发动机原理(航空)课件：第二章第三节尾喷管
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发动机原理第2章(尾喷管)
尾喷管性能参数
01
02
03
尾喷管出口压力
尾喷管出口压力是衡量尾 喷管性能的重要参数，它 决定了发动机的推力大小。
尾喷管出口温度
尾喷管出口温度反映了发 动机的燃烧效率，对飞机 性能和安全性有重要影响。
尾喷管扩散角
尾喷管扩散角的大小决定 了发动机的推进效率，扩 散角过大会导致推进效率 降低。
尾喷管性能测试
优化措施
优化措施包括改进尾喷管的形状、结 构和材料，以及调整发动机的燃烧室 和供油系统等，以达到优化尾喷管性 能的目的。
04 尾喷管应用与发展
尾喷管应用场景
航空领域
尾喷管在航空领域中应用广泛，主要用于控制飞机的起飞、 降落和飞行过程中的推力。不同类型的飞机和发动机需要 不同设计和性能的尾喷管。
航天领域
在航天领域，尾喷管用于控制火箭和航天器的发射、推进 和着陆。尾喷管的设计必须非常精确，否则可能会导致失 败。
汽车领域
一些高性能的汽车发动机也会使用尾喷管来提高发动机的 效率和性能。例如，一些赛车和运动型车辆会使用可变尾 喷管来提高加速和最高速度。
尾喷管技术发展
01
材料技术
随着材料科学的发展，尾喷管制造材料也在不断进步。现代的尾喷管通
新材料应用
随着新材料技术的不断发展，未来可能会出现更轻、更强、更耐高温的新型材料，用于制 造尾喷管。这些新材料可能会带来更优的性能和更长的使用寿命。
05 尾喷管案例分析
案例一：某型发动机尾喷管改进
总结词：技术升级
详细描述：某型发动机尾喷管在性能和效率方面存在不足，通过采用先进的材料 和设计理念，对尾喷管进行了技术升级和改进，提高了发动机的整体性能。
常由耐高温、耐腐蚀的合金制成，以确保其可靠性和寿命。
发动机原理(第二章尾喷管)
积比A9/A8时，只 对应某一个特定的 膨胀比，可以使气 流在喷管出口达到 完全膨胀，偏离此 膨胀比，都回造成 推力损失。
可调节的收敛-扩张喷管
随飞行状态变化,
由马达带动作动筒 拉动拉杆,改变喷 管临界截面积、出 口截面积,使气流 尽可能在出口处达 到完全膨胀。
带中心锥体的喷管
由中心锥体和外罩组成 外罩出口处形成喷管临
推力矢量喷管
苏-27眼镜蛇机动动作
矢量喷管
F119
矢量喷管
EJ200
矢量喷管
F100-PW-229
苏-37特技飞行
苏-37特技飞行
二维收-扩矢量喷管特点
提高机动性与操纵性 减少飞机尾部阻力
缩短
STOL 距离 降低红外、雷达信号特征 可用大角度俯冲， 提高投射武器精度
3、分类
h
* 9
h
9
V
2 9
2
* 4
2 V
9
C p (T p p
* 9
T 9) C p (T
* 9
T 9)
2 C p T
* 9
[1 (
p p
0 * 9
)
k 1 k
]
V
e
p
* 4 k 1 k
e —
喷管可用膨胀 比
9
1 2 C p T 4* [ 1 ( e
三 、喷管特性
内流特性
总压恢复系数随喷管 膨胀比的变化
外流特性
后体阻力 阻力系数随飞行马赫 数变化
小结
压气机增压原理(排列、基元级速度三角形、轮缘功 ) 涡轮作功原理(排列、基元级速度三角形、轮缘功） 压气机和涡轮的热力过程、主要参数、功的表达式
航发原-W第二章航空燃气涡轮发动机进气道和尾喷管
进气流场产生畸变的原因
飞机以大攻角或大侧滑角飞行，进气道唇口气流分离 进气道内管路弯曲、扩张、支板绕流形成气流分离和
旋涡等 机身和机翼附面层进入进气道 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 进气道不稳定流动下呈现的非定常流动 发射武器或使用反推力装置使热的喷气尾流被吸入进
第二章 航空燃气涡轮发动机
进气道和尾喷管
第一节 进气道
一、功能、分类、设计要求 1、功能
❖ 引入空气 ❖ 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 3、基本设计要求
❖ 损失小（内流、外阻） ❖ 工作稳定性好 ❖ 高流通能力 ❖ 出口流场尽量均匀
• 温度畸变:吸入热气流 • 压力畸变:来流方向与发动机轴线夹角0
1 2
Xi
0C02 Amax
二、亚音进气道
1、结构形式 皮托管式（扩
张形通道）
K pt0 A0q(0 ) K pt1A1q(1)
Tt 0
Tt1
2、流动模型 流量系数 大小决定于：
A0 q(1) A1 q(0 )
飞行M数 发动机工作状态
0 << 为适应 的变化， 减少唇口气流分离， 设计成钝圆形唇口
1、气动设计原理 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 音流滞止为低超音流，再利用一道弱的 正激波将超音流滞止为亚音流
➢目的：减小因激波引起的总压损失 ➢波系结构：若干斜激波结尾正激波
F15 超音速进气道
波系结构：三道斜激波结尾正激波
超音速基本类型
轴对称
二元（矩形）
➢ 强压缩波：经激波后静参数突变，静压、静温和密 度突升，且波前M数越高，激波越强，参数变化越 剧烈
飞机发动机原理与结构—喷管
⑦ 生p激b波降；低到某一数值，出口截面气流压力恰好等于反压，出口不再产
⑧ pb再降低，出口截面处气流压力大于反压，喷管外产生膨胀波。
超音速喷管气流流动
2.5.1 喷管
2、收敛-扩张形喷管气流流动状态 收敛-扩张形喷管气流流动状态的类型 ： （1）亚音速流态 （2）管内产生激波的流态； （3）管内产生斜激波的流态； （4）管外产生膨胀波的流态。
超音速喷管
A Acr
1
q
2.5.1 喷管
2、收敛-扩张形喷管气流流动状态
超音速喷管进、出口气流
p* 4
pb
实现超音速流动的条件：
✓ 喷管有一定的面积比； ✓ 气流总压和出口的反压有一定的关系。
A Acr
1
q
面积比：指的是缩－扩形喷管中, 任意一个 截面的面积与临界截面的面积之比 （正常 情况下喉道为临界状态）
2.5.1 喷管
2.5.1 喷管概述
3. 收缩喷管的三种工作状态 （1）亚临界工作状态
b
p4 pb
p4 pcr
1.85
• 实际落压比等于可用落压比, 而且随着反压的降低, 通过喷管的质量流量不 断的增加；
• 出口气流马赫数小于1，出口静压=反压，属于完全膨胀。
2.5.1 喷管
3. 收缩喷管的三种工作状态
• 不完全膨胀, 实际落压比小于可用落压比；
• 当来流总压和总温不变时, 通过喷管的质量流量不随反压的变 化而变化, 达到最大值 。
2.5.1 喷管
1、超音速喷管的结构和工作原理 结构：先收敛后扩张形的管道； 工作原理：燃气进入收敛段，
速度增加，静压降低；在可用落 压比足够大的情况下，到达喉部 时速度可增大至当地声速，燃气 离开喉部进入扩散段，速度仍不 断增加，加速达到音速。
⑧ pb再降低，出口截面处气流压力大于反压，喷管外产生膨胀波。
超音速喷管气流流动
2.5.1 喷管
2、收敛-扩张形喷管气流流动状态 收敛-扩张形喷管气流流动状态的类型 ： （1）亚音速流态 （2）管内产生激波的流态； （3）管内产生斜激波的流态； （4）管外产生膨胀波的流态。
超音速喷管
A Acr
1
q
2.5.1 喷管
2、收敛-扩张形喷管气流流动状态
超音速喷管进、出口气流
p* 4
pb
实现超音速流动的条件：
✓ 喷管有一定的面积比； ✓ 气流总压和出口的反压有一定的关系。
A Acr
1
q
面积比：指的是缩－扩形喷管中, 任意一个 截面的面积与临界截面的面积之比 （正常 情况下喉道为临界状态）
2.5.1 喷管
2.5.1 喷管概述
3. 收缩喷管的三种工作状态 （1）亚临界工作状态
b
p4 pb
p4 pcr
1.85
• 实际落压比等于可用落压比, 而且随着反压的降低, 通过喷管的质量流量不 断的增加；
• 出口气流马赫数小于1，出口静压=反压，属于完全膨胀。
2.5.1 喷管
3. 收缩喷管的三种工作状态
• 不完全膨胀, 实际落压比小于可用落压比；
• 当来流总压和总温不变时, 通过喷管的质量流量不随反压的变 化而变化, 达到最大值 。
2.5.1 喷管
1、超音速喷管的结构和工作原理 结构：先收敛后扩张形的管道； 工作原理：燃气进入收敛段，
速度增加，静压降低；在可用落 压比足够大的情况下，到达喉部 时速度可增大至当地声速，燃气 离开喉部进入扩散段，速度仍不 断增加，加速达到音速。
尾喷管
尾喷管为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。
喷管前后的落压比控制膨胀过程。
当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。
尾喷管的功能可以概括如下：²以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；²使出口压力尽可能接近外界大气压力；²允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管；²如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；²如果需要，可使推力反向和/或转向；²如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。
各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。
尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。
对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。
在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。
在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。
在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。
70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。
在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。
这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。
普²惠公司F100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡,从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。
航空发动机总体结构演示幻灯片
第2章 发动机总体结构
第2.1节 航空燃气涡轮发动机的组成 第2.2节 转子支承方案 第2.3节 联轴器 第2.4节 支承结构 第2.5节 静子承力系统
1
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
3
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
4
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成 1. 进气道
在燃气涡轮发动机中，发动机转子通过 支承结 构 支承于发动机机匣上。转子上承受的各种负荷 （如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等）由 支承结构承受并传至发动机机匣上，最后由机匣通 过安装节传至飞机构件中。
在发动机中，转子采用几个支承结构（支点）， 安排在何处，称为 转子支承方案 。
12
转子支承方案的表示方法（简图和代号）：
的 两 支
19
图2-7 0-2-0支承方案
图2-8 1-0-1支承方案
20
二、双转子和三转子支承方案
多转子发动机中，转子数多，支承数目多，而且低压转 子轴要从高压转子轴中心穿过，使结构复杂，但原则上仍以 每个转子分别进行处理。
与单转子发动机不同的是，有些支点不直接安装在承力 机匣上，而是装在另一个转子上，通过另一转子的支点将负 荷外传，由于这个支点是介于两个转子之间的，所以称为 中 介支点 。中介支点中的轴承，则称为 中介轴承或轴间轴承 。 在多数发动机中，采用中介支点，可使发动机长度缩短，承 力机匣数减少。但是轴间轴承的润滑较困难，轴承工作条件 较差，而且装拆也比较复杂。
图2-2 浮动套齿联轴器
16
J47 单转子涡轮喷气发动机转子的 1-3-0四支点 支承方案。
图2-3 1-3-0的四支点支承方案
17
2) 3支点方案
第2.1节 航空燃气涡轮发动机的组成 第2.2节 转子支承方案 第2.3节 联轴器 第2.4节 支承结构 第2.5节 静子承力系统
1
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
3
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
4
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成 1. 进气道
在燃气涡轮发动机中，发动机转子通过 支承结 构 支承于发动机机匣上。转子上承受的各种负荷 （如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等）由 支承结构承受并传至发动机机匣上，最后由机匣通 过安装节传至飞机构件中。
在发动机中，转子采用几个支承结构（支点）， 安排在何处，称为 转子支承方案 。
12
转子支承方案的表示方法（简图和代号）：
的 两 支
19
图2-7 0-2-0支承方案
图2-8 1-0-1支承方案
20
二、双转子和三转子支承方案
多转子发动机中，转子数多，支承数目多，而且低压转 子轴要从高压转子轴中心穿过，使结构复杂，但原则上仍以 每个转子分别进行处理。
与单转子发动机不同的是，有些支点不直接安装在承力 机匣上，而是装在另一个转子上，通过另一转子的支点将负 荷外传，由于这个支点是介于两个转子之间的，所以称为 中 介支点 。中介支点中的轴承，则称为 中介轴承或轴间轴承 。 在多数发动机中，采用中介支点，可使发动机长度缩短，承 力机匣数减少。但是轴间轴承的润滑较困难，轴承工作条件 较差，而且装拆也比较复杂。
图2-2 浮动套齿联轴器
16
J47 单转子涡轮喷气发动机转子的 1-3-0四支点 支承方案。
图2-3 1-3-0的四支点支承方案
17
2) 3支点方案
战机机尾喷管工作原理
战机机尾喷管工作原理
战机机尾喷管是飞机发动机的重要组成部分，通过喷出高速气流产生推力，推动飞机前进。
它的工作原理主要包括以下几个方面：
1. 喷气效应：喷管内燃烧燃料产生高温高压气体，经过喷嘴排出，产生高速气流，根据牛顿第三定律，气流向后冲，推动飞机向前运动。
2. 喷管形状和喷口设计：喷管内壁经过精心设计，以实现最高效的喷气效果。
常见的喷管形状包括喇叭形、喇叭状膨胀型、可变喷管等。
喷口也被精确地设计成适当的尺寸和形状，以控制气流速度和方向。
3. 负压效应：喷管工作时，在喷嘴的周围形成一个较低压区域。
这种负压效应可以进一步增加喷气效果，增大推力。
4. 后掠板：喷管内还配备了后掠板，它们可以根据喷气流量和飞行状态进行调整，以优化喷气效果和推力。
这些后掠板通常由电动、液压或气压控制。
5. 调节系统：战机机尾喷管通常配备有调节系统，可以根据不同的飞行阶段和任务要求来调整喷气流量和喷气方向。
这些调节系统可以通过电脑、传感器和执行器进行控制。
通过喷管工作原理的优化设计和精确控制，战机可以获得更高的推力和飞行性能，从而提高机动性、速度和作战能力。
发动机原理第二章尾喷管PPT课件
发动机原理第 二章尾喷管
反推装置
垂直/短距 起降喷管
推力矢量 喷管
苏-27眼镜蛇
矢量喷管
F119
矢量喷管
EJ200
矢量喷管
F100-PW-229
苏-37特技飞行
苏-37特技飞行
二维收-扩矢量喷管特点
提高机动性与操纵性 减少飞机尾部阻力 缩短 STOL 距离 降低红外、雷达信号特征 可用大角度俯冲， 提高投射武器精度
固定的收敛-扩张喷管 可调的收敛-扩张喷管 带中心锥体的喷管 引射喷管
固定的收敛-扩张喷管
当喷管为固定 的面积比A9/A8时， 只对应某一个特定 的膨胀比，可以使 气流在喷管出口达 到完全膨胀，偏离 此膨胀比，都回造 成推力损失。
可调节的收敛-扩张喷管
随飞行状态变 化,由马达带动作动 筒拉动拉杆,改变喷 管临界截面积、出 口截面积,使气流尽 可能在出口处达到 完全膨胀。
带中心锥体的喷管
由中心锥体和外 罩组成
外罩出口处形成 喷管临界截面
气流绕外罩唇口 产生膨胀波，膨胀加速
沿轴向移动中心 锥体实现临界截面调节
引射喷管
由一个纯收敛喷管和一个同心的外套筒组 成。
收敛喷管排出发动机高压燃气，引射外套 筒的二股气流；
主气流在周围亚音气流中膨胀，形成“流体” 壁面扩张段，主气流继续减速，高速排出。
3、分类
纯收敛型 收敛--扩张 型 塞式 引射 推力矢量 带反推
按流路通道分： 收敛 收敛--扩张
二、工作原理
1、排气速度
绝能流动
进出口总焓相等
如果在出口 达到完全膨胀
用总压恢复 系数考虑流动损失
排气速度正
比于T4*、P4*/ P0
e —
反推装置
垂直/短距 起降喷管
推力矢量 喷管
苏-27眼镜蛇
矢量喷管
F119
矢量喷管
EJ200
矢量喷管
F100-PW-229
苏-37特技飞行
苏-37特技飞行
二维收-扩矢量喷管特点
提高机动性与操纵性 减少飞机尾部阻力 缩短 STOL 距离 降低红外、雷达信号特征 可用大角度俯冲， 提高投射武器精度
固定的收敛-扩张喷管 可调的收敛-扩张喷管 带中心锥体的喷管 引射喷管
固定的收敛-扩张喷管
当喷管为固定 的面积比A9/A8时， 只对应某一个特定 的膨胀比，可以使 气流在喷管出口达 到完全膨胀，偏离 此膨胀比，都回造 成推力损失。
可调节的收敛-扩张喷管
随飞行状态变 化,由马达带动作动 筒拉动拉杆,改变喷 管临界截面积、出 口截面积,使气流尽 可能在出口处达到 完全膨胀。
带中心锥体的喷管
由中心锥体和外 罩组成
外罩出口处形成 喷管临界截面
气流绕外罩唇口 产生膨胀波，膨胀加速
沿轴向移动中心 锥体实现临界截面调节
引射喷管
由一个纯收敛喷管和一个同心的外套筒组 成。
收敛喷管排出发动机高压燃气，引射外套 筒的二股气流；
主气流在周围亚音气流中膨胀，形成“流体” 壁面扩张段，主气流继续减速，高速排出。
3、分类
纯收敛型 收敛--扩张 型 塞式 引射 推力矢量 带反推
按流路通道分： 收敛 收敛--扩张
二、工作原理
1、排气速度
绝能流动
进出口总焓相等
如果在出口 达到完全膨胀
用总压恢复 系数考虑流动损失
排气速度正
比于T4*、P4*/ P0
e —
飞机发动机维护—尾喷管
波纹型或花 瓣型消声器
二 消除噪音方法 2）利用吸音材料
降噪原理：尾喷管内壁面装吸音材料， 将声能变成热，降低噪音
二 消除噪音方法 3）改变振动频率
降噪原理：高频振动容易被大气吸收，传播距离不远，故变低频 振动为高频振动，降低噪音
4）改变发动机内部设计
降噪原理：应用声学原理设计发动机内部结构，比如合理选择转 子叶片与静子叶片数目、采用无进口导流叶片的单级风扇
纯喷气发动机和低涵道比涡轮风扇发动机中，噪声的主要来源是尾喷 气流。涡轮和压气 机的噪声相比之下微不足道。对于高涵道比涡轮风 扇发动机而言，重点是风扇和涡轮噪声。
一 喷管噪音产生来源
• 发动机转动和气流高速流过各 部件都会产生噪音
• 低涵道比风扇和纯喷气发动机， 喷管气流噪音是主要噪音源
• 高涵道比风扇发动机，主要噪 音源是风扇和涡轮
亚音速气流流过收敛形通道，膨 胀加速，高速喷出，气体热能和 压力能转换成动能
气流流过收敛管的参数变化关系
二 亚音速喷管参数
1)可用落压比 喷管进口处的总压与喷管出口外的反压（外界环境压力）的比值称为可用 落压比。 2)实际落压比 喷管进口处的总压与喷管出口处静压的比值称为实际落压比。 3)喷管的总压恢复系数 喷管出口处的总压与喷管进口处的 总压之比。 4)喷气速度 影响喷气速度的因素有：喷管进口总温，喷管实际落压比和流动损失。
四
涡扇发动机的排 气方式
PART
过渡页
Transition Page
17
涡轮风扇发动机的排气 有两股气流： ✓低温的外涵空气流 ✓高温的内涵燃气流
其排气方式主要有： ✓分开排气 ✓混合排气
五
降噪方法
PART
过渡页
发动机原理第2章(尾喷管)
kg
o工作状态与A9无关
o出口气流速度最高只能达到当地音速 o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
C9 eC9 ad e
2
kg kg 1
RTt 7
纯收敛型喷管
当喷管处于超临界状态气流在出口 不能达到完全膨胀推力损失， 用推力系数CFG描述 CFG＝ 实际推力/理想完全膨胀推力
1、排气速度C9
绝能流动
C92 ht 7 ht 9 h9 2 C92 Cpg (Tt 9 T 9 ) Cpg (Tt 7 T 9 ) 2 T9 C9 2Cpg Tt 9 [1 ( )] Tt 9 当气流在尾喷管中达到等熵完全膨胀时： C9 ad 2Cpg Tt 7 [1 ( 1 pt 7 p0
k g 1 k g 1
进出口总焓相等 排气速度正比于
Tt7和e
)
kg
]
e ＝Pt7/ P0
喷管可用膨胀比
因存在流动损失，引入速度损失系数e C9 eC9 ad e 2Cpg Tt 7 [1 ( 1
e
)
kg
]
2、纯收敛型喷管
o 临界：
o
7
9
收敛喷管按可用膨胀比π e的大小划分三种工作状态
P0 A8 由流量连续条件，可导出： =(9 ) 9 =q(9 ) Pt9 A9
A8
A9
带中心锥体的喷管
由中心锥体和外罩组成
外罩出口处形成喷管临
界截面 气流绕外罩唇口产生膨 胀波，膨胀加速 沿轴向移动中心锥体实 现面积比(A9/A8)的调节
引射喷管
由一个纯收敛喷管和一个同心的外套筒组成
第二节 尾喷管
一、功能及设计要求 1、功能
o工作状态与A9无关
o出口气流速度最高只能达到当地音速 o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
C9 eC9 ad e
2
kg kg 1
RTt 7
纯收敛型喷管
当喷管处于超临界状态气流在出口 不能达到完全膨胀推力损失， 用推力系数CFG描述 CFG＝ 实际推力/理想完全膨胀推力
1、排气速度C9
绝能流动
C92 ht 7 ht 9 h9 2 C92 Cpg (Tt 9 T 9 ) Cpg (Tt 7 T 9 ) 2 T9 C9 2Cpg Tt 9 [1 ( )] Tt 9 当气流在尾喷管中达到等熵完全膨胀时： C9 ad 2Cpg Tt 7 [1 ( 1 pt 7 p0
k g 1 k g 1
进出口总焓相等 排气速度正比于
Tt7和e
)
kg
]
e ＝Pt7/ P0
喷管可用膨胀比
因存在流动损失，引入速度损失系数e C9 eC9 ad e 2Cpg Tt 7 [1 ( 1
e
)
kg
]
2、纯收敛型喷管
o 临界：
o
7
9
收敛喷管按可用膨胀比π e的大小划分三种工作状态
P0 A8 由流量连续条件，可导出： =(9 ) 9 =q(9 ) Pt9 A9
A8
A9
带中心锥体的喷管
由中心锥体和外罩组成
外罩出口处形成喷管临
界截面 气流绕外罩唇口产生膨 胀波，膨胀加速 沿轴向移动中心锥体实 现面积比(A9/A8)的调节
引射喷管
由一个纯收敛喷管和一个同心的外套筒组成
第二节 尾喷管
一、功能及设计要求 1、功能
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2020年9月27日
6
二、工作原理
排气速度
• 绝能流动
h4*
h9*
h9
v92 2
v92 2
c
p
(T9*
T
9)
• 假设在喷管出口达到完全膨胀 p9 p0
T9 T9*
(
p9 p9*
)
1
v9
2c pT9*[1
(
p0 p9*
1
)
]
2020年9月27日
7
二、工作原理
排气速度 • 总压恢复系数
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三、纯收敛型喷管
3、推力损失 • 推力公式 F qmgv9 qmav0 A9 ( p9 p0 )
• 推力损失系数
[1 qmgv9 qmav0 A9 ( p9 p0 )]100%
qmg v9 qmav0
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三、纯收敛型喷管
4、示例
某发动机采用纯收敛型喷管，进口空气流量100kg/s，飞行速 度500m/s，环境压力100000Pa，喷管内总压580000Pa，总温 1000K。（忽略发动机进、排气的流量差异，忽略流动损失）
(M
2 a
1)
dV V
为使达到音速的气流继续膨胀，必须用扩张通道2020年9月27日 Nhomakorabea21
四、收敛-扩张型喷管
1、结构形式 • 固定的收敛-扩张喷管 • 可调的收敛-扩张喷管 • 带中心体的喷管 • 引射喷管
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四、收敛-扩张型喷管
2、固定的收敛-扩张喷管
qmg K
p* Aq
第二章 发动机部件工作原理
第二章 发动机部件工作原理
• 第一节 气动热力基础 • 第二节 进气道 • 第三节 尾喷管 • 第四节 压气机 • 第五节 涡轮 • 第六节 燃烧室
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第三节 尾喷管
一、功能/设计要求 1、功能 • 燃气膨胀加速，气流高速排出，产生反作
用推力； • 调节喷管临界截面积改变发动机工作状态； • 推力换向。
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p9* p9*d p9 p0,过度膨胀
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四、收敛-扩张型喷管
2、固定的收敛-扩张喷管
当喷管为固定的面积比A8/A9 时，只对应某一个特定的状 态，可以使气流在喷管出口 达到完全膨胀，偏离此状态， 都会造成推力损失。
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四、收敛-扩张型喷管
3、可调的收敛-扩张喷管 • 随飞行状态变化，由电机带动作动筒拉动
（1）判断喷管工作状态
（2）计算尾喷管出口静压
（3）计算尾喷管排气速度
（4）计算发动机推力
（5）若改进尾喷管，使气体能够完全膨胀，那么发动机推 力将提高多少？
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三、纯收敛型喷管
4、示例
（1）判断喷管工作状态
cr
p9* p0
1
11 2
1.8506
5.8 cr 喷口工作于临界状态
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一、功能/设计要求
2、设计要求 • 流动损失小 • 尽可能完全膨胀 • 排气方向尽可能沿所希望的方向 • 根据需要，截面积几何尺寸可调 • 噪音低
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一、功能/设计要求
3、分类 • 纯收敛型
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一、功能/设计要求
3、分类 • 收敛-扩张型
（5）若改进尾喷管，使气体能够完全膨胀，那么发动机推 力将提高多少？
v9
2cpT9*[1
(
p0 p9*
1
) ]
905.870
F qmgv9 qmav0 40587
F F F 3925(N)
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三、纯收敛型喷管
4、示例 气体流速、马赫数与通道截面积的关系：
dA A
T*
K
p8* T8*
A8q 8 K
p9*
T9*
A9q
9
q 9
A8
A9 e
定值
e
p9* p8*
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四、收敛-扩张型喷管
2、固定的收敛-扩张喷管
q 9
A8
A9 e
9 , Ma9定值
p9*
p9
1
2
1
Ma92
1
完全膨胀，p9 p0 设计点p9*d p9* p9*d p9 p0,不完全膨胀
拉杆，改变喷管临界截面积、出口截面积 ，使气流尽可能在出口处达到完全膨胀。
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四、收敛-扩张型喷管
4、带中心体的喷管 • 由中心体和外壳组成 • 外壳出口处形成喷管
• 临界 p9 p0
Ma 1
p9*
p9 1
2
1
M
2 a
1
cr
p9* p0
1
2
1
1
1.85
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三、纯收敛型喷管
2、工作状态
• 亚临界
p9* p0
cr
1.85
• 超临界：
p9* p0
cr
1.85
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p9 p0 p9 p0
Ma 1 Ma 1
（2）计算尾喷管出口静压
p9
p9*
(1 1)1
313411Pa
2
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三、纯收敛型喷管
4、示例
（3）计算尾喷管排气速度
cp
1
Rg
1160.727(J
/ kg
K)
v9
2cpT9*[1
(
p9 p9*
1
) ]
573.402(m
/
s)
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三、纯收敛型喷管
e p9* p4*
• 膨胀比
e p4* p0
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v9
2cpT9*[1
(
p0 p9*
1
)
]
2cpT9*[1
(
1
e
e
)
1
]
(Fs v9 )
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三、纯收敛型喷管
1、结构形式 • 固定的收敛喷管 • 可变出口截面的收敛喷管
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三、纯收敛型喷管
2、工作状态
4、示例
（4）计算发动机推力
qmg K
p9* T9*
A9q
9
q9 1
A9
qmg K
T9* p9*
100 1000 0.03968 580000
0.1374m2
F qmgv9 qmav0 A9 ( p9 p0 ) 36662N
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三、纯收敛型喷管
4、示例
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三、纯收敛型喷管
2、工作状态 • 亚临界及临界的推力公式
F qmgv9 qmav0
• 超临界的推力公式
F qmgv9 qmav0 A9 ( p9 p0 )
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三、纯收敛型喷管
3、推力损失 • 出口气流速度最高只能达到当地音速，当
•
p9* p0
cr
1.85
时，
p9 p0 ,
Ma9 1
• 喷管处于超临界状态。
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三、纯收敛型喷管
3、推力损失 • 尾喷口实际排气速度： v9
2cpT9*[1
(
p9 p9*
1
)
]
• 完全膨胀时排气速度：v9
2cpT9*[1
(
p0 p9*
1
)
]
• p9 p0 v9 v9 这将造成推力损失