航空发动机采用减荷措施后,是否影响推力?

这个跟我们国家的投资有关系,20世纪60年代初我国开始研制涡扇6大推力涡扇发动机,根据606所资料统计,20 年研制经费共计只有1.5亿元,平均每年750万元.当研制进入关键阶段,需要高投资强度时,竟然有两年每年只给200万元,以这样投资总额和投资强度来研制先进大型航空动力系统简直是难以置信,但历史事实就是如此.
在上世纪90年代以前,我们给航空工业的整个儿投入,尚不及我们对越南援助的1/10,不及给朝鲜援助的零头,甚至不及给阿尔巴尼亚的援助!而同一时期,我国引进斯贝MK202发动机进行仿制,却花费了13亿元人民币.
你认为我们这样能造出好的发动机吗?

不是单一的部件就能达到想要的效果的,燃烧室设计得再好、与压气机不匹配也是白搭.想以环保为前提的喷气式航空发动机,在设计之初就要有包线、从启动之初到最高功率都尽可能让压气机输送合适、稳定气流进入燃烧室,与燃料完全混合并燃烧.而燃烧室就是把高速高压气流减速、形成燃烧区、而燃烧区里又有分富油区和贫油区、比较复杂.字符有限,总之相对来说能帮助完全燃烧的燃烧室是最环保的.
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两种分类方法：1,收敛和收敛扩张；2,喷口面积可调和不可调.
不可调节的收敛形尾喷管（固定喷口的亚声速尾喷管）：结构最简单,重量最轻,广泛应用于亚声速及低超声速飞机上的不带加力燃烧室的涡喷发动机,及涡轮后燃气焓降较小的涡桨和涡扇发动机.（如WP5甲的尾喷管）
可调节的收敛形尾喷管：能使发动机在各种工况下都获得良好的性能,带加力的发动机必须采用可调节的尾喷管,保证在家里状态下相应地加大喷口.有的发动机通过改变喷口面积来改变工况.其主要类型有：多鱼鳞片式,双鱼鳞片式,移动尾椎体式,气动调节式.（鱼鳞片又叫调节片,多鱼鳞片式参考WP6,WP7）
可调节的收敛扩张形尾喷管：超声速飞机用（无论有无加力）,其燃气的膨胀比很大,用此型尾喷管减小燃气不完全膨胀的推力损失.有移动尾椎体式和多调节片式等.（如AL-31f）
超声速飞机还用过引射式尾喷管,用引气气流调节主流的膨胀比.
以上尾喷管是直流式的,燃气向后排出.
还有偏转燃气流的,如“飞马”发动机,带有折流板,用于短距/垂直起降,类似的还有F-135发动机,3轴承旋转喷管,用于STOVL.
除此之外,还有用于减速,缩短降落时的滑跑距离,或飞行中机动,减速的反推力装置,主要是将燃气流偏转向前方,产生反推力.有蛤壳形门式,戽斗式门,外涵反推装置.

冲量等于动量的变化量,你求出了冲量也就可以间接的求出力来.集体的,你去查下资料
.谢谢

1千克力=9.81牛顿
1牛顿=0.102千克力
1000牛顿=102千克力
G=mg
m=G/g=1000牛/（9.8牛/千克）=102千克=102公斤

内部.因为内部的优点明显.热传递有三种:热传导热对流热辐射.内部的结构可以形成气膜.尽量让热气流与尾喷管不直接接触.对降低红外和材料寿命有帮忙.而且结构简单.
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Gp7270推力311千牛重量6712公斤推重比4•73耗油率不知道我有时间再查,资料太乱.刚查到Sfc是1.4%数看来有点小,但我的资料就是.1.4%*311/9.8=0.444

唉,这些东西确实是很难的,我现在也有很多东西都不懂得.气体在压气机动子中被动做功,往气体中加功,总焓上升,所以,尽管是亚声速扩张通道但是速度却增大,这样说可以理解么?在压气机静子中就和亚声速喷管中的情况一样了.而在涡轮静子中,总焓不变化,和渐缩喷管是一种情形了,可以和压气机整流叶片一起记忆.总结来说,就是考虑主动被动的问题,也就是加功,无功,做功三种情况了,
关于第二个问题以后学习进气道原理和发动机构造时会有讲到,有一种结构是可变喉道的,就是为了解决这个问题.不过喷管中的喉道一般是不会变的,因为内流相比于外流的变化是很小的.考虑到发动机的外部运行环境随高度,速度等变化起伏较大,一般在宽马赫数范围时会采用喉道可变进气道.我就知道这些了,

这个问题要分两个方面看
结构方面：
裂纹,烧穿
燃烧方面：
油气混合不均,油气比例不正常,燃烧不充分等
对于不同的故障有不同的原因.要分别对待,逐个分析.
希望能帮你~