現代的軸流式渦輪發動機，氣流在抵達第一級壓縮器葉片的速度通常限制在
0.5Mach 以下，超過這個數字就很容易造成壓縮器葉片失速，所以說當飛機
飛行超過 0.5Mach 的時候，就要設計能使氣流減速的進氣道，因為 ASCII
不太好打公式，所以我這魯蛇要借用 NASA 的教材：
http://ppt.cc/8D8l
在分析發動機進氣道效率的時候，我們看的是總溫（Totel Temp.），這個
總溫公式與空氣流速有關，降速時候會升溫，但進氣道總溫比值是等於 1
的：
Tt2 / Tt0 = 1
t2 是壓縮器第一級葉片前
t1 是進氣道口
t0 是進氣道前的氣流
通常我們直接算 t0~t2

感謝說明!那麼F-22的音速巡航會是發動機熱段的材料開發才能讓F-22在不開後燃器的情況下達到音速巡航囉?!

是這樣沒錯。F-22雖然也是沿用F100核心，但是因為材料技術進步大幅提升了燃燒溫度，所以才能 super cruise（其實Eagle 也行，但條件比較嚴苛就是了，而且比較耗油。

感謝說明如果製造發動機熱段的材料是使用元素週期表中熔點最高的金屬去製造發動機熱段呢?!像是鎢這種高耐熱的金屬...

熱段材料，尤其是第一級渦輪，除了要耐超高溫之外，還要有足夠強度和變形控制力，也要能夠生產易於加工。目前熱段材料仍然以鈦合金爲主，因為能滿足上面所列條件，至於配方，大概都是國家機密級的東西吧。

你的V是體積不是速度,冷段壓縮機是壓力up體積down