& 牛顿运动定律的综合应用知识点 & “日上午，中国航母舰载...”习题详情
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日上午，中国航母舰载机歼-15成功阻拦式着落在“辽宁舰”甲板上，如图甲所示，随后舰载机通过滑跃式起飞成功，歼-15起飞过程如图乙所示．设起飞跑道主要由长度为L1=160m的水平跑道和长度为L2=20m的倾斜跑道两部分组成，水平跑道与倾斜跑道末端的高度差为h=4.0m，歼-15飞机的质量为m=2.0×104kg，其喷气发动机的推力大小恒为F=1.2×105N，方向与速度方向相同，在运动过程中飞机受到的阻力大小恒为飞机重力的0.1倍，假设航母舰始终处于静止状态，飞机可视为质点且整个过程飞机质量保持不变，倾斜跑道看做斜面，不计拐角处对飞机速度大小的影响（g取10m/s2）（1）求飞机在水平跑道运动的时间；（2）求飞机到达倾斜跑道末端时的速度大小；（3）设歼-15飞机着陆甲板的水平部分，在阻拦索的作用下做匀减速直线运动，滑行50m后速度由50m/s减至零，求此过程飞机对飞行员的作用力是飞行员自身重力的多少倍．
本题难度：一般
题型：解答题&|&来源：网络
分析与解答
习题“日上午，中国航母舰载机歼-15成功阻拦式着落在“辽宁舰”甲板上，如图甲所示，随后舰载机通过滑跃式起飞成功，歼-15起飞过程如图乙所示．设起飞跑道主要由长度为L1=160m的水平跑道和长度为L...”的分析与解答如下所示：
（1）根据牛顿第二定律求出飞机的加速度，结合位移时间时间公式求出飞机在水平跑道上运动的时间．（2）根据速度时间公式求出飞机在倾斜轨道上的初速度，再根据牛顿第二定律求出飞机在倾斜轨道上的加速度，根据速度位移公式求出飞机到达倾斜跑道末端时的速度大小．（3）根据2ax=v2t-v20计算出飞机着陆时的加速度即可．
解：（1）飞机在水平跑道上的加速度：a1=F-fm=1.2×105-0.1×2×104×102×104m/s2=5m/s2．根据L1=12a1t2得，t=√2L1a1=√2×1605=8s．（2）飞机在倾斜跑道上的加速度a2=F-f-mgsinθm=F-f-mgohL2m=3m/s2．飞机进入倾斜跑道时的初速度v1=a1t=5×8m/s=40m/s．根据速度位移公式得，v22-v21=2a2L2解得v2=√v21+2a2L=√402+2×3×20m/s=2√430m/s．（3）根据2ax=v2t-v20，飞机着陆时的加速度：a3=v2-02x=5022×50=25m/s2；与重力加速度的比值：a3g=2510=2.5所以：此过程飞机对飞行员的作用力是飞行员自身重力的2.5倍答：（1）飞机在水平跑道运动的时间为8s．（2）飞机到达倾斜跑道末端时的速度大小为2√430m/s；（3）此过程飞机对飞行员的作用力是飞行员自身重力的2.5倍
本题考查了牛顿第二定律、运动学公式的基本运用，知道加速度是联系力学和运动学的桥梁，按照规范化的步骤解题即可．
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日上午，中国航母舰载机歼-15成功阻拦式着落在“辽宁舰”甲板上，如图甲所示，随后舰载机通过滑跃式起飞成功，歼-15起飞过程如图乙所示．设起飞跑道主要由长度为L1=160m的水平跑道...
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等考点的理解。
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牛顿运动定律的综合应用
与“日上午，中国航母舰载机歼-15成功阻拦式着落在“辽宁舰”甲板上，如图甲所示，随后舰载机通过滑跃式起飞成功，歼-15起飞过程如图乙所示．设起飞跑道主要由长度为L1=160m的水平跑道和长度为L...”相似的题目：
如图甲所示，绷紧的水平传送带始终以恒定速率v1运行．初速度大小为v2的小物块从与传送带等高的光滑水平地面上的A处滑上传送带．若从小物块滑上传送带开始计时，小物块在传送带上运动的v-t图象（以地面为参考系）如图乙所示．已知v2＞v1，则（　　）0～t2时间内，小物块受到的摩擦力方向先向右后向左0～t3时间内，小物块始终受到大小不变的摩擦力作用t2时刻，小物块离A处的距离达到最大t2时刻，小物块相对传送带滑动的距离达到最大
如图所示，一平板车以某一速度&vo=5m/s&匀速行驶，某时刻一货箱（可视为质点）无初速度地放置于平板车上，货箱离车后端的距离为&l=m，货箱放到车上的同时，平板车开始刹车，刹车过程可视为做&a1=3m/s2的匀减速直线运动．已知货箱与平板车之间的摩擦因数为&μ=0.2，g=10m/s2．求：（1）通过计算，判断货箱能否从车后端掉下来（2）如果货箱不能掉下，则最终停止时离车后端的距离&d&是多少（3）如果货箱不能掉下，最后都停止运动，平板车再从静止开始以&a2=4m/s2的加速度匀加速直线运动，经过&3&秒货箱距离车后端多远？已知平板车后端离地面高&1.25m，货箱落地后不动．&&&&
传送带以v1的速度匀速运动，物体以v2的速度滑上传送带，物体速度方向与传送带运行方向相反，如图所示，已知传送带长度为L，物体与传送带之间的动摩擦因素为μ，则以下判断正确的是&&&&当v2、μ、L满足一定条件时，物体可以从A端离开传送带，且物体在传送带上运动的时间与v1无关当v2、μ、L满足一定条件时，物体可以从B端离开传送带，且物体离开传送带时的速度可能大于v1当v2、μ、L满足一定条件时，物体可以从B端离开传送带，且物体离开传送带时的速度可能等于v1当v2、μ、L满足一定条件时，物体可以从B端离开传送带，且物体离开传送带时的速度可能小于v1
“日上午，中国航母舰载...”的最新评论
该知识点好题
1（2009o四川）图示为修建高层建筑常用的塔式起重机．在起重机将质量m=5×103&kg的重物竖直吊起的过程中，重物由静止开始向上作匀加速直线运动，加速度a=0.2m/s2，当起重机输出功率达到其允许的最大值时，保持该功率直到重物做vm=1.02m/s的匀速运动．取g=10m/s2，不计额外功．求：（1）起重机允许输出的最大功率．（2）重物做匀加速运动所经历的时间和起重机在第2秒末的输出功率．
2如图所示．一水平传送装置有轮半径为R=1πm的主动轮Q1和从动轮Q2及传送带等构成．两轮轴心相距8m，轮与传送带不打滑．现用此装置运送一袋面粉（可视为质点），已知这袋面粉与传送带之间的动摩擦因数为μ=0.4，这袋面粉中的面粉可不断地从袋中渗出．（1）当传送带以4m/s的速度匀速运动时，将这袋面粉由左端Q1正上方A点轻放在传送带上后，这袋面粉由A端运送到Q2正上方的B端所用的时间为多少？（2）要想尽快将这袋面粉（初速度为零）由A端送到B端，传送带速度至少多大？（3）由于面粉的渗漏，在运送这袋面粉的过程中会在深色传送带上留下白色的面粉痕迹，这袋面粉（初速度为零）在传送带上留下的面粉痕迹最长能有多长？此时传送带的速度应满足什么条件？
3如图所示．平板车长为L=6m．质量为M=10kg，上表面距离水平地面高为h=1.25m，在水平面上向右做直线运动，A、B是其左右两个端点．某时刻小车速度为vo=7.2rn/s．在此时刻对平板车施加一个方向水平向左的恒力F=50N，与此同时，将一个质量m=l&kg为小球轻放在平板车上的P点（小球可视为质点，放在P点时相对于地面的速度为零）．PB=L3，经过一段时问，小球脱离平板车落到地面．车与地面间的动摩擦因数为0.2，其他摩擦均不计．取g=10m/s2．求：（1）小球从离开平板车开始至落到地面所用的时间；（2）小球从轻放到平板车开始至离开平板车所用的时间；（3）从小球轻放上平板车到落地瞬间，摩擦力对平板车做的功：
该知识点易错题
1（2009o四川）图示为修建高层建筑常用的塔式起重机．在起重机将质量m=5×103&kg的重物竖直吊起的过程中，重物由静止开始向上作匀加速直线运动，加速度a=0.2m/s2，当起重机输出功率达到其允许的最大值时，保持该功率直到重物做vm=1.02m/s的匀速运动．取g=10m/s2，不计额外功．求：（1）起重机允许输出的最大功率．（2）重物做匀加速运动所经历的时间和起重机在第2秒末的输出功率．
2如图所示．一水平传送装置有轮半径为R=1πm的主动轮Q1和从动轮Q2及传送带等构成．两轮轴心相距8m，轮与传送带不打滑．现用此装置运送一袋面粉（可视为质点），已知这袋面粉与传送带之间的动摩擦因数为μ=0.4，这袋面粉中的面粉可不断地从袋中渗出．（1）当传送带以4m/s的速度匀速运动时，将这袋面粉由左端Q1正上方A点轻放在传送带上后，这袋面粉由A端运送到Q2正上方的B端所用的时间为多少？（2）要想尽快将这袋面粉（初速度为零）由A端送到B端，传送带速度至少多大？（3）由于面粉的渗漏，在运送这袋面粉的过程中会在深色传送带上留下白色的面粉痕迹，这袋面粉（初速度为零）在传送带上留下的面粉痕迹最长能有多长？此时传送带的速度应满足什么条件？
3（2011o船营区模拟）如图所示，水平地面上有两块完全相同的木块A、B，水平推力F作用在A上，用FAB代表A、B间的相互作用力，下列说法可能正确的是（　　）
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超音速巡航是否发动机推力越大越好？这是一个错误的误区
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本帖最后由 xkaiser 于
10:12 编辑
超音速巡航是否推力决定一切，这个说法是错误的，为什么目前J20不能超巡，问题不在飞机本身而在发动机
并且不是简单的因为发动机推力大小问题。WS15也不是简单加大推力和推比就可以解决这个问题，反过来说，如果只考虑超巡，把其他问题简单化，以目前的推力大小已经足够。某个角度说，推力和喷流速度对涡扇来说是一个矛盾，前者决定低速机动性和航程，后者决定速度，解决这个矛盾导致了变循环发动机的诞生。
超巡的重点在低压比，涡前温度，喷流温度和速度。特别是涡前温度。
超巡和超音速机动的的要点不在于推力，而在于高空高速，有多少推力余量。
超巡有两种方法，常规涡扇，利用加力，把加力室内残余的余温氧气不惜油料的再次升温，这种做法，米格25干过，不过需要超大的油量，并为做到这个损失其他大量的性能。
真正的超巡，讲求的是超音速巡航时的燃油经济性以及推力余量，不把应该在涡轮前完成的事情交到涡轮后去解决。
见以下资料：
说发动机，先就要明确啥叫发动机推力，很多写发动机，写超巡的，其实压根就搞不清啥叫推力。
先说一个基本的物理学概念，动量守恒定律，如果一个系统不受外力或所受外力的矢量和为零，那么这个系统的总动量保持不变，这个结论叫做动量守恒定律。在现阶段的物理世界里观测到的宏观物体，都是遵守这个定律的，飞机也不例外。
那我们说这个，跟推力有啥关系?关系大了，喷气式发动机的基本原理就是动量守恒，发动机的喷流向后运动，这喷流本身是有速度和重量的，这就产生了一个向后的动量，而跟这个向后动量守恒的就是飞机向前增加的动量，而这个动量就是一般所说的推力了。或者说，推力就等于发动机喷流的动量减去发动机进气的动量。
先搞清楚这个原理了，就知道推力是怎么来的，怎么才能有更大的推力了。无非就是增加喷流的质量，或者增加喷流的速度，又或者两者都增加。比如说涡轮风扇发动机，就是通过外涵道大量吸入空气来增大发动机的进气流量。如果一个喷流，流量是100千克，速度是100米每秒，他的动量是10000，而另外一个喷流，流量是1000，速度是10米每秒，那他的动量同样是10000，这里又牵涉到另外一个概念，叫做能量守恒，发动机向后喷气产生推力，消耗的都是燃料的化学能，而动量公式是P=MV，也就是说动量是跟速度和重量都成正比，而动能则相反，是E=（1/2）Mv^2，也就是动能跟重量成正比，跟速度的平方成正比。这样的话，流量100，速度100的，他的喷流的动能需要有50万焦，而流量1000，速度10的，他的喷流动能就只有5万焦了，只有前者的十分之一，也就是说同样的推力（这里是个简单模型，不考虑飞机运动速度，只算静止台架推力），后者消耗的燃料只有前者的十分之一。
前面说到这是个静止的简单模型，实际上就是没有考虑到飞机进气速度增加的问题，一个发动机，在台架状态，他的进气速度是0，而在2倍音速，他的进气速度则要超过600米，一个发动机如果喷流速度只有600米，那他在2马赫速度下，进气速度和排气速度就相当了，推力就等于0.也就是说，在同等飞行速度下，喷流速度越大的，高速性能越好
上面是解释一些基本概念，只要这些概念搞清楚了，发动机的高速性能其实就很清楚了。
发动机有两个重要参数，一个是涡轮前温度，一个是喷流温度，涡轮前温度和喷流温度的区别，就是喷流从燃烧室出来，经过了涡轮，推动涡轮做功以驱动压气机（包括风扇），然后在喷出喷管之前，如果发动机有外涵道的话，高温高压空气还要跟外涵道出来的低温低压空气混合，热力学就不需要复习了，这些必然都会导致喷流温度低于涡轮前温度。、发动机的高速能力，实际上就取决于喷流温度的高低，喷流温度越高，在同等进气速度下能产生的单位喷流重量推力就越大。而涡轮做功驱动压气机，压气机的增压比越高，涡轮需要输出给压气机的功率也就越大，喷流损耗在涡轮上的功率也就越大。
要提高飞机的高速性能那要求的是什么？就是在同一飞行速度下，喷流的速度越高越好，对应的也就是说，涡轮前温度高，在涡轮部分的消耗小，混入的低温气体少。这也就是为什么说涡轮喷气发动机比涡扇发动机高速性能好的原因了，涡轮发动机的增压比一般都低于15，与涡扇发动机动不动就是超过20，甚至30的比，其涡轮消耗的功率小得多，而其外涵道的低温空气流量小（部分涡轮发动机也有连续放气活门，把一部分空气不经过燃烧室直接排入喷管），使得其在同样的涡轮前温度下，喷流速度远超过涡扇发动机。
比如说经典的高速用涡喷发动机，J58的增压比只有8点几，R15更低，这就是他们实现高速的底气所在，虽然涡轮前温度只有1000摄氏度左右，但是大部分1400摄氏度涡轮前温度的涡扇发动机，他们的喷流经过涡轮做功减速再跟外涵道空气混合后，排气温度都比这些涡喷低得多，这也就是为什么涡喷的高速好的原因了
而加力燃烧室，他的温度一般达到了1800摄氏度级别，后面也没有涡轮来降低喷流速度，这产生的喷流就比发动机本体出来的喷流高得多，所以传统飞机超音速主要就是靠加力燃烧室了。
而高速性能好的涡扇，比如F119，他的涡轮前温度达到了1700摄氏度，而压比跟1399摄氏度的F100基本一样，也就是说他过了涡轮后剩余的排气温度也比F100差不多要高个300摄氏度了，外涵道的涵道比又很小，混合损失也低，所以高速性能远远超过F100这样的典型三代涡扇发动机。
但是，前面过，消耗的能量是基于动能定理的，产生的推力则是基于动量守恒，也就是说喷流速度越快，油耗同比就越高，而且涡轮前温度=燃料燃烧增加的温升+空气本身的温度，增压比越高的发动机他进入燃烧室的空气压缩率越高，也就是说空气温度高，达到同样的涡轮前温度需要燃料提供的能量更少。因此F119这样的发动机，压比低，涵道比低，温度又特别高，所以其油耗基本也达到了涡喷的水平。
从上面我们就能看出来，什么叫高速性能好的发动机？就是喷流速度高的发动机，而喷流速度怎么看？看流量就知道了，就是你的推力/你吸进去空气的流量，这个数值越大的，说明他的喷流速度越大，反之则是越小，比如典型三代的战斗机发动机，空气流量120千克，推力120千牛，而民航发动机，则是流量400千克，推力150千牛，这两者的高速性能就不用对比了，天差地别。
从这里也能看出来，发动机的绝对推力，其实跟高速性能没多大关系，不是说发动机推力大，这飞机就能超巡的。而是要求喷流速度高，或者说单位空气流量的推力大，高速性能才好。所以新一代的军用涡扇发动机，加强高速能力，最终达到F119这样的超巡能力，靠的就是低压比，高温度，小涵道比。把这三条拿去跟发动机对比一下，就知道其能不能实现超巡了。看到什么吹9500发动机推力比RD33大很多，RD33都能超音速，9500装上去就超巡了之类的昏话，你一口浓痰吐他脸上绝对没错的
624所和606所的论文，都反复提到过，飞机要实现超巡，涡轮前温度至少要1500摄氏度以上，就是依靠这个高的涡轮前温度来实现高的喷流速度，为此牺牲油耗也是必须的。YF120之所以牛逼，就在于它亚音速状态是涵道比较大的涡扇，到了高速状态，减少外涵道流量变成了一台漏气涡喷，能同时兼顾高速低速下的航程
军推其实不直接反应高速性能的，而是对于涡扇发动机来说，加力/军推比例，显示了发动机的涵道比而已，涵道比越大的发动机，他做加力带来的台架推力增幅越大，因为他有大量的低温空气进入加力燃烧室，燃油喷进去后能加速的空气量更大。军推占总推力比例越大的，说明他的涵道比小。
对于超巡来说，重要的是在高速状态你还剩多少推力，而不是你台架有多少推力
发动机推力，有个很直观的数据，AL31的安装状态加力推力，是122.4千牛，军推76.2千牛。而8000米，0.9MA状态不加力推力就只有36千牛了，马赫就只有104.5的加力推力，11000米，0.9MA不加力只有24千牛，1.5MA加力只剩下81千牛
综上，实际上，并不是说推力够大，飞机就能够超音速巡航的。因为通常来说，所谓的发动机推力都是台架推力，这个推力是在静止状态下，靠发动机自己自然吸气才能够达到的。随着飞机速度的增加，发动机排气的速度和飞机的飞行速度越来差别越小，所能够提供的推力就会越来越小。同时，由于现有的发动机的工作原理，它必然需要将进入进气道的气流减速至亚音速状态才能够使发动机正常运转，所以这个是进入气流减速的过程也同样会产生较大的阻力。
所以，超音速巡航是一个非常复杂而精密的工程，简单的增加推力是不行的。
顺便补充一下，关于超音速巡航飞机的发动机的资料：R-71黑鸟就是在进气道设计这个这个方面特别优秀。用空军世界上面的资料：
能够让飞机达到三马赫，又必须提供次音速的气流给引擎，对进气道设计而言是必要的。在两个进气口前端各有一个圆锥形、可移动的进气锥，在地面上或次音速飞行下锁定在最前方的位置。自1.6马赫开始，进气锥会逐渐向后移动，最大到26?。原始的进气电脑是类比式的设计，依据皮托管静压测量、俯仰、滚转、偏航、攻角等等的输入资料，算出进气锥所需要的前后移动距离。这么做可以将进气锥尖端产生的震波维持在进气口，使气流减速到1.0马赫的震波为止，之后的次音速气流就可以让引擎使用。这个在进气道内进行震波的捕获称为“启动进气”（starting the inlet）。压缩机前方会因而产生巨大的压力。泄气孔和旁通门设置在进气道和引擎舱内，以维持进气压力，使进气道能持续地“启动”。在3.2马赫巡航下，进气压力的增加估计提供了58%的可用推力，压缩机提供了17%，而后燃器提供了25%，这时几乎就是SR-71的最佳设计点。臭鼬鼠工厂的进气系设计师Ben Rich常说压缩机“使进气活跃著”（pumps to keep the inlets alive
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头像被屏蔽
你贴了这么多有毛用，推力大了更容易做，这多么简单的道理
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超大游击队员
好科普，超巡关键是一要低阻，二要发动机超音速工况推力，一般来说，涵道Bi比越小，高速推力损失越小。
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你贴了这么多有毛用，推力大了更容易做，这多么简单的道理
完全错误的观点，明显对涡扇的机理基本不了解。
你说得太复杂了，简单说就是能不能超巡看的是超音速时的推力而不是台架推力。&
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超巡发动机简单点就是能持续大推力工作，要求核心机散热跟耐高温性能要跟得上，目前有点谱的就MD跟TG了，毛子是春药吃多了，寿命换温度，沦落到公鸡的地步了，英国更惨，多少年都没研发过大发，还有没有这个能力慢慢都让人怀疑了。
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卡车和赛车的区别
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超大游击队员
动量和能量结合理解。还有那个两马赫进气的例子不是很科学，燃烧放热是会做功的，不可能进气速度等于排气速度，两个速度你的参照物不一样来自: Android客户端
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好帖，涨姿势了。
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动量和能量结合理解。还有那个两马赫进气的例子不是很科学，燃烧放热是会做功的，不可能进气速度等于排气速 ...
进气经过减速会产生大量的热，温度温度过高的话，燃料燃烧做工就很少，甚至无法做工。所以降低进气温度是高速飞行器的核心工作
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说了半天原理，说到底就是个涵道比的问题。
一句话，超巡发动机，必须是大军推，小涵道比。比的就是核心机牛逼
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超大游击队员
楼主好文，大家都太只关注多大推力了，没考虑过诸如涵道比，总压比，喷流速度等问题，这些和最大推力一样重要
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超大游击队员
playfish 发表于
进气经过减速会产生大量的热，温度温度过高的话，燃料燃烧做工就很少，甚至无法做工。所以降低进气温度 ...
减速就是加压过程，会升温没错。但高温气体无法做功？？&&这些加压热量无法和燃烧热量相比，如果是受制于涡轮温度可以理解，但可以加大进气流量把温度控制住，还望你把你的观点表述清楚，本人听得有点迷糊
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超大游击队员
playfish 发表于
进气经过减速会产生大量的热，温度温度过高的话，燃料燃烧做工就很少，甚至无法做工。所以降低进气温度 ...
高温无法做功？？&&在当下战斗机飞行的马赫数下进气温度不会超过涡轮工作温度，何来高温无法做功问题。莫非是我想当然，期望解读
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谢谢楼主科普，很学习了些东西~~~
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超大游击队员
楼主先把标题整利索。
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谢谢科普，LZ辛苦
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光化冻鸡推力大还不行啊，化冻鸡自重也是一个问题。。。。
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好科普，原理说的还是比较明白的
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是如此，所以有时会用推力/流量比（单位流量推力）作为衡量一个发动机高速性能好不好的依据。
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也就是说，用WP13改型说不定比用RD93更容易实现超巡？
那还是算了吧，把航程保住更加重要。
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涵道比，涡轮前温度，单位推力，耗油率，压比，明白这几个参数之间的关系，就明白如何不开加力超音速巡航
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超大游击队员
适合超巡的发动机必然是高油耗的
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说了半天原理，说到底就是个涵道比的问题。
一句话，超巡发动机，必须是大军推，小涵道比。比的就是核心机 ...
人家半天白说了，压比，涵道比，涡前温度都要符合要求
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不错的论述,有出处吗?
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减速就是加压过程，会升温没错。但高温气体无法做功？？&&这些加压热量无法和燃烧热量相比，如果是受制于 ...
2ma以上来流减速后，静温可以达到800度以上，涡前温度一般在1800度以下，温差只有不到1000度，这时候做工效率就很低了，如果继续加速到3Ma，效率会继续下降。到4Ma左右，燃烧室入口静温都会达到1800度，这时候燃料燃烧完全无法做工。
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人家半天白说了，压比，涵道比，涡前温度都要符合要求
涵道比低了，驱动风扇的低压涡轮自然可以用低压比。
低涵道比，还要保证低速时的推力就必须提高涡前温度。
这三个问题实际是一个问题。
设计的方向是小涵道比，技术路径是提高涡前温度，突破点在于涡轮叶片的材料和制造工艺。
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貌似和推力，气动外形都有关系
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标题是体育老师教的？错误的误区，是不是就是正确的呢？
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其实核心是压气机效率， 涡轮前温度实在不行还可以靠减寿命来提高
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本帖最后由 波粒二象性 于
18:52 编辑
这几天科普贴都这么吓人呢？推力，或是推重比是衡量发动机最重要的指标。首先推力无疑是越大越好，也是所有研制发动机的第一追求。这里面毫无疑问隐藏着一个前提就是对同一规格的发动机而言，人们在比较发动机推力时也是把重量相近，函道比类似的放在一起，没人会把歼击机大推和民用航发比推力。就好象有人说钱越多越好。你说这句话是误区，为了钱杀人，抢截，贩毒，偷窃，卖肉，走私抓进去就不好了。有必要吗？
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本帖最后由 veritas 于
17:24 编辑
要看在万米高空不开加力还剩多少推力。飞机阻力要小，发动机不行的时候高翼载牺牲其他性能。
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超大游击队员
AT力场 发表于
也就是说，用WP13改型说不定比用RD93更容易实现超巡？
那还是算了吧，把航程保住更加重要。
这个就顾头不顾尾了 低速性能就完了
4代的发动机是两者都要 一个不能少
另外 wp13也是不能满足要求的 只是超音速低级阶段 燃油经济性依然差的远
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超大游击队员
所以那些什么WS15被要求推倒重来以增加近20%推力的传闻完全不可信，只有大幅增加函道比才能增加这么多最大推力，也就是让J20放弃超巡，显然不可能。
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本帖最后由 唐风 于
11:48 编辑
姿势帖，楼主费心了，复制下来慢慢看。
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头像被屏蔽
就目前需要而言越大越好&&直到推力大道机体寿命不允许情况为止
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这个表达和描述欠妥，应该说：超音速巡航取决于发动机的超音速推力。
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好，又学到了知识。
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好，涨姿势了，最好科普的再白话一点。
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超大游击队员
排气温度速度影响热效率和推进效率，总的来说要超巡，油耗是没办法的事。
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