航空发动机原理第四讲 发动机部件工作原理---尾喷管
航发原理第四章
* k
ncor
T1* d n T3*d A
* 1 q 2 (1 ) ek 1 2 const * * 2 k ( k ) AB
4-1、涡轮喷气发动机稳态下共同工作线的绘制
4.1.4、共同工作线的绘制及应用 共同工作线的绘制一般由两种曲线绘制方法： （a）利用压气机特性和共同工作方程； （b）利用各部件特性。 这里要介绍的是第二种方法，即利用各部件特性（压 气机特性，涡轮特性，喷管流量），通过给初值逐次迭代 的方法，寻找各部件在不同飞行条件及发动机工作状态下 的共同工作点。
T P ( ) 代入多变过程关系 T P
* t
* 4 * 3
* 4 * 3
n' 1 n'
( 1
n' 1
t
* 4 * 9
*)
n'
e A9 q(9 ) T n 1 [ ] 整理得： t At q(t ) T
'
2 n'
（5）
核心机与喷管匹配特性分析
T e 1 T B * A q (1 ) T T k
* 3 * 1
二个方程，四个未知数，若给 定压气机工作点上的二个参数即可 求得对应的涡轮工作点。 对于压气机-燃烧室-涡轮三个 部件组成的发动机核心机，只要满 足转速相等、流量连续、功率平衡 和压力平衡四个共同工作条件，理 论上就可以在压气机通用特性图上 稳定工作范围内的任何一点工作。
核心机与喷管匹配
涡轮喷气发动机共同工作方程同调节规律有关，通常有最大 推力和巡航两种调节规律。最大推力调节有两种方案： （1）、n=const，T3*=const（最理想，技术上很难实现） （2）、n=const，A9=const （最实际，技术上容易实现） 第一种调节规律共同工作方程：
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。
f35尾喷管旋转原理
f35尾喷管旋转原理F35战斗机是世界上最先进的多用途战斗机之一，其尾喷管旋转原理是其关键设计之一。
本文将详细介绍F35尾喷管旋转原理的工作原理和优势。
尾喷管旋转原理是指战斗机尾喷管可以在垂直方向上旋转，从而改变飞机的方向。
F35战斗机配备了一台名为F135的高性能发动机，而该发动机中的尾喷管就是用来控制飞行方向的重要组成部分。
当F35战斗机需要进行垂直起降或改变方向时，尾喷管就会开始旋转。
尾喷管旋转的机制由液压系统控制，在得到飞行员的指令后，这个系统会在短时间内迅速将尾喷管旋转到需要的角度。
这种自动化的旋转机制能够帮助飞行员更加方便地控制飞机，同时也提高了战斗机的机动性和可操作性。
F35战斗机的尾喷管旋转原理有很多优势。
首先，尾喷管旋转可以让战斗机实现垂直起降，这意味着它可以在狭小的场地上进行起降，比如小型航母或临时飞行场。
这为军事行动提供了极大的灵活性和机动性。
其次，尾喷管旋转可以使F35战斗机在空中更加灵活。
当战斗机需要改变方向时，尾喷管旋转机制可以迅速调整飞机的姿态和飞行角度，使其能够灵活地进行空战或攻击任务。
同时，尾喷管旋转还能够提高飞机的机动性能和操纵性，使其更容易躲避敌方导弹的追踪和攻击。
此外，尾喷管旋转还可以增加战斗机的超音速性能。
在超音速飞行时，战斗机需要更好地控制气动力和动力，以防止机身失速或发生剧烈震荡。
而尾喷管旋转可以通过改变喷气方向和流速来稳定飞机，使其更加稳定和可靠地进行超音速飞行。
最后，F35战斗机的尾喷管旋转还可以提高其隐身性能。
尾喷管的角度和位置可以根据需要进行调整，以减少对雷达和红外探测器的探测。
这意味着F35战斗机可以更好地隐藏自己，更难被敌方发现和追踪，从而增强其战场存活性。
总之，F35战斗机的尾喷管旋转原理是其卓越性能的关键之一。
这一设计使得战斗机具有垂直起降、空中机动、超音速性能和隐身性能等多种优势。
通过尾喷管旋转，飞行员可以更加方便地控制飞机，提高其机动性和可操作性，从而使F35战斗机成为世界上最为先进和全能的战斗机之一。
涡喷发动机的工作原理
涡喷发动机的工作原理涡喷发动机，也称为涡轮泵喷射发动机，是一种常见的航空发动机类型，在现代航空领域得到广泛应用。
它采用了先进的涡轮泵喷射技术，以提供强大的推力和较高的效率。
本文将详细介绍涡喷发动机的工作原理，来帮助读者更好地理解这一发动机类型。
首先，涡喷发动机是一种内燃发动机，利用燃烧产生的高温高压气体产生推力。
它的基本工作原理可以概括为四个关键步骤：压缩、燃烧、膨胀和排气。
在压缩阶段，涡喷发动机采用多级压气机来将空气压缩，以提高密度和温度。
首先，进气口引导空气进入压气机，并通过一系列的旋转叶片进行压缩。
旋转叶片的角度和形状被设计成可变的，以便在不同工况下优化压缩效果。
通过这一过程，空气的能量被转化为了压缩空气的形式。
在燃烧阶段，将压缩后的空气与燃料混合，然后在燃烧室中进行点火。
燃料可以是液体燃料（如喷气燃料），也可以是固体燃料（如固体火箭发动机中使用的推进剂）。
燃烧产生的高温高压气体将进一步增加内部压力和温度。
然后，在膨胀阶段，高温高压气体将进入涡轮。
涡轮由一系列的旋转和静止叶片构成，它们都通过固定在同一轴上的转子相互连接。
当高温高压气体通过涡轮时，气体对旋转叶片施加压力，从而使涡轮旋转起来。
这种旋转运动被传递到轴上的其他零部件，如压气机和燃烧室，以维持发动机的持续工作。
最后，在排气阶段，废气通过喷管排出。
喷管是涡喷发动机的尾喷口，通过喷管的形状和设计来优化推力。
当废气通过喷管排出时，同时也产生了一个反向的推力，这推动了飞机或其他载具向前推进。
总的来说，涡喷发动机的工作原理是通过将空气压缩、燃烧、膨胀和排气的连续循环过程，将化学能转化为机械能。
这种工作原理使得涡喷发动机具有高效率、高推力和较小的体积，成为现代航空领域不可或缺的一部分。
尽管涡喷发动机的工作原理相对复杂，但它已被广泛应用于商用航空、军事航空甚至航天领域。
涡喷发动机的发展推动了航空技术的进步，并成为现代交通工具的核心动力系统之一。
更重要的是，涡喷发动机的高效率和低排放特性也有助于减少对环境的不良影响，推动了航空工业朝着更可持续的方向发展。
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。
航空发动机结构
燃烧过程
01
02
03
油气混合
燃油与压缩后的空气混合， 形成油气混合物。
燃烧反应
油气混合物在燃烧室内进 行燃烧反应，释放出大量 的热能和气体。
产生推力
燃烧产生的高温、高压气 体推动涡轮旋转，进而推 动飞机前进。
膨胀过程
燃气膨胀
01
燃烧后的高温、高压气体从燃烧室流出，进入涡轮后的扩压器。
降低压力
02
根据燃料类型，可分为燃油发动机和 燃气涡轮发动机。
根据用途，可分为民用发动机和军用 发动机。
根据工作原理，可分为活塞发动机和 喷气发动机。
02 发动机主要部件叶片对空气进 行压缩，为燃烧室提供高压空气。
压气机的效率直接影响到发动机的性 能和燃油消耗率，因此其设计和制造 要求非常高。
高强度材料
发动机中的转子、叶片等部 件需要承受高负荷，因此需 要使用高强度材料，如镍基 合金和钛合金等。
耐腐蚀材料
发动机在高温、高湿的环境 下工作，需要使用能够耐腐 蚀的材料，如不锈钢和镍基 合金等。
制造工艺流程
01
02
03
04
铸造工艺
用于制造发动机中的涡轮叶片 、导向叶片等部件，通过将熔 融金属倒入模具中冷却成型。
振动问题
如发动机振动过大，需要检查发动机的平衡性、轴承状况 、气动稳定性等，找出振动源并采取相应措施。
保养建议
严格按照制造商提供的维护手册进行保养
按照制造商提供的保养计划，定期进行保养和检查，不要错过任何重 要的维护项目。
使用高品质的油液和耗材
选择高品质的机油、燃油、滑油等油液和耗材，可以减少发动机的磨 损和故障风险。
压气机通常由多级转子组成，每一级 转子都有一定数量的叶片，通过旋转 将空气逐级压缩。
航空发动机原理第四讲 发动机部件工作原理---尾喷管
发动机部件工作原理
黄玥
助理教授 物理机电航空大楼313 18250894250 huangyue@ 物理与机电工程学院 厦门大学
发动机部件工作原理
一、功能/设计要求
分类 1. 纯收敛型
一、功能/设计要求
分类 2. 收敛-扩张型
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
2cpT9*[1
(
p0 p9*
1
)
]
2014年180月12日
可调的收敛-扩张喷管
2014年3190月12日
带中心体的喷管
2014年4100月12日
引射喷管
2014年4110月12日
100 1000 0.03968 580000
0.1374m2
F qmgv9 qmav0 A9 ( p9 p0 ) 36662N
2014年2100月12日
三、纯收敛型喷管
4、示例
（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、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
2014年2130月12日
四、收敛-扩张型喷管
航空发动机原理
耗油率
H 11km 随高度增加，气温不变，发动机共同 工作点不再移动，单位推力不变
耗油率
H ＝ 11km耗油率最低
飞机巡航高度通常为11公里上下
大气条件对特性的影响
气温影响
气压影响
发动机过渡过程
加、减速过程
– – – – 定义、转子动力学方程 加速性及其提高加速性的重要意义 提高加速性措施（提高T4和涡轮膨胀比） 加、减速过程受到的限制
理想热力循环分析
– 不加力涡喷发动机
热力循环的组成（P-V图、T-S图） 理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响
– 与循环增温比成正比、存在有最佳增压比 – 最佳增压比正比于循环增温比
理想循环热效率正比于循环增压比
1.0 0.9
t
0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0.0 0 20 40 60 80 100
大涵道比的涡扇发动机随着 Ma0增加，推力一直下降 Bd越大，推力下降越快 大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优 良性能，使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置 大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机
不同类型发动机速度特性比较
(km/h)
(km/h)
复燃加力发动机速度特性
总 结
进气道和尾喷管工作原理
各种类型发动机基本工作原理
发动机设计点性能 各部件共同工作及控制规律 发动机非设计点性能（特性）
进气道工作原理及特性
功能、设计要求及分类 亚音进气道
– 三种流谱(0<<) – 结构形式
超音进气道
– 气动设计原理(多波系结构) – 三种结构形式(内压、外压、混压) – 外压式超音速进气道的特性
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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。
2014年2160月12日
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。
一、功能/设计要求
功能： 1. 燃气膨胀加速，气流高速排出，产生反作用推 力； 2. 调节喷管临界截面积改变发动机工作状态； 3. 推力换向； 4. 减少噪音、降低红外辐射。
一、功能/设计要求
设计要求： 1. 流动损失小 2. 尽可能完全膨胀 3. 排气方向尽可能沿所希望的方向 4. 根据需要，截面积几何尺寸可调 5. 噪音低
三、纯收敛型喷管
2、工作状态
临界
p9 p0
Ma 1
p9*
p9
1
2
1
M
2 a
1
cr
p9* p0
1
2
1
1
1.85
2014年1110月12日
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
p9 p0 Ma 1
p9 p0
1
) ]
905.870
F qmgv9 qmav0 40587
F F F 3925(N)
2014年2110月12日
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
(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
2014年2120月12日
四、收敛-扩张型喷管
Ma 1
2014年1120月12日
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 )
2014年1130月12日
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
2014年1150月12日
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
qmg v9
qmav0
A9
(
p9
p0
) ]100%
qmgv9 qmav0
2014年1160月12日
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） （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
可调的收敛-扩张喷管
2014年3190月12日
带中心体的喷管
2014年4100月12日
引射喷管
2014年4110月12日
一、功能/设计要求
分类 1. 纯收敛型
一、功能/设计要求
分类 2. 收敛-扩张型
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
2cpT9*[1
(
p0 p9*
1
)
]
2014年180月12日
2014年2170月12日
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
临界截面 气流绕外壳唇口产生
膨胀波，膨胀加速 沿轴向移动中心体
实现临界截面调节
2014年2180月12日
四、收敛-扩张型喷管
5、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
调节临界面积可改善起动性能 调节临界面积可改变发动机状态
2014年3130月12日
调节喷管临界面积
2014年3140月12日
推力换向
2014年3150月12日
固定的收敛喷管
2014年3160月12日
可变出口截面的收敛喷管
2014年3170月12日
固定的收敛-扩张喷管
2014年3180月12日
（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)
2014年1190月12日
三、纯收敛型喷管
4、示例
（4）计算发动机推力
qmg K
p9* T9*
A9q
9
q9 1
A9
qmg K
T9* p9*
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，主气流继续加速，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。
2014年2190月12日
五、其它喷管
1、垂直/短距起降喷管
2014年3100月12日
五、其它喷管
2、推力矢量喷管
2014年3110月12日
五、其它喷管
二、工作原理
排气速度 总压恢复系数
e p9* p4*
膨胀比
e p4* p0
v9
2cpT9*[1
(
p0 p9*
1
)
]
2c
pT9*[1
(
1
e
e
)
1
]
(Fs v9 )
2014年10月19 2日
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
2014年10月1102日
3、反推喷管
2014年3120月12日
小结
进气道
尾喷口
减速增压（高速飞行时）
增速减压
亚音速进气道为扩张型
低Ma飞机发动机喷口为收缩型
超音速进气道：超音->亚音 收扩型尾喷口：亚音->超音
逆压力梯度（静压增加）
顺压力梯度（静压下降）
飞行速度越快，冲压比越大 可用膨胀比越高，排气速度越大
飞行速度越快，滞止温度越高 排气总温越高，排气速度越大
力将提高多少？
2014年1170月12日
三、纯收敛型喷管
4、示例
（1）判断喷管工作状态
cr
p9* p0
1
1 1
2
1.8506
5.8 cr 喷口工作于临界状态
（2）计算尾喷管出口静压
p9
(1
p9*
1)1
313411Pa
2
2014年1180月12日
三、纯收敛型喷管
4、示例
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
2014年2130月12日
四、收敛-扩张型喷管
2、固定的收敛-扩张喷管
qmg K
p* Aq
T*
K
p8* T8*
A8q 8 K
p9*
T9*
A9q
9
q 9
A8
A9 e
定值
e
p9* p8*
2014年2140月12日
Aero Engine Principle– Lecture #4 /Engines parts -nozzle September 29, 2014
发动机部件工作原理
黄玥
助理教授 物理机电航空大楼313 18250894250 huangyue@ 物理与机电工程学院 厦门大学
发动机部件工作原理
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
Ma
2 9
1
完全膨胀，p9 p0 设计点p9*d p9* p9*d p9 p0,不完全膨胀
p9* p9*d p9 p0,过度膨胀
2014年2150月12日
四、收敛-扩张型喷管
• 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
排气系统
发动机涡轮后的所有部件，包括扩压减速段、尾喷管及 其调节机构、消音系统、冷却与红外抑制系统、反推力 装置等总称为排气系统，其中尾喷管是排气系统的主要 部件。
结构特点： ------涡轮风扇发动机有冷、热两股流体排出，大涵道比采 用两个喷管分开排气，小涵道比掺混后从单一喷管排出； ------需要增加推力时，涡轮后安装加力燃烧室。
100 1000 0.03968 580000
0.1374m2
F qmgv9 qmav0 A9 ( p9 p0 ) 36662N
2014年2100月12日
三、纯收敛型喷管
4、示例
（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*
cr
1.85
时， p9 p0 ,
Ma9 1
喷管处于超临界状态。