发动机原理第二章尾喷管-PPT课件
合集下载
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
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。
发动机工作原理与总体构造讲优秀课件
发动机工作原理与总体构造讲优秀 课件
二冲程发动气机工油作机原理课工与件总作体剖构造面讲优图秀
3．工作过程
以采用曲轴箱扫气的单缸二冲程汽油机为例： 上行冲程：活塞上移，三个孔均关，开始压缩气体， 同时，活塞上移使曲轴箱出现真空，上行到进气 孔打开时，新鲜混合气进入曲轴箱。 下行冲程：活塞接近上止点时，电火花产生点燃 可燃混合气，使其温度、压力上升，推动活塞下 行作功，行致排气口打开，废气排出。另外，进 气口关闭，下行活塞使其压缩，受压气体经扫气 口进入气缸，完成换气过程。
kPa
排气门关闭
上 止
P点
下 止 点
活
塞
c
大气压力线 r a
发动机工作原理与总体构造讲优秀 课件
示功图
V
（3）作功行程
（燃烧及膨胀行程）
在压缩上止点前10 －15 ºCA，火花塞 点火，引燃可燃混 合气，形成火焰中 心。 高温高压燃气推动 活塞下行，对外作 功：p=3－5MPa； T=2200－2700K。
发动机工作原理与总体构造讲优秀 课件
（3）作功行程
在压缩行程结束时，喷油泵将柴油泵入喷油器， 并通过喷油器喷入燃烧室。因为喷油压力很高，喷 孔直径很小，所以喷出的柴油呈细雾状。细微的油 滴在炽热的空气中迅速蒸发汽化并借助于空气的运 动，迅速与空气混合形成可燃混合起。由于气缸内 的温度远高于柴油的自燃点，因此柴油随即自行着 火燃烧。燃烧气体的压力、温度迅速升高，体积急 剧膨胀。在气体压力的作用下，活塞推动连杆，连 杆推动曲轴旋转做功。
第二章 发动机工作原理与 总体构造
发动机工作原理与总体构造讲优秀 课件
第一节、发动机基本术语和类型
知识点：
发动机的基本术语 发动机的总体构造 发动机的分类
二冲程发动气机工油作机原理课工与件总作体剖构造面讲优图秀
3．工作过程
以采用曲轴箱扫气的单缸二冲程汽油机为例： 上行冲程：活塞上移，三个孔均关，开始压缩气体， 同时，活塞上移使曲轴箱出现真空，上行到进气 孔打开时，新鲜混合气进入曲轴箱。 下行冲程：活塞接近上止点时，电火花产生点燃 可燃混合气，使其温度、压力上升，推动活塞下 行作功，行致排气口打开，废气排出。另外，进 气口关闭，下行活塞使其压缩，受压气体经扫气 口进入气缸，完成换气过程。
kPa
排气门关闭
上 止
P点
下 止 点
活
塞
c
大气压力线 r a
发动机工作原理与总体构造讲优秀 课件
示功图
V
（3）作功行程
（燃烧及膨胀行程）
在压缩上止点前10 －15 ºCA，火花塞 点火，引燃可燃混 合气，形成火焰中 心。 高温高压燃气推动 活塞下行，对外作 功：p=3－5MPa； T=2200－2700K。
发动机工作原理与总体构造讲优秀 课件
（3）作功行程
在压缩行程结束时，喷油泵将柴油泵入喷油器， 并通过喷油器喷入燃烧室。因为喷油压力很高，喷 孔直径很小，所以喷出的柴油呈细雾状。细微的油 滴在炽热的空气中迅速蒸发汽化并借助于空气的运 动，迅速与空气混合形成可燃混合起。由于气缸内 的温度远高于柴油的自燃点，因此柴油随即自行着 火燃烧。燃烧气体的压力、温度迅速升高，体积急 剧膨胀。在气体压力的作用下，活塞推动连杆，连 杆推动曲轴旋转做功。
第二章 发动机工作原理与 总体构造
发动机工作原理与总体构造讲优秀 课件
第一节、发动机基本术语和类型
知识点：
发动机的基本术语 发动机的总体构造 发动机的分类
发动机原理第2章(尾喷管)
制定详细的测试流程和规范，确保测试结果 的准确性和可靠性。
数据处理
对测试数据进行整理、分析和处理，提取尾 喷管性能的关键参数和指标。
结果评估
根据测试结果，评估尾喷管的性能水平，提 出改进措施和建议。
04 尾喷管的应用与发展
CHAPTER
尾喷管的应用场景
航空领域
尾喷管在航空领域中主要 用于控制飞机的飞行方向 和速度，以及提供必要的 推力。
尾喷管类型
收敛型尾喷管
01
这种尾喷管出口截面逐渐减小，气流速度逐渐增加，适用于低
速和亚音速飞行。
பைடு நூலகம்
收敛-扩张型尾喷管
02
这种尾喷管出口截面先减小后增大，气流速度先增加后减小，
适用于高速和超音速飞行。
扩张型尾喷管
03
这种尾喷管出口截面逐渐增大，气流速度逐渐减小，适用于超
音速飞行。
尾喷管功能
产生推力
尾喷管将燃气排出，产生反作用力，即推力。
热管理
合理控制尾喷管内的温度分布，防止局部过 热，提高工作稳定性。
结构设计
优化尾喷管的形状、尺寸和内部结构，提高 推力和效率。
控制策略
采用先进的控制算法和传感器，实现尾喷管 的智能控制，提高性能和可靠性。
尾喷管的性能测试
实验设备
建立专业的尾喷管性能测试平台，包括燃烧 室、测量仪器和控制设备等。
测试流程
推力
尾喷管产生推力的大小，是衡 量其性能的重要指标。
效率
尾喷管将燃料燃烧产生的热量 转化为推力的效率。
稳定性
尾喷管在各种工况下的工作稳 定性，包括温度、压力和流速 等。
噪音和振动
尾喷管工作时产生的噪音和振 动水平，影响发动机的性能和
数据处理
对测试数据进行整理、分析和处理，提取尾 喷管性能的关键参数和指标。
结果评估
根据测试结果，评估尾喷管的性能水平，提 出改进措施和建议。
04 尾喷管的应用与发展
CHAPTER
尾喷管的应用场景
航空领域
尾喷管在航空领域中主要 用于控制飞机的飞行方向 和速度，以及提供必要的 推力。
尾喷管类型
收敛型尾喷管
01
这种尾喷管出口截面逐渐减小，气流速度逐渐增加，适用于低
速和亚音速飞行。
பைடு நூலகம்
收敛-扩张型尾喷管
02
这种尾喷管出口截面先减小后增大，气流速度先增加后减小，
适用于高速和超音速飞行。
扩张型尾喷管
03
这种尾喷管出口截面逐渐增大，气流速度逐渐减小，适用于超
音速飞行。
尾喷管功能
产生推力
尾喷管将燃气排出，产生反作用力，即推力。
热管理
合理控制尾喷管内的温度分布，防止局部过 热，提高工作稳定性。
结构设计
优化尾喷管的形状、尺寸和内部结构，提高 推力和效率。
控制策略
采用先进的控制算法和传感器，实现尾喷管 的智能控制，提高性能和可靠性。
尾喷管的性能测试
实验设备
建立专业的尾喷管性能测试平台，包括燃烧 室、测量仪器和控制设备等。
测试流程
推力
尾喷管产生推力的大小，是衡 量其性能的重要指标。
效率
尾喷管将燃料燃烧产生的热量 转化为推力的效率。
稳定性
尾喷管在各种工况下的工作稳 定性，包括温度、压力和流速 等。
噪音和振动
尾喷管工作时产生的噪音和振 动水平，影响发动机的性能和
发动机原理第2章
发动机原理第2章第2章尾喷管的作用和结构尾喷管是发动机中一个重要的组成部分，它在发动机工作过程中发挥着很大的作用。
本章将详细介绍尾喷管的基本原理、结构以及其在发动机中的应用。
1.尾喷管的基本原理尾喷管是将燃烧产生的高温高压气体排放到外部环境中的装置。
其基本原理是通过高速喷气将燃气排出，从而产生反作用力推动飞机或船只向前运动。
尾喷管的原理可以归结为两个方面：热力原理和动量原理。
热力原理指的是燃烧产生的热能转化为气体的动能，从而推动飞机或船只前进。
动量原理则是根据牛顿第三定律，喷出的高速气流会产生反作用力，推动发动机及飞机运动。
2.尾喷管的结构尾喷管的结构主要包括燃烧室、喷嘴、扩散段和尾喷管舱等部分。
（1）燃烧室：燃烧室是尾喷管内部进行燃烧反应的区域。
燃烧室通常由燃烧器和燃料喷嘴组成，通过将燃料和空气混合并点燃，产生高温高压燃气。
（2）喷嘴：喷嘴是尾喷管中用于喷出燃气的装置。
喷嘴通常分为固定喷嘴和可变喷嘴两种形式。
固定喷嘴的喷口形状和尺寸是固定的，无法进行调节。
可变喷嘴则可以通过机械或电子控制来调节喷口的形状和尺寸，以适应不同工况下的需求。
（3）扩散段：扩散段是尾喷管内部用于扩大气流断面积的部分。
其作用是将高速燃气喷出后产生的压力和动能转化为速度，从而使尾喷管的排气速度更高。
（4）尾喷管舱：尾喷管舱是尾喷管的一个重要外壳部分，用于保护尾喷管结构，并将尾喷管内部的气流引导到外部环境中。
尾喷管舱的形状和材质各不相同，根据不同的应用和工况进行设计。
3.尾喷管的应用尾喷管在航空发动机和船用发动机中都有广泛的应用。
在航空发动机中，尾喷管是将燃气排放到大气中的主要装置。
它的排气速度、喷嘴形状和尺寸等参数对发动机输出推力、燃料效率和噪声都有着重要的影响。
尾喷管的设计需要充分考虑这些因素的平衡。
在船用发动机中，尾喷管的作用类似于航空发动机。
通过喷出高速气流推动船只前进，从而提高船只的速度和效率。
在一些船只上，尾喷管还可以用作推进和操纵船只的一种手段。
发动机原理第二章尾喷管shangzai知识讲解
流； ▪ 主气流在周围亚音气流中膨胀，形成“流体”壁面扩
张段，主继续加速降压。 ▪ 形成的“流体”壁面可以随主气流压力变化自动调节。
五、其他喷管
❖其他喷管
垂直/短距起降喷管 推力矢量喷管 反推喷管
• 反推装置
五、其他喷管
五、其他喷管
• 垂直/短距起降喷管
• 矢量喷管
五、其他喷管
进气道与尾喷管比较
2cpT9*[1
(pp90*
k1
)k ]
用总压恢复系数动表损示 失 e流 p9* p5*
则排气速度的计为算：公
V9
2cpT5*[1(e1e
k1
)k ]
式中， e p5* p0 表示喷管的可用 (或膨可胀用比压)力比
三、纯收敛型尾喷管
❖纯收敛型
▪ 出口气流速度最高只能达到当地音速，也就是说
当 p p9 0 * c r1 .8p5 9 ,p0,M9a1
▪ （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？
三、纯收敛型尾喷管
▪ （1）判断喷管工作状态。
cr(1k21)kk1 1.8506
p9* p0
5.8cr
喷口工作于临界状态
▪ 超临界的推力公式：
F qmV9 g qmV0 a A9 ( p9 ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ0 )
思考：哪种工作状态尾喷管完全膨胀？
三、纯收敛型尾喷管
喷管排气速度
h5*
h9*
h9
V92
2
V92
2
h9* h9
cp(T9* T9)
张段，主继续加速降压。 ▪ 形成的“流体”壁面可以随主气流压力变化自动调节。
五、其他喷管
❖其他喷管
垂直/短距起降喷管 推力矢量喷管 反推喷管
• 反推装置
五、其他喷管
五、其他喷管
• 垂直/短距起降喷管
• 矢量喷管
五、其他喷管
进气道与尾喷管比较
2cpT9*[1
(pp90*
k1
)k ]
用总压恢复系数动表损示 失 e流 p9* p5*
则排气速度的计为算：公
V9
2cpT5*[1(e1e
k1
)k ]
式中， e p5* p0 表示喷管的可用 (或膨可胀用比压)力比
三、纯收敛型尾喷管
❖纯收敛型
▪ 出口气流速度最高只能达到当地音速，也就是说
当 p p9 0 * c r1 .8p5 9 ,p0,M9a1
▪ （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？
三、纯收敛型尾喷管
▪ （1）判断喷管工作状态。
cr(1k21)kk1 1.8506
p9* p0
5.8cr
喷口工作于临界状态
▪ 超临界的推力公式：
F qmV9 g qmV0 a A9 ( p9 ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ0 )
思考：哪种工作状态尾喷管完全膨胀？
三、纯收敛型尾喷管
喷管排气速度
h5*
h9*
h9
V92
2
V92
2
h9* h9
cp(T9* T9)
发动机原理第2章(尾喷管)
3
喷口离地高度
越高喷出的气流会受到更少地限制，产生更大的推力。
尾喷管评价指标
尾喷管的性能评价指标有很多，最常用的指标有： • 推力 • 燃油消耗率 • 噪音 • 速度和空气动中可能会遇到各种故障，我们可以采用如下方法进行排查： 1. 查看喷口是否受损或堵塞 2. 检查连接件是否正常 3. 观察喷气流状态是否异常 4. 测量推力值是否正常
发动机原理第2章(尾喷管)
欢迎大家！在本章中，我们将探讨尾喷管如何帮助发动机运转。我们将介绍 尾喷管的作用、种类、形式、参数、评价指标以及常见故障排查。最后，我 们将总结本章内容并展望未来。让我们开始吧！
尾喷管的作用
尾喷管是一种重要的发动机部件，它可以影响发动机的性能和燃油效率。尾喷管的主要作用有：
直管式
气流直接从喷口射出，推力大，噪音高。
收缩扩散式
喷口前方收缩，后方扩散形状，可以降噪。
扇形式
相对于直管式可以更均匀地产生推力，适用于喷 气式飞机。
无喷嘴式
气流通过特殊形状的尾部，无需喷嘴，降低噪音 和燃油消耗。
尾喷管参数
1
喷口面积
面积越大，推力越大。
2
喷口位置
位置越低，推力越大。位置越高，噪音越小。
结论与展望
结论
尾喷管是现代发动机的重要组成部分，它具有多种 形式和种类，使用必须谨慎且需要经常检查。
展望
未来，随着科学技术的发展，尾喷管将继续向更加 高效、节能、环保的方向发展。
1 产生推力
2 消音
喷射高速气流，产生推力。
降低噪音和振动。
3 调节燃油混合比
尾喷管的形状和尺寸可影 响燃油混合比。
尾喷管种类
定向尾喷管
喷口朝向后方，适用于直升机和涡轮螺旋桨飞机等。
尾喷管
偏流式
偏流式
收敛形尾喷管和收敛扩散形尾喷管都属于直流式尾喷管，发动机一般都采用直流式尾喷管。还有一种偏流式 尾喷管，它引导燃气斜向地往后排出，产生与发动机轴线呈一锐角的偏推力。偏推力可分解为水平方向的推力和 垂直方向的升力。飞机起飞、着陆或爬高时使用偏流式尾喷管，可降低着陆速度，缩短滑跑距离，或增大爬高速 度，飞机平飞时使用直流式尾喷管 。
谢谢观看
可调的收敛形喷管的类型主要有:多鱼鳞片式、双鱼鳞片式、移动尾锥体式和气动调节式。广泛采用多鱼鳞 片式机械调节的收敛形尾喷管，可以是双位、多位，或无级调节的。
早期的发动机曾采用移动尾锥体的可调节收剑形尾喷管。它是靠机械传动特型面的尾锥体沿发动机轴线移动， 从而改变喷口面积。这种尾喷管构造复杂、重量大，机械传动构件处在高温下工作不可靠，故已不采用。
简介
简介
发动机的排气装置是指涡轮或加力燃烧室以后组织排气的构件。排气装置的组成和结构方案取决于发动机和 飞机的类别及用途。排气装置包括尾喷管、反推力装置、消音装置等。尾喷管是发动机必不可少的一个部件，其 他的排气装置则是根据发动机和飞机的特殊需要而设置的。
尾喷管的功用主要是使涡轮后的燃气继续膨胀，将燃气中剩余的热焓充分转变为动能，使燃气以高速从喷口 喷出。
尾喷管
涡喷发动机的组成部分之一
01 简介
目录
02 不可调节的收敛形
03 可调节的收敛形
04 可调节的收敛扩散形
05 偏流式
基本信息
尾喷管是喷气式飞机的涡喷发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、 二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射 时空气产生的反作用力来推动飞机，不过在涡轮螺旋桨发动机中，尾喷管提供的推力只是飞机动力的一部分，飞 机主要的动力是由涡轮螺旋桨发动机的驱动螺旋桨来提供的。
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 —
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
第二章发动机部件工作原理
v22
h1
1 2
v12
2020年8月13日
6
2、能量方程
h
1 2
v2
c pT
1 2
v2
const
• 同时可以看出，气体在变截面流管中的流 动，气流的速度与温度同时变化。
• 气体加速，T降低 宏观动能 ← 内部 储能
• 气体减速，T升高 宏观动能 → 内部 储能
2020年8月13日
7
2、能量方程
• 示例1
p
const
p RT
T*
T
1
1 2
M
2 a
p*
p 1
2
1
M
2 a
1
1
*
1
1 2
M
2 a
1
2020年8月13日
18
5、滞止参数
例：环境温度15⁰C、 音速C=340m/s
• 行走 1m/s Ma=0.003 T*=15.0005 ⁰C
• 自行车 18km/h Ma=0.015 T*=15.0125 ⁰C
9
3、音速
c dp RT d
• 音速随当地温度变化而变化，并不是定值 • 示例: • T=15⁰C c=340.3m/s
2020年8月13日
10
4、马赫数
• Ma：气体速度与当地音速之比
Ma
v c
v
RT
v2
M
2 a
v2 c2
v2
RT
2
( 1)
2 1 RT
v2
1
const
2 cvT
宏观气体动能 分子无规则运动动能
• （2）气体在尾喷管中Ma增加1倍，气流速 度是否也增加1倍？为什么？
喷管(课堂PPT)
在缩－扩形喷管出口建立超音速流的条件有两个, 这就是: 要满足面积比公式 和压力比公式
超音速喷管是一个( )的管道
A、圆柱形 B、扩张形
C、收敛形 D、先缩敛后扩张形
D
超音速缩扩形喷管的工作状态有( )
A、亚音速流动工作状态 B、管内产生激波的工作状态 C、管外产生斜激波的工作状态 D、管外产生膨胀波的工作状态
出口静压等于反压, 而且都等于临界压力是完全膨胀
实际落压比等于可用落压比, 都等于临界压比, 这时, 当来流总压和总温不变时, 通过喷管的质量流量达到 最大值
所以我们定义: 喷管出口反压等于气流的临界压力, 喷 管出口处气流的速度等于音速的工作状态称为临界工 作状态
C、超临界工作状态
当:
π*b
p*4 pb
喷管处于亚临界工作状态喷管内和喷管出口处气流的速度全部为亚音速气流的工作状态称为亚临界工作状态通过喷管的质量流量达到最大值喷管出口处气流的速度等于音速的工作状态称为临界工作状态是不完全膨胀通过喷管的质量流量不随反压的变化而变化喷管出口反压小于气流的临界压力喷管出口处气流的速度等于音速的工作状态称为超临界工作状态
A、排气管和喷口 B、整流锥和喷口 C、中介管和喷口 D、导流器和旋流器
AC
亚音速喷管的喷口位于：
A、排气管之前 C、扩压器之前
B、排气管之后 D、扩压器之后
B
燃气涡轮喷气发动机喷管的实际落压比 是：
A、 喷管进口处的静压与出口处的总压之比 B、喷管进口处的静压与出口处的静压之比 C、喷管进口处的总压与出口处的总压之比 D、喷管进口处的总压与出口处的静压之比
1、亚音速流态: 当p* ＞ pb ≥ pb1时,
缩－扩形喷管内全为亚音速流, 同时Mae＜１。是完全膨胀状态。
超音速喷管是一个( )的管道
A、圆柱形 B、扩张形
C、收敛形 D、先缩敛后扩张形
D
超音速缩扩形喷管的工作状态有( )
A、亚音速流动工作状态 B、管内产生激波的工作状态 C、管外产生斜激波的工作状态 D、管外产生膨胀波的工作状态
出口静压等于反压, 而且都等于临界压力是完全膨胀
实际落压比等于可用落压比, 都等于临界压比, 这时, 当来流总压和总温不变时, 通过喷管的质量流量达到 最大值
所以我们定义: 喷管出口反压等于气流的临界压力, 喷 管出口处气流的速度等于音速的工作状态称为临界工 作状态
C、超临界工作状态
当:
π*b
p*4 pb
喷管处于亚临界工作状态喷管内和喷管出口处气流的速度全部为亚音速气流的工作状态称为亚临界工作状态通过喷管的质量流量达到最大值喷管出口处气流的速度等于音速的工作状态称为临界工作状态是不完全膨胀通过喷管的质量流量不随反压的变化而变化喷管出口反压小于气流的临界压力喷管出口处气流的速度等于音速的工作状态称为超临界工作状态
A、排气管和喷口 B、整流锥和喷口 C、中介管和喷口 D、导流器和旋流器
AC
亚音速喷管的喷口位于：
A、排气管之前 C、扩压器之前
B、排气管之后 D、扩压器之后
B
燃气涡轮喷气发动机喷管的实际落压比 是：
A、 喷管进口处的静压与出口处的总压之比 B、喷管进口处的静压与出口处的静压之比 C、喷管进口处的总压与出口处的总压之比 D、喷管进口处的总压与出口处的静压之比
1、亚音速流态: 当p* ＞ pb ≥ pb1时,
缩－扩形喷管内全为亚音速流, 同时Mae＜１。是完全膨胀状态。
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
【优】喷管PPT资料
（4）补充方程
状态方程： 等熵方程：
p RT
p k
Const
或
dp k d p
故完全气体在喷管中的一维定常等熵流动的控制方程为：
m VA Const
dp VdV 0
H
V2
Const
2
p RT
dp p
k
d
3. 拉瓦尔喷管的理论基础
几何喷管是依靠通道截面积变化使燃气膨胀加速， 以将燃气热能转换为动能。因此，研究燃气在喷管 中的流动特性就是研究在一维定常等熵流动条件下， 通道截面积的变化对燃气流动特性的影响。从而得 到燃气流动参数沿喷管轴线的分布规律。
M<1
M＜1 dA>0
V减小 p增大
M>1 dA>0
V增大 p减小
扩张管道中的流动变化
亚声速区
M<1 M=1
超声速区
M>1
拉瓦尔喷管原理图
（2）喷管截面变化对其他参数的影响
变化方向 参数
条件
收敛管道dA<0
M<1
M>1
扩张管道dA>0
M<1
M>1
dp/p
<0
>0
>0
<0
d/
<0
>0
>0
<0
dT/T
• 目前火箭发动机中最常用的是几何喷管，它是依靠喷管本身特殊的 几何形状来实现以上功能的。
• 本章主要讨论燃气在几何喷管中流动的基本规律，它是研究火箭发 动机性能参数的主要理论基础。
• 1. 流动假设
• 实践证明，燃气在喷管中的流动可简化为理想气体的一维定
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
18
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。
19
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
20
超临界状态
p9 > p0
Fq Vq VA(p p)
推力、推力损失系数
mg9 ma0 9 9 0
q Vq VA(p p)
高超音速，损失约23% [1 mg9 ma0 9 9 0 ]10% 0
q Vq V
mg9 ma0
14
出口为纯收敛段
出口截面积可调：超音速、带复燃加力 出口截面积固定：亚音速飞机
截面编号
苏-27眼镜蛇机动动作
5
矢量喷管
F119
6
矢量喷管
EJ200
7
矢量喷管
F100-PW-229
8
苏-37特技飞行
9
苏-37特技飞行
10
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
11
3、分类
22
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 压气机通用特性 涡轮临界工作状态 燃烧室燃烧过程及零组件在燃烧过程中的作用 进气道气动设计及工作原理、特性 尾喷管工作原理（纯收敛、收敛-扩张）、收扩喷管 截面积必须可调。
第五节 尾喷管
一、功能及设计要求 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。
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
1
2
反推装置
垂直/短距 起降喷管 推力矢量喷管
4
2
9
V2 9
2 T )
9
C p (T * T )
4
9
V 9
p
k 1
2 C p T * [1 9
(
0
p*
)
k
]
9
e
p* 9 p* 4
V 9
2 C p T * [1 (
1
k 1
) k ]
4
ee
p*
e
4
p
13
0
2、纯收敛型喷管
特点
出口气流速度最高 只能达到当地音速
当气流在出口不能达 到完全膨胀
出口气流速度最高只能达到当地音速
15
dAA(Ma2
1)dV V
16
3、收敛—扩张型
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
17
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。
23
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。
形成的“流体”壁面可以随主气流压力变化自
动调节。
21
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
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
12
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 —
喷管可用膨胀 比
h* h* h
4
9
9
V2
9 C p (T *
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。
19
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
20
超临界状态
p9 > p0
Fq Vq VA(p p)
推力、推力损失系数
mg9 ma0 9 9 0
q Vq VA(p p)
高超音速，损失约23% [1 mg9 ma0 9 9 0 ]10% 0
q Vq V
mg9 ma0
14
出口为纯收敛段
出口截面积可调：超音速、带复燃加力 出口截面积固定：亚音速飞机
截面编号
苏-27眼镜蛇机动动作
5
矢量喷管
F119
6
矢量喷管
EJ200
7
矢量喷管
F100-PW-229
8
苏-37特技飞行
9
苏-37特技飞行
10
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
11
3、分类
22
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 压气机通用特性 涡轮临界工作状态 燃烧室燃烧过程及零组件在燃烧过程中的作用 进气道气动设计及工作原理、特性 尾喷管工作原理（纯收敛、收敛-扩张）、收扩喷管 截面积必须可调。
第五节 尾喷管
一、功能及设计要求 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。
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
1
2
反推装置
垂直/短距 起降喷管 推力矢量喷管
4
2
9
V2 9
2 T )
9
C p (T * T )
4
9
V 9
p
k 1
2 C p T * [1 9
(
0
p*
)
k
]
9
e
p* 9 p* 4
V 9
2 C p T * [1 (
1
k 1
) k ]
4
ee
p*
e
4
p
13
0
2、纯收敛型喷管
特点
出口气流速度最高 只能达到当地音速
当气流在出口不能达 到完全膨胀
出口气流速度最高只能达到当地音速
15
dAA(Ma2
1)dV V
16
3、收敛—扩张型
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
17
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。
23
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。
形成的“流体”壁面可以随主气流压力变化自
动调节。
21
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
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
12
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 —
喷管可用膨胀 比
h* h* h
4
9
9
V2
9 C p (T *