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
航空发动机尾喷管
航空发动机尾喷管中文名称：尾喷管英文名称：nozzle相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计分类：发动机；尾喷管；定义与概念：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。
国外概况：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：·以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；·使出口压力尽可能接近外界大气压力；·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；·如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；·如果需要，可使推力反向和/或转向；·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。
航天发动机尾喷管材料的简介
航天发动机尾喷管材料的简介————高温合金摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。
关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。
一、零件的材料火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。
它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。
喷嘴的外形：钟罩形或锥形。
在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。
如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。
在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。
一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。
排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。
当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。
在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。
二、高温合金的分类、性能等760℃高温材料变形高温合金变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。
按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。
GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。
心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史(一)
心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（一）作者：***来源：《航空世界》2013年第03期喷管——给予现代喷气式飞机前进动力的最直接装置，但是又往往最不被人注意，成为了“被遗忘的角落”。
提到飞机的动力装置，我们肯定首先想到的是“活塞式”和“喷气式”这一对儿名词，进而“涡喷”、“涡扇”、“推重比”、“涵道比”甚至“喘振”都会一一跃入脑海。
與这些“高光”的名词相比，关于喷管的也许只有“矢量推力”才能人得了军迷的法眼。
然而，这位被遗忘者的作用却丝毫没有受到影响：相反，在很多飞机的设计过程中，喷管成为了设计师的梦魇。
英国极享盛名的老牌飞机厂德·哈维兰公司于40年代初设计英国第一种单发轻型喷气战斗机DH 100“吸血鬼”。
其最大的设计特点便是双尾撑气动布局。
了解飞机的朋友都知道，在轻型战斗机中使用双尾撑布局其不仅结构效率会大大下降，气动上也占不到太多便宜。
事实上，这一设计的目的是为了尽可能缩短发动机的喷管长度，以尽可能减少喷管带来的推力损失。
有些朋友可能要问，喷管作为推力的产生装置，为什么会带来推力损失呢？笔者会在后文做详细的分析。
不过英国佬的“馊主意”最后倒是见效了，DH 100也因此成为了资本主义阵营中第一款速度超过800千米/小时的飞机。
令人惊讶的是，“吸血鬼”却远远不是喷管故事的鼻祖，这段渊源可以追溯到二战时期一款活塞式战斗机——P-47D。
为了在高空进行作战，P-47安装了涡轮增压器以增加空气稀薄时的动力输出，并为了安装增压器而在机腹安装了多个管道回路。
依靠强大的动力，P-47在8470米的高度上，可获得690千米/小时的最大平飞速度。
那么，“低调”的喷管是如何起到这样惊人的作用的呢，笔者将从不同角度和大家共同探讨。
啧管的作用俗话说“名不正则言不顺”，喷管具体的指向其实很模糊，笔者和同僚讨论时甚至还遇到了“喷口”與“喷管”这两个名词混淆。
通常意义上，空气吸气式发动机功一能转换部件（喷气发动机的涡轮、加力燃烧室，活塞式发动机的气缸腔等）之后的气动部件称之为喷管（亦作尾喷管，排气装置，喷口等，本文统称喷管），其为发动机总体设计中的最后一个部分。
航空发动机的工作原理
航空发动机的工作原理航空发动机是现代航空运输的关键组成部分，它通过将燃料的能量转化为推力，驱动飞机前进。
本文将详细介绍航空发动机的工作原理，并分点列出其各个部分的功能和作用。
一、航空发动机的基本原理航空发动机的工作原理可以简单描述为：将燃料与氧气混合燃烧产生高温高速气流，通过喷射气流产生的反作用力推动飞机向前飞行。
简言之，航空发动机的工作过程包括燃烧、喷射和推力三个主要步骤。
1. 燃烧过程：航空发动机中的燃料与氧气混合燃烧，产生高温高压气流。
燃料通过喷嘴进入燃烧室，在燃烧室中与大量进入的空气进行燃烧反应，释放出大量的热能。
这种燃烧反应通常采用燃料喷雾和点火器来实现。
2. 喷射过程：燃烧产生的高温高速气流通过航空发动机喷嘴喷射出来。
喷嘴是通过控制燃料进入燃烧室的速度和角度，将燃料转化为喷射气流并控制其流量和喷射方向。
喷射出的气流在航空发动机内部形成一个高速气流通道，产生推力。
3. 推力产生：喷射气流通过喷嘴的喷射作用产生反作用力，推动飞机向前飞行。
根据牛顿第三定律，喷射气流的反作用力将产生一个等大小、方向相反的推力，推动飞机向前。
推力的大小和方向可通过调节喷嘴的形状和喷射气流的速度来控制。
二、航空发动机的主要部分和功能1. 燃料系统：负责将燃料从油箱输送到燃烧室，并调节燃料的流量和喷射速度。
燃料系统由燃料泵、燃料喷嘴、调节阀等组成。
2. 压缩系统：将进入发动机的空气压缩至较高的压力，提供给燃烧室进行燃烧。
压缩系统包括多个级别的压缩机，通过旋转叶片的工作原理，将空气逐渐压缩并送入燃烧室。
3. 燃烧室：燃烧室是航空发动机中进行燃烧反应的地方。
燃烧室内的燃料喷嘴将燃料喷入燃烧室，并点燃燃料，使其与进入的空气混合燃烧。
4. 喷嘴系统：喷嘴系统是航空发动机中将燃烧产生的气流喷射出来产生推力的关键部分。
喷嘴通过控制燃料喷射速度和喷射角度，以及喷射气流的流量和方向来调节推力。
5. 涡轮系统：涡轮系统主要由压气机和涡轮机组成。
制作简单航空发动机原理
制作简单航空发动机原理导言:航空发动机是飞机的核心动力装置。
它将燃油转化成气体动能，推动飞机的运行。
本文将详细介绍航空发动机的工作原理及其组成部分。
一、航空发动机的工作原理1.空气吸入：航空发动机通过进气口吸入空气。
进气口前通常装有空气滤清器，以防止杂质进入发动机内部。
2.燃烧过程：发动机内部有一个燃烧室，燃油和空气在这里进行混合并燃烧。
通过燃烧过程产生的高温高压气体推动涡轮旋转。
3.涡轮产生动力：航空发动机内部有一个涡轮，其由高温高压气体推动旋转。
涡轮叶片上具有相对位置可调的导向叶片，可控制气体流向以增加涡轮转速。
4.推力输出：通过涡轮的旋转，将动力传输至机身后方的喷气口。
高速喷出的气流产生反作用力，从而推动飞机向前飞行。
二、航空发动机的组成部分1.进气系统：进气系统主要由进气口、空气滤清器、进气管道等组成。
它的主要作用是将空气引入发动机内部。
2.压气机：压气机是发动机的核心部件之一、它通过旋转的涡轮叶片将气体压缩，增加气体的密度和压力。
3.燃烧室：燃烧室是将燃料和空气混合并点燃的地方。
它通常位于压气机和涡轮之间，用于转换燃料的化学能为气体动能。
4.涡轮：涡轮是发动机的另一个核心部件。
它由一组固定和可转动的叶片组成，通过气体的冲击和压力推动涡轮旋转。
5.推力装置：推力装置包括喷管和尾喷口等组件。
它通过高压气体在喷管内膨胀产生高速气流，进而产生推力。
三、航空发动机的分类1.喷气发动机：喷气发动机通过喷射高速气流产生推力，常见的有涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机。
2.螺旋桨发动机：螺旋桨发动机通过螺旋桨带动空气产生推力，常见的有活塞式发动机和涡轮螺旋桨发动机。
结论：简单航空发动机的工作原理是通过压缩空气，与燃烧室内的燃料混合后点燃并推动涡轮旋转，进而通过喷出高速气流产生推力。
航空发动机的组成部分包括进气系统、压气机、燃烧室、涡轮和推力装置等。
不同类型的航空发动机根据其工作原理和推力方式进行分类。
这些发动机的设计和改进对于提高飞机的性能和效率具有重要意义。
发动机原理第2章(尾喷管)
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
航空发动机原理与构造知识点总结
航空发动机原理1 概论航空动力装置的功能是为航空器提供动力，推进航空器前进，所以航空动力装置也称为航空推进系统。
它主要包括航空发动机，以及为保证其正常工作所必需的系统和附件，如燃油系统、滑油系统、起动系统和防火系统等，通常简称为航空发动机。
1.1航空燃气涡轮发动机的基本类型目前航空燃气涡轮发动机有五种基本类型：涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和供垂直/短距离飞机用的发动机。
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机（WP）。
从结构上讲，它由压气机、燃烧室、燃气涡轮和尾喷管四个主要部件组成（见图1-1），其特点是：涡轮只带动压气机压缩空气，发动机的全部推力来自高速喷出的燃起流所产生的反作用力。
涡轮喷气发动机经济性差高温、高速燃气由尾喷管排出，能量损失大，因此经济性差。
图1-1 涡轮喷气发动机涡轮螺桨发动机简称涡桨发动机（WJ）。
在这类发动机中，涡轮除带动压气机供给发动机所需的空气外，还带动螺桨，产生飞机前进的拉力。
由尾喷管喷出的燃起流所产生的推力只占飞机前进力的很少一部分（10％）。
从结构上讲，这类发动机还多一个部件——减速器。
涡轮风扇发动机简称涡扇发动机（WS），又称内外涵发动机。
它是介于涡喷和涡桨之间的一种发动机。
它由两个同心圆筒的内涵道和外涵道组成，在内涵道中装有涡喷发动机的部件——压气机、燃烧室和涡轮，在外涵道中装有由内涵转子带动的风扇（见图1-2）。
发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总和。
- 2 -外、内涵道空气流量之比称为流量比，又称涵道比。
涡扇发动机的优点是,推力大了,排出的能量小了,耗油率低。
图 1-2 涡轮风扇发动机若在涡桨发动机中，发动机输出轴不带动螺桨，而用来输出功率，例如带动直升机的旋翼、舰艇的推进器、或地面的发电机和油泵等，则这种燃气涡轮发动机称为涡轮轴发动机，简称涡轴发动机（WZ）。
1.2 航空燃气涡轮发动机性能指标涡轮发动机和涡扇发动机都是将燃气发生器的可用功用于增加流过发动机气流的动能并产生反作用推力。
航空发动机工作原理
航空发动机工作原理航空发动机是现代飞机的核心动力装置，其工作原理直接关系到飞机的性能和安全。
本文将介绍航空发动机的工作原理，包括喷气发动机和涡扇发动机两种常见类型。
一、喷气发动机喷气发动机是一种将空气和燃料混合后通过喷嘴高速喷出，产生反作用力推动飞机前进的发动机。
其工作原理可以分为四个步骤：进气、压缩、燃烧和喷射。
首先是进气阶段，喷气发动机通过进气口将大量空气引入发动机内部。
进气口通常位于飞机机身前部，利用飞机的高速飞行将空气压缩并送入发动机。
进入发动机后，空气经过滤网和增压器等设备进行处理，以确保进入发动机的空气质量和压力。
接下来是压缩阶段，进入发动机的空气经过压气机的作用被压缩。
压气机是由一系列叶片组成的转子，通过高速旋转将空气压缩，提高空气密度和压力。
压缩后的空气进一步增加了能量和温度。
然后是燃烧阶段，压缩后的空气进入燃烧室，与喷入的燃料混合并点燃。
燃料通常是航空煤油或喷气燃料，通过喷嘴喷入燃烧室，与空气充分混合后被点燃。
燃烧产生的高温高压气体膨胀后，推动涡轮转子高速旋转。
最后是喷射阶段，燃烧后的气体通过喷气口高速喷出，产生反作用力推动飞机前进。
喷气口位于发动机尾部，喷气的高速流动产生的反作用力推动了飞机向前。
同时，喷气口的形状和方向可以通过调整来改变推力的大小和方向，以满足飞机的操纵需求。
二、涡扇发动机涡扇发动机是一种基于喷气发动机的改进型号，通过在喷气发动机中增加一个风扇来提供更大的推力。
其工作原理可以简单描述为将一部分空气绕过燃烧室直接排出，形成较大的推力。
涡扇发动机的工作原理与喷气发动机类似，但在压缩阶段增加了一个风扇。
风扇位于发动机前部，由一个或多个叶片组成，通过高速旋转将大量空气吸入并推出。
这些空气绕过燃烧室，直接排出发动机，形成高速喷射的气流，产生更大的推力。
涡扇发动机相比喷气发动机具有更高的推力和燃油效率，适用于大型商用飞机和军用飞机。
同时，涡扇发动机的噪音和排放也相对较低，符合环保要求。
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。
航空发动机原理讲解
基本工作原理及热力循环
涡扇发动机热力循环和质量附加原理
– 分排、混排发动机的内、外涵气流理想热力循环 组成及其在P-V图和T-S图上的表示 – “同参数”涡喷和涡扇具有相同的热机循环有效 功和热效率 – 涡扇发动机将从热机中获取的循环有效功分配给 了更多的工作介质（涵道比>0），参与产生推力 工质增多，因此推力增大 – 在“同参数”条件下涡扇发动机的排气速度低， 减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提 高了总效率，降低了耗油率
由涵道比定义和流量连续条件
– 涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响
– 亚音进气道（三种流普） – 超音进气道（三种工作状态）
– 功率平衡
压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系
– 当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度 或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化
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
采用一高、一中、一低设计 高加力单位推力 同时带来高加力耗油率
提高加力温度
发动机稳定状态各部件共同工作
各部件共同工作条件（相互制约）
– 流量连续
压气机～涡轮Tt4/Tt2等值线及物理意义 涡轮～尾喷管膨胀比与几何通道面积的关系
涡轮发动机结构之尾喷管—喷管消音
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
思考
喷管消声与飞机隐身性能有何关系？
降噪原理：增大排气气流与 大气的接触面积来降低排气 速度以降噪
二 消除噪音方法 2）利用吸音材料
位置：进气整流罩内壁面；风扇机匣内壁面；尾喷管内壁面
降噪原理：内壁面装吸音材料，噪声逐步衰减， 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、加大 风扇转子叶片与出口整流叶片间距离等。
一
喷管噪音来源
二
消除噪音方法
三
喷管消声方法
三 喷管消声方法
涡轮喷气发动机
1.涡喷或低涵道比发动机：降 低排气速度和尾喷管壁面吸音 材料； 2.高涵道比发动机：因高涵道 比，本身排气速度低，采用吸 音材料。
小 结 喷管消音方法
喷管消声
回顾：喷管功用
1.整流（部分机型）、膨胀加 速，提升推力； 2.配合发动机共同工作状态， 矢量喷管提升机动性能； 3.改变气流排气方向，获得反 向推力； 4.部分机型上抑制噪声。
引入：航空发动机噪声
喷管噪音_9.3.mp4
涡轮喷气发动机噪声
一
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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。