发动机原理第二章

1、第二章第二章航空燃气涡轮发动机航空燃气涡轮发动机进气道和尾喷管进气道和尾喷管 第一节第一节 进气道进气道一、功能、分类、设计要求一、功能、分类、设计要求1、功能、功能v 引入空气引入空气v 高亚音或超音速飞行时减速高亚音或超音速飞行时减速2、分类：亚音进气道和超音进气道、分类：亚音进气道和超音进气道3、基本设计要求、基本设计要求v 损失小（内流、外阻）损失小（内流、外阻）v 工作稳定性好工作稳定性好v 高流通能力高流通能力v 出口流场尽量均匀出口流场尽量均匀 温度畸变温度畸变:吸入热气流吸入热气流 压力畸变压力畸变:来流方向与发动机轴线夹角来流方向与发动机轴线夹角 0进气流场产生畸变的原因进气

2、流场产生畸变的原因p飞机以大攻角或大侧滑角飞行，进气道唇口气流分离飞机以大攻角或大侧滑角飞行，进气道唇口气流分离p进气道内管路弯曲、扩张、支板绕流形成气流分离和进气道内管路弯曲、扩张、支板绕流形成气流分离和旋涡等旋涡等p机身和机翼附面层进入进气道机身和机翼附面层进入进气道p超音进气道中激波和附面层相互干扰引起的气流分离超音进气道中激波和附面层相互干扰引起的气流分离和流场不均匀和流场不均匀p进气道不稳定流动下呈现的非定常流动进气道不稳定流动下呈现的非定常流动p发射武器或使用反推力装置使热的喷气尾流被吸入进发射武器或使用反推力装置使热的喷气尾流被吸入进气道，直升机在近地面工作时也会因吸入高温废气引

3、气道，直升机在近地面工作时也会因吸入高温废气引起总温畸变起总温畸变p编队飞行吸入其它飞机发动机排气流编队飞行吸入其它飞机发动机排气流p起飞时地面涡影响进气道的进气流场起飞时地面涡影响进气道的进气流场压力和温度畸变原因压力和温度畸变原因进气道流场畸变进气道流场畸变压气机性能及稳定性下降压气机性能及稳定性下降必须提高风扇必须提高风扇/压气机对抗畸变能力压气机对抗畸变能力进气道在机身的位置进气道在机身的位置亚音飞机亚音飞机v吊装机翼下的短舱吊装机翼下的短舱v飞机尾部飞机尾部超音飞机超音飞机v头部、机身两侧、翼头部、机身两侧、翼根、腹部等根、腹部等v后三种采用较多，起后三种采用较多，起遮蔽即隐身作用遮

4、蔽即隐身作用v遮蔽会使进气不同于遮蔽会使进气不同于外界大气和可能引起外界大气和可能引起畸变畸变压气机喘振压气机喘振主要特征参数主要特征参数总压恢复系数总压恢复系数 iv评价气流在进气道内部的流评价气流在进气道内部的流动损失动损失流量系数流量系数 v自由流管面积与进气道进口自由流管面积与进气道进口面积之比面积之比v评价进气道的流通能力评价进气道的流通能力外阻系数外阻系数Cxiv评价进气道外部阻力评价进气道外部阻力20titPP01AA200max12ixiXCC A二、亚音进气道二、亚音进气道1、结构形式、结构形式 皮托管式（扩皮托管式（扩张形通道）张形通道）2、流动模型、流动模型 流量系数流量

5、系数 大小决定于：大小决定于： 飞行飞行M数数 发动机工作状态发动机工作状态 0 1 Ma1滞止过程中，不可避滞止过程中，不可避免产生激波损失免产生激波损失如何利用激波的性质设计超音速进气道，如何利用激波的性质设计超音速进气道，使滞止过程激波损失尽可能小？使滞止过程激波损失尽可能小？激激 波波产生：超音速气流受到压缩产生的强压缩波产生：超音速气流受到压缩产生的强压缩波v内凹壁面（内凹壁面（a）v楔形物和锥形物楔形物和锥形物(b)v流向高压区（流向高压区（c） a b c 分类：正激波、斜激波、弓形波分类：正激波、斜激波、弓形波v 气体速度方向与激波波面夹角气体速度方向与激波波面夹角90 v 气

6、流速度方向与激波波面夹角气流速度方向与激波波面夹角 90 v 激波波面为弧形激波波面为弧形激波的性质激波的性质气流受强烈压缩，分子间摩擦剧烈，经激波的流动气流受强烈压缩，分子间摩擦剧烈，经激波的流动为为绝能绝能不等熵不等熵流动流动经激波气流经激波气流总温总温不变，但气流的不变，但气流的熵增加熵增加、总压下降总压下降强压缩波：经激波后静参数突变，强压缩波：经激波后静参数突变，静压、静温和密静压、静温和密度突升度突升，且，且波前波前M数越高，激波越强，参数变化越数越高，激波越强，参数变化越剧烈剧烈用经过激波的总压恢复系数表示激波损失用经过激波的总压恢复系数表示激波损失*1.0PP波后波前激波的性质

7、激波的性质不同类型激波的共性不同类型激波的共性v 强压缩波：经激波后静参数突变，总压下降强压缩波：经激波后静参数突变，总压下降v 波前波前Ma1越高，激波越强，参数变化越剧烈越高，激波越强，参数变化越剧烈个性个性v 经正激波，波后经正激波，波后Ma21v 对相同超音速来流，经正激波的总压损失大于斜激波对相同超音速来流，经正激波的总压损失大于斜激波 例如：来流（波前）例如：来流（波前）Ma11.5 正激波：正激波： s=0.92 Ma2=0.7 斜激波：斜激波： (楔形物楔形物 10 8, =57 ), s=0.986，Ma2=1.107v 对于斜激波，对于斜激波， 越大，越大， 越大，激波越强

8、，损失越大越大，激波越强，损失越大v 经正激波，气流方向不变；经斜激波气流向波面转折经正激波，气流方向不变；经斜激波气流向波面转折v 相交与反射相交与反射来流来流Ma1数数2.0激激 波波 波波 系系波后波后M数数 正激波正激波0.5770.720.72一道斜激波一道斜激波 正激波正激波楔板角楔板角 120 44 1.160.87 0.866正激波正激波0.8680.996二道斜激波二道斜激波 正激波正激波楔板角楔板角 110 36 1.6170.980.926楔板角楔板角 212 39 1.120.947正激波正激波0.89650.9982*PP波 后波 前三、超音速进气道三、超音速进气道1

9、、气动设计原理气动设计原理 利用激波的性质，设计为多波系结构，利用激波的性质，设计为多波系结构，即先利用损失小的斜激波，逐步将高超即先利用损失小的斜激波，逐步将高超音流滞止为低超音流，音流滞止为低超音流，再利用一道弱的再利用一道弱的正激波正激波将超音流滞止为亚音流将超音流滞止为亚音流目的：减小因激波引起的总压损失目的：减小因激波引起的总压损失波系结构：波系结构：若干斜激波若干斜激波 结尾正激波结尾正激波F15 超音速进气道超音速进气道波系结构：波系结构：三道斜激波三道斜激波 结尾正激波结尾正激波2022-4-2119超音速基本类型超音速基本类型 轴对称轴对称 二元（矩形）二元（矩形）2、超音速

10、进气道基本类型、超音速进气道基本类型 轴对称轴对称 二元（矩形）二元（矩形）3、超音速进气道气动原理、超音速进气道气动原理Ma1Ma1 通道形状通道形状：收敛收敛扩张扩张三种类型三种类型 混压式混压式 外压式外压式 内压式内压式2(1)adAdCMAC内压式超音进气道内压式超音进气道 超音超音亚音：全部在口内完成；亚音：全部在口内完成； 理想状况：总压损失小理想状况：总压损失小 因需要喉道面积大小随来流因需要喉道面积大小随来流Ma数变化进行调数变化进行调节节引发起动问题引发起动问题，较少实用，较少实用外压式超音进气道外压式超音进气道 超音气流经过若干道斜激波后，超音气流经过若干道斜激波后，气流

11、速度减小，压力提高，再气流速度减小，压力提高，再经过一道位于进口处的正激波经过一道位于进口处的正激波降为亚音流，在口内的扩张通降为亚音流，在口内的扩张通道内进一步减速增压道内进一步减速增压超音超音亚音：全部在口外完成亚音：全部在口外完成外阻较大外阻较大v气流经激波转折，外罩唇口气流经激波转折，外罩唇口设计与之相适应设计与之相适应v激波汇交于外罩唇口，激发激波汇交于外罩唇口，激发更强的激波更强的激波混压式超音进气道混压式超音进气道 超音超音亚音：介乎于亚音：介乎于前两者之间前两者之间v超声速来流在进口外超声速来流在进口外经若干道斜激波减速经若干道斜激波减速成为低超音速气流成为低超音速气流v在进口

12、内再经过若干在进口内再经过若干斜激波和结尾正激波斜激波和结尾正激波滞止为亚音流滞止为亚音流 外罩平直，外阻小外罩平直，外阻小 结尾正激波可自动调结尾正激波可自动调节，工作稳定节，工作稳定 起动较容易起动较容易 外压式进气道的外罩倾斜外压式进气道的外罩倾斜较大，产生较大的外阻较大，产生较大的外阻（如飞行（如飞行Ma2.2，三道，三道斜激波倾斜角斜激波倾斜角24 ） 而同样飞行而同样飞行M数，混压式数，混压式只需只需8 ，外罩损失较小外罩损失较小混压式超音进气道混压式超音进气道影响超音速进气道波系变化的因素影响超音速进气道波系变化的因素（1）飞行）飞行M数变化数变化在设计在设计M0d数时，斜激波交

13、点数时，斜激波交点贴于唇口，当飞行贴于唇口，当飞行M数偏离设数偏离设计值时，斜激波波角发生变化，计值时，斜激波波角发生变化，斜激波交点不再位于唇口斜激波交点不再位于唇口v当飞行当飞行M0 M0d的高超音速飞行的高超音速飞行时，波角减小，激波交点后移进时，波角减小，激波交点后移进入口内，经激波入口内，经激波总压损失总压损失加大加大超声速溢流超声速溢流影响超音速进气道波系变化的因素影响超音速进气道波系变化的因素（2）由进气道出口反压）由进气道出口反压变化变化结尾正激波位置发结尾正激波位置发生前后移动生前后移动A)结尾正激波位于喉道结尾正激波位于喉道B)反压减小，结尾正激波反压减小，结尾正激波被吸向

14、后移被吸向后移 C)反压增加，结尾正激波反压增加，结尾正激波被推出口外被推出口外（A）（B）（C）超音速进气道三种工作状态超音速进气道三种工作状态 结尾正激波的位置决定进气结尾正激波的位置决定进气道可能存在三种工作状态道可能存在三种工作状态临界状态临界状态结尾正激波位于喉道结尾正激波位于喉道超临界状态超临界状态结尾正激波被吸向后移结尾正激波被吸向后移v 正激波波前正激波波前M数增加，强度增大总压数增加，强度增大总压损失加大损失加大v 管壁附面层分离出口流场畸变度增加管壁附面层分离出口流场畸变度增加v 流场不均匀流场不均匀v 产生高频率振动痒振产生高频率振动痒振 亚临界状态亚临界状态结尾正激波被

15、推出口外结尾正激波被推出口外v 亚声速溢流产生，外流阻力加大亚声速溢流产生，外流阻力加大v 严重亚临界时进气道发生喘振严重亚临界时进气道发生喘振4. 超音速进气道特性超音速进气道特性01AA4、超音速进气道特性、超音速进气道特性5、超音速进气道的调节、超音速进气道的调节轴对称轴对称v移动中心锥体移动中心锥体二元二元v调节楔角板角度调节楔角板角度v外罩角度外罩角度v放气门：防喘、减小放气门：防喘、减小外罩溢流阻力外罩溢流阻力v辅助进气门：减小起辅助进气门：减小起飞时进气唇口内气流飞时进气唇口内气流分离损失分离损失第二节第二节 尾喷管尾喷管一、功能及设计要求一、功能及设计要求1、功能、功能v燃气膨

16、胀加速，气流高速排出产生燃气膨胀加速，气流高速排出产生反作用推力反作用推力v调节喷管临界截面积改变发动机工调节喷管临界截面积改变发动机工作状态作状态v推力换向推力换向喷管临界截面积改变发动机工作状态喷管临界截面积改变发动机工作状态反推装置反推装置垂直垂直/短距短距 起降喷管起降喷管2022-4-2138垂直垂直/短距短距 起降喷管起降喷管F119矢量喷管矢量喷管EJ200矢量喷管矢量喷管F100-PW-229矢量喷管矢量喷管MG-29a苏苏-27眼镜蛇机动动作眼镜蛇机动动作苏苏-37特技飞行特技飞行v流动损失小流动损失小v尽可能完全膨胀尽可能完全膨胀v排气方向尽可能沿所希望的方向排气方向尽可能

17、沿所希望的方向v根据需要，调节截面积尺寸根据需要，调节截面积尺寸v噪音低噪音低2 2、喷管设计要求、喷管设计要求3、分类、分类纯收敛型纯收敛型收敛收敛-扩张型扩张型塞式塞式引射引射推力矢量推力矢量带反推带反推按流路通道分类：按流路通道分类：收敛形收敛形收敛收敛-扩张形扩张形二、工作原理二、工作原理1、排气速度、排气速度C9绝能流动绝能流动 进出口总焓相等进出口总焓相等排气速度正比于排气速度正比于 Tt7和和 es e Pt7/ P0 喷管可用膨胀比喷管可用膨胀比2979929997999991977019972()()221()121()121()ggggttgtgtgttkkadgttekk

18、eadegteChhhCCpTTCpTTTCCp TTCCp TppCCCp T当气流在尾喷管中达到等熵完全膨胀时：因存在流动损失，引入速度损失系数2、纯收敛型喷管、纯收敛型喷管收敛喷管按可用膨胀比收敛喷管按可用膨胀比e的大小划分的大小划分三种工作状态三种工作状态o 临界：临界：o e e临界临界 ，M9=1，p9=p0o 亚临界亚临界: o e e临界临界 ，M9e临界临界 ，M9=1，p9p0o工作状态与工作状态与A9无关无关o出口气流速度最高只能达到出口气流速度最高只能达到当地音速当地音速o当处于临界和超临界状态时当处于临界和超临界状态时出口气流速度只决定于排气温度出口气流速度只决定于排

19、气温度97012799917991(1)211:()1.852ggggtekkgttkkgteppkppMppkpMp临界当时7999721geadetgkCCR Tk纯收敛型喷管纯收敛型喷管 当喷管处于超临界状态气流在出口当喷管处于超临界状态气流在出口不能达到完全膨胀不能达到完全膨胀推力损失，推力损失，用推力系数用推力系数CFG描述描述CFG 实际推力实际推力/理想完全膨胀推力理想完全膨胀推力 例如：涡喷或混排涡扇发动机高超音例如：涡喷或混排涡扇发动机高超音速飞行时速飞行时v e可高达可高达2030 1.85v采用收敛喷管因不能使气流完采用收敛喷管因不能使气流完全膨胀，可导致推力损失全膨胀，

20、可导致推力损失15%9099090()FGgaigiaiFW CW CA ppFW CW CFCF2(1)adCdAMCA收敛扩张喷管气动设计原理收敛扩张喷管气动设计原理3 3、收敛、收敛扩张型扩张型固定的收敛固定的收敛-扩张喷管扩张喷管可调的收敛可调的收敛-扩张喷管扩张喷管带中心锥体的喷管带中心锥体的喷管引射喷管引射喷管固定几何的收敛固定几何的收敛-扩张喷管扩张喷管NoImage 9t9899990t9909t9A由流量连续条件，可导出： =q( )( )=A只有当喷管出口反压P与喷管总压P 的比值恰好时恰好使气流在喷管出口达到完全膨胀,PPPPPP都会造成推力都会造成推力损失损失(见右图见

21、右图)09tPP9te91P当P时工作状态取决于：工作状态取决于：v喷管压比喷管压比ev喷管面积比喷管面积比A9/A8(a)设计状态的流动情况设计状态的流动情况v e设计设计和和A9/A8相匹配相匹配v 实现了完全膨胀，实现了完全膨胀，P9= P0，v 按按A9/A8确定确定M9的大小，的大小， M9 M9设计设计1;(b) ee设计设计时的流动情况时的流动情况v A9/A8没有改变，所以没有改变，所以M9= M9设计设计，v 但但P9 P0 ，喷管不完全膨胀，喷管外有，喷管不完全膨胀，喷管外有膨胀波系膨胀波系 ;(c) ee设计设计时的流动情况时的流动情况v 同样的同样的A9/A8使得使得M

22、9= M9设计设计，v P9 P0 ，喷管过度膨胀，喷管外有压缩，喷管过度膨胀，喷管外有压缩波系波系 (d) ee设计设计，使，使P9 P0 /2时流动情况时流动情况v 出现有分离的过度膨胀，出现有分离的过度膨胀，v 喷管内出现正激波，推力损失严重喷管内出现正激波，推力损失严重v 不允许喷管进入这种工作状态。不允许喷管进入这种工作状态。 收扩喷管的不同工作状态收扩喷管的不同工作状态三种工作状态：完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀三种工作状态：完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀可调节的收敛可调节的收敛-扩张喷管扩张喷管为使气流尽可能在出为使气流尽可能在出口处达到完全膨胀口处达到完全膨胀当喷管压比当喷管压比(Pt9/P0)随随飞行条件和发动机工飞行条件和发动机工作状态变化时作状态变化时,由马由马达带动作动筒拉动拉达带动作动筒拉动拉杆杆,改变喷管出口截改变喷管出口截面积与临界截面积的面积与临界截面积的比值比值(A9/A8)A8A9 0t989999A由流量连续条件，可导出： = ( )=q(APP)带中心锥体的喷管带中心锥体的喷管由中心锥体和外罩组成由中心锥体和外罩组成外罩出口处形成喷管临外罩出口处形成喷管临界截面界截面