davedu01 worte:
渦槳發動機，其槳葉本...(恕刪)
這都不是引擎本身的特性
螺槳推力方向本來就垂直於螺槳，至於引擎方向就看集成齒輪箱怎樣設計
噴射引擎藉向量噴嘴改變推力方向而非本體特性
你把問題複雜化了
換個角度，渦輪軸引擎用在坦克上就沒有推力向量的問題
因為輸出的是軸旋轉的扭力、馬力，外部齒輪箱怎樣擺隨設計人員發揮
TW Energy worte:
高旁通比的渦輪扇就是最好的說明，葉片面積切開空氣的時候帶來的壓力差才是主要的升力/推力的來源。
你見過哪架裝備向量噴嘴又用高旁通比？
你宣稱“渦輪發動機的主要推力是來自葉片兩側的壓力差距”，這才是你錯誤的關鍵
如果我主要使用螺旋槳的壓力差來推動軍機，那這台就是渦軸渦槳發動機
而戰鬥機本身旁通比就很小，如何使得螺旋槳壓力差為主要動力？而且不要搞錯的是，但凡“旁通”的氣流，依舊是可以通過矢量噴嘴來控制推力方向
F35B如果主要推力來自前方，那試問如何做到力矩平衡？看圖便知前後推力必須相當。注意尾部噴口就是你所稱的“廢氣”可沒有獲得你口中的螺旋槳壓力差。
據我所看到的資料，尾噴口提供80.1 KN推力，升力風扇提供89.0 KN推力，兩個翼下小噴口各提供8.67 KN推力，合計186 KN。
x-32 就是用類似av8的原理去做設計 可以去比較一下
向量噴嘴早期會減損推力 是f-15 S/MTD時候的事
到f-22時 就沒這問題 是因為2d噴嘴 還是向量噴嘴設計問題
這就要問專家了
用高旁通比 就是貨機之類了 也不需要向量噴嘴了吧
Daniel Wen worte:
螺槳推力方向本來就垂直於螺槳
噴射引擎藉向量噴嘴改變推力方向而非本體特性
我來說得詳細一些，噴射引擎控制噴氣“產生”推力（而非改變推力）
下圖為魚鷹飛機，其螺旋槳提供了推力，是因為螺旋槳前後壓力差產生了一個推力，如果我改變螺旋槳的方向，那麼推力方向改變
下圖為火箭的噴射引擎，其推力來源為噴出氣體的反作用力，如果我改變噴出氣體方向，那麼推力方向改變
那麼接下去這是戰鬥機使用的渦輪風扇引擎。
注意這就是TW Energy的核心錯誤：這個巨大的風扇，也能產生強勁的壓力差而使得具有向前的推力，風扇的力為主要部分，風扇方向不變，因此風扇施力不可改變。那麼相比之下，尾部的氣流噴射作用就顯得不太重要了。也就是向量噴嘴無用論的依據。
此錯誤觀點如下圖：
因此TW Energy才會說，使用向量噴嘴，改變了後方噴嘴角度，只能改變少量推力方向（5-10%）
此錯誤觀點如下圖：
儘管渦輪噴射發動機在理論上可以同時使用螺旋槳和噴射這兩種推力，但因為一般情況下這兩個力最終都是提供向前作用力，我們根本無從知曉其真實比重。
但是F35B可以很清楚地看到其真實受力情況：
按照TW Energy所表示的，前方風扇提供向上推力。而中部渦扇發動機上的風扇，則提供向前推力，而最後的尾部噴嘴，只提供少量推力，最終這個飛機就有如下的錯誤產生（必然會傾覆）
而基於基本的力學平衡角度，其受力只能是這樣。至於中部風扇的螺旋槳壓力差效果產生了多少向前推力，我只能說理論上也許如此，但是我們看網上分析資料，沒有見誰標註過。
davedu01 worte:
我來說得詳細一些，噴...(恕刪)
我想樓主可能錯了!!
基本上燃油噴射引擎其實你可以把他想像成一般的汽車燃油引擎, 只是壓縮爆燃後, 以直接噴氣方式產生反推力推動機體前進取得速度, 再由前進速度通機翼氣流取得上升浮力, 這樣就能飛翔!!
燃油噴射引擎大致區分成進氣段, 混合段與爆燃段; 當然壓縮比越高, 空氣根燃料混合後的壓力越大, 爆燃後的壓力也更大, 推力就越大!! 所以汽車有自然進氣與渦輪增壓, 而渦輪增壓又有許多混然比的因素, 所以比較複雜, 但引擎推力與扭力與大排氣量的引擎相當, 所以也相當受歡迎!!
飛機引擎其實也是一樣! 海獵鷹的向量噴嘴是用改變噴嘴方向的方式取得不同向量的推力; 當然這樣的做法, 推力不與燃燒段的輸出方向平行, 是一定會損失動能的; 也因為向量輸出是以部分引擎輸出為代價, 所以飛機的重量分配也容易因引擎輸出的動態變化而不穩定, 所以操控不易!!
樓主講的應該是 F35 把燃燒段都改成與噴嘴同樣可轉變方向, 所以燃燒段的輸出一定是與噴嘴平行, 這樣的設計可以將動能損失減到最低, 並不是沒有, 但也比海獵鷹的向量噴氣 具有更高的穩定輸出與操控能力, 這也是 F35B 設計參考海獵鷹後的偉大工業設計!!
但目前除了 F35B, 其他都只是採用調整噴嘴後面的噴流導流片, 當然效果是不顯著, 更別說垂直起降能力!!
我的看法是這樣!!
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