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主题：【原创】关于喷气发动机的两个困惑 -- 晨枫
涡扇比涡喷省油，这很多人都知道。但是为什么省油，这里面的道理就不一定清楚了。一般说来，涡扇的排气温度低，排气速度也低，为什么这就能够省油呢？
从热力学第二定律的角度来说，在同样做功的情况下，用能位最低的方式实现，效率是最高的。不过热力学是我学得最臭的，至今看见怵头，就不现这个丑了。
喷气发动机的基本工作原理是燃气燃烧，产生热，空气受热膨胀，高压空气向后喷射而出，形成推力。这是纯喷气发动机的情况。要是涡扇，一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。要是涡桨，基本上绝大部分喷气的动能都转化为机械能，驱动螺桨产生推力了。
从能量守恒来说，燃气燃烧产生的热能与喷气所携带的动能的热能加上机械损耗的能量相等，也就是：
燃烧产生热能 = 喷气的动能 + 喷气的热能 + 机械损耗的能量
另一个关系式是发动机的推力。根据动量和冲量等价的公式，
FT = mV
或者说，
F = Vm/T
其中F是推力，V是喷气速度，m/T就是喷气流量。换句话说，推力不是单由喷气速度产生的，而是喷气速度和喷气流量的乘积。只有使两者提高了，或者使一项提高的速度快于另一项降低的速度，才能增加推力。
另一方面，
单位时间里燃烧产生的热能 = 单位时间里喷气的动能 + 单位时间里喷气的热能 + 单位时间里机械损耗的能量
假定单位时间里燃烧产生的热能不变，这是对给定耗油量的一个合理的假设，并假定忽略喷气所带的热能和机械损耗，那
单位时间里喷气的动能 = 常数
也就是说，
1/2*m*V*V/T = 常数
或者说，
1/2*F*V=常数
换句话说，在耗油量不变的情况下，喷气速度增加将导致推力的降低。
再来看喷气温度。喷气所带的热能和温度有关，温度增加，热能增加。如果假定固定的热容和空气流量，那热能的增加和温度是成线性关系的。实际热容量随温度会有所变化，空气流量也要随涡喷、涡扇变，但我们就不去费这个心思了。
由于，
单位时间里燃烧产生的热能 = 单位时间里喷气的动能 + 单位时间里喷气的热能 + 单位时间里机械损耗的能量
喷气热能增加必然导致喷气动能的减少，所以喷气温度提高对增加推力不利。
涡扇将一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。风扇的“鼓风”不通过核心发动机，而是从核心发动机外的同心环道里导向后方，这个同心环道的官名是外涵道，核心发动机当然就是内涵道。外涵和内涵的空气流量之比就是涵道比。现代民航客机的高涵道比涡扇的涵道比可以达到8到10甚至更高。结合推力的公式可知，这样的涡扇外涵和内涵产生的推力之比也为8到10甚至更高。也就是说，绝大部分推力是由外涵的风扇产生的。
涡桨更加极端，取消了外涵的包围环，涵道比相当于无穷大，所以推力基本上全是由螺桨产生的，耗油率也是最低。
实际情况要更复杂，首先有机械损耗的问题。机械损耗太大肯定会导致得不偿失。涡扇可以省油的道理人们很早就明白，涡桨更是和涡喷同步出现在航空界。但早期涡扇的机械复杂性难以解决，硬干的话，不尽可靠性过不了关，机械损耗也太大，得不偿失，所以一直到60年代才出现第一代实用化的涡扇。
第二个问题是阻力。发动机推力大、省油，这是好事。但是发动机的迎风阻力要是太大，这又是一个得不偿失的问题了。涡桨的螺桨叶尖速度不能突破音速的极限，在实际使用中，飞机的前进速度超过M0.7，螺桨的效率急剧下降，所以涡桨不能用于高亚音速飞机。
涡扇的风扇叶尖是包拢在外涵之内的，激波限制在外涵之内，不和飞机形成干扰，所以速度可以比涡桨更高。但涡扇空气流量比涡喷大很多，还是回到
1/2*m*V*V/T = 常数
由于速度是平方项，速度改变一点点，空气流量要变化好多才能补上，使乘积不变，所以涡扇的迎风面积较大，风扇的工作效率也随速度增加急速下降，所以涡扇要达到超音速，只有降低涵道比，缩小迎风面积。这就是为什么战斗机涡扇发动机都是低涵道比的道理。F-18上的F404发动机说起来也是涡扇，但外涵的气流主要是用于冷却核心发动机，而不是产生推力，所以也被称为“漏气的涡喷”，算不上真正的涡扇。这也是F404尺寸格外轻小的一个原因。
还有一个问题是，喷气速度越低越好，但是有一个极限，那就是飞机的前进速度。喷气温度的下限则是大气温度。
当然，如果对耗油量不加限制，这笔帐就要重新算了，喷气速度的增加最终是可以导致推力增加的，喷气温度提高也不见得就要降低推力。加力推力就是这个情况，通过在排气中大量喷注燃料和再次燃烧，极大地促进升温膨胀，极大地提高推力，而空气流量不变，代价是油耗剧增。
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晨大把问题搞复杂了。其实喷气发动机像所有的热机一样，也是压缩、燃烧、膨胀做功。喷气发动机的工质是开放的，但如果我们在p-V图上将膨胀做功后的状态（发动机排气）与压缩前的状态（发动机吸入新鲜空气）用一条线连起来，我们也可以得到一个等效的循环工作的热机，这样再讨论效率就方便了。根据卡诺定理，如果热机的高温热源的温度Ｔ1愈高，低温热源的温度Ｔ2愈低，则效率愈高。对于喷气发动机，T1就是涡前温度，T2则是最后的排气温度。显然在涡前温度一定的前提下，排气温度低则效率高，也就是省油。
卡诺循环我只记得名称了……
劈倒好大一堆人啊。
本驴有幸站在边上。
那时候就一直有个想法，关于这个喷气发动机的燃油喷嘴和燃烧过程，今天就都丢出来大家YY一把。
为什么不考虑将燃油预热到气化，使得最后燃烧的是气体状态的航空煤油。这样既可以提高能效，最主要的是可以规避复杂的气液两相体系燃烧动力学。航空煤油纯度很好，应该没有加热时分解结焦的风险。
航空煤油的热值约10250大卡/公斤，沸程140-230'C，比热容大约0.54大卡/公斤'C，蒸发潜热约80大卡/公斤。以上数据除了热值，其实都是是石脑油的，但应该没什么区别。假定加热气化达到400'C（无催化的石脑油裂解温度在800'C以上），那么回热总量可以达到近300大卡，也就是燃烧热的3%。在航空发动机领域应该是很可观的数值了。
相应的，在船舶用大型柴油机上，燃油回热是非常常见的做法。一方面回收热量，提高能效，另一方面还可以使用廉价的高粘稠度的重油，只是出于油品品质的考虑，加热程度没有那么厉害罢了。
航空发动机的燃烧室设计是很有讲究的. 从高压压气机压缩来的空气温度比较高而且流速很快, 燃油喷出来应该很快就燃烧,但是空气流速太快不是很容易把火焰吹灭了么. 要保证稳定的火焰, 燃烧室要专门设计.这种情况下对燃油加温没有太大效果.
液体燃料在气体氧化剂环境下的燃烧，控制步骤其实是传质过程，也就是怎么让燃料和氧化剂接触到的过程。
气体燃烧过程其实在天然气燃气轮机里就已经实现了。
霍金也说过，每多一个公式就要赶跑50%的读者。
咬着牙读到第4个公式。。。。。我我我我我投降算了，虎躯一震，送花走人。
老美在XB-70上是用燃油做发动机冷却的，同时提高了燃油的热值。在Scramjet上也用燃料冷却，同时燃料吸热汽化后再注入发动机燃烧。
很喜欢晨大的科普贴，通俗易懂，高中物理二流水平的我都能看个八九分
您不做老师太可惜了，复杂的问题让您讲的明明白白，教师队伍里就缺您这样的人才。
用进气道把超音速气流减速，变成发动机所适应的低速气流。这个过程也产生推力。
当闲书看过陆孝彭的《飞机设计原理》，里面提到Mig25的进气道贡献了45％的推力
喷气发动机的燃气流只有出了喷口以后才是废气，你总不能在机尾喷流中去装个换热器吧？
如果在中段装，实际上是把燃气做功的能量用来加热燃油，起不到节能作用。
柴油机是利用要排放掉的废气加热，不能用汽缸里的热量加热。
作用力等于反作用力。 而螺旋桨和机翼一样用得是桨片在空气中的移动获得升力。获得的升力与受到的阻力是倍数关系。低速机翼可以有17-18的升阻比。可见用同样热功率的引擎，涡桨比涡喷要有大的多推力。只是桨片受音速限制。涡扇是两者的中和，有涡桨低速大推力和涡喷超音速能力。当然有两者优点的涡扇，在空气动力学上的设计就要复杂得多了。
进气压力越大，发动机推力也越大。冲压发动机完全靠进气道激波压缩进气，进气风扇都省了，推力自然更大。只是冲压发动机不达到音速根本没有用，所以目前只用在导弹上。