _: X+ H嘎嘎，晨大给俺出题目了
3 C6 r9 s  L  y; ]0 U8 Y这个嘛，的确很多书上这样说，包括俺以前的发动机教材。。不过教材里说完 ...

/ G3 W0 r8 v4 i/ Q亚音速时主要在风扇到涡轮前产生推力。那么偏转喷口产生的矢量推力是多少？这个矢量推力的产生原理又是什么？

超音速时进气道和喷口也参与推力的产生。那么偏转喷口产生的矢量推力是多少？这个矢量推力产生的原理又是什么？
9 n( ?* @1 V6 r3 O# l
( c8 g: P0 T- O0 x. s
6 d+ H6 F, }- @4 g, ~
0 d) }  v0 A& c, c% e
" M+ V) l+ |7 j2 V& A

TopGun

7 v* U, N! K7 B: F" }$ L4 O

TopGun 发表于 2013-5-30 09:27
亚音速时主要在风扇到涡轮前产生推力。那么偏转喷口产生的矢量推力是多少？这个矢量推力的产生原理又是什 ...

1 C5 }* q: n3 Z8 s$ P我想了一下，下面是我的看法：

虽然动力系统从进气口到喷管各个环节都产生推力或阻力，但喷管收缩段之前的燃气压力综合体现了喷管收缩段前面各个环节作用的总和。
# }& o9 ^. p% T9 s3 F) Y# Z
) `2 r6 Y$ K5 f6 ^( C4 V8 }当不加力时，喷管一般只有收缩部分。此时如果喷管偏转，所产生的矢量推力是前面说的燃气压力与偏转并且收缩的喷管共同作用产生的矢量。
/ @. D4 Y0 q( U$ O
! @  F5 R0 z$ D& y2 ?) W偏转时因为喷管收缩段难以完全像非偏转时那样维持比较理想的收缩形状，会产生一定推力损失。
5 H# [  Z- h  F2 q) n6 e9 `, e. v
4 X- g6 J: e1 s/ n7 h" M当加力时，喷管是先收缩再扩张。此时如果喷管偏转，所产生的矢量推力是前面说的燃气压力与在偏转的同时先收缩再扩张的喷管共同作用产生的矢量。
. F; W) i' M3 w/ B
2 M  A9 [$ H2 h此时的推力也会因为偏转喷管导致收缩和扩张无法保持无偏转时的较理想形状而有所损失。当然，无论偏转还是无偏转，加力状态时喷管扩张段都产生推力，仅仅是偏转时扩张段会因扩张形状不太理想而导致产生的推力小一些。
; g$ q( u! }/ ~& s! G2 N4 t7 ]  `
无论加力还是非加力，在喷管偏转时，从进气口到喷管收缩段前的发动机各个环节的沿发动机轴线的受力情况与喷管不偏转时一样。

+ s9 m# ]& ~; b/ Q无论加力还是不加力，推力矢量的推力大致为非推力矢量推力减去上述因喷管偏转导致的推力损失。
3 u- o9 T: H* n6 q) N7 X
- F9 R3 O% n& I; t* C

' h. e0 i. [! s: p* Z
8 X( d( {) d' K/ ?9 `

xlan1976

晨枫 发表于 2013-5-30 21:21
: ?* |2 a0 [# m2 M0 X6 m2 j$ L多谢解释了。我的理解就简单多了。压气机是增压的，这肯定是发动机出力的一部分。超音速时进气道把进气从 ...

  j2 X9 X! r  X- t/ G4 {$ z嗯。。差不多吧。。
" I- N' g) K# ~6 N2 S. ~  K我也不是发动机专业出身，所以有些东西只能拿着教材照本宣科，因为如果太过简化，我就不敢保证说出来的东西是否足够准确了。。
不过以我的理解，晨大的说法应该也说得过去。

xlan1976

TopGun 发表于 2013-5-31 08:07
; F! p2 W7 d8 O3 N7 H3 N( d$ P我想了一下，下面是我的看法：
, L" C. k* R6 F
  B$ K& n/ e2 {+ d% g' K3 d虽然动力系统从进气口到喷管各个环节都产生推力或阻力，但喷管收缩段之前 ...

9 d% \$ \; B, ~+ C! |% ~$ u( z$ D2 V嘿嘿，老兄自问自答了，省我事儿了
! Q0 I, U: s) }. A+ s' C0 W这个问题我也想了一下，因为我上学的时候矢量喷管对于我们而言还属于天顶星技术，虽然有人在做研究，但本科教材里只是寥寥数语。。毕业后也没有从事过相关工作（民航飞机不搞这玩意儿）所以我确实对这个不太了解。。
6 S5 {4 W& B, |' Q  R不过以我的理解呢。。首先，我们在计算发动机推力时，并不是一段一段去计算发动机各部件的受力，再去把它们合起来，上面那个分析只是为了说明发动机各部分产生的是推力还是阻力。
我在我自己的日志纪念我在爱坛晋级兼发我自己以前的旧贴里提到过计算推力的公式：F=Qm(V5-V)，也就是说，在喷口燃气完全膨胀的情况下，实际上发动机总的推力来自于气流进入发动机和排出发动机的动量差。动量是一个矢量，动量差自然也是一个矢量，所以如果V5相对于V发生了偏转，那么这个方向差自然也存在于它们的差值中。因此，采用矢量喷管的发动机的推力一样可以用原来的公式计算，只是以前因为气流速度的方向没有发生改变，我们直接用标量计算就可以，而现在改成矢量计算。
: s7 b  Y8 e7 g使气流方向发生改变，也是发动机对气流做功的一个结果，也正因为如此，在发动机对气流总的做功不变的情况下，采用矢量推力时推力的大小也就是推力的模量值会小于不采用矢量推力时的情况，也就是有推力损失。
9 v5 f9 J- ^3 T8 {' s; B发动机对燃气做功使之速度方向发生改变是在矢量喷管内产生的，因此这一部分推力的变化也就在矢量喷管中产生，而其它部分的受力情况应该没有变化。
7 s# o. u7 s: a3 L; \5 g" R2 I我觉得这样说实质上应该跟TOPGUN兄的说法差不多，只是换个角度而已。。

晨枫

TopGun 发表于 2013-5-30 08:27
# r  P7 L1 ^& S3 T% s% Z! W- d( Z亚音速时主要在风扇到涡轮前产生推力。那么偏转喷口产生的矢量推力是多少？这个矢量推力的产生原理又是什 ...

关于超音速喷口产生推力的问题，这是拉瓦尔喷管的加速作用。没有拉瓦尔喷管，喷气速度低于音速，喷气发动机不仅不产生推力，还产生阻力。

晨枫

7 [( R5 `. |$ J& B

TopGun 发表于 2013-5-30 18:07
% T5 V( z: O% a' W' a/ L我想了一下，下面是我的看法：
9 Y" m) M% c6 J( l/ b' x( B# \
虽然动力系统从进气口到喷管各个环节都产生推力或阻力，但喷管收缩段之前 ...

: S& Q! k2 n' v
超音速飞机的喷管可不能只收缩啊。喷管的收缩与扩张和加力与否也没有关系，只是和速度有关系。

晨枫

xlan1976 发表于 2013-5-30 19:30
嘿嘿，老兄自问自答了，省我事儿了
; W! q6 a' ^8 Q  i) D这个问题我也想了一下，因为我上学的时候矢量喷管对于我们而言 ...

# j8 n) p+ G8 p% @5 K涡扇发动机的推力公式：
$ y3 g  `% w$ }: j4 d9 E4 N
F=（m ̇_核心发动机+m ̇_燃油 ）×V_核心发动机+m ̇_风扇 V_风扇-m ̇_进气 V_进气
% @! }! H3 x% [8 a
（m是质量流量，v是流速）

groovy26

xlan1976 发表于 2013-5-24 12:01
& a5 C) c# [- h8 O又见晨大好文
7 Z: ~" p4 A& ?1 h不过俺有个小小的疑问，F35 的舵面是纯电动的吗因为一般来说，电传操纵的主舵 ...

787马上要来了的说…

xlan1976

groovy26 发表于 2013-5-31 10:52
6 |9 |3 n! y% N& z* [! v787马上要来了的说…

& A& p& D- O$ H- Q* V不要提这个噩耗

xlan1976

晨枫 发表于 2013-5-31 09:52
9 w! X/ c9 \  W0 ^# D  i6 L% S涡扇发动机的推力公式：
+ h* A: S1 y! z/ u
$ b% J, ?" q8 c7 OF=（m ̇_核心发动机+m ̇_燃油 ）×V_核心发动机+m ̇_风扇 V_风扇-m ̇_进气  ...

* b. e+ @- a1 l8 c7 G: c7 ~
) }- _! s3 v0 z9 J' T8 D! c/ o嗯嗯，这个是涡扇的。
我上面写的那个是一般公式，Qm就是质量流量
) H3 D8 i1 \: y+ C详见纪念我在爱坛晋级兼发我自己以前的旧贴
因为涡扇发动机有内外涵，所以外涵要单拿出来写。另外这里的V要注明是喷口处的速度，因为气流的流速在发动机各段是不一样的，所以应该写成V5（5是喷口的发动机站位）
当然这是完全膨胀的理想情况，如果是不完全膨胀，还要加上一个子项：
A5(P5-P0）
A5是喷口面积
4 A* t+ _: S2 P+ p3 V- m% AP5是喷口处压力；P0是大气压力

groovy26

xlan1976 发表于 2013-6-1 09:14
不要提这个噩耗

这几天到广州吧。。

怎这样呢

xlan1976 发表于 2013-5-30 18:22
: [/ d1 _( y- {! y嘎嘎，晨大给俺出题目了
这个嘛，的确很多书上这样说，包括俺以前的发动机教材。。不过教材里说完 ...

+ h4 U. T, W; c6 K有一点不太明白的地方，正常情况下发动机是依靠燃气产生的向后的推力驱动涡轮从而带动旋转，加力状态下，涡轮后方燃烧的燃油对涡轮产生一个向前的推力与之抵消，这抵消的向后推力应该就是加力的来源吧？我的问题是既然涡轮被向后的推力驱动旋转，这个前向推力是不是会阻碍涡轮的旋转，加力的时候涡轮转速会下降么？

feathers

洛克希德在历史诗一贯走上层路线，对空军的公关做得超好，产品并不怎么样。不论是P38、F104、F117都不皮实，摔的比战损的多。
7 r1 W# A; m+ h, ^- E" ~想来美国也是很神奇的，洛克希德自F104之后快四十年没做过战斗机，怎么突然就连中F22、F35两个标？得到什么外星科技了吗？

xlan1976

怎这样呢 发表于 2013-6-1 15:29
. a* t/ N8 e. N# |+ E有一点不太明白的地方，正常情况下发动机是依靠燃气产生的向后的推力驱动涡轮从而带动旋转，加力状态下， ...

嗯，这个是这样的，上面所说的受力分析，是把发动机各段单拿出来，看它与气流/燃气之间的受力关系的。
2 C! X- z7 h5 Y$ z. I9 x  l+ ~无论是前面所说的向前的推力还是向后的阻力，都是指气流/燃气对发动机部件施加的力，所以在家里燃烧室产生的推力也是燃气对燃烧室施加的力，这个力不会影响到前面流过涡轮的燃气，也不会传递到发动机转轴上对涡轮的转动产生阻力。
涡轮的驱动靠的是流过涡轮的燃气，既然后面加力燃烧室产生的推力不作用在燃气上，也就不会对涡轮的转动产生影响。

Pipilu

feathers 发表于 2013-6-2 07:06
洛克希德在历史诗一贯走上层路线，对空军的公关做得超好，产品并不怎么样。不论是P38、F104、F117都不皮实 ...

" u0 x7 ~# C1 \7 s) E$ M0 {5 o四代战机的重点难点是隐身，洛克希德从F117开始，隐身技术比别人高一大截。F22是拉别人做的。
/ n6 S1 k* R: ^( i* l
8 \# G) Y  {' k; l晨枫大作里有讲
, s9 P) b3 S# qhttp://www.cchere.com/article/1682965

一身轻松

xlan1976 发表于 2013-5-28 01:48
; L$ A) _: Y" L0 \- H# z+ V: c呵呵，只是在聊天时那么一说而已，不必当真。。
; h) S1 J3 o( w' F不过飞机的雷达特别是客机的气象雷达，功率还是很高的。 ...

2 N; P0 ?9 Z$ }0 j空军某导弹部队，连续6年出生都是女儿，但长得都很漂亮
# Q" U& j7 ?( X8 c( W8 h& p
所以完全没影响也不可能

xlan1976

一身轻松 发表于 2013-6-2 22:09
空军某导弹部队，连续6年出生都是女儿，但长得都很漂亮
/ g$ x( }0 X2 b3 R9 ~
- n+ D+ [8 _' ~所以完全没影响也不可能 ...

# G8 R) i  e0 m1 l% g) Q我们机务是一茬一茬的，我之前的前辈基本都是女儿，然后从比我大几岁的开始，连着10年好像都是儿子。。所以我也不知道到底有啥影响。。