你貼的這個是在說明進氣道效率的東西,
Intake不會對氣流加溫所以Tt2/Tt1=1
看起來跟你說的改變氣流流速並無相關.
舉例:
SR-71的引擎會針對不同的速度(Mach)再進氣道的地方做改變
但功能不是為了減速.
進氣道效率在Mach<1的情況氣流狀況很穩定所以會是Pt2/Pt1很單純.
可是在Mach>1的情況之下,
因為超音速的氣流會在接觸到發動機的進氣前緣產生震波進而改變壓力,
所以整個進氣道效率會改變
跟你下面所提到的流速拉溫度拉比較沒有太大的關係.
試想一下發動機簡單的自由體圖大概就是我噴出去的氣體比進來的快,
那為何我要在進氣端的地方對氣體做大幅減速的情況呢?
這樣我的發動機效率不就很差.
簡單來說進氣道不會對氣流刻意作減速的動作,
有的就是去設計在高速氣流M>1的狀況震波產生的位置.
所以好的Diffuser跟Nozzle可以帶引擎上天堂.
這邊回原原po
飛機的巡航速度基本上跟他使用的引擎還有氣動力設計是有關係沒錯,
不過主要還是取決於他的引擎使用種類.
不同的引擎會有不同的最有效巡航模式.
TurboProp. M<0.4(有點忘了但速度不快)
TurboFan M<0.8(這就是為何民航機不飛超音速)
TurboJet M<3.5(現在最快好像還是SR-71)
RAMJET M>3.5
你說的先增壓的概念我猜就類似RAMJET,
先將本體加速,然後透過進氣道的震波設計升壓並且直接送進燃燒室.
以上是好幾年前修過噴射推進跟氣體動力學的印象,
如果有更了解的人可以幫忙補充跟改進.
※ 引述《elguapo (El Guapo)》之銘言：
: 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：
:

: 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
: