**F135发动机再创历史:发动机增推有多难
近日,**航空工业巨头普拉特·惠特尼公司宣布,为F-35战机配套的F135涡扇喷气式发动机增推计划取得了实质性进展。
经过两年的努力,普拉特·惠特尼公司成功实现了第一阶段的目标,将F135涡扇喷气式发动机的最大加力推力由191.27千牛提升至204.12千牛——这是世界航空史上第一次出现最大加力推力超越200千牛的战斗机用涡扇喷气式发动机,具有里程碑式的意义。
展开全部更为惊人的是,普拉特·惠特尼公司的第二阶段目标,其计划在204.12千牛的基础上继续增推5~6%。
以增推6%计算,F135涡扇发动机的第二阶段改进将达到216.37千牛的最大加力推力。
而普拉特·惠特尼公司的终极目标则更为远大,那便是在F135涡扇发动机不断改进的基础之上,为将来的**空**的下一代战斗机(或者更为准确的称为“空中作战系统”)研制真正具有划时代意义的第五代**用喷气式发动机。
航发增推到底有多难与战后喷气式战斗机的发展历程一样,战斗机用喷气式发动机的发展也经历了四个阶段(国标四代划分法)。
从早期的第一代喷气式发动机J57、AL-7F到第二代J79、J85、M53和R29,到第三代F100、F110、AL-31F、RD33以及EJ200、M88,再到目前最先进的F119、F135等型号,可以说无论每一代的技术标准和特征如何变化,增加推力都是一个亘古不变的主题。
增加喷气式发动机推力的基本原则,就是尽可能增大单位时间内发动机的进气流量、更好地利用燃料燃烧后产生的热量,并对发动机各个部分进行更为有效地控制。
从这三个方面出发,那么就产生了增加喷气式发动机推力的三个基本途径。
首先,需要增加发动机进口圆截面的直径,进而增加发动机进口面积。
发动机进口面积越大,单位时间内吸入的空气也就越多,产生的推力自然也就越大。
而对于目前世界各国先进战斗机普遍采用的涡扇喷气式发动机来说,涵道比也在一定程度上决定了单位推力(发动机推力与进气流量质量的比值)的大小。
为了尽可能提高单位推力,就要降低涵道比,从而增加风扇压比。
此外,增加风扇与压气机的总压比和每一级的压比,也有利于增加发动机推力。
其次,在燃料热能利用率上,一方面要尽可能提升涡轮进口温度,另一方面则要对燃烧室以及加力燃烧室的结构设计进行改进,优化喷油系统的设计,等等。
再者,喷气式发动机控制系统也要进行不断地升级和改进——从最初的机械液压式到模拟式电子控制系统,再到目前最先进的由计算机负责的全权限多通道数字式电子控制系统,其效率已经呈几何数量级的提高。
虽然方法和原理都是通行的,但是当喷气式发动机发展到第三代以及第四代时,增推技术已经是越来越难以攻关了。
事实上,喷气式发动机增推技术除了结构设计的优化以外,更多的则是依靠新制造加工工艺以及新材料的出现才能有所突破。
其中,最为典型的当属涡轮盘以及叶片材料、加工工艺的难关。
**F-135发动机增推的实现,与其在基础科学与研究领域长时间的积累紧密相关。
提升涡轮进口温度是增加喷气式发动机推力最为直接和有效的办法,比如第三代喷气式发动机M88的涡轮进口温度已经达到1850K,而第四代喷气式发动机F119的涡轮进口温度更是高达1973K。
这么高的温度实际上已经达到了当今涡轮盘以及叶片所用的耐高温材料的极限。
未来,第五代喷气式发动机的涡轮进口温度预计将突破2000K大关。
如果无法研制出能够达到这一要求的耐高温材料,那么第五代喷气式发动机也只能是一个空谈。
目前,世界上正在研究和使用的喷气式发动机耐高温材料包括高温合金、钛合金、金属间化合物、难熔金属材料、金属陶瓷材料和复合材料等。
这些耐高温材料的各种元素配比组成、制作工艺以及成本、耐用性和可靠性等等,都需要长时间以及大量人力、物力和财力的攻关试验。
而且,试制出成品器件之后,还要安装在喷气式发动机上进行长时间的考核试车,考察其性能。
如果一个国家的航空工业没有及其强大的技术储备、人才队伍、配套试验设施以及雄厚的财力支撑,很难想象能够突破这一难关。
而当今世界上真正具备这一实力的,也只有**。
其他几个航空工业大国,如俄罗斯、**、英国和法国等,都存在或多或少的短板和软肋。
反映在型号研制上,便是上述这几个国家的航空工业还徘徊在第三代喷气式发动机并努力向第四代迈进的时候,**已经在第四代喷气式发动机改进上取得了极为傲人的突破性进展,并且正在从容不迫地将发展重心转移到第五代上。
可以说,虽然**和俄罗斯已经研制成功与F-22A同一代的歼-20和苏-57重型隐身战斗机,但是这两个国家在喷气式发动机方面与**的代差不仅没有缩短,反而在以更快的速度扩大。
这一点是我们在为歼-20的研制成功和服役欢呼的同时,应当清醒地认识到的残酷的事实。
航发增推意义何在除了增加喷气式发动机的最大推力这一主要目标,其实增推技术还包括了很多更为广泛的内容,比如减小喷气式发动机的尺寸和重量、降低各种推力状态下的耗油率、延长发动机全周期使用寿命以及提高发动机工作可靠性等诸多方面。
这一点是很好理解的,如果喷气式发动机在增加推力的同时,...
**F135发动机再创历史:发动机增推有多
**航空工业巨头普拉特·惠特尼公司宣布,为F-35战机配套的F135涡扇喷气式发动机增推计划取得了实质性进展。
经过两年的努力,普拉特·惠特尼公司成功实现了第一阶段的目标,将F135涡扇喷气式发动机的最大加力推力由191.27千牛提升至204.12千牛——这是世界航空史上第一次出现最大加力推力超越200千牛的战斗机用涡扇喷气式发动机,具有里程碑式的意义。
更为惊人的是,普拉特·惠特尼公司的第二阶段目标,其计划在204.12千牛的基础上继续增推5~6%。
以增推6%计算,F135涡扇发动机的第二阶段改进将达到216.37千牛的最大加力推力。
而普拉特·惠特尼公司的终极目标则更为远大,那便是在F135涡扇发动机不断改进的基础之上,为将来的**空**的下一代战斗机(或者更为准确的称为“空中作战系统”)研制真正具有划时代意义的第五代**用喷气式发动机。
航发增推到底有多难与战后喷气式战斗机的发展历程一样,战斗机用喷气式发动机的发展也经历了四个阶段(国标四代划分法)。
从早期的第一代喷气式发动机J57、AL-7F到第二代J79、J85、M53和R29,到第三代F100、F110、AL-31F、RD33以及EJ200、M88,再到目前最先进的F119、F135等型号,可以说无论每一代的技术标准和特征如何变化,增加推力都是一个亘古不变的主题。
增加喷气式发动机推力的基本原则,就是尽可能增大单位时间内发动机的进气流量、更好地利用燃料燃烧后产生的热量,并对发动机各个部分进行更为有效地控制。
从这三个方面出发,那么就产生了增加喷气式发动机推力的三个基本途径。
首先,需要增加发动机进口圆截面的直径,进而增加发动机进口面积。
发动机进口面积越大,单位时间内吸入的空气也就越多,产生的推力自然也就越大。
而对于目前世界各国先进战斗机普遍采用的涡扇喷气式发动机来说,涵道比也在一定程度上决定了单位推力(发动机推力与进气流量质量的比值)的大小。
为了尽可能提高单位推力,就要降低涵道比,从而增加风扇压比。
此外,增加风扇与压气机的总压比和每一级的压比,也有利于增加发动机推力。
其次,在燃料热能利用率上,一方面要尽可能提升涡轮进口温度,另一方面则要对燃烧室以及加力燃烧室的结构设计进行改进,优化喷油系统的设计,等等。
再者,喷气式发动机控制系统也要进行不断地升级和改进——从最初的机械液压式到模拟式电子控制系统,再到目前最先进的由计算机负责的全权限多通道数字式电子控制系统,其效率已经呈几何数量级的提高。
虽然方法和原理都是通行的,但是当喷气式发动机发展到第三代以及第四代时,增推技术已经是越来越难以攻关了。
事实上,喷气式发动机增推技术除了结构设计的优化以外,更多的则是依靠新制造加工工艺以及新材料的出现才能有所突破。
其中,最为典型的当属涡轮盘以及叶片材料、加工工艺的难关。
**F-135发动机增推的实现,与其在基础科学与研究领域长时间的积累紧密相关。
提升涡轮进口温度是增加喷气式发动机推力最为直接和有效的办法,比如第三代喷气式发动机M88的涡轮进口温度已经达到1850K,而第四代喷气式发动机F119的涡轮进口温度更是高达1973K。
这么高的温度实际上已经达到了当今涡轮盘以及叶片所用的耐高温材料的极限。
未来,第五代喷气式发动机的涡轮进口温度预计将突破2000K大关。
如果无法研制出能够达到这一要求的耐高温材料,那么第五代喷气式发动机也只能是一个空谈。
目前,世界上正在研究和使用的喷气式发动机耐高温材料包括高温合金、钛合金、金属间化合物、难熔金属材料、金属陶瓷材料和复合材料等。
这些耐高温材料的各种元素配比组成、制作工艺以及成本、耐用性和可靠性等等,都需要长时间以及大量人力、物力和财力的攻关试验。
而且,试制出成品器件之后,还要安装在喷气式发动机上进行长时间的考核试车,考察其性能。
如果一个国家的航空工业没有及其强大的技术储备、人才队伍、配套试验设施以及雄厚的财力支撑,很难想象能够突破这一难关。
而当今世界上真正具备这一实力的,也只有**。
其他几个航空工业大国,如俄罗斯、**、英国和法国等,都存在或多或少的短板和软肋。
反映在型号研制上,便是上述这几个国家的航空工业还徘徊在第三代喷气式发动机并努力向第四代迈进的时候,**已经在第四代喷气式发动机改进上取得了极为傲人的突破性进展,并且正在从容不迫地将发展重心转移到第五代上。
可以说,虽然**和俄罗斯已经研制成功与F-22A同一代的歼-20和苏-57重型隐身战斗机,但是这两个国家在喷气式发动机方面与**的代差不仅没有缩短,反而在以更快的速度扩大。
这一点是我们在为歼-20的研制成功和服役欢呼的同时,应当清醒地认识到的残酷的事实。
航发增推意义何在除了增加喷气式发动机的最大推力这一主要目标,其实增推技术还包括了很多更为广泛的内容,比如减小喷气式发动机的尺寸和重量、降低各种推力状态下的耗油率、延长发动机全周期使用寿命以及提高发动机工作可靠性等诸多方面。
这一点是很好理解的,如果喷气式发动机在增加推力的同时,全重也大大增加...
歼20的发动机是国产还是进口
国产的,叫做涡扇--10A{WS10A},又名太行。
太行发动机也叫涡扇10系列发动机,由**航空研究院606所研制。
涡扇10A随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验,2004年随歼十正式生产定型,2005年随机大批量入役。
因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马,与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马,令人扼腕,而此时**在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。
面对**航空界的严峻局面,国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机,这就是涡扇10系列发动机。
战斗机发动机俄罗斯的好还是**的好
多了去了。
最著名的就是两款现役的中推,**通用电气的F404系列,用于F18A和F18C,瑞典的JAS39也用F404。
为了适应增大的F18E的需要,又在F404基础上改进成了F414,加力推力10吨,增推型号可以达到12吨推力,不仅性能优异,而且长期使用证明可靠性非常好,性价比高。
另一款就是英国罗尔斯罗伊斯公司的EJ200,推重比超过10的发动机,也是唯一能在推重比上媲美**发动机的产品。
增推发动机让**F35战斗力暴增,我们的歼20能否
F22战斗机F35战斗机是**研制的第二款第五代隐身战斗机,也是世界上服役的第二款第五代战斗机。
虽然是**的第二款五代机战机,但是F35的重要性远远大于F22战斗机。
F22战斗机是**的第一款也是世界的第一款五代隐身战斗机,作为双发重型的战斗机,F22具有很多F35不能比拟的优势,毕竟F35只是一款单发中型战斗机。
但是F22只有185架在服役,以后也不会在继续生产,而F35的订单计划是2443架,所以F35对于美**更重要。
F35A战斗机F35战斗机从诞生之日起就被多方质疑,比如质疑:1,三机同型,设计上有众多取舍,导致战斗力不佳,人们认为为了能让垂直型的采用相同的气动布局,所以F35在总体设计上做了很大的牺牲。
2,技术不成熟,很多设计缺陷,而且难以解决,因此测试中各种故障不断。
3,兼顾对地,所以空战并不专业,特别是最高速度只有1.8马赫,令人感到可笑,那肥硕的身体肯定机动性也好不到哪里去。
总之,人人评论起F35都是战机专家,只要往坏里说就能圈粉无数。
甚至关于F35要下马的传说更是持续了好几年,即使已经服役上百架的时候这种传闻也是此起彼伏。
F35C战斗机F35曾经在测试中输给了F16,人们很兴奋,因为自己的臆断得到了验证。
事实上输的那架F35是AF-2测试机并非战斗型,软件是最初版本的,没有各种先进的感知系统,过载被限制,攻角被限制。
当然了,这次测试的结果也表明F35在能量恢复上的确不如F16,F16是全球著名的能量机动战斗机。
F16战斗机在后来的红旗**演中,F35面对三代机以145:7的战损比大获全胜,而且损失的7架,还是执行OCA/SEAD环节中损失的,并且多次成功对地攻击任务,可谓是令那些不信任肥电的人大跌眼镜。
在随后的巴黎航展上,F35又高调的秀了一把机动表演,做出了很多只有矢量战机才做的的失速机动,令人眼前一亮。
F135发动机F135发动机但是能量恢复较差的问题也是确实存在的问题,也是最难解决的问题,也确实一直制约着F35。
近日**的普惠公司宣布,F35战斗机的F135发动机增推成功,单台发动机的推力已经达到了20.4吨。
是目前苏57战斗机正在使用的117S发动机推力的1.44倍。
由于整机推重比的提高,战机的能量机动能力也得到了相应的提高,F35战机性能也更加完善。
F35B使用的发动机和升力风扇因此,我国也必须加大WS15的研发力度了,否则将会再次被**拉开差距。
...
**最先进战斗机发动机是什么?他的推力多大属于第几代发动机?...
如果是说已经成功应用的就是涡扇-10(所谓的太行发动机)和**等国家一样都是属于涡轮风扇发动机,与外国发动机相比给你几个数据,太行发动机**用推力85Kn,加力推力135kn,目前已经装备歼11和部分歼10,俄制Al-31**用推力75kn,加力推力122kn,**F100(229型)**用推力76kn,最大推力130kn,这三款发动机都是第三代发动机,目前世界上性能最好的发动机是美制F-35使用的F135第五代涡扇发动机,**用推力125kn,加力推力191kn,如果是推重比的话分别是,F100:7.8-8.0,太行发动机:7.5-8.0,Al-31:6.8-7.0,其实论推力**发动机并不差,但是可靠性问题很大,当初歼十就是因为太行发动机在空中频繁出问题导致大面积趴窝的,发动机如果一味的追求性能很容易出这些问题,比如早期F-15A的F100(100型)因为过度追求性能导致称为“机库女皇”还有**没有自己的发动机,如果如果看具体推力等,其站上输入相应的型号en.m.wikipedia.org/wiki/Shenyang_WS-10
**涡扇19发动机曝光,它到底有多厉害
发动机的研制分为6个阶段:一是突破单项关键技术;二是部件验证;三是核心机;四验证机;五是型号研制;六是使用发展。
以上部分可以推测出下面所列的发动机的进度:(一)目前①WS10:用于歼10、歼11后期动力。
WS10的研制始于1986年当时是考虑为歼10配套的,10A是WS10的核心机。
1980年代从某国引进2台某民用发动机,我国在某国核心机基础上对核心机进行了改进。
1992年10月验证机在086号飞行台上开始试飞,1997年开始型号研制(飞行前试验阶段),2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力,随后开始型号的高空台试验,型号装机首飞是在2001年7月,2002年6月装一台WS10的歼11取得阶段性成果,2002-2003年间型号开始装歼10,2003年12月装两台WS10的歼11A首飞。
WS10于2004年9月开始批量生产,2005年底定型。
WS10有单发和双发两种型号,分别为B型和C型。
WS10的涡轮前温度已从原有的1747K提高到1800K,推重比也由原来的7.5提高到7.8左右,推力也由132KN提高到138KN。
②WP13B2:WP13B2即WP13C,推力为7300KG,与昆仑持平,推重比估计6.0以上,低于昆仑的6.5,WP13FⅢ为其单发型,其具体试飞日期不详,不过我们可以从中航一集团网站对WP13B2的报道中可以推断出大概,1991年正式开始整机研制,1999年该型发动机被列为国家重点型号工程,2002年6月16日开始进行全寿命考核长期试车(而WP13B是在96年4月进行的150小时长期试车,03年定型),估计要到2007年左右定型,其发展型值得期待。
③WS9:用于“飞豹”歼轰机。
英国R&R 公司许可生产的Spey MK 202 发动机,R&R公司已经向汉和总编辑PKF证实他们正在帮助**改良Spey MK202,“斯贝”的改良工作已顺利完成。
④昆仑:用于歼8换发的涡喷发动机。
昆仑的研制应用了斯贝MK202的技术,其高压压气机段即参考斯贝MK202。
昆仑的加力推力为7300千克,不加力推力为5165千克,加力耗油率为0.202,不加力耗油率为0.10,推比6.5。
2002年昆仑2的加力推力为7800千克,现已提高到加力8010千克,最大5780千克,推重比7.22。
发展型昆仑3加力为8930千克,推重比8.05。
现新昆仑涡喷发动机(昆仑2)已装在J-8F上。
⑤关于推比八的中推:第一阶段:1980-1983年,1980年,高推预研在经过了充分论证的基础上正式开题,以定向基础研究为主,开展单项课题研究,进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究;第二阶段:1983-1989年,以先进部件关键技术为主,重点围绕三大高压部件及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究;第三阶段:1989-1992年,进行三大高压部件全尺寸试验件的设计和试验研究;第四阶段:1991-1994年1月,进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究。
其后,在“八五”期间,我国自行研制的推重比8一级核心机已完成地面和高空性能试验;“九五”期间完成了推重比8一级的验证机设计;“十五”期间对推重比8一级发动机的风扇和低压涡轮进行了改进,为在核心机基础上进行发动机派生发展提供了技术储备。
⑥WS13泰山:用于FC-1“枭龙“、FBC-1”飞豹“后期动力。
WS13是在RD33的基础上结合推比八的中推的技术而研制的,长4.14米,最大外直径1.02米交付使用质量1135千克,发动机加力推力86.37千克,加力耗油率为2.02,不加力推力为56.75KN,不加力耗油率为0.73,巡航推力51.2KN,巡航耗油率0.65,进气量80kg/s,涵道比0.57总压比23,大修间隔810H,涡轮进气口温度1650K,寿命2100H,推重比7.8,2004年1月点火,预计 2006年定型。
⑦推力矢量喷管:推力矢量喷管是在2002年初上的606所的试车台,估计在WS10,2005年定型后装上歼11首飞。
⑧权限数控系统:我国的全权限数控系统是在2002年下半年装机首飞的,首飞所装发动机型号估计为WP13,2003年初装上WS10,2003年底第一套上天试飞的发动机全权限数字控制系统演示验证通过验收。
(二)未来①推比九:在推重比10的发动机出现以前,我们可能要用现有发动机发展型推重比9来代替,它们分别是WS10的发展型WS10D与WS13的发展型组成。
WS10D的推力估计可达到155KN以上,WS13的发展型估计可达到接近100KN(参照RD333和F414及F110和F100的发展型)②推比十:我们同时也在发展推比10的发动机,进程如下:“九五”期间度过部件验证阶段,推出三大高压部件,“十五”期间进入核心机研制阶段,其型号分别是624所的CJ2000(中推)与606所的大推,情况如下:中推CJ2000:用于四代战机。
“十五”期间624所的CJ2000率先进入核心机研制阶段,CJ2000是以俄罗斯的P2000为参考研制的。
乐观的话预计CJ2000在2015年可定型(5年核心机,5年验证机,5年型号),CJ2000的基本加力推力为95KN,可扩展到120KN(参照EJ200)。
可能代号为WS14。
推比十的大推606所大推在2004年完成核心机设计发图,大推则要到2018年定型(5年核心机,5年验证机,5年型号),大推的基本加力推力为175KN,可扩展到195KN以上,可能代号为WS15。
(三)总结现...
有没有**战斗机用国产发动机?
国产**用航空发动机WJ6:(南方动力产,Y8用)WZ8:(南方动力产,Z9用)WZ9:(南方动力产,Z8用)WP13:(贵州黎阳产)估计被昆仑所取代。
WP14(昆仑):(沈阳黎明产,J8F/H、J7G、JL9用)昆仑的研制应用了斯贝MK202的高压压气机技术,昆仑的加力推力为7300KG,不加力推力为5165KG,加力耗油率为0.202,不加力耗油率为0.10,推比6.5。
2002年昆仑2的加力推力为7800KG,现已提高到加力8010KG,最大5780KG,推重比7.22。
发展型昆仑3加力为8930KG推重比8.05。
WS9(秦岭):(西安红旗产,JH7A用)WS10:(沈阳黎明产,J11A、J10A用)WS10的研制始于86年,当时是考虑为歼10配套的,在某国发动机基础上对核心机进行改进。
92年10月验证机在086号飞行台上开始试验,97年开始型号研制(飞行前试验阶段),00年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力,随后开始型号的高空台试验,型号装机首飞是在01年7月,02年6月装一台WS10的苏27取得阶段性成果,03年12月装两台WS10A的歼11A首飞,03-04年间WS10A开始试装歼10A,WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1747K提高到1800K,推重比也由原来的7.5提高到7.8左右,推力也由132KN提高到138KN,04年9月开始批量生产。
发展型WS10D推力估计可达到155KN以上。
WS11:(南方动力产,K8/JL8用)WS12:(?,L15/JL10用)WS13(天山):(贵州黎阳产,FC-1、双发J10用)WS13是在RD33的基础上结合推比八的中推技术而研制的,长4.14米,最大外直径1.02米,交付使用质量1135KG,发动机加力推力86.37KN,加力耗油率为2.02,不加力推力为56.75KN不加力耗油率为0.73,巡航推力51.2KN,巡航耗油率0.65,进气量80KG/S,涵道比0.57,总压比23,大修间隔810H,涡轮进气口温度1650K,寿命2100H,推重比7.8,2004年1月点火,预计2005年8月定型。
WS13的发展型估计可达到接近100KN。
WS14(CJ2000新中推):十五期间624所的CJ2000率先进入核心机研制阶段,CJ2000是以俄罗斯的P2000为参考研制的。
乐观的话预计CJ2000在2015年可定型(5年核心机,五年验证机,五年型号),CJ2000的基本加力推力为95KN,可扩展到120KN(参照EJ200)。
可能代号--WS14WS15(新高推):606所大推在2003年完成核心机设计发图,大推则要到2018年定型(5年核心机,五年验证机,五年型号),大推的基本加力推力为175KN,可扩展到195KN以上。
可能代号--WS15---国产主要机载雷达SY80:(J7用)JL10A:(J8D用)JL15:(J8F/H用)1472:(南京14所产,JH7A用)1473:(南京14所产,J10A用)1474:(南京14所产,J11A用)1478(相控阵):(南京14所产,Y8平衡木中预用)1479(相控阵):(南京14所产,A50大预用)我来解释几个名词缩写:WS 涡轮风扇发动机(主流喷气发动机)WP 涡轮喷气发动机(最老的喷气机)WZ 涡轮轴瓦发动机(直升机用)WJ 涡轮螺旋桨发动机(大中型运输机用,低成本再补充一下,ws10也叫做太行,其实是国产化的AL31,和WS13天山是国产化的RD33/93一样,类似于对应**的F110和F404~
飞机发动机的反推是怎么实现的?最好有图来说明,谢谢!
展开全部 对于螺旋桨发动机来说,是用将螺旋桨的迎角变成负数(此时螺旋桨产生的是向前的反推力)。
对于喷气发动机来说一般再喷口的两侧发动机罩是活的两侧包皮的前端向外敞开同时包皮的后端绕过喷口向内收缩后退直至合并,此时喷口喷出的燃气便被包皮导向前方的两侧喷出,以此产生反推力达到反喷效果。
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