 
字體：小 中 大 |
|
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 2010/06/03 22:49:46瀏覽16626｜回應3｜推薦3 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
在上一篇文章我用幾近冥想的方式闡述了我對螺旋槳飛機的想法，既沒證據，說服力也差，所以我上網查了一下，結果不查不知道，查了嚇一跳！？原來我還是有說錯的地方！？ 由於資料太多，所以在這一篇文章中我將儘量的簡約的說明上一篇文章中所描述的問題，主題依舊是『螺旋槳是否成為增加飛機速度的障礙』不過在這之前，我們先作一些名詞解釋： 1.) 音速：聲音在介質中傳遞的速度，介質密度越高，傳遞速度越快。若以在國際標準大氣情況下，海平面音速為每小時1227.6公里，在l1000米的高空，則是每小時1065.6公里。相差近200公里每小時。 2.) 馬赫：飛行速度與當地音速的比值，簡稱M數。M數是以奧地利物理學家伊·馬赫的姓氏命名的。馬赫曾在19世紀末期進行過槍彈彈丸的超音速實驗，最早發現擾動源在超音速氣流中產生的波陣面，即馬赫波的存在。 飛行器的飛行速度與馬赫數的關係： 低速飛行區 馬赫數為0.4亞音速飛行區 馬赫數為 0.4－0.75 跨音速飛行區 馬赫數為 0.75－1.2 超音速飛行區 馬赫數為 1.20－5.0 高超音速飛行區 馬赫數為 5.0以上。 3.) 音障：是飛機的飛行速度與音速相近時，產生阻礙飛機飛行速度的能量「牆」，由高溫、高壓及高密度的空氣和聲波的能量迭聚而成。那麼突破音障對飛機結構有什麼要求呢？把飛機也做成尖錐形的流線體機身和薄形機翼，最典型的要數SR－71高空高速偵察機了，再有一種有利於飛機突破「音障」的方法，是把機翼做成像燕子翅膀一樣的後掠翼形，如下圖：
4.) 音爆：當飛機在空中作超音速飛行時，在機頭或突出部分，會出現一種楔形或錐形波，這就是激波。而當疏密狀的音波無法跑到飛機前方時，就全部疊在機身後方，形成了圓錐形狀的音錐。當它們向外傳播時便互相干擾和影響，然後彙集成一道包羅機頭的音爆前激波和一道尾隨機尾的後激波。這兩種波但有著迥然不同的性質。激波的厚度很小，經過波後空氣的壓強、密度、溫度都突然升高，速度立即下降。當這兩道激波波及到無論哪個空間和物體時，均會感到這種強烈的變化，反映到人的耳朵裡，使耳鼓膜受到突然的空氣壓強變化，就感覺是兩聲雷鳴般的巨響。
5.) 音爆的威力：根據測量，一架在 16000米高空以兩倍音速飛行的協和客機產生的音爆對地面產生的壓強高達100帕，相當於給一塊一平米左右的窗玻璃上施加10公斤的力。換算成聲音強度相當於133分貝。
6.) 熱障：飛機在高速飛行時，由於氣流對機身產生衝擊力、壓力和摩擦力轉換成熱能，對機身加熱所造成的「熱障礙」。飛機的飛行速度越高，氣流對飛機表面的加熱也就越高。當飛機飛行速度在2馬赫時，飛機的迎流面溫升可達100°C。當速度提高到2.5馬赫時，溫升能到200°C。若速度再提高，溫度梯度也上升得更高。航天飛機在重返大氣層時速度可達25馬赫，此時航天飛機的迎流面溫升達到1400°C。 SR-71A 使用93%的鈦合金作飛機的結構材料，等於給飛機穿了一身防高溫的鈦鎧甲，從而使飛機能在M3.2的「熱障」條件下飛行。 至於航天飛機使用泡沫陶瓷瓦片作高溫防護層，蜂窩硅瓷材料做成的防熱大底，以保護飛船的返回艙在通過大氣層時受到的高溫加熱。 7.) 黑障：航天飛機重返地球時氣流與艙體表面形成強烈的摩擦，因此產生了巨大的氣動加熱，使艙體表面急聚升溫，溫升可達一兩千攝氏度，形成一個氣動加熱的高溫層包裹著高速飛行的返回艙，貼近返回艙表面的氣體和返回艙材料表面的分子被分解和電離，形成一個等離子層。由於等離子體具有吸收和反射電磁波的能力，因此包裹返回艙的等離子體層，實際是一個等離子電磁波屏壁層。所以當返回艙進入被等離子體包裹狀態時，艙外的無線電信號進不到艙內，艙內的電信號也傳不到艙外，一時間，艙內外失去了聯繫。 8.) 應力：物體由於外因(受力、濕度變化等)而變形時，在物體內各部分之間產生相互作用的內力，以抵抗這種外因的作用，並力圖使物體從變形後的位置回復到變形前的位置。 9.) 推重比：推力和發動機的淨重之比。 10.) 涵道比：（bypass ratio）即渦輪發動機外涵道與內涵道空氣流量的比值。內涵道的空氣將流入燃燒室與燃料混合，燃燒做功，外涵道的空氣不進入燃燒室，而是與內涵道流出的燃氣相混合後排出。外涵道的空氣只通過低壓壓氣機，流速較慢，且是低溫，內涵道排出的是高溫燃氣，兩種氣體混合後降低了流速與溫度，能夠降低噪聲，增加推力。 涵道比是描述推力的詞彙,涵道比隨著速度的增加是增大的,所以速度越高,涵道比也越高,推力自然就高但是,反推效率跟涵道比沒有關係,因為大約80％的推力由風扇產生。 正文開始 在前篇文章中我提到，螺旋槳飛機引擎只能用內燃機！？其實這句話是不對的。根據網上所查到的資料，在二戰中前期及二戰前使用的引擎為活塞式的發動機。
美國的P-5lD"野馬"式戰鬥機，最大速度每小時765公里，大概是用螺旋槳推進的活塞式戰升機中，飛得最快的了，估計已經接近活塞式飛機飛行速度的極限。 另外一種用於螺旋槳飛機的是『渦輪螺旋槳發動機』
Tu-95 為亞音速轟炸機發動機驅動兩個AB-60H型反轉的可逆槳距推進螺旋槳，螺旋槳直徑6.5米，是目前飛的最快的螺旋槳飛機。但當Tu-95以最高速度飛行的時候，它的所有螺旋槳處於順槳狀態，不產生動力，而由後方排放的燃氣提供全部動力，整台發動機近似以渦輪噴氣發動機的方式工作，因此能達到通常只有噴氣式飛機才能達到的速度。 維基百科 -- Tu-95轟炸機 螺旋槳飛機難以跨越的障礙 -- 音障 在網路上查了很多資料，大多說螺旋槳效率在速度在200～700公里/時範圍內效率較高，如果飛行速度再增大，由於壓縮效應在槳尖出現波阻，所以效率急劇下降，進而影響飛機速度。我認為這是不對的。從上面野馬戰鬥機的資料顯示，3.4米直徑的螺旋槳在加上大約 3200轉/分鐘的轉速，則槳尖速度應為 2019.648 公里/小時，大約是兩倍音速。若是 Tu-95 轟炸機則 6.5米直徑的螺旋槳在加上大約36000轉/分的轉速，則槳尖速度應為 44085.600 公里/小時，大約是四倍音速。如果剛剛的那個論點是對的，那是否螺旋槳應該早該解體了呢？事實上野馬戰鬥機不但飛得好好的，而且還是二戰的主力戰機。為了解釋這個疑點，我必須解釋一下螺旋槳飛機的飛行原理。
從槳葉剖面圖中可以看出槳葉的空氣動力是如何產生的，由於前槳面與後槳面的曲率不一樣，在槳葉旋轉時，氣流對曲率大的前槳面壓力小，而對曲線近於平直的後槳面壓力大，因此形成了前後槳面的壓力差，從而產生一個向前拉槳葉的空氣動力，這個力就是牽拉飛機向前飛行的動力。 另一個牽拉飛機的力，是由槳葉扭角向後推空氣時產生的反作用力而得來的。槳葉與發動機軸呈直角安裝，並有扭角，在槳葉旋轉時靠槳葉扭角把前方的空氣吸入，並給吸入的空氣加一個向後推的力。與此同時，氣流也給槳葉一個反作用力，這個反作用力也是牽拉飛機向前飛行的動力。 由槳葉異型曲面產生的空氣動力與槳葉扭角向後推空氣產生的反作用力是同時發生的，這兩個力的合力就是牽拉飛機向前飛行的總空氣動力。 至於飛機所受的阻力依照生成原因可以分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力、干擾阻力、激波阻力等。其中摩擦、誘導、干擾阻力在低速中可以略去不予討論，但其他兩種就必須詳細討論一下。
上圖所表示的阻力是由運動著的物體前後所形成的壓強差所形成的，阻力方向與物體運動方向相反，稱之為『壓差阻力』。壓差阻力同物體的迎風面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關係。而最大迎風面積越大，壓差阻力也就越大。 物體形狀對壓差阻力也有很大的作用。把一塊圓形的平板，垂直地放在氣流中。它的前後會形成很大的壓差阻力。平板後面會產生大量的渦流，而造成氣流分離現象。如果在圓形平板的前面加上一個圓錐體，它的迎風面積並沒有改變，但形狀卻變了。平板前面的高壓區，這時被圓錐體填滿了。氣流可以平滑地流過，壓強不會急劇升高，顯然這時平板後面仍有氣流分離，低壓區仍然存在，但是前後的壓強差卻大為減少，因而壓差阻力降低到原來平板壓差阻力的大約五分之一。 如果在平板後面再加上一個細長的圓錐體，把充滿漩渦的低壓區也填滿，使得物體後面只出現很少的漩渦，那麼實驗證明壓差阻力將會進一步降低到原來平板的大約二十到二十五分之像這樣前端圓純、後面尖細，像水滴或雨點似的物體，叫做「流線形物體」，簡稱「流線體」。在迎風面積相同的條件下，它的壓差阻力最小。這時阻力的大部分是摩擦阻力。 除了物體的迎風面積和形狀外，物體在氣流中的位置也影響到壓差阻力的大小。 物體上的摩擦阻力和壓差阻力合起來叫做「迎面阻力」。一個物體，究竟哪一種阻力占主要部分，這要取決於物體的形狀和位置。如果是流線體，那麼它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力。如果形狀遠離流線體的式樣，那麼壓差阻力占主要部分，摩擦阻力則居次要位置，而且總的迎面阻力也較大。 當飛機作超音速飛行而產生激波時，受到薄薄一層稠密空氣的阻滯，使得氣流速度急驟降低，由阻滯產生的熱量來不及散佈，於是加熱了空氣。加熱所需的能量由消耗的動能而來。在這裡，能量發生了轉化--由動能變為熱能。這一阻力由於隨激波的形成而來，所以就叫做『激波波阻』。從能量的觀點來看，波阻就是這樣產生的。
阻力對於飛機的飛行性能有很大的影響，特別是在高速飛行時，激波波阻的產生，對飛機的飛行性能的影響更大。這是因為波阻的數值很大，能夠消耗發動機一大部分動力。例如當飛行速度在音速附近時，根據計算，波阻可能消耗發動機大約全部動力的四分之三。這時阻力係數Cx急驟地增長好幾倍。這就是由於飛機上出現了激波波阻的緣故。 由上面所說的看來，波阻的大小顯然同激波的形狀有關，而激波的形狀在飛行M數不變的情況下；又主要決定於物體或飛機的形狀，特別是頭部的形狀。按相對於飛行速度（或氣流速度）成垂直或成偏斜的狀態，有正激波和斜激波兩種不同的形狀。成垂直的是正激波，成偏斜的是斜激波。 在飛行M數超過 1時（例如M等於 2），如果物體的頭部尖削，像矛頭或刀刃似的，形成的是斜激波；如果物體的頭部是方楞的或圓鈍的，在物體的前面形成的則是正激波。正激波沿著上下兩端逐漸傾斜，而在遠處成為斜激波，最後逐漸減弱成為弱擾動的邊界波。斜激波的情況也是一樣的，到末端也逐漸減弱而轉化為邊界波。在正激波之後的一小塊空間，氣流穿過正激波，消耗的動能很大，總是由超音速降低到亞音速，在這裡形成一個亞音速區。 M數的大小也對激波的形狀有影響。當M數等於 1或稍大於 1（例如M＝ 1.042）時，在尖頭（如炮彈）物體前面形成的是正激波。如果M數超過1相當多（例如M＝2.479），形成的則是斜激波。 正激波的波阻要比斜激波大，因為在正激波下，空氣被壓縮得很厲害，激波後的空氣壓強和密度上升的最高，激波的強度最大，當超音速氣流通過時，空氣微團受到的阻滯最強烈，速度大大降低，動能消耗很大，這表明產生的波阻很大；相反的，斜激波對氣流的阻滯較小，氣流速度降低不多，動能的消耗也較小，因而波阻也較小。斜激波傾斜的越厲害，波阻就越小。 看到沒！？這就是為何螺旋槳槳尖超過音速，卻可以正常工作的原因！？但就整架螺旋槳飛機而言，當速度越來越快時，以螺旋槳所形成的截面應該會形成正激波而不是斜激波，所以網路上所說激波波阻發生的地點，不應該是螺旋槳槳尖，而是整個螺旋槳才對。下面附上一張二戰時螺旋槳的照片，讓大家感受一下他的截面。
本來文章寫到這裡就應該結束了，不過還是忍不住來講一下噴射機引擎，詳細的就不說了，圖就在下面自己去看，我只大概說一下原理： 汽油自噴嘴噴出後與進氣口空氣混和成為燃氣，然後在燃燒室點火膨脹，最後廢氣自噴嘴噴射而出並產生推力，這是傳統的脈動式發動機。由於有很多燃料尚未燃燒完畢就被噴走了，所以這種發動機非常耗油、且效率低。 為了改善上面的問題，於是在噴嘴後端加了渦輪機，以減低排氣速度，然後在前端加裝壓氣機，用來增加燃燒室的壓力，以提昇單位體積內燃氣含量，此時渦輪面臨的是燃燒室高溫高壓的燃氣，燃氣自渦輪扇葉排出後，由於壓力降低，燃氣便在噴嘴中極度膨脹，由此產生出更大的推力。所以噴射機的推力的產生，主要是在噴嘴，而不是在渦輪機。這就是渦輪噴氣發動機。但是在低速下耗油量大，效率較低。 一般來講，當氣流從燃燒室出來時的溫度越高，所包含的能量就越大，發動機的推力也就越大。但是，由於渦輪材料等的限制，目前只能達到1650K左右，現代戰鬥機有時需要短時間增加推力，就在渦輪後再加上一個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃氣與噴入的燃油混合再次燃燒，由於加力燃燒室內無旋轉部件，溫度可達2000K，可使發動機的推力增加至1.5倍左右。這就是加力式渦扇發動機，其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發動機的壽命，因此發動機開加力一般是有時限的，低空不過十幾秒，多用於起飛或戰鬥時，在高空則可開較長的時間。 渦輪風扇發動機的妙處，就在於既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數量的風扇。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發動機一樣，送進壓氣機(術語稱「內涵道」)，另一部分則直接從渦噴發動機殼外圍向外排出(「外涵道」)。因此，渦扇發動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當的渦輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經風扇傳遞到外涵道，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進效率取得了平衡，發動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。
發動機裡最關鍵的是渦輪和壓氣機。無論是商用的高涵道比渦扇發動機，還是軍用的小涵道比渦扇發動機，都需要核心機，而且需要最好的發動機葉片。葉片分渦輪葉片和壓氣機葉片。渦輪葉片一般要在1500℃和接近15000轉/分這種極大離心力的惡劣工況下運轉，在這種條件下工作成千上萬個小時，要求極高。渦輪葉片工作溫度高，負荷大，應力複雜，要求材料具有很強的熱強性、抗衝擊性、抗疲勞性、耐腐蝕能力及損傷容限特徵。它的工作溫度已經超過鋼鐵承受的溫度，只能用高溫合金。但高溫合金在這麼高的溫度和這麼大的離心力下要產生蠕動，一蠕動，葉片就要變形，很容易失效。在這種惡劣工況下，過去我們用的是多晶體合金。它的特點是：你把合金一弄斷，看它的斷面有很多閃亮的晶點。這種晶格結構有缺陷的地方首先會斷裂。而單晶體合金就避免了多晶體合金的缺陷，它是均勻的整體，沒有缺陷。如採用定向凝固製造成定向單晶合金，就消除了晶界，可將使用溫度提高一個台階，約為30℃，從而使渦輪進口溫度提高30℃-60℃左右。它的整體輻射非常均勻，具有更高的疲勞壽命。多晶體合金容易疲勞，在高溫下容易沿著晶界產生裂紋，而單晶把這個條件提高了1～2個數量級。在壓氣機葉片上，有很大的氣動彈性，沒有優秀的壓氣機葉片，承受不了氣動彈性引起的疲勞和裂紋。 美國裝備波音747、767的JT9D發動機採用PWAl422單晶合金，壽命達9600小時以上。F-15的F-100發動機用的是第一代定向凝固合金葉片，美國的第二代單晶合金PWAl484和第三代Re-neN6的性能又遠遠超過了第一代的水平。你可以看到空客和波音的飛機日夜在空中飛行，發動機可靠地工作著。有的CFM-56發動機壽命達到了1.4萬小時。太行發動機(WS-10A)大修間隔原來只有640小時，後來做了延壽才達到800小時，儘管戰鬥機發動機與民用渦扇發動機定位不同，但還是能看出基礎研究的差距。 另外噪聲的主動抑制技術是很重要的，我們知道聲音其實就是空氣振動的結果，它有一定的頻率和振幅，並有波谷與波峰，對於特定的頻率和振幅的振動在旋加一個向位相反的振動使其波峰與波谷疊加，如果兩個聲音能量相同，那麼干涉的結果聲音就沒有了，737 / 747 你根本聽不到飛機發動機的聲音，就是它在起作用。同時這對於渦輪扇葉起了很大的保護作用。 結語 寫到這裡，相信各位聰明的看倌已經可以分辨出誰是誰非了吧！雖說本篇文章有些地方是大隻雄的臆想之詞，但是還是有一定理論根據。不像 YST 隨隨便便找篇文不對題的論文就要大聲斥責別人。 其實本篇文章的實用價值並不高，而且論證螺旋槳到底是不是飛機增速的障礙，是件很無趣的事情。但是在整個文章撰寫過程中，我們卻附帶的看到很多有趣的事情，比方說吧！有沒有可能將『戴森空氣增加器』應用在飛行器上？如何自製噴射渦輪引擎等等的。所以寫這寫文章，我個人的收穫還真不少，相信各位看倌也是如此。 後記 依照 YST 好鬥的個性，我猜他看到本篇文章一定會跳起來大聲撻伐（事實上他已經作過一次），但是他卻一直保持悶不聲，然後不置一詞的偷偷將我列在『天下縱橫談』論壇的黑名單中。這終於說明 YST 理屈了！？哈！ 後來我在『中國論壇』中發現了一篇文章『哦也，直接被YST踢出来了』原先這也是發表在『天下縱橫談』論壇的。果然『道不孤必有鄰』啊！ 幾個有趣的連結 腳踏車上裝渦輪噴射器，還蠻搞笑的
下面的影片據說有 236 khm 的速度，不知道他的腳踏車會不會被支解掉。 最後來一段關於自然界生物利用音爆來捕食獵物的例子，槍蝦。 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| ( 知識學習｜科學百科 ) |
