F-35的电气系统问题

晨枫

波音最新的波音787客机投入航班使用不久，就遇到锂电池冒烟起火的问题，加上其他问题，被美国FAA下令停飞，全世界其他国家的波音787也跟着停飞，折腾了几个月后才复飞。这是70年代道格拉斯DC-10客机全球停飞后第一次新的民航客机全球停飞的事情，可见问题之严重。波音787采用锂电池而不用久经考验的镍镉电池，除了锂电池重量轻外，还有放电电流大、充电速度快的优点。和传统客机相比，波音787是高度电气化的飞机，用电量比同级传统客机增加5倍，不用锂电池而用传统的镍镉电池的话，重量和体积受不了。无独有偶，战斗机世界里的F-35的机载系统的重量已经两倍于F135发动机的重量，也有很大的用电需求。F-35还没有锂电池的问题，但也有电气系统的问题。
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7 Q# O( b8 D5 C3 b9 g9 t3 m/ E3 Y除了传统的雷达、机载电子系统和座舱显示系统等用电大户外，F-35是电控飞机，也就是说，除了起落架、舱门、刹车系统具有有限的液压备份之外，主要飞控没有液压后备，对电力供应需求大，所以采用270伏直流系统，160千瓦容量，10倍于通常的战斗机机载电力系统，大大增加电路发生电弧的危险。由于F-35对电力的高度依赖，机载电力系统的可靠性要求很高，采用四重冗余。传统上，战斗机发动机启动或者维修时机载系统所需电力需要外接电源的供电。民航飞机自备辅助动力系统（Auxiliary Power Unit，简称APU），用于在地面发动机不工作的时候提供电力，也用于启动发动机。现代战斗机也开始自带辅助动力系统，使得地勤保障的要求大大降低，有利于提高出动率。另一方面，发动机一旦启动，主发电机就由发动机带动。但在空中一旦发动机停车，需要备用动力帮助启动发动机，并维持基本飞控、航电的继续运行，直到发动机再次启动。F-35采用先进的发动机启动机/发电机（Engine Starter Generator，简称ESG），在启动发动机时作为启动机用，发动机转动后电磁逆转，改作发电机。ESG有两套，互为备份，但两者装在同一个轴上，形成单点故障节点，可能出现两者同时故障失效的问题。在可靠性设计中，最令人操心的就是单点故障。一旦这个关键点发生故障，一大片系统都会受到影响，而且没有备用系统可以分担。还好即使两台ESG同时故障的话，综合动力系统（Integrated Power Pack，简称IPP）还可以作为备用动力，可以用于启动ESG。IPP作为备用动力，可以提供80千伏安的电力。IPP也故障的话，还有一个90磅重的锂电池，用于启动IPP，同时锂电池作为不间断电源，对关键电子和电控系统提供断电保护。锂电池具有足够的电力，可以保证迫降所需的飞控动作。传统上采用高压气体，比如F-16采用肼驱动涡轮，作为空中的紧急启动动力。高压气体的存放不仅需要沉重的高压钢瓶，肼还有剧毒，而且易燃易爆，十分危险。采用锂电池作为备用动力比较安全。IPP和ESG的相关技术从90年代开始，以联合一体化子系统技术（Joint Integrated Subsystems  Technology ，简称J/IST）的名义在F-16上首先试验。270伏直流系统可以传输更大的功率，直流发电也取消了发电机恒速转动的要求，因此可以取消齿轮箱。
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不过这个IPP有奥妙。传统上，辅助动力、备用动力和冷暖空调是各自独立的系统。每一个系统都相当于一个微型喷气发动机，有独立的进气口和排气口。但隐身飞机需要尽量减少机身开口，相似但重复的系统也需要整合。IPP正是这样的整合系统，把备用动力、冷暖空调整合到一起。战斗机上的冷暖空调和座舱加压不仅仅是一个飞行员舒适的问题，也是维持机载系统正常工作的必须。机载雷达和计算机系统需要大容量空调系统，主动电扫尤其需要大功率的冷却能力。IPP将传统上分立的系统整合到一起，减轻了重量，简化了操作和维修。但IPP也成为一个单点故障节点，故障将导致主要航电过热、失去备用发电机、失去座舱加压，在空中出现的话，将导致严重的飞行安全问题。IPP应该具有无故障间隔至少2200小时，但在美国空军的试飞中，已经出现11起必须全换的故障，其中8起是在12个星期里集中出现的，使得无故障间隔降低到不可接受的13小时。

( ~# X1 g( C# T, PIPP的故障还不是罢工那么简单。2011年8月3日的故障中，IPP发生爆炸，飞出的部件击穿了油箱，迫使全部F-35停飞两星期。肇事部件统统更换了，但如何确保IPP一旦爆炸不至于击穿油箱还没有找到办法。最简单的当然就是对IPP增加保护装甲外壳，确保破损部件不会击穿外壳，但重量代价太大。IPP的更换工序也太复杂，需要48小时连续苦干。低可靠性加上高维修工作量使得IPP需要全面重新设计，对于已经交付的F-35来说，又多了一个返工项目。

F-35电气系统的难题不光在发电能力和可靠供电方面，也在散热能力方面。机载电子系统的用电量大了，但很大一部分并不是转换为所需的电磁波能量、机械能、光能、计算能力，而是转换成热能了，需要有效和可靠的散热才能保证系统正常工作。这对喜欢倒腾电脑的人也不陌生，随着CPU速度的提高，机箱散热成为重要挑战，有时增加风扇的数量和直径就可以，有时则要液冷系统才行。除了系统散热外，座舱空调也是散热的重要部分。空军型的问题还好一些，海军和海军陆战队型的F-35的座舱空调则不仅仅是飞行员舒适的问题。深海的水温较低，即使在盛夏，北方大海的水温也远远低于适合人类生存的极限。在海上飞行时，飞行员必须穿着寒冷水域的救生装具，否则一旦被迫跳伞，将无法在寒冷的海水中生存。但在夏季陆地低空飞行或者起飞、着陆和地面待机阶段，座舱空调不足就会使穿着这样救生装具的飞行员热得不堪忍受，甚至中暑。
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战斗机的系统散热不是一个新问题，但隐身战斗机的散热是一个新问题，在F-35设计之初估计不足。F-35的散热要求比F-16要高5倍，F-22也是一样。F-16为代表的第三代战斗机的散热设计比较简单，外挂系统（比如“狙击手XR”光电吊舱）暴露在空气中，自然容易解决散热问题；机内系统可以在机体表面开进风口，用空气动压实现空气对流，也可以有效散热。F-35是隐身飞机，主要系统能安装在机内的统统不外挂，机体表面也不能随便开孔进风。IPP是有单独进气口和排气口的，但这是供IPP的微型燃气轮机使用的，没有余力用于系统散热。从发动机引出压缩空气可以解决一些散热问题，但这要影响发动机的推力。F-35的冷却系统是液冷的，循环的冷却液把系统热量带走，然后与燃油的热交换，把系统的热量排入温度较低的燃油。在飞行中，燃油有正常消耗。吸收了系统热量的燃油会升温，燃油升温有利于提高燃烧效率，燃油在发动机中燃烧并通过喷气排出，是排出热量的主要途径。但巡航油耗不足以吸收系统散热的全部要求，剩余的散热需求只有和油箱内的燃油换热。油箱里的燃油是冷的，油箱和机体、机翼蒙皮之间也有一定的导热能力，可以向环境空气散发一定的热量，这在寒冷的高空尤其有效。
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但F-35的热力学平衡没有做好，散热能力低于散热要求，导致油箱里的燃油在整个飞行过程中持续升温。在试飞中，F-35飞行员和地勤报告，座舱和电子设备舱空调不足，宽幅下视显示器会由于过热而死机。F-35B在STOVL状态更加空调不足，身穿身穿寒冷水域救生装具的飞行员热得不堪忍受，被迫在夏季限制海上飞行。更加严重的是，如果空调不足导致发动机全权数控过热，可能导致发动机停车。飞控系统的机电作动器件同样有散热问题，过热会导致飞控失灵，这问题就大了。主动电扫雷达是另一个发热大户，缺乏适当的冷却也要造成故障。
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0 r$ g) }- ]/ x1 ^8 i由于油箱内燃油在整个飞行过程里持续升温，导致热交换不力，只有油箱里继续保留大量燃油才能满足最低散热要求。但这样一来，最低机内燃油不再由返航要求决定，而是由剩余冷却容量决定，严重限制F-35的实用作战航程。不顾散热限制而继续耗用燃油的话，将逐步使机载系统因为过热而失灵，从一般任务系统升级到关键任务系统，最后影响到飞行系统。一旦雷达、光电、火控和座舱系统因为过热而死机，即使还能继续飞行，F-35作为战斗机的生命力也就完了。

& l+ t. C. H$ n3 ]1 ~) V* M& R美国空军研究实验室（US Air Force Reseach Lab，简称AFRL，美国空军的主要科研机构）投资1.5亿美元，正在推动一体化飞机能量技术（Integrated Vehicle Energy Techonology，简称INVENT），用动态模型实时估计机上冷却容量，帮助散热管理。动态预估实际上并不是一个新概念，人们在日常生活中早已使用。大冬天的时候，如果身上衣服没有穿暖，在外面时间太长了，自然要冻坏。但要是走出一个有取暖的大楼，快速进入另一个有取暖的大楼，中间间隔的时间不长的话，并不至于冻坏。冻坏是一个含糊的说法，准确的说法是体表温度低于容许的低限。在户内的体表温度是起点，走出户外后，体表温度随时间下降，下降到上述低限的时间就是中间的容许间隔时间，这个间隔时间和身上衣服的保暖程度和户外温度有关，保暖越好，户外温度越高，容许间隔时间越长。对于系统散热来说，道理是一样的，只是体表降温变成燃油升温，温度低限变为温度高限。动态模型是用于预估燃油升温的速度和达到温度高限的时间的，达到温度高限的时间近在眼前的话，就是系统冷却容量即将不足的时候，则自动建议飞行员把飞机升高高度，由高空较冷的空气帮助散热。不过这要受到战术态势的制约，不是什么时候都可以升上高空的。F-35主要是在低空活动的，这也是为什么F-35有严重的散热问题而F-22没有这样的问题，F-22主要是在高空活动的。帮助F-35的散热管理是INVENT的第一阶段任务，要求能够加长地面待机时间一倍，提高低空飞行时间4倍。第二阶段的要求增加系统耐久力10%，增加散热容量5倍，消除热力学限制。以后还将进一步增强功能，适应下一代战斗机装备定向能武器和大功率电磁攻击能力的要求，最终将通过新一代三涵道涡扇发动机解决散热问题。
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为了补偿不断攀升的飞机重量，F-35的发动机最终成为世界上单发推力最大的战斗机发动机 ，非加力的军用推力就达125千牛，加力推力更是高达191千牛（一说军用推力111千牛，加力推力178千牛）。但从F-22的F119涡扇发展而来的F135已经增推超过20%，进一步增推将越来越困难。AFRL正在推动“自适应灵活发动机技术”（Adaptive Versatile Engine Technology，简称ADVENT）计划，这是下一代战斗机发动机的预研，与传统涡扇不同的是，将采用三涵道结构。中涵道和内涵道相当于传统涡扇发动机的外涵道和内涵道，具有可变涵道比的能力，相当于变循环发动机，但新增的外涵道是最大的奥妙所在。外涵道具有可调导流叶片，用于根据需要调节空气流量，可以用于吸收进气道附面层，还可以通过背压调节进气口激波位置，用气动方式主动控制进气道工作状态，把进气道-发动机一体化设计水平提高到新的层次。这样不仅有助于简化进气口设计和增加隐身，还可以实时优化发动机工作状态，这就是ADVENT里自适应的出处。外涵道的排气通过专用孔道从内涵道喷气口的中心排出，把炽热但“实心”的喷流从中间“鼓吹”成环状喷流，降低排气温度，改善红外隐身。更重要的是，外涵道较大流量的气流是系统散热的理想去处，在低空低速时，外涵道流量达到最大，正好解决单靠燃油系统无法解决的散热问题。ADVENT将彻底解决隐身战斗机的系统散热问题。
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另一方面，AFRL也在散热管理上继续下功夫。机载系统的峰值用电和平均用电的差别非常大，未来使用定向能武器的话，情况更加严重，可以在毫秒之内骤升骤降5倍之多。现行的电力系统是按照峰值要求设计的，平时很浪费，平白增加散热要求，相当于增加电力系统耗油5-10%。未来的研究重点在于波峰-波谷管理，削峰填谷，甚至像混动汽车一样的回馈制动一样，在飞控翼面“随风飘动”的时候，电动驱动机构反过来向系统供电。另外，用增加的电池容量处理峰值要求，系统设计向平均要求靠拢。不过削峰填谷不容易，比如ESG一身二任，既是发电机，也是发动机的启动机。启动机的功率要求大大高于发电机，但实际上一次出击中只有在发动机启动时使用30秒钟，在巡航中作为发电机使用时，过大的发电机产生额外的散热要求，造成浪费。除非能降低启动机功率要求，或者不惜重量代价而重新把启动机与发电机分开，这个矛盾不容易解决。AFRL还任重道远。

在F-35痛苦的研发历史上，气动设计、武器系统、发动机等方面已经受到人们极大的关注。随着战斗机电气化的深化，电气系统问题必将成为新的调整，值得关注。
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一身轻松

xlan1976 发表于 2013-6-2 22:18
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。。{: ...

1 R$ n6 G  z) M我们可以自己脑补一下，男性提供XY染色体，女性提供双X还是双Y
6 e% V5 B1 F. n
被辐射一下呢，男性的那个独有染色体就被杀死了。这样就只能成女儿了

! B# u4 q% x) \& t那个独有染色体确实是可以因为很多因素而改变的，比如饮食摄入等

有没有学生命科学的，出来给我们这帮只懂机械，不懂大自然情趣的人补补课啊  {:2_29:}

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$ L% [3 m' G+ S' g
( |- N" M) A& k4 @; X) d所以完全没影响也不可能 ...

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。。

一身轻松

xlan1976 发表于 2013-5-28 01:48
2 `! _& B9 B" O% l呵呵，只是在聊天时那么一说而已，不必当真。。
不过飞机的雷达特别是客机的气象雷达，功率还是很高的。 ...

空军某导弹部队，连续6年出生都是女儿，但长得都很漂亮

所以完全没影响也不可能

Pipilu

feathers 发表于 2013-6-2 07:06
) P: G% y. d6 u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 ...

6 W2 e# _1 t9 S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。

( t! z1 v' ~% X: N1 K4 Y晨枫大作里有讲
http://www.cchere.com/article/1682965

xlan1976

怎这样呢 发表于 2013-6-1 15:29
4 h0 ?% T/ n/ v1 j5 t3 S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。
- E: @) D. Y9 E) G. g& U' C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。
0 ^" I* a  o/ O& g+ ^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。

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。
2 `- }' T% o+ e+ v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？

怎这样呢

xlan1976 发表于 2013-5-30 18:22
3 q# w9 e( h+ @嘎嘎，晨大给俺出题目了
7 r# H* m" p, ~2 P; R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 ...

& E, F; p( J8 T8 B+ p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？

groovy26

xlan1976 发表于 2013-6-1 09:14
不要提这个噩耗

这几天到广州吧。。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-5-31 09:52
涡扇发动机的推力公式：

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  ...

- X6 H3 P. P4 h  n, j
嗯嗯，这个是涡扇的。
3 ]" f# L, s2 Z# R我上面写的那个是一般公式，Qm就是质量流量
9 ~: _; ?0 x" `$ x- f9 P" a详见纪念我在爱坛晋级兼发我自己以前的旧贴
4 t' z1 Y3 a9 A0 G8 Z* z, r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
P5是喷口处压力；P0是大气压力

xlan1976

groovy26 发表于 2013-5-31 10:52
787马上要来了的说…

1 k7 L0 ]/ Z6 L) G$ n4 O不要提这个噩耗

groovy26

xlan1976 发表于 2013-5-24 12:01
又见晨大好文
* M/ k3 M  A! Q2 ^* M3 r9 W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…

晨枫

xlan1976 发表于 2013-5-30 19:30
. i' O) a4 F8 ?0 S嘿嘿，老兄自问自答了，省我事儿了
7 Z+ A- r( B1 }/ c3 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 ...

$ U; |( M! ]9 e涡扇发动机的推力公式：
5 U2 t- C4 _6 c- j
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

（m是质量流量，v是流速）

晨枫

, O# y9 \  e3 i/ \7 `% P7 U

TopGun 发表于 2013-5-30 18:07
/ M- t% \  N: y! o4 l7 ^3 z; L0 ~我想了一下，下面是我的看法：

$ f9 u' X8 _  Q- ~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 ...

, u# N3 h4 v- p
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

TopGun 发表于 2013-5-30 08:27
# r* I+ F4 e; ?. I2 L# N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。

xlan1976

TopGun 发表于 2013-5-31 08:07
我想了一下，下面是我的看法：
$ ]6 k+ Q9 X- D. u1 m! P8 _
3 C+ W0 M7 x3 I" \, R7 j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 ...

1 y; y, V' E# H5 U( o1 I嘿嘿，老兄自问自答了，省我事儿了
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。。
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。
) f% p" p* z: g/ A# b/ y: ^; P- t' K2 ]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。
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。
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。
/ U# |9 V  e3 Y- t; A5 L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。。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-5-30 21:21
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 ...

嗯。。差不多吧。。
0 x8 L0 v( c% 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。。
4 N6 h, C; e2 ]( ]8 b6 M; R/ d' @不过以我的理解，晨大的说法应该也说得过去。

TopGun

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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 ...

$ ]& P# Y/ f# e- d& k, i0 j
* M* Z6 t7 w0 M# t3 z我想了一下，下面是我的看法：
# o% G3 F' x$ Q7 L! V
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。
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" ^% {% p! `! K7 e( w" s1 w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。
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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。
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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# e0 N4 ^' l/ Z' C  G
% q. s" [  i+ Q8 w' K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。
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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。
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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。
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TopGun

xlan1976 发表于 2013-5-30 05:22
嘎嘎，晨大给俺出题目了
# i( C# \4 d+ D- _' h+ \2 Q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 ...

) ]/ J8 ]" ?& o: G) s" i. Y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？
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& |) f% x- K4 m5 u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？

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晨枫

xlan1976 发表于 2013-5-30 04:22
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 ...

4 k3 \2 \8 K& @" c, ~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？