航空发动机强度复习题(参考答案)_百度文库
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航空发动机强度复习题(参考答案)
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你可能喜欢F22的发动机是什么?静推力和加推力分别是多少?F22的推重比是多少
　　全称F119－PW-100,是为F-22A研制的双转子小涵道比加力涡扇发动机,采用可上下偏转的二维矢量喷管,上下偏转角度为20度,推力和矢量由数字电子系统控制.静推力97.9千牛,加力推力155.6千牛,发动机推重比10,总压比25,涵道比0.2.在发动机推重比达到10的时候,F22的作战推重比为1.1.　　F-119-PW-100的性能是美国空军高度保守的秘密.在Jane's及PrattWhitney公司的　　公开网址上除了最大加力推力35000磅的参数外,其它一律不得而知.　　不过对于美国这样的国家来说,高度保密的东西一般说来是因为它没有什么优势可言.　　大家记得在七八十年代F-100的性能是公开大吹特吹的.F-16上的AN/APG-66,F-15上的　　AN/APG-63,F-14上的AN/AWG-9,F-18上的AN/APG-65的探测,跟踪距离是见诸各杂志　　的.那时美国以为它保险地拥有对苏联20年的技术差距,所以发动机,雷达上的性能介绍　　都毫无保留.　　但是八十年代末前苏公开化后公开的发动机如D-30,D-90,AL-31,雷达如N001,Zhuk　　系列使美国意识到美俄技术差距根本没那么大.很多地方如AL-31的涡轮进口温度,耗油率　　指标,N001探测距离等比美国同类产品要高,就逐渐地也学会了保密.各位谁见过公开的　　AN/APG-68,-70,-71,-73,-77的性能数据?　　首先涵道比.根据文献(1),F-119-PW-100的涵道比是0.2.与Jane's报导的0.48大　　不相同.我们认为0.2比较可信.这和超音速巡航对发动机的要求一致.　　超音速巡航一般要求小涵道比发动机或者干脆涡喷发动机.小涵道比发动机非加力油耗　　较高,但加力油耗较低,这一点可以清楚的从PW-1120与PW-1129的比较中看出.　　这也与F-22所要求的非加力超音速巡航一致,因为如果涵道比大,在相同的总推力下　　非加力推力就得减小.而这与非加力超音速巡航相抵触.所以其涵道比应该小于F-100-PW-　　129A的0.36.而0.2我想是个非常适合的数字.这个数字也与公布的F-119的剖视图接　　近.　　2.非加力推力.　　我估计在115到125千牛之间.道理比较简单.涵道比为0.36的F-100-PW-129A来说　　其最大干推力尚能达到98千牛,涵道比为0.2的F-119的最大干推力就应该为110千牛,　　因为两者的最大加力推力一样,同为156千牛.这是因为核心机的单位流量推力大大于外涵　　道的.另外文献(1)提到F-119的核心机流量是F-100-PW-100的两倍左右.这样的话最大干　　推力就应为120千牛左右.还有,F-22不开加力,而仅仅使用最大干推力就能飞M1.6,这　　一点也说明其推力应至少到115千牛量级.　　3.油耗.　　作为小涵道比发动机,最大非加力油耗应该比同等技术的涵道比0.7到1左右的涡扇机　　高,而加力油耗较低.对比与F-119技术最接近的F-100-PW-129,参考PW-1120的加力油　　耗,并考虑到F-119涡轮进口温度会适当提高,我们估计非加力油耗0.75-0.8Kg/小时Kg　　力,而加力油耗1.8Kg/小时Kg力.这个数字0.75-0.8Kg/小时Kg比AL-31的0.67高出　　15%,部分解释了为何F-22机内载油多SU-2720%,作战半径却少100公里.　　4.涡轮前温.　　由于F-119较F-100-PW-220等新近采用了单晶叶片和气膜冷却,估计应为1700-　　1750K.　　5.最大流量.　　以核心机流量两倍于F-100-PW-100的核心机为基准,参考两者涵道比,最大流量为　　145Kg/秒,这与156千牛的最大加力推力匹配很好,同时加深了我们对前面几组数据推测的　　信心.　　6.重量.　　这是一个答案出乎人意料的问题.表面上看,F-119采用了级数很少的压气机,涡轮,　　采用了合金C钛压气机静子,喷管,并且风扇,压气机采用了整体式的叶片-盘结构,减轻　　了重量,所以重量应该不大.但是该机有一个我认为败笔的喷管设计,既不能两维运动,也　　大大增加重量,还导致推力损失.F-100-PW-129A的重量是1860公斤,F-119核心机在其基　　础上因为减少的压气机涡轮级数会减重40%,但加大的约25%的流量会加重25%,整体盘-叶　　设计减重5%,合计核心机减重约20%,也就是说若非因为喷管,整机应该减重约13%,使F-　　119推重比从F-100-PW-129A的8.56提高到9.8或10,正好是欧洲采用同等技术的EJ-200　　的推重比.但是这个累赘的“二元”喷管设计将增加重量估计140-200Kg,使F-119的重量　　恢复到约Kg,推重比降为8.6-8.7.
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[tuī lì]
推动飞行器运动的。它是作用在发动机内、外表面或（如）上各种力的。在带有螺旋桨的推进系统中，螺旋桨推动空气沿飞行相反方向流动，其动量增加，对螺旋桨产生反作用力即推力。螺旋桨往往装在发动机前方，所以它产生推动飞行器运动的力也称拉力。的推力是由向飞行反方向直接喷射而产生的。发动机的最高燃气温度直接影响排气速度，在一般的工作状态下，燃气温度越高，发动机的推力就越大；通过发动机的工质的越大，发动机推力也越大。在海平面标准大气条件下，飞行器处于静止状态时发动机产生的推力称为海平面静推力。在接近环境下产生的推力称为真空推力。对于，单位质量流量空气所产生的推力称为。推力与发动机最大截面积之比称为单位面积推力。现代空气喷气发动机的海平面静推力从几千牛到200（1公斤力=9.8牛）；单台火箭发动机的推力从0.02牛到几兆牛。
由或喷气引擎加于上的，其大小决定于燃料燃烧情况以及燃气喷出之速度。在地球上发射宇宙飞船时，火箭的推力必须比飞船及火箭本身的重量大，才能使其升空，所以如果送质量较大的宇宙飞船由地球进入时则需用较大推力的火箭。
又如举重运动员将杠铃向上推举所用之力称为“推力”。推力的方向并不一定在竖直方向。
中国力学学会是国际理论...
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企业信用信息飞机发动机推力随高度的减小的问题比如一台涡扇在海平面（空气密度为：1.22kg/m3)的最大推力为10吨.那么当这台涡扇在海拔为1万米的高空（空气密度为：0.44kg/m3)工作时,它的最大推力是否像空气密度的减小按照线性关系减小变为3.6吨?（仅从理论讨论!不考虑任何人为因素!
柔情g︶0116
肯定不会是线性关系,这个推力的高度特性还与发动机的涵道比、总压比等很多设计参数有关；发动机的外特性曲线通常由发动机生产厂商提供,在没有厂商资料的情况下,也可以根据一定的估算模型估算
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