碳普惠低碳平台推荐,碳普惠平台有哪些

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1. 战斗机一直在喷火，不会熔化吗？

战斗机一直在喷火，不会熔化吗？

战斗机所使用的涡扇发动机所喷射的火焰温度在1400～2200℃之间，发动机进气处温度低些，处于这个位置的部件温度一般不超过1400℃，当发动机加力运行时燃烧室的温度可达到最高1750～2000℃。

这就意味着工业中用于切割钢材的气割割嘴在承受3000℃的高温时尚不会熔化，战斗机喷出的区区2000℃的温度岂能熔化发动机？

航空发动机是典型的热机，通过燃烧化学燃料，高温气体做功将化学能转化为动能，航空发动机制造难点就是设计生产耐高温、高强度零部件。在发动机内部，按照工作环境温度由高到低排序，分别是燃烧室、涡轮、涡轮轴、喷头排气温度与压力机温度。涡扇-15发动机的燃烧室温度接近2000度，排气温度大概只有600度左右。发动机喷火是因为未完全燃烧的富余燃料在大气中燃烧产生的火焰，外部的火焰对发动机的影响并不大，不必担心发动机被熔化。

航空发动机里面温度最高的位置并不是燃烧室，而是高压涡轮前俗称为“涡前”。涡前温度高达1300℃——1800℃，燃烧室的温度在800℃——1150℃之间，压气机出口的温度是590℃——695℃之间。由此可知，尾喷管处的温度在航空发动机整体中处于中下，但是开加力时，其尾喷管的温度高达1500℃。虽说尾喷管的温度在正常状态下不是最高的，但也不是一般材料可以承受的。

涡轮承受高温的最主要部分为涡轮叶片，涡轮叶片分为改变气流方向的静子叶片和直接让气流反喷的转子叶片，其中的静子叶片位于转子叶片前方，是直接承受燃烧室喷射高温气体的部位，其温度最高。目前涡轮叶片多***用烧结成单一奥氏体的耐高温稳定镍基合金、铁基合金、钴基合金。涡轮叶片***用中空结构，让气流产生对流、在叶片上形成空气保护膜，并且叶片表面有有集自润滑和耐高温为一体的复合材料热障涂层，这样一整套措施下来，可以将静子叶片温度下降300到600℃，足以保证金属合金材料的稳定运转。

战斗机必须在进入加力飞行状态时，尾喷管才会出现尾焰，也就是通常说的‘’喷火‘’。尾焰其实是一种炽烈的高温气体，当战斗在满载起飞、或者大力爬升、或者进入高速飞行状态时，其涡轮喷气式航空发动机需要高负荷运行，这时飞行员通常会打开加力助推，这样即可增加百分之四十至百分之七十的大幅推力。涡轮喷气航空发动机在满负荷工作时，所产生的尾焰温度可以达到七百摄氏度℃，所以涡轮喷气航空发动机燃烧室和尾喷管的材料，自然是能够耐受高温的钛钨高级合金材料。当然这显然是不够的，对于涡轮喷气航空发动机的抗热问题，解决的办法主要还靠风冷暨空气冷却。这就是通过“冷空气”来进行局部降温，即用压气机送进的‘’冷空气‘’将燃烧室中燃烧的火焰与燃烧室内壁乃至尾喷管内壁分隔开，从而形成一个隔离层。文中的“冷空气”之所以加引号，是因为通过压气机送入发动机（燃烧室）的冷空气已经不可避免地被加热，从而变为被加热的‘’冷空气‘’。

当然，被加热的冷空气温度完全在发动机燃烧室和尾喷管抗高温合金材料的耐受范围之内，所以涡轮喷气发动机燃烧室和尾喷管都处于‘’冷空气‘’的无形保护中，因而不会被炽烈地🔥所融化。

战斗机的发动机尾喷口经常出现“喷火”现象，其实这是发动机的尾焰。战斗机的发动机尾焰会有不同的颜色，有的是偏红色一些，有的偏蓝色一些，这些都是正常的现象。战斗机的发动机在工作时，温度往往很高，动辄几百上千摄氏度，所以网友们很好奇的一个问题是，既然温度这么高，那么发动机和它的尾喷口为什么不会熔化掉呢？其实发动机并不是普通材料做成的，而是使用了耐高温金属和耐高温涂层，这才保证了它超强的耐高温能力。

在介绍发动机的耐高温材料之前，我们先来了解一下战斗机搭载的发动机的结构，以及发动机尾喷口的分类。现代化战机的发动机通常是由风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室（加力发动机）、尾喷管、发动机检测和控制系统等组成。以美国F-22战斗机搭载的普惠F119-PW-100涡扇发动机为例，它是由三级风扇、六级高压压气机、短环形燃烧室、单级高压涡轮、单级低压涡轮、三区加力燃烧室、矢量喷管以及全权限数字电子控制系统（FADEC）等组成，最大推力为116千牛，加力推力可达156千牛，加力推重比为9比1。

发动机的尾喷管是一个重要组件，它要保证发动机在排气时能够获得更高的动能，要有很高的出口排气速度来为战斗机提供推力。根据流道的特点，发动机尾喷管可分为收敛喷管和收敛扩张喷管。根据喷口面积的变化与否，尾喷管可分为喷口面积可调与不可调两种。具体来说，发动机的尾喷管主要有以下几种常见类型：可调节的收敛形尾喷管、可调节的收敛扩张形尾喷管、不可调节的收敛形尾喷管或固定喷口面积的亚音速尾喷管。一个优秀的尾喷管，能够改善战斗机的飞行性能，使战斗机拥有更强的机动能力，还能缩短起跑距离，提高战机隐身能力。

随着战斗机的发动机性能不断提升，推重比在不断增加，它的涡轮进口温度也在不断攀升。数据显示，推重比10的发动机的压比达24~25，涡轮进口温度超过1500摄氏度。如果推重比在15以上的话，涡轮进口温度将超过2200摄氏度。因此，战斗机的发动机必须使用更先进的耐高温材料，这样才能延长发动机的使用寿命，减少发动机故障。通常来说，战斗机的发动机主要使用高温合金和高温复合材料等两大类耐高温材料，其中关键是涡轮材料和压气机材料。

首先看一下发动机的高温合金。高温合金是指能够在600摄氏度以上高温环境下、具有抗氧化和抗腐蚀能力、能够在一定应力作用下长期工作的一类金属材料，有时也被称为超合金。一般情况下，战斗机的发动机会使用40%~65%的高温合金。高温合金通常分为镍基高温合金和钛合金，镍基高温合金又可分为单晶高温合金和粉末涡轮盘高温合金，钛合金还衍生出一种钛铝间化合物。

其次了解一下高温复合材料。高温复合材料主要有钛基复合材料、陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料和难熔金属硅化物基复合材料等。当加载方向平行于纤维方向时，钛基复合材料的低周疲劳和疲劳裂纹生长性能都要优于高温合金。F119发动机的矢量喷管调节片驱动器的活塞杆，使用的就是钛基复合材料。陶瓷基复合材料能够在1600摄氏度的高温下保持150MPa的强度，密度只有高温合金的三分之一，拥有良好的抗腐蚀性能和耐磨性。碳/碳复合材料的密度只有高温合金的四分之一，在2200摄氏度的高温下仍具有高强度、高模量和高导热性，可用于制造发动机的热端部件。难熔金属硅化物基复合材料的熔点高于2000摄氏度，在1600摄氏度的高温下仍具有良好的热稳定性、抗氧化性和力学性能。

现代化战斗机的发动机，通常使用热障涂层来提高发动机的耐高温和抗腐蚀能力。除了上面提到的高温复合材料外，近年来还研究出了高温合金微晶涂层、搪瓷涂层、智能涂层和功能梯度涂层等材料和技术。

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