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问 2011年宝马730LI豪华6.5万公里39.5万能入手吗？
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问 在PC机的发展历程中，各代cpu（8086/80286/80386/80486/奔腾/p2/p3/p4)的主要技术特点？
5aa1eace1b49 编者按：任何东西从发展到壮大都会经历一个过程，CPU能够发展到今天这个规模和成就，其中的发展史更是耐人寻味。作为电脑之“芯”的CPU也不例外，本文让我们进入时间不长却风云激荡的CPU发展历程中去。在这个回顾的过程中，我们主要叙述了目前两大CPU巨头――Intel和AMD的产品发展历程，对于其他的CPU公司，例如Cyrix和IDT等，因为其产品我们极少见到，篇幅所限我们就不再累述了。 一、X86时代的CPU CPU的溯源可以一直去到1971年。在那一年，当时还处在发展阶段的INTEL公司推出了世界上台微处理器4004。这不但是个用于计算器的4位微处理器，也是款个人有能力买得起的电脑处理器！4004含有2300个晶体管，功能相当有限，而且速度还很慢，被当时的蓝色巨人IBM以及大部分商业用户不屑一顾，但是它毕竟是划时代的产品，从此以后，INTEL便与微处理器结下了不解之缘。可以这么说，CPU的历史发展历程其实也就是INTEL公司X86系列CPU的发展历程，我们就通过它来展开我们的“CPU历史之旅”。 1978年，Intel公司再次领导潮流，首次生产出16位的微处理器，并命名为i8086，同时还生产出与之相配合的数学协处理器i8087，这两种芯片使用相互兼容的指令集，但在i8087指令集中增加了一些专门用于对数、指数和三角函数等数学计算指令。由于这些指令集应用于i8086和i8087，所以人们也这些指令集统一称之为X86指令集。虽然以后Intel又陆续生产出第二代、第三代等更先进和更快的新型CPU，但都仍然兼容原来的X86指令，而且Intel在后续CPU的命名上沿用了原先的X86序列，直到后来因商标注册问题，才放弃了继续用阿拉伯数字命名。至于在后来发展壮大的其他公司，例如AMD和Cyrix等，在486以前（包括486）的CPU都是按Intel的命名方式为自己的X86系列CPU命名，但到了586时代，市场竞争越来越厉害了，由于商标注册问题，它们已经无法继续使用与Intel的X86系列相同或相似的命名，只好另外为自己的586、686兼容CPU命名了。 1979年，INTEL公司推出了8088芯片，它仍旧是属于16位微处理器，内含29000个晶体管，时钟频率为4.77MHz，地址总线为20位，可使用1MB内存。8088内部数据总线都是16位，外部数
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问 战斗机的涡喷发动机和涡扇发动机有什么区别？哪一种更先进？
匿名用户 涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。 涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。 与涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道），燃烧后从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。所以，涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和
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问 f-18等战斗机超音速飞行时飞机机翼的温度会达到多少度？还有所受的压力又是多少？
4cd6566041b5 飞机在超音速飞行时，由于气动加热和表面摩擦受热使机体结构处在高温环境下。由于材料耐热强度的限制，对于铝合金结构的飞机，最大速度不能超过马赫数2.2～2.5。这时环境温度约为120～150 。高速飞行的飞机机首与气流摩擦生热，据估计达到三倍音速时，温度将达到300度，使普通机体材料无法承受。 飞行器在速度达到5.4马赫左右时达到高超音速，此时局部气流会在飞行器前缘永久滞止，对于需把气流速度降至亚音速后再行燃烧的冲压发动机来说将因进气道压力过大而无法工作。而在超燃冲压发动机中，燃烧是发生在超音速气流中，降低了压力，但同时也带来了新的问题。英国国防评估研究局航空物理学顾问特里．凯恩称，防止超燃冲压发动机进气道“不起动”是一个大问题。另一大需克服的难点是为高超音速飞行而优化的机体，在跨音速区会遇到大大高于普通超音速飞机的波阻，因此需要借助一次性火箭助推器或发射辅助飞行器将其带过这道音障。 现代亚音速飞机的升阻比最大可达15～20，即在空中每支持147～196牛(15～20公斤力)的重力需要付出9.8牛(1公斤力)推力的代价。
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问 对战斗机发动机来说 推比重要还是推力更重要？EJ200比M88先进在那里？
ba6a4933e4bb 推力和推重比不存在矛盾关系，也不存在取舍问题。它们的关系是：推力=推重比×发动机质量×重力加速度。这种关系有点类似于热力学中的强度量和广延量。所谓强度量，凡性质与物质的数量无关的称为强度量，强度量不具有加和性。与强度量相对应的是广延量，数量与强度量的乘积为广延量，广度量具有加和性。典型如密度和质量，我们都知道：质量=密度×体积，这里密度就是强度量，而质量是广延量，体积则是用来衡量密度数量的物理量。同样体积和状态的两份气体混在一起，密度并不会变化，但质量却是两瓶气体相加。类似的，推重比可以看成一种强度量，其只取决于发动机的设计和制造水平，而发动机的推力可以视为一种广延量，在发动机推重比（技术水平）一定的情况下，推力随着发动机尺寸的增加而增加。现实中，推力取决于装机对象（飞机）的需要，需要的单发推力大，那么发动机就要做大些，所谓的大可能反应在各个方面，包括直径，流量等。推力并不能反映发动机的先进性，因为落后的发动机可能做的很大，先进的发动机也可能做的很小。比如上世纪60年代的YJ-93发动机，推力可达14吨，但它是靠巨大的尺寸和重量换来的大推力，其推重比并不高，技术水平只是二代；相比之下，EJ200推力只有9吨左右，但推重比极高，重量非常轻，技术水平是四代。所以推力不能用来衡量发动机技术先进的程度，除非再补上其他参数。相对而言，单位推力比推力更适合用来衡量发动机的性能水平，所谓单位推力，是指单位质量流量空气所产生的推力。单位推力越大，表明发动机在进气流量相同的情况下，可以产生更大的推力，这是衡量发动机做工能力的重要参数。综上所述，要看一个发动机是否先进，主要应该看耗油率、单位推力、推重比，其中前两者主要由设计时确定的热力参数决定，推重比除了跟热力参数、还跟材料和制造技术相关。当然也有一些次要性能指标，比如寿命、可靠性、工作范围、抗畸变能力、喘振裕度等等。顺便说句，单位推力和耗油率在某些情况下是矛盾的，对于涡扇发动机而言，一般来说，涵道比越大，耗油率就越低，但单位推力也越低。EJ200作为航发大拿罗罗的得意作品，在材料、制造加工水平相近的前提下，EJ200各方面性能几乎都比斯奈克玛的M88高不少，其中很重要一点是压气机设计水平。EJ200用更少的压气机级数实现了比M88更高的压比，更少的级数意味着更轻，更高的压比意味着更高的热效率和做工能力，更高的热效率意味着更低的耗油率，更强的做工能力意味着更大的单位推力。可以说，M88性能最大的制约就是压气机，尤其是高压压气机。作为法国人号称的第四代发动机，其高压压气机压比为6.125，这个数甚至低于第三代的F404，本来M88研发时就借鉴了不少F404的技术结果还不如人家高，说明法国当时在压气机设计上功夫还不到家。法国人自知不足，为了提高推力，采用了1850K的涡轮前温度，这是个什么概念，和很多后来的新一代发动机相当，比EJ200整整高了100K，可以说这是其亮点之一了，但也是无奈之举，法国人冶金技术并不比对岸强多少，这么高的涡轮前温度更多是靠压榨温度裕度得到的，代价就是热端部件寿命大幅下降。另外，法国通过在机匣和喷管鱼鳞片上使用复材，为发动机减轻了不少重量，这也是其亮点之一。总体来说，M88是先进制造技术和落后设计水平的产物，但压气机设计的改进是相对容易的，以法国人近年来在发动机水平上的进步，将M88推比提高到四代水平是完全没问题的，不过还得看经费是否到位。
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qcltpf 
匿名 
君 
