發(fā)動(dòng)機(jī)原理第二章

1、第二章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和尾噴管,第一節(jié) 進(jìn)氣道,一、功能、分類、設(shè)計(jì)要求1、功能引入空氣高亞音或超音速飛行時(shí)減速2、分類：亞音進(jìn)氣道和超音進(jìn)氣道3、基本設(shè)計(jì)要求損失?。▋?nèi)流、外阻）工作穩(wěn)定性好高流通能力出口流場盡量均勻溫度畸變:吸入熱氣流壓力畸變:來流方向與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線夾角?0,進(jìn)氣流場產(chǎn)生畸變的原因,飛機(jī)以大攻角或大側(cè)滑角飛行，進(jìn)氣道唇口氣流分離進(jìn)氣道內(nèi)管路彎曲、擴(kuò)張、支板繞流形成氣流分離和旋渦等

2、機(jī)身和機(jī)翼附面層進(jìn)入進(jìn)氣道超音進(jìn)氣道中激波和附面層相互干擾引起的氣流分離和流場不均勻進(jìn)氣道不穩(wěn)定流動(dòng)下呈現(xiàn)的非定常流動(dòng)發(fā)射武器或使用反推力裝置使熱的噴氣尾流被吸入進(jìn)氣道，直升機(jī)在近地面工作時(shí)也會(huì)因吸入高溫廢氣引起總溫畸變編隊(duì)飛行吸入其它飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)排氣流起飛時(shí)地面渦影響進(jìn)氣道的進(jìn)氣流場,壓力和溫度畸變原因,進(jìn)氣道流場畸變壓氣機(jī)性能及穩(wěn)定性下降,必須提高風(fēng)扇/壓氣機(jī)對抗畸變能力,進(jìn)氣道在機(jī)身的位置,亞音飛機(jī)吊裝機(jī)翼下的短艙飛

3、機(jī)尾部超音飛機(jī)頭部、機(jī)身兩側(cè)、翼根、腹部等后三種采用較多，起遮蔽即隱身作用遮蔽會(huì)使進(jìn)氣不同于外界大氣和可能引起畸變?壓氣機(jī)喘振,主要特征參數(shù),總壓恢復(fù)系數(shù)?i評(píng)價(jià)氣流在進(jìn)氣道內(nèi)部的流動(dòng)損失流量系數(shù)?自由流管面積與進(jìn)氣道進(jìn)口面積之比評(píng)價(jià)進(jìn)氣道的流通能力外阻系數(shù)Cxi評(píng)價(jià)進(jìn)氣道外部阻力,二、亞音進(jìn)氣道,1、結(jié)構(gòu)形式 皮托管式（擴(kuò)張形通道）2、流動(dòng)模型

4、 流量系數(shù) ? 大小決定于： 飛行M數(shù) 發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài) 0 < ? < ?為適應(yīng)? 的變化，減少唇口氣流分離，設(shè)計(jì)成

5、鈍圓形唇口,,2024/3/22,10,,帶鈍圓形唇口的亞音進(jìn)氣道如用于超音速飛行將引起總壓恢復(fù)系數(shù)降低（如Ma＝2，? ＝ 0.72),三、超音速進(jìn)氣道,從Ma>1 ? Ma<1滯止過程中，不可避免產(chǎn)生激波損失如何利用激波的性質(zhì)設(shè)計(jì)超音速進(jìn)氣道，使滯止過程激波損失盡可能??？,激 波,產(chǎn)生：超音速氣流受到壓縮產(chǎn)生的強(qiáng)壓縮波內(nèi)凹壁面（a）楔形物和錐形物(b)流向高壓區(qū)（c）

6、 a b c分類：正激波、斜激波、弓形波氣體速度方向與激波波面夾角＝90 °氣流速度方向與激波波面夾角?90 °激波波面為弧形,激波的性質(zhì),氣流受強(qiáng)烈壓縮，分子間摩擦劇烈，經(jīng)激波的流動(dòng)為絕能不等熵流動(dòng)經(jīng)激波氣流總溫不變，但氣流的熵增加、總壓下降強(qiáng)壓縮波：經(jīng)激波后靜參數(shù)突變，

7、靜壓、靜溫和密度突升，且波前M數(shù)越高，激波越強(qiáng)，參數(shù)變化越劇烈用經(jīng)過激波的總壓恢復(fù)系數(shù)表示激波損失,激波的性質(zhì),不同類型激波的共性強(qiáng)壓縮波：經(jīng)激波后靜參數(shù)突變，總壓下降波前Ma1越高，激波越強(qiáng)，參數(shù)變化越劇烈個(gè)性經(jīng)正激波，波后Ma21對相同超音速來流，經(jīng)正激波的總壓損失大于斜激波 例如：來流（波前）Ma1＝1.5 正激波：?s=0.92 Ma2=0.7 斜激波： (楔形物?＝10?8’,?=57

8、?), ?s=0.986，Ma2=1.107對于斜激波，?越大， ?越大，激波越強(qiáng)，損失越大經(jīng)正激波，氣流方向不變；經(jīng)斜激波氣流向波面轉(zhuǎn)折相交與反射,,,,,,,,,,,,,來流Ma1數(shù)＝2.0,,三、超音速進(jìn)氣道,1、氣動(dòng)設(shè)計(jì)原理 利用激波的性質(zhì)，設(shè)計(jì)為多波系結(jié)構(gòu)，即先利用損失小的斜激波，逐步將高超音流滯止為低超音流，再利用一道弱的正激波將超音流滯止為亞音流目的：減小因激波引起的總壓損失波系結(jié)構(gòu)：若干斜激波?結(jié)尾正激

9、波,F15 超音速進(jìn)氣道,,波系結(jié)構(gòu)：三道斜激波?結(jié)尾正激波,2024/3/22,19,超音速基本類型,軸對稱 二元（矩形）,2、超音速進(jìn)氣道基本類型,軸對稱 二元（矩形）,3、超音速進(jìn)氣道氣動(dòng)原理,Ma>1?Ma<1 通道形狀：收斂—擴(kuò)張三種類型 混壓式 外壓式 內(nèi)壓式,內(nèi)

10、壓式超音進(jìn)氣道,超音?亞音：全部在口內(nèi)完成；理想狀況：總壓損失小因需要喉道面積大小隨來流Ma數(shù)變化進(jìn)行調(diào)節(jié)引發(fā)起動(dòng)問題，較少實(shí)用,外壓式超音進(jìn)氣道,超音氣流經(jīng)過若干道斜激波后，氣流速度減小，壓力提高，再經(jīng)過一道位于進(jìn)口處的正激波降為亞音流，在口內(nèi)的擴(kuò)張通道內(nèi)進(jìn)一步減速增壓超音?亞音：全部在口外完成外阻較大氣流經(jīng)激波轉(zhuǎn)折，外罩唇口設(shè)計(jì)與之相適應(yīng)激波匯交于外罩唇口，激發(fā)更強(qiáng)的激波,,,混壓式超音進(jìn)氣道,超音?亞音：介乎于前兩者之

11、間超聲速來流在進(jìn)口外經(jīng)若干道斜激波減速成為低超音速氣流在進(jìn)口內(nèi)再經(jīng)過若干斜激波和結(jié)尾正激波滯止為亞音流外罩平直，外阻小結(jié)尾正激波可自動(dòng)調(diào)節(jié)，工作穩(wěn)定起動(dòng)較容易,外壓式進(jìn)氣道的外罩傾斜較大，產(chǎn)生較大的外阻（如飛行Ma＝2.2，三道斜激波傾斜角24º）而同樣飛行M數(shù)，混壓式只需8º，外罩損失較小,混壓式超音進(jìn)氣道,影響超音速進(jìn)氣道波系變化的因素,（1）飛行M數(shù)變化在設(shè)計(jì)M0d數(shù)時(shí)，斜激波交點(diǎn)貼于唇口，當(dāng)飛行

12、M數(shù)偏離設(shè)計(jì)值時(shí)，斜激波波角發(fā)生變化，斜激波交點(diǎn)不再位于唇口當(dāng)飛行M0 M0d的高超音速飛行時(shí)，波角減小，激波交點(diǎn)后移進(jìn)入口內(nèi)，經(jīng)激波總壓損失加大,,,,超聲速溢流,影響超音速進(jìn)氣道波系變化的因素,（2）由進(jìn)氣道出口反壓變化?結(jié)尾正激波位置發(fā)生前后移動(dòng)A)結(jié)尾正激波位于喉道B)反壓減小，結(jié)尾正激波被吸向后移 C)反壓增加，結(jié)尾正激波被推出口外,（A）,（B）,（C）,超音速進(jìn)氣道三種工作狀態(tài),結(jié)尾正激波的位置決定進(jìn)氣道可能

13、存在三種工作狀態(tài)臨界狀態(tài)結(jié)尾正激波位于喉道超臨界狀態(tài)結(jié)尾正激波被吸向后移正激波波前M數(shù)增加，強(qiáng)度增大總壓損失加大管壁附面層分離出口流場畸變度增加流場不均勻產(chǎn)生高頻率振動(dòng)－癢振 亞臨界狀態(tài)結(jié)尾正激波被推出口外亞聲速溢流產(chǎn)生，外流阻力加大嚴(yán)重亞臨界時(shí)進(jìn)氣道發(fā)生喘振,4. 超音速進(jìn)氣道特性,4、超音速進(jìn)氣道特性,5、超音速進(jìn)氣道的調(diào)節(jié),軸對稱移動(dòng)中心錐體二元調(diào)節(jié)楔角板角度外罩角度放氣門：防喘、減小外罩溢流

14、阻力輔助進(jìn)氣門：減小起飛時(shí)進(jìn)氣唇口內(nèi)氣流分離損失,第二節(jié) 尾噴管,一、功能及設(shè)計(jì)要求1、功能燃?xì)馀蛎浖铀伲瑲饬鞲咚倥懦霎a(chǎn)生反作用推力調(diào)節(jié)噴管臨界截面積改變發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)推力換向,噴管臨界截面積改變發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài),反推裝置,垂直/短距 起降噴管,2024/3/22,38,垂直/短距 起降噴管,F119,矢量噴管,EJ200,矢量噴管,F100-PW-229,矢量噴管,MG-29a,蘇-27眼鏡蛇機(jī)動(dòng)動(dòng)作,蘇-3

15、7特技飛行,,流動(dòng)損失小盡可能完全膨脹排氣方向盡可能沿所希望的方向根據(jù)需要，調(diào)節(jié)截面積尺寸噪音低,2、噴管設(shè)計(jì)要求,3、分類,純收斂型收斂--擴(kuò)張型塞式引射推力矢量帶反推按流路通道分類：收斂形收斂--擴(kuò)張形,二、工作原理,1、排氣速度C9絕能流動(dòng) 進(jìn)出口總焓相等排氣速度正比于 Tt7和?e?e ＝Pt7/ P0 噴管可用膨脹比,2、純收斂型噴管,收斂噴管按可用膨脹比πe的大小劃分三種工作

16、狀態(tài) 臨界：πe ＝πe臨界 ，M9=1，p9=p0亞臨界: πe πe臨界 ，M9=1，p9>p0工作狀態(tài)與A9無關(guān)出口氣流速度最高只能達(dá)到當(dāng)?shù)匾羲佼?dāng)處于臨界和超臨界狀態(tài)時(shí)出口氣流速度只決定于排氣溫度,7,9,純收斂型噴管,當(dāng)噴管處于超臨界狀態(tài)氣流在出口不能達(dá)到完全膨脹?推力損失，用推力系數(shù)CFG描述CFG＝ 實(shí)際推力/理想完全膨脹推力 例如：渦噴或混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高超音速飛行時(shí) ?e可高達(dá)20－30 &

17、gt;>1.85采用收斂噴管因不能使氣流完全膨脹，可導(dǎo)致推力損失>15%,,收斂－擴(kuò)張噴管氣動(dòng)設(shè)計(jì)原理,3、收斂—擴(kuò)張型,固定的收斂-擴(kuò)張噴管可調(diào)的收斂-擴(kuò)張噴管帶中心錐體的噴管引射噴管,固定幾何的收斂-擴(kuò)張噴管,都會(huì)造成推力損失(見右圖),工作狀態(tài)取決于：噴管壓比πe噴管面積比A9/A8,(a)設(shè)計(jì)狀態(tài)的流動(dòng)情況πe設(shè)計(jì)和A9/A8相匹配實(shí)現(xiàn)了完全膨脹，P9= P0，按A9/A8確定M9的大小， M9 ＝

18、M9設(shè)計(jì)>1;(b) πe>πe設(shè)計(jì)時(shí)的流動(dòng)情況A9/A8沒有改變，所以M9= M9設(shè)計(jì)，但P9> P0 ，噴管不完全膨脹，噴管外有膨脹波系 ;(c) πe<πe設(shè)計(jì)時(shí)的流動(dòng)情況同樣的A9/A8使得M9= M9設(shè)計(jì)，P9 < P0 ，噴管過度膨脹，噴管外有壓縮波系 (d) πe<<πe設(shè)計(jì)，使P9 < P0 /2時(shí)流動(dòng)情況出現(xiàn)有分離的過度膨脹，噴管內(nèi)出現(xiàn)正激波，推力損失嚴(yán)

19、重不允許噴管進(jìn)入這種工作狀態(tài)。,收擴(kuò)噴管的不同工作狀態(tài),三種工作狀態(tài)：完全膨脹、不完全膨脹、過度膨脹,可調(diào)節(jié)的收斂-擴(kuò)張噴管,為使氣流盡可能在出口處達(dá)到完全膨脹當(dāng)噴管壓比(Pt9/P0)隨飛行條件和發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)變化時(shí),由馬達(dá)帶動(dòng)作動(dòng)筒拉動(dòng)拉桿,改變噴管出口截面積與臨界截面積的比值(A9/A8),,,A8,A9,,,帶中心錐體的噴管,由中心錐體和外罩組成外罩出口處形成噴管臨界截面氣流繞外罩唇口產(chǎn)生膨脹波，膨脹加速沿軸向移動(dòng)中心

20、錐體實(shí)現(xiàn)面積比(A9/A8)的調(diào)節(jié),引射噴管,由一個(gè)純收斂噴管和一個(gè)同心的外套筒組成收斂噴管排出發(fā)動(dòng)機(jī)高壓燃?xì)?，引射外套筒的二股氣流主氣流在周圍亞音氣流中膨脹，形成“流體”壁面擴(kuò)張段，主氣流繼續(xù)加速，高速排出形成的“流體”壁面可以隨主氣流壓力變化而自動(dòng)調(diào)節(jié),三 、噴管特性,內(nèi)流特性 總壓恢復(fù)系數(shù)隨噴管膨脹比的變化外流特性 尾部阻力 阻力系數(shù)?Cx隨飛行馬赫數(shù)變化(右圖),本章小結(jié),進(jìn)氣道的功能、設(shè)計(jì)要求與