發(fā)動機原理第二章

1、第二章航空燃氣渦輪發(fā)動機進氣道和尾噴管,第一節(jié) 進氣道,一、功能、分類、設(shè)計要求1、功能引入空氣高亞音或超音速飛行時減速2、分類：亞音進氣道和超音進氣道3、基本設(shè)計要求損失?。▋?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)動機軸線夾角?0,進氣流場產(chǎn)生畸變的原因,飛機以大攻角或大側(cè)滑角飛行，進氣道唇口氣流分離進氣道內(nèi)管路彎曲、擴張、支板繞流形成氣流分離和旋渦等

2、機身和機翼附面層進入進氣道超音進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氣道不穩(wěn)定流動下呈現(xiàn)的非定常流動發(fā)射武器或使用反推力裝置使熱的噴氣尾流被吸入進氣道，直升機在近地面工作時也會因吸入高溫廢氣引起總溫畸變編隊飛行吸入其它飛機發(fā)動機排氣流起飛時地面渦影響進氣道的進氣流場,壓力和溫度畸變原因,進氣道流場畸變壓氣機性能及穩(wěn)定性下降,必須提高風扇/壓氣機對抗畸變能力,進氣道在機身的位置,亞音飛機吊裝機翼下的短艙飛

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

4、 流量系數(shù) ? 大小決定于： 飛行M數(shù) 發(fā)動機工作狀態(tài) 0 < ? < ?為適應? 的變化，減少唇口氣流分離，設(shè)計成

5、鈍圓形唇口,,2024/3/22,10,,帶鈍圓形唇口的亞音進氣道如用于超音速飛行將引起總壓恢復系數(shù)降低（如Ma＝2，? ＝ 0.72),三、超音速進氣道,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)計超音速進氣道，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),氣流受強烈壓縮，分子間摩擦劇烈，經(jīng)激波的流動為絕能不等熵流動經(jīng)激波氣流總溫不變，但氣流的熵增加、總壓下降強壓縮波：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，參數(shù)變化越劇烈用經(jīng)過激波的總壓恢復系數(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，參數(shù)變化越劇烈個性經(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，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、超音速進氣道,1、氣動設(shè)計原理 利用激波的性質(zhì)，設(shè)計為多波系結(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、超音速進氣道基本類型,軸對稱 二元（矩形）,3、超音速進氣道氣動原理,Ma>1?Ma<1 通道形狀：收斂—擴張三種類型 混壓式 外壓式 內(nèi)壓式,內(nèi)

10、壓式超音進氣道,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)變化進行調(diào)節(jié)引發(fā)起動問題，較少實用,外壓式超音進氣道,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)過一道位于進口處的正激波降為亞音流，在口內(nèi)的擴張通道內(nèi)進一步減速增壓超音?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)計與之相適應激波匯交于外罩唇口，激發(fā)更強的激波,,,混壓式超音進氣道,超音?亞音：介乎于前兩者之

11、間超聲速來流在進口外經(jīng)若干道斜激波減速成為低超音速氣流在進口內(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)尾正激波可自動調(diào)節(jié)，工作穩(wěn)定起動較容易,外壓式進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,混壓式超音進氣道,影響超音速進氣道波系變化的因素,（1）飛行M數(shù)變化在設(shè)計M0d數(shù)時，斜激波交點貼于唇口，當飛行

12、M數(shù)偏離設(shè)計值時，斜激波波角發(fā)生變化，斜激波交點不再位于唇口當飛行M0 M0d的高超音速飛行時，波角減小，激波交點后移進入口內(nèi)，經(jīng)激波總壓損失加大,,,,超聲速溢流,影響超音速進氣道波系變化的因素,（2）由進氣道出口反壓變化?結(jié)尾正激波位置發(fā)生前后移動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）,超音速進氣道三種工作狀態(tài),結(jié)尾正激波的位置決定進氣道可能

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－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，外流阻力加大嚴重亞臨界時進氣道發(fā)生喘振,4. 超音速進氣道特性,4、超音速進氣道特性,5、超音速進氣道的調(diào)節(jié),軸對稱移動中心錐體二元調(diào)節(jié)楔角板角度外罩角度放氣門：防喘、減小外罩溢流

14、阻力輔助進氣門：減小起飛時進氣唇口內(nèi)氣流分離損失,第二節(jié) 尾噴管,一、功能及設(shè)計要求1、功能燃氣膨脹加速，氣流高速排出產(chǎn)生反作用推力調(diào)節(jié)噴管臨界截面積改變發(fā)動機工作狀態(tài)推力換向,噴管臨界截面積改變發(fā)動機工作狀態(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眼鏡蛇機動動作,蘇-3

15、7特技飛行,,流動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)計要求,3、分類,純收斂型收斂--擴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--擴張形,二、工作原理,1、排氣速度C9絕能流動 進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到當?shù)匾羲佼斕幱谂R界和超臨界狀態(tài)時出口氣流速度只決定于排氣溫度,7,9,純收斂型噴管,當噴管處于超臨界狀態(tài)氣流在出口不能達到完全膨脹?推力損失，用推力系數(shù)CFG描述CFG＝ 實際推力/理想完全膨脹推力 例如：渦噴或混排渦扇發(fā)動機高超音速飛行時 ?e可高達20－30 &

17、gt;>1.85采用收斂噴管因不能使氣流完全膨脹，可導致推力損失>15%,,收斂－擴張噴管氣動設(shè)計原理,3、收斂—擴張型,固定的收斂-擴張噴管可調(diào)的收斂-擴張噴管帶中心錐體的噴管引射噴管,固定幾何的收斂-擴張噴管,都會造成推力損失(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)計狀態(tài)的流動情況πe設(shè)計和A9/A8相匹配實現(xiàn)了完全膨脹，P9= P0，按A9/A8確定M9的大小， M9 ＝

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

19、重不允許噴管進入這種工作狀態(tài)。,收擴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-擴張噴管,為使氣流盡可能在出口處達到完全膨脹當噴管壓比(Pt9/P0)隨飛行條件和發(fā)動機工作狀態(tài)變化時,由馬達帶動作動筒拉動拉桿,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中心

20、錐體實現(xiàn)面積比(A9/A8)的調(diào)節(jié),引射噴管,由一個純收斂噴管和一個同心的外套筒組成收斂噴管排出發(fā)動機高壓燃氣，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調(diào)節(jié),三 、噴管特性,內(nèi)流特性 總壓恢復系數(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),進氣道的功能、設(shè)計要求與