发动机原理(第二章尾喷管)shangzai
发动机原理 第二章 发动机理想循环
“定压线” 缓慢上升 “定容线” 4 快速上升
2
12’’m3’’4’’1： 混合加热循环 于是有：
1
4'
4''
Q2v >Q2m >Q2p ηt p >ηt m >ηt v
S
放热线
4. 动力性——循环平均压力（pt）
a. 定 义 式 ： pt
w （工质所做循环净功） Vs （气缸工作容积）
pa ptv ( 1) tv 1 k 1
k
(2)
③在定容循环中 当λ ↑，虽然ηtv=常数，但根据（2）式有：ptv ↑。
加热量不变，压缩比不变，
λ，热效率提高（循环acz'b'a）。
Q λ 1v Q (( λ )) 1v
Q λ 1v Q (( λ )) 1v
2 4' 4 1 4''
1—2—m—3’’—4’’—1： 混合加热循环 于是有：
Q2p >Q2m >Q2v ηt v >ηt m >ηt p 注意： ε汽<<ε柴
放热线
②第二种情况 当Q1= 常数，最高压力 p3 =p3' =常数 12341 ： 吸热线 3 定容加热循环 3'' T m 3' 12’3’4’1： 2' 定压加热循环 2'' 有：Q2v >Q2p
在绝热过程中，当压缩比为定值，压缩起点一样时，其 在T—S图上的线段等长，且位置一样。
由熵 变 通 式 ：s2 s1 s1 2
T2 v2 cv Ln R Ln T1 v1
发动机原理第2章
2、进气终了温度Ta
＞ Ta
T0
⊿ Ta = Ta –Ts: （1）进气予热（汽油机），分配均匀
（2）接触高温机件
（3）残余废气加热
（4）液体燃料蒸发吸热（汽油机）
▪
⊿侧T。a增加，则ρa下降， φc下降，柴油机进排气管分在两
▪
影响因素
➢
n 增加—⊿ Ta下降（接触时间短）
➢
负荷增加—⊿ Ta增加（残余气体温度增加，零件温度增加）
▪
排气门开到排气下止点缸内气体压力高于排气管内
的排气背压，缸内气体可以自由地排出缸外（另一
种划分方法：排气门开到缸内压力接近排气管内压
力）。
▪
为降低排气消耗功，排气门提前开，排气门提前角
30—80°
第一节 四冲程内燃机的换气过程
（二）强制排气阶段
▪
下止点到上止点，活塞推出缸内气体，强制排出缸
外。
▪
特点：流速高，压差大，排气损失增大。
▪
为降低排气功和降低φr，排气门迟关，惯性排气，
10—70°
第一节 四冲程内燃机的换气过程
1、超临界排气
▪
排气门打开初期：
k
pII
2
k1
pI k 1
▪
缸内压力在0.2—0.5MPa之间，处于超临界流动，废
气以当地音速流出。
第一节 四冲程内燃机的换气过程
Байду номын сангаас
30°。
▪
非气增门压重柴叠油角机，： 以进 提气 高管 常压 用力 转接 速内近的P0充，量允，许一适般当在采2用0—较大
80°。
▪
增压柴油机：进气压力大于排气压力，一部分新气通过
喷管工作原理
喷管工作原理
嘿，朋友们！今天咱们来聊聊喷管工作原理呀！
哎呀呀，说起这喷管工作原理，那可真是相当有趣且重要呢！
首先呢，咱们得明白啥是喷管？喷管呀，简单来说就是一种能让流体加速的装置哇！那它到底是咋工作的呢？
咱们来瞧瞧这第一点哈，喷管内部的压力变化起着关键作用呀！在喷管入口处，压力较高，而随着流体往出口流动，压力逐渐降低呢。
哇塞，这压力差就像一股强大的推力，推动着流体加速前进！
接下来第二点哦，喷管的形状也很重要哟！不同形状的喷管，其加速效果可不一样呢。
比如说收缩喷管和扩张喷管，它们的工作原理就有差别呀。
收缩喷管能让亚音速流体加速，而扩张喷管呢，则更擅长让超音速流体进一步加速！是不是很神奇呀？
再说说这第三点，喷管的工作还和周围环境有关呢！如果外部环境压力变化，喷管的工作状态也会跟着改变哟。
哎呀呀，这可真是牵一发而动全身呐！
还有哦，喷管在很多领域都发挥着巨大作用呢！在航空航天领域，火箭发动机里的喷管可是让火箭飞得又高又快的关键部件呀！在工业生产中，喷管也用于各种气体和液体的输送和加速。
哇，想想看，如果没有喷管，那得是多大的损失呀！
总之呢，喷管工作原理看似复杂，其实只要咱们一步步深入了解，就会发现其中的奥妙和乐趣！朋友们，你们是不是对喷管工作原理有了更清晰的认识啦？。
航空发动机的喷管工作原理及分类
航空发动机的喷管工作原理及分类摘要：本文对喷管的作用及其原理进行了分析，除了比较常见的拉瓦尔喷管和亚声速喷管，本文还着重分析介绍了其他形式的喷管。
例如降噪喷管、推力矢量喷管、引射喷管等。
关键词：拉瓦尔喷管；降噪喷管；引射喷管喷管是涡喷和涡扇发动机排气系统的主要部件，其功用有两个方面，一是使高温、高压燃气的总焓有效地转化为燃气的动能；二是根据需要来改变发动机的工作状态以及改变推力的方向和大小。
混合器是混合排气式涡扇发动机所特有的部件，其功能是实现内外涵道气流的高效混合，为后续的加力燃烧室和喷管提供尽可能均匀的进气条件。
1 发动机对排气系统的要求及喷管的类型1.1对排气系统的要求为获得良好的发动机整机性能，对排气系统的要求主要有：（1）在各种飞行条件和发动机工作状态下，都能以最小的损失将燃气的焓转变为气体的动能。
（2）根据飞行需要有效地调节发动机的工作状态，并且外部阻力要小。
（3）有效地控制发动机推力的矢量（方向），满足垂直/短距起飞和高机动性能要求。
（4）能有效地抑制噪音和红外线辐射。
（5）结构简单，可靠性高，维修方便，寿命长。
1.2喷管的类型对喷管的分类有多种方法。
例如，根据设计状态下燃气在喷管中的膨胀程度，可分为亚声速喷管和超声速喷管两大类。
若根据喷管的几何尺寸是否可调，也可分为固定式喷管和可调式喷管。
若根据喷管的排气方向是否变化，有直喷式、反推式和推力矢量式喷管。
亚声速喷管的流道为收敛形。
它又包括几何固定式和几何可调式（主要是出口截面积可调）两种，分别称为固定式收敛喷管和可调式收敛喷管。
超声速喷管的流道为收敛-扩散形，又称为拉瓦尔喷管。
收敛-扩散形喷管也分为固定式和可调式两种，其中可调式指的是喷管的最小截面积（又称为喉道面积）和出口截面积均可调节。
除了收敛-扩散形喷管外，超声速喷管还有引射喷管、中心锥体式喷管等。
收敛形喷管和收敛-扩散形喷管一般都是轴对称的三维结构喷管。
但由于未来先进军用战斗机对机动性和隐身性能的需要，也有非轴对称喷管和二维结构喷管得到应用。
发动机原理第二章燃烧室
航空发动机燃油喷嘴必须具备使燃油雾化的功能。
工作过程及主要零组件
点火 一般利用外电源，使高压火花塞打火。 一般有两个点火器。
燃烧回流区的形成与作用
三、工作过程及主要零组件
形成： 气流经火焰筒头部的扰流器，形成一股旋转气流，在火焰筒的中心造成低压区，下游一部分气流逆流补充，形成回流。
作用
稳定的点火源
调试需大型气源
装拆维护较困难
环形火焰筒
工作过程及主要零组件 气流扩压减速 压气机出口气流速度 150m/s 30~45m/s 扩压器 扩压损失
喷油雾化
三、工作过程及主要零组件
为使燃油在非常短的时间内与气流充分掺混，达到完全燃烧，靠燃油喷嘴喷入雾状燃油，扩大燃料与周围气体的接触面，加快蒸发、汽化，形成混气，以利于完全燃烧。
对燃油破膜、雾化、掺混
5、对燃烧过程进行组织
在火焰筒内进行燃烧组织
分不同部位、不同量进气
分区：主燃区、补燃区、掺混冷却区
三、工作过程及主要零组件
约15%的气流从火焰筒头部旋转进入，形成回流区，与油碰撞、掺混、燃烧；
约20%的气流从梢后的大孔进入，回流，补充燃烧；
在火焰筒头部中心处形成主燃区，按恰当油气比形成混气，保证燃烧稳定、充分，燃气温度高达2600K。
相似准则
燃烧室熄火特性 余气系数 贫油熄火边界 富油熄火边界 进气流速 总压损失特性
小节
功能及基本性能要求 燃烧室结构形式 主要零组件 工作过程 特性
最恰当油气比：f0 = 1/ l0 0.068
= 1: 最恰当油气比
1: 贫油状态
1: 富油状态
2、基本性能要求
”ห้องสมุดไป่ตู้
压力损失小 摩擦、扩压、掺混、加热热阻 用总压恢复系数描述
发动机原理第二章(第2次课)
气缸壁放热；
膨胀和排气过程工质始终向外放热，因此有大量的热量损失.
（三）传热损失
与理论循环相比， 示功图上减少的有 用功面积将大于压 缩线下所增加的面 积，其差值即为实 际循环的传热损失。 传热损失的存在， 使循环的热效率和 循环的指示功都有 所下降，同时增加 了内燃机受热零件 的热负荷。
即 V a ，对不同类型的发动机有不同的要求。 Vc
理论上 则 t ，希望 越大越好。实际
上对 有一定的限制。
三、实际循环的四个环节
（二）压缩过程 ① 的上限
a. 对点燃式内燃机（如汽油机，煤气机），在缸内被压缩 的是空气与燃料的混合物，上限受到可燃混合气早燃或爆 燃的限制。因此，上限取值应考虑到燃料的性质，传热条 件及燃烧室结构等因素。
（二）换气损失
实际循环
1.为尽可能降低排气阻力，排气门需要提前开启，燃 气在膨胀到下止点前从气缸内排出(沿b1d1线)，这将 使示功图上的有用功面积减少(图中阴影区)；
2.在排气和吸气行程中，气体在流经进排气管、进排 气道以及进排气门时，不可避免地存在着流动阻力损 失，也需要消耗一部分有用功。
3.由于进气压力(压缩始点压力)pa低于大气压力，使 整个压缩线ac位于理论压缩线atct的下方。
b. 对压燃式发动机（如柴油机），应保证压缩终点的 温度不低于燃料着火燃烧的自燃温度。
化油器式汽油机 6.5～1机 16～22（直喷式16～18，间喷式18～23 ）
增压柴油机 11～17
三、实际循环的四个环节
（二）压缩过程
（3）多变压缩指数 实际循环中，压缩过程是一个多变过程，其压缩多变指
子气体大，且随着温度的上升而增大，
心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（二）
心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（二）在很大程度上，喷管的形状决定着它的性能，所以喷管设计的基本问题，是如何用具有最小重量和最小热交换的喷管来获得最大推力。
在一般的设计过程中，工程师往往会先选定发动机的设计工作参数来设计用于特定马赫数和压力比的喷管，由于飞机的飞行包线越来越广，发动机的工况的变化范围也随之越来越大，这就要求喷管还应能够在较大的非设计高度和马赫数范围内工作；同时，作为一个工业产品，喷口又应尽可能设计的加工简单、成本低。
综合以上的这些设计要求，喷管虽然看似简单，设计起来可不是轻而易举的事情。
众所周知，任何的气动元件都会导致气体的流动损失。
喷管的流动损失主要来自两个方面。
首先是流动过程的损失，包括附面层和非设计工况的影响，虽然两者在喷管中往往需要复杂的微分方程来描述，但我们可以用一个很形象的例子来感受一下附面层的影响：拿一根长细管，努力吹气，感觉一下吹气的阻力；然后把吸管剪断一半再吹气，会发现阻力明显小了很多。
而非设计工况分为过度膨胀与不完全膨胀，其中前者可以理解成整个喷管需要额外获得能量完成气体的膨胀过程，而后者可以理解为气体的能量并没有完全释放给飞机。
由于牵扯太多的理论推导，关于这部分的内容本文不再详述，有兴趣的读着可以查阅有关气体动力学的书籍。
喷管与常规的气动管道最大的不同在于其中流动的是高温气体，而这个高温气体不同于汽轮机中的高温蒸汽亦或者斯特林发动机里的热空气，而是通过燃烧得来的燃气，这就使得导致航空燃气轮机的喷管效率下降的诸多因素中，有一个我们常常忽视的因素——化学平衡。
在燃烧室中，高温使大量燃烧产物离解成原子和自由基。
例如，在碳氢化合物-氧的燃烧产物中，包含有氢原子、氧原子、羟基和一氧化碳，所有这些成分都与主要燃烧产物——水和二氧化碳处于化学平衡状态。
离解过程所耗费的能量是靠降低气体温度而得到的。
当气体流过喷管时，静温和静压都有所下降。
温度的下降使原子和自由基又复合成稳定的分子，而压力的降低则阻碍这过程的进行。
航空发动机
航空发动机尾喷管关键字：航空发动机尾喷管摘要：尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。
它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。
一、概述在航空燃气轮机上，尾喷管的功能是将从涡轮(或加力燃烧室)流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓转变为动能，从尾喷管高速喷出，产生反作用推力。
有的尾喷管还带有反推力装置，以缩短飞机着陆时的滑行距离；有的尾喷管还带有消音装置，以减少排气的噪声；有的尾喷管可以改变射流方向，称为矢量喷管，它可以使燃气射流向上下左右不同方向偏转一个可以操纵的角度，对飞机产生一个俯仰或左右偏转的力矩，便于在高速飞行中对飞机进行操纵和控制。
二、亚声喷管与超声喷管(Subsonic Nozzle and Supersonic Nozzle)根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以分为亚声速喷管和超声速喷管两类。
亚声速喷管为收敛形喷管，超声速喷管为收敛扩张形喷管。
尾喷管的压力降(或称膨胀比)以进口截面的总压p5*与出口截面以外的外界大气压力p0之比来表示：能使尾喷管出口气流速度达到声速的膨胀比称为临界膨胀比，即（4.4-1) 式中k'──工质的比热比。
若燃气的比热比k'=1.33，则πe,cr=1.85。
涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机在地面工作时尾喷管的膨胀比根据发动机设计参数的不同可以在很大范围内变化，很多发动机πe在1.5～2.5范围内。
当发动机在超声速条件下飞行时，由于进气道的冲压增压，尾喷管的膨胀比将大得多。
下图给出了作用在收敛形尾喷管内外壁上压力的分布。
尾喷管外壁为均匀的外界大气压力p0，内壁的静压p则大于外界大气压力，随着气流在尾喷管内加速流动，静压下降，到尾喷管出口处，静压降至外界大气压。
当尾喷管的膨胀比达到或超过临界值以后，尾喷管出口最小截面处的气流速度达到声速。
在这种情况下尾喷管出口以外的压力变化不再影响尾喷管内的气体流动，也就不会影响发动机内部的工作。