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空氣動力發(fā)動機(jī)的構(gòu)造原理

: 問提問者：網(wǎng)友 | 2017-06-08

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 關(guān)于空氣動力方面的知識，在人類進(jìn)行的航空航天的嘗試過程中，已經(jīng)積累了非常豐富的經(jīng)驗(yàn)知識。因此本文從物理的角度（物質(zhì)運(yùn)動變化原理），而不是從工程的角度或者從數(shù)學(xué)的角度來說明關(guān)于航空航天的動力。并提出一種提高航空航天動力有效利用率的方法.    空氣作為一種氣體和液體存在著物質(zhì)屬性的不同，這種不同表現(xiàn)在空氣氣體具有流動性和可壓縮性以及密度的差異上。和物體的相互作用上，也存在不同。液體和在水中運(yùn)動物體間的作用，由于阻力很大，那么在水中航行的船體，動力系統(tǒng)所產(chǎn)生的水波的作用對船體的影響是很微小的。但是，空氣則不同了，由于空氣阻力比液體阻力小，在空氣中運(yùn)動的物體在聲速附近運(yùn)動時還會受到聲障的影響。  空氣中運(yùn)動物體的動力1、經(jīng)典的火箭發(fā)動機(jī)    在現(xiàn)今的航空航天動力應(yīng)用中，高速運(yùn)行的飛機(jī)、火箭、飛船都是采用噴氣發(fā)動機(jī)作為飛行器的動力。當(dāng)然低速飛機(jī)則主要采用機(jī)械動力螺旋槳作為飛機(jī)飛行的主要動力。低速飛機(jī)則不在本文的考察范圍之內(nèi)。本文僅對噴氣發(fā)動機(jī)作為主要的分析對象，來分析火箭發(fā)動機(jī)的飛行動力問題?，F(xiàn)行的噴氣發(fā)動機(jī)都可近似的看作左圖的動力模式：   燃料在燃燒室中燃燒，通過減少噴口的截面積，在燃燒室中產(chǎn)生高溫高壓的氣體，并在噴口高速噴出，從而使火箭發(fā)動機(jī)獲得推動力。     如上的火箭發(fā)動機(jī)關(guān)于動力的大小有一個簡單的近似計(jì)算模式，這個計(jì)算模式就是噴口的最小截面積和燃燒室中壓強(qiáng)的乘積。但實(shí)際上這樣計(jì)算的結(jié)果是略小于火箭的真實(shí)動力。這是因?yàn)?，噴管后面通常有一個擴(kuò)張管，另一方面，還和氣體分子的運(yùn)動有關(guān)。在后面我們要討論這個問題。  通常我們將這種噴氣發(fā)動機(jī)叫做利用反沖力工作的火箭發(fā)動機(jī)。這種發(fā)動機(jī)有一個缺點(diǎn)，就是浪費(fèi)了大量的熱能。并且在其飛行速度在0——略小于聲速的速度階段，空氣的阻力是很大的。聲障的問題  如圖： 火箭在點(diǎn)火之后，在初始，其速度很低。但是火箭燃燒室中的高溫高壓氣體高速沖出火箭發(fā)動機(jī)的噴口后，會合正常狀態(tài)下的大氣產(chǎn)生作用。會產(chǎn)生一些列的效應(yīng)。      如湍流、聲波導(dǎo)致的空氣壓力、氣體分子的運(yùn)動速度增加等等現(xiàn)象。我們這里首先假設(shè)火箭發(fā)動機(jī)的功率是不變的，即單位時間內(nèi)燃燒的燃料數(shù)量不變。這些現(xiàn)象的產(chǎn)生和噴管噴出的氣體的截面積、壓力、密度等存在確定的關(guān)系。三種物理量兩種確定的情況下，和其中一種成正比。比如：  當(dāng)噴出氣體截面積和壓力確定的情況下，火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的這一些列的效應(yīng)強(qiáng)度同沖出火箭噴口的密度成正比。  當(dāng)噴出氣體的壓力和密度確定的情況下，火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的這一些列的效應(yīng)強(qiáng)度同沖出火箭噴口的截面積成正比。  當(dāng)噴出氣體的截面積和密度確定的情況下，火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的這一些列的效應(yīng)強(qiáng)度同沖出火箭噴口的壓力成正比。  聲波可以導(dǎo)致氣體分子的運(yùn)動速度周期性的增加，這一點(diǎn)可參見速度的問題之三————震動與波（下）。  我們知道，當(dāng)火箭的運(yùn)動速度接近聲速時，那么火箭發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的聲波會近似駐留在火箭到火箭的前端一帶，因?yàn)槁曇粢苍谙蚧鸺\(yùn)動的前方運(yùn)動。我這里把這種效應(yīng)叫做聲波效應(yīng)。如果火箭以這種速度飛行的話，那么火箭發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的聲波效應(yīng)，可以認(rèn)為包括使空氣的氣體分子的運(yùn)動速度增大、聲壓等所形成的空氣阻力增大會不斷的增加。因?yàn)橐粋€時刻火箭發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的火箭前端的阻力不消失的情況下，在這一時刻后面的時刻所產(chǎn)生的聲波效應(yīng)又產(chǎn)生了。這樣隨著時間的推移，這種阻力一直增加下去，直到空氣給與火箭的阻力等于火箭發(fā)動機(jī)給與火箭的動力相等，火箭就穩(wěn)定在這一速度狀態(tài)下飛行。當(dāng)然，阻力的增大會導(dǎo)致火箭的速度下降。  聲波最直接作用的結(jié)果則是使火箭劇烈的震動。但是火箭的動力則不會增加。  那么有沒有辦法消除聲障呢？回答是肯定的——有  可存在兩種方法消除聲障。  第一種方法是增大火箭的動力，使火箭飛行速度在接近聲障時在極短的時間內(nèi)跨過聲障。比如準(zhǔn)備一個備用發(fā)動機(jī)，當(dāng)?shù)竭_(dá)聲障時，啟動另一個發(fā)動機(jī)。增大一倍的動力。當(dāng)然，倘若不能在較短的時間內(nèi)使火箭的速度跨過聲速，那么兩個發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的聲波效應(yīng)會使阻礙火箭運(yùn)動的聲波效應(yīng)增強(qiáng)一倍。累積到某一阻力的時間也要減小一倍?；鸺恼饎映潭葧杆俚脑黾印Ｌ热舨荒茉谳^短的時間內(nèi)跨過聲障，火箭的速度仍然不能打破聲速。并且可能導(dǎo)致火箭在聲障效應(yīng)中報廢。  第二種方法是降低火箭發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的聲波效應(yīng)。  如上兩種方法中存在另一種火箭發(fā)動機(jī)的動力模式，這種發(fā)動機(jī)不但包含了傳統(tǒng)火箭發(fā)動機(jī)利用反沖力作為火箭動力的原理，還包含了一種新的動力模式，可以更加有效的利用燃料所產(chǎn)生的熱能。使火箭所產(chǎn)生的推動力要大于火箭向后噴出氣體的動量。3、降低聲障效應(yīng)和火箭燃?xì)鉄崮艿睦?amp;nbsp;    打破聲障技術(shù)上的問題已經(jīng)解決，這一點(diǎn)是通過拉瓦爾管來實(shí)現(xiàn)的。我們下面就來探討這個問題，由于涉及到火箭發(fā)動機(jī)的動力問題，我們?nèi)匀灰獜幕鸺齽恿ι祥_始。  我們先來看第一個問題：  一、火箭發(fā)動機(jī)噴管收縮的原理  火箭發(fā)動機(jī)工作時的力學(xué)狀態(tài) 上圖是火箭發(fā)動機(jī)的關(guān)于噴管收縮的原理簡圖：在火箭發(fā)動機(jī)正常工作的情況下，單位時間內(nèi)燃燒的燃料我們看作一個定值。換句話說，經(jīng)過火箭發(fā)動機(jī)噴管噴出的氣體是一個定值。這里我們采用氣體分子的數(shù)量來進(jìn)行說明。       圖中的小白球所表示的是氣體分子，實(shí)心箭頭表示的使氣體分子和燃燒室壁的碰撞?？招募^表示的是氣體分子的宏觀運(yùn)動方向。   由于燃料燃燒產(chǎn)生大量的熱量，而這些熱量都會以氣體分子的高速運(yùn)動形式以動量的形式（當(dāng)然傳統(tǒng)的說法動能更為合理）。由于火箭發(fā)動機(jī)是采用大量氣體分子從噴管高速噴出來進(jìn)行工作，并且單位時間內(nèi)燃料燃燒產(chǎn)生的氣體分子的數(shù)量等于單位時間內(nèi)火箭發(fā)動機(jī)噴管向后噴出的氣體分子。因此，由于溫度傳導(dǎo)所產(chǎn)生的降溫作用我們是可以略而不計(jì)的。因此火箭發(fā)動機(jī)工作過程中氣體的溫度和氣體分子的運(yùn)動速度我們可以近似看作一個常數(shù)。即：火箭發(fā)動機(jī)正常工作的時候，氣體分子的溫度所標(biāo)示的氣體分子的運(yùn)動速度為一個定值。當(dāng)然，這樣的看法是在統(tǒng)計(jì)的意義上來說的。   如果我們從物質(zhì)運(yùn)動變化的角度來看火箭發(fā)動機(jī)的工作原理，那么，從具有確定運(yùn)動速度的氣體分子和火箭發(fā)動機(jī)本身的作用上來看待這個問題，這是從物理的角度上唯一合理的解釋方法。高溫的燃?xì)夥肿雍腿紵业淖饔镁驮谟谌細(xì)夥肿雍腿紵业呐鲎?。我們從它們之間的碰撞可以得到火箭發(fā)動機(jī)的力學(xué)動力過程。   關(guān)于火箭動力的簡單計(jì)算   首先我們來看圖一：在火箭燃燒室中（剖面圖、二維圖），如果燃燒室是三面封閉，在運(yùn)動的后方是出口，那么氣體分子和A面的碰撞則會使A面產(chǎn)生一個向前的力，受力的方向，也是實(shí)心箭頭的方向。在燃燒室封閉的另兩面，由于氣體分子和器壁碰撞的大小相等、方向相反，因此，可以認(rèn)為在封閉面的其它方向不受作用力。由于空心箭頭的方向沒有器壁，因此沒有作用力。這樣，就提供給我們計(jì)算火箭推動理論的一種方法。   假設(shè)A面的面積為S，單位面積單位時間的碰撞次數(shù)為n，一個氣體分子一次碰撞提供的沖量為ft。那么，火箭單位時間內(nèi)所獲得的動量為Snft   噴管的截面積和火箭動力的關(guān)系   現(xiàn)行的火箭發(fā)動機(jī)不是如上圖一中的設(shè)置，這是因?yàn)檫@種火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)置所提供的動力很低，并且熱能的利用率很低。通常都是采用圖二中的設(shè)置，減少火箭噴氣口的截面積，即通常所說的使火箭的噴管收縮。   如果我們還假設(shè)火箭發(fā)動機(jī)單位時間燃燒的燃料不變，那么單位時間內(nèi)燃料燃燒所產(chǎn)生的氣體分子的數(shù)量也不變。同時，如果火箭穩(wěn)定工作，那么火箭噴氣口單位時間里噴出的氣體的數(shù)量必然等于單位時間內(nèi)火箭噴口單位時間里噴出的氣體分子的數(shù)量。我們再來看和真實(shí)火箭發(fā)動機(jī)接近的這個原理圖——圖二。   為了便于數(shù)學(xué)聲的描述，我們采用比較的方法來說明火箭噴管的截面積和功率的關(guān)系。   在圖二中，由于我們收縮了火箭噴氣口，那么，以前的計(jì)算方法則不能使用了。這是因?yàn)榻?jīng)過噴氣口收縮之后，在B位置和C位置增加了氣體分子的碰撞面積，并且氣體分子在這個碰撞面的碰撞方向和A面是相反的作用方向。因此是火箭向前運(yùn)動的作用碰撞則要去掉這一部分。即A面的面積減去B面和C面的面積，這才是火箭噴氣口收縮后的有效面積。我們知道，這部分面積等于噴氣口的截面積。   我們知道，火箭燃料燃燒后產(chǎn)生的熱量是以氣體分子的高速運(yùn)動的內(nèi)能存在的，氣體分子的運(yùn)動速度不會由于我們減少噴管的截面積，增大燃燒室的氣體壓力而增加。氣體分子碰撞一次所給與燃燒室的作用是不變的。而不同的則是單位面積單位時間的碰撞次數(shù)不同。   形成單位時間單位面積氣體分子和燃燒室的碰撞次數(shù)不同主要有兩種原因形成。   一種是氣體分子的密度造成。   我們先來看一下在兩個圖中形成燃?xì)夥肿用芏炔町惖脑蚝完P(guān)系。   我們知道，氣體分子在燃燒過程中產(chǎn)生的分子的熱能所標(biāo)示的氣體分子的運(yùn)動速度。由于氣體分子的運(yùn)動速度非常高，因此，氣體分子在燃燒室中擴(kuò)散的過程所形成的密度分布狀態(tài)當(dāng)作一種穩(wěn)定的分布狀態(tài)。因此我們可以這樣近似的處理這一問題。如圖： 如果火箭發(fā)動機(jī)的噴管截面積減少一倍，并且單位時間內(nèi)通過噴氣口截面積的氣體數(shù)量為一常數(shù)。由于氣體分子的: 回答者：網(wǎng)友

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