飞机使用燃烧航空煤油，在高空中氧气稀薄，如何保证有充足动力前行？

先说结论：在高空，由于氧气稀薄，发动机为了维持正常的推力，需要增大单位时间内的进气量来保证；可能有人要说，这不废话吗？的确是废话，但本文的价值，在于揭示飞机和飞机发动机在高空下是如何工作来保证进气量的。办法有两个，一个是增大压气机转速，让空气增压比升高；另一个是飞机本身飞的要快。

由于空气的稀薄程随高度变化，而且是非线性的，在17公里处有一个拐点，过了这个拐点，空气密度将随高度的增加而剧烈变小。所以在高空状态下，飞机要想尽办法来增加进气量，不然就s定了。

空气压强随高度的变化曲线，可见当飞机在17高度时，此时的空气压强只有地面的1/10

我们就以使用最普遍的涡扇发动机来说明，飞机在高空如何保证推力满足要求。涡扇发动机是：风扇-低压压气机-高压压气机-燃烧室-高压涡轮-低压涡轮-加力燃烧室的结构。任何空气来流，都要线先在进气口减速、预压缩，然后通过流经进气道，由涡扇发动机的风扇吸入，并经过低压压气机和高压压气机对空气逐渐增压，最终才会送到燃烧室进行燃烧，在这个过程中，稀薄的空气在近似绝热的条件下被逐渐压缩成高压空气。

以F414-GE-400为例，说明航空涡扇发动机的结构

比如F-15配备的F100涡扇发动机，增压比可达28.5：1，也就是说经过高压压气机后的压缩空气总压将达到发动机进口总压的的28.5倍；F-16配备的F110发动机更是可达到29.9-30.4：1；而民用的GE90X大涵道比甚至达到了十分变态的61：1！能够给空气增压到如此高的程度，涡扇发动机压气机可以说功不可没，压气机也承担了十分恶劣的工况。也正因如此，高压压气机也是除了发动机热端以外第二难设计的部件。

那么压气机工作，本身也要有动力来源，它的动力来源是哪里呢？其实是靠后端燃气涡轮的传动来带动旋转的。一般来说发动机会设置两级涡轮，分别是高压涡轮和低压涡轮。低压涡轮和低压压气机以及风扇通过传动轴连接，高压压气机和高压涡轮通过另一根独立的传动轴传动。这样，压气机可以自由调节转速，使风扇和涡轮都各自工作在最佳状态，满足各种状态下的进气要求，以及避免喘振事故的发生。

美国F-16战隼~

F-16是美国通用动力公司为美空军研制的单发单座轻型战斗机，主要用于空战，也可用于近距空中支援，是美国空军的主力机种之一。

F-16A技术数据

翼展:9.45m

全长:15.09m

高度:5.09m

空重:7,070kg

最大起飞重量:16,057kg

内载燃油量:3,160kg(4,060L)

最大挂载能力:6,800kg

发动机:P&WF100-PW-200型涡轮风扇发动机一具。

发动机推力：11,350kg

最大平飞速度:Mach2.0

最大爬升率:15,240m/min

升限:15,240m(46,250ft)

最大航程:3,890km

电子系统:

火控雷达:WestinghouseAN/APG-66(V)2A

最大搜索距离:185km(100nm)

导航系统:LittonLN-93型激光陀螺仪

电子战系统:

雷达预警系统(RWS):LittonAN/ALR-56M型雷达预警系统

电子对抗系统(ECM):AN/ALE-47红外诱饵、干扰丝撒布器、RaytheonAN/ALQ-184(v)2型电子对抗吊舱

武器系统:

固定武装:GEM61A120mm机关炮

武器挂点:左右翼端各一、翼下各三；机腹挂点一；计九个挂点

F-16C装有一台F-100-PW-200(3)型涡扇发动机，加力状态可达11338公斤。最大时速2120公里，马赫数2.0。最大航程3219公里以上。实用升限15240米以上。

结构特点

F-16战斗机选用了边条翼，空战襟翼、翼身融合体、放宽静稳定度、电传操纵和高过载座舱等新技术来提高飞机的空战性能。F-16的结构材料80.6％是铝合金，7.6％是钢，2.8％是复合材料，1.5％是钛合金，7.5％为其它材料。

F-16在总体布局上采用了随控布局中的“放宽静稳定度”技术。与常规布局相比，机翼向前移动了40.6厘米，从而使气动力中心前移，在速度为0.9马赫时静稳定度略为负值，而在速度为1.2马赫时为8％。飞机靠“增稳系统”自动控制舵面，保持稳定飞行。这样带来的好处是减小了尾翼尺寸，降低了结构重量和阻力，改善了飞机的操纵性，同时提高了机动能力。

机翼。F-16采用悬臂式中单翼，平面几何形状为切角三角形。前缘后掠角40°。展弦比约为3．0，相对厚度约为4％，基本翼型是NACA64A-204。机翼前缘有可随迎角和马赫数的变化而自动偏转以改变机翼弯度的前缘襟翼，使飞机在大迎角时仍保持有效的升力。机翼后缘有全展长的襟副翼，它既可作为一般襟翼来增加升力，又可左右差动进行横向操纵。从翼根前缘沿机身两侧向前延伸的大后掠角边条翼可以控制涡流，提高大迎角时的升力，改善操纵性和稳定性，减小机翼面积。据计算，采用边条翼比按常规布局的机翼减轻重量222千克。机翼内部结构由梁、肋组成，上下敷以整体板蒙皮。

机身。采用半硬壳式结构。外形短粗，采用翼身融合体形式与机翼连接，使机身与机翼圆滑地结合在一起，从而减小了阻力，提高了升阻比，增加了刚度，增加机身容积9％，并使机体减重258千克。

尾翼。全动式平尾，平面几何外形与机翼类似，下反角25°，平尾翼根整流罩后部是开裂式减速板，最大开度60°。立尾较高，安定面大，大迎角时安定性好，可防尾旋，有全展长的方向舵。垂直安定面是多梁多肋铝合金结构，蒙皮是碳纤维复合材料的。垂尾根部整流罩前边的背鳍是玻璃纤维的。平尾由碳纤维复合材料的盖板、铝蜂窝夹芯、钛合金的梁及钢制的前缘组成。腹鳍是普通的铝合金结构。

动力装置。早期F-16装一台普拉特·惠特尼公司的F100-PW-100涡轮风扇发动机，最大推力7400公斤，加力推力11340公斤。从1984年开始，美国空军要求通用动力公司生产的F-16安装通用电气公司的F110-GE-100涡轮风扇发动机，并且要求两种发动机可以相互替换。1991年开始生产的F-16C “布洛克-50”换装了推力为13163公斤的 F-100-PW-229和F110-GE-129发动机．采用固定几何形状的腹部进气道，装有附面层隔板，其位置适合于在0.8-1.0马赫的速度范围内进行空战。采用固定式进气道比采用可调式进气道节约重量180千克。选择腹部进气道是为了在进行机动飞行时，使进气流所受干扰最小，并可避免吸入机炮的烟雾。在座舱后部机身上方有空中加油口。机身下的挂架可挂1136升的副油箱，机翼内侧挂架可挂1400升副油箱。

座舱 F-16A、F-16C的座舱为单人空调座舱。为改善驾驶员视界采用气泡式座舱盖，这种新式的座舱盖可使驾驶员的上半球视野达360°，一侧至另一侧为260°，前后为195°，侧下方为40°，前下方为15°。采用道格拉斯公司的IE-2零一零弹射座椅，能在零高度和0-1100公里／小时的速度范围内安全弹射。座椅向后倾斜30°，并提高脚蹬位置，这可以使驾驶员在短时间的抗过载能力达到8-9G。F-16B、F-16D为串列式双座舱。两个座舱内装有全套操纵装置、显示装置、仪表、电子设备及救生系统，可供训练及作战使用。第二个座舱的布置与F-16A、F-16C的座舱基本相同，具有所有的系统操纵功能。前后座舱用两块透明玻璃板隔开，前后座舱均有良好的视界。