大涵道比发动机一定不适合超音速吗？

其实F119和F135应该也是压比的问题，毕竟涵道比没扩大太多，F119为了在冲压效应下正常工作压比并不是特别大，但F135靠提升压比极大地提高了海平面性能，代价则是超声速性能很差。 另外就是大涵道比涡扇能不能上高速其实也没有定论，比如有些发动机加力燃烧室在外涵道出口之后，利用外涵道补氧，对于这种发动机，如果在高速下打开加力，得益于冲压效应，外涵道实际上就成了一种冲压流道，加力燃烧室此时可以看做冲压流道的燃烧室，涡扇发动机就变成了某种准冲压发动机。有的发动机为了利用这种效果，还专门设计了用以飞高速的风车冲压状态，在进入风车冲压状态之后，燃烧室降低输出，涡轮怠速旋转，压气机转速很低，此时内涵道几乎不产生推力，而外涵道-加力燃烧室这个流道反而成为了推力的主要来源。这种工作模式可以避免风扇叶尖超声速的问题，但是因为压气机毕竟还在转，所以相比于能直接使压气机锁死为定子真变循环发动机多了压气机这个阻力来源。

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这种普遍的观点是对模型缺乏必要描述的，补充起来应该是 假设不考虑后燃器 【当发动机外径相等】，涵道比越大 最大推力推力越低 效率越高； 【当核心机直径相等】，涵道比越大 最大推力越高 效率越高 推力在最大值后随速度提升而衰减的越快 外径越大（气动结构肥大） 大涵道比发动机高速推力衰减快 除了up所言以外，还有个特点是外涵道风扇将空气向后推动而没有压缩功能，导致外涵道气压与核心机压缩区域背压之比随着速度的增加而降低，让此时一部分在低速状态下本该进入核心机进行燃烧的空气由于压力梯度向上游扩散而扭转流线泄向外涵道，核心机空燃比逐渐降低 燃烧效果变差 同时降低了核心机和外涵道的推力性能。 视频中提到的具备较强高速性能大涵道比飞行器没有一台是具备超音速巡航功能的，其超音速冲刺都是在后燃器开启的状态下实现，而此时的高速环境并不需要压气机叶片提供太多额外的压缩比，进气道对超音速气流的压缩功能就足够了，此时外涵道→后燃器这条流路是更接一种以后燃器为主燃烧室的冲压发动机进行工作，核心机挡在流路上的压气机—燃烧室—燃气涡轮路径并不能像冲压发动机一样好地适应此时的高压高流量的流场并用单位流量产生更大推力。 所以严格的来讲， 当外径相等，通过缩小核心机尺寸来提高涵道比，是同时提高了经济巡航的燃油效率和开启后燃器后的高速冲刺最大推力，但不开启后燃器时能达到的“最大巡航推力”会降低； 当核心机尺寸相等，通过增大风扇直径来提高涵道比，也是同时提高了经济巡航的燃油效率和开启后燃器后的高速冲刺最大推力，但核心机外上游流线向外扭转加快了推力随着速度的衰减 并和气动结构肥大共同导致了全速域的性能降低，速度越快越明显[doge]

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T-38没有边条

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一个问题，如果F5早期型存在小边条导致的不稳定，为什么与其同源的T38还能长期作为美国空军的高级教练机呢？当然，我不太了解T38的事故率

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F-20没卖出去是因为F-16太便宜了[吃瓜]

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涡扇其实就是被机匣封装的涡桨。可以简化模型。燃料爆燃的能量E=尾气喷射动能+飞机前进动能→2E=Mv方+mV方。 动量守恒→Mv+mV=0。 可以计算得出，因为动能与速度平方成正比，尾气量越小喷射速度越快→尾气带走的能量越多→飞机前进的速度越慢→飞机获得的能量越少→燃料能量大部分被尾气带走了→能量转化率底下飞行油耗高 函道比越大排气量越大，尾气速度变慢机体前进速度变快，机体从燃料获取了更多的能量，能量转化率变高

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边条的效率与厚薄一般情况下影响不很明显，主要影响的是边缘尖锐还是圆钝。边缘越尖锐，产生涡的效率越高。后期米格35改进之一就是边条变尖锐了。

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如果涵道比足够大的话，其实高速推力来源已经不是核心机燃烧室了，是加力燃烧室，外涵道能给加力燃烧室大量补氧提高工作效率。但是问题在于，以此方式来工作的话，风扇在外涵道中的压缩能力远不如进气道，又因其转速会限制最大流量。还是变循环更能适应这种后燃器作为主要推力来源的高速飞行方式。

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事实上，关于F14翼根处厚的原因 第一： 不要忘了在F14A上还有一个在超音速下才会展开的扇翼，用于超音速下调整气动，减少尾翼的配平压力。而这些结构也会需要部件的活动空间（虽然在后期型号和B型上为了可靠性和维护性取消了，但是机翼翼盒的结构还是原来的设计) 第二： F14不但是重型机，而且还是舰载机。所需要的转轴结构强度和米格23这种陆基中型机完全不一样。更何况他下面还有个需要挂不死鸟的重挂点，而米格23的R24虽然也是个大型弹但是重量还是比不死鸟轻不少的。 第三： F14和米格23两机在翼形上也不太一样。米格23的机翼厚度不大，所需要“包住”机翼的部分的厚度也不会特别大。而F14的翼型本身就是比较厚的，为了包住机翼其就会显得更厚了。 总的来说。前缘扇翼结构，重型机和舰载的需求，不死鸟挂载需求，等等这些因素加起来所需要的结构强度必然会影响到此处的结构设计，这些都会增加整体的体积。 表现为前缘钝化，很厚。 事实上我完全支持UP的观点，即“因为飞控的性能限制，无法控制边条翼带来的风险。所以采用钝化来保证安全。” 我认为视频里米格29等作为论据也完全足够了，完全没必要把因为看着也是钝化就把F14也拿过来作为论据。 并且您的观点是从“边条翼用于提升飞机操控性和机动性”的设计角度出发的。而F14这一处本身就不是边条翼，设计也不是为了提升机动性。不适合拿来做论据。

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一、航空军事方面的内容，包括边条翼、大涵道比发动机等方面的问题，并解释了相关知识点。同时，作者也回答了一些粉丝的疑问。 00:01 - 讨论航空军事，先澄清之前边条翼内容的质疑 01:34 - F5早期型边条不安全，美军自己基本没装备 02:19 - 大涵道比不利于高速，战斗机使用小涵道比发动机 二、涡扇发动机在高空高速飞行时的性能表现，以及影响因素。同时也提到了早期涡扇发动机能飞两倍音速的原因。 03:00 - 大汉到比夜间速度过快是超音速的原因 03:33 - 涵道比越大，叶片边缘的线速度也越快，更容易引起激波 05:49 - 比较前提是其他条件一致，不能一个三转子一个双转子，总压比高低影响比较 --本内容由AI视频小助理生成，关注解锁AI助理，由@GaR_FieLD_ 召唤发送

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把超音速飞行与发动机涵道比做关联是常见的知识误区！超音速飞行与涡扇发动机的涵道比无关，原因是涡扇发动机在进行超音速推进时风扇不提供推力（在一定条件下还产生阻力），推力完全是内函道（含加力燃烧室）提供的。理论上多大涵道比都可以超音速，但是工程条件下实现不了，因为风扇和外函道都是发动机的消极质量，涵道比越大消极质量越大，发动机的综合效费比太差，所以为了让风扇和外函道在超音速状态下产生正向作用才大力发展变循环发动机。不过视频中正确解释了为什么风扇（螺旋桨）难以产生超音速喷流的原因，也就是为什么外函道在超音速状态下不产生推力的原因。

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高空高速最好用涡喷冲压组合发动机，比如J58[doge]

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F-15没有边条翼但是那个机炮整流罩事实上起到了边条翼的作用

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米格31的发动机函道比我记得不小

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所以客机发动机涵道比很难超过10，因为涵道比越大风扇越大，叶片转动速度超过音速效率反而会下降

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说实话F5系列外销口碑很不错，采购价格低廉，维护简单，完全满足小国空军需求。事故率中规中矩吧，至少发动机可靠性非常高，况且绝大多数事故是人为因素导致的。

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考虑到涡喷和涡扇发动机也是需要进气道对气流进行减速扩压到介质声速越0.4-0.5m ，只要进气道设计合理配合预冷器和加力燃烧室，中等涵道比的涡扇甚至能冲刺到3m以上[笑哭]

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[星星眼]见标题进

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没事F-20在战争雷霆里获得了商业成功[doge]

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