喷管(课堂PPT)
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热工基础(5.1.1)--喷管和扩压管
pcr Tcr vcr 称临界压力、临界温度及临界比体积。
Ｍ a<1
dA = 0 Ｍ a=1
Ｍ a>1
dA < 0
( 临界截面 )
dA > 0
pcr Tcr ccr = cfcr
12/20
热工基础
1-3 喷管的计算 喷管计算包括设计计算和校核计算 。 设计计算：
已知：工质进口参数 (p1, T1, cf1) 、背压 ( 出口外环境压力 ) pb 、流量 qm
10/20
热工基础
dA A
=
(Ma2
- 1)
dc f cf
喷管：绝热膨胀、压力降低、流速增加
气流截面的变化规律：
Ma<1 ，亚声速流动， dA<0 ，截面收缩；
Ma=1 ，声速流动， dA=0 ，截面缩至最小；
Ma ＞ 1 ，超声速流动， dA>0 ，截面扩张；
喉部 Ma=1
渐缩喷管
Ma < 1 dA < 0
假定：可逆绝热过程
3/20
热工基础
1-1 一维稳定流动的基本方程
一、 连续性方程
稳定流动：
qm1
= qm2
= qm
=
Acf v
A1cf1 v1
=
A2cf2 v2
=
Acf v
= const
1
cf1
1 p1, v1, T1, A1
2 cf2
2 p2, v2, T2, A2
微分形式：
dA A
+
dc f cf
渐扩喷管
Ma > 1 dA > 0
缩放喷管(拉伐尔喷管) Ma < 1, Ma = 1, Ma > 1
Ｍ a<1
dA = 0 Ｍ a=1
Ｍ a>1
dA < 0
( 临界截面 )
dA > 0
pcr Tcr ccr = cfcr
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热工基础
1-3 喷管的计算 喷管计算包括设计计算和校核计算 。 设计计算：
已知：工质进口参数 (p1, T1, cf1) 、背压 ( 出口外环境压力 ) pb 、流量 qm
10/20
热工基础
dA A
=
(Ma2
- 1)
dc f cf
喷管：绝热膨胀、压力降低、流速增加
气流截面的变化规律：
Ma<1 ，亚声速流动， dA<0 ，截面收缩；
Ma=1 ，声速流动， dA=0 ，截面缩至最小；
Ma ＞ 1 ，超声速流动， dA>0 ，截面扩张；
喉部 Ma=1
渐缩喷管
Ma < 1 dA < 0
假定：可逆绝热过程
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热工基础
1-1 一维稳定流动的基本方程
一、 连续性方程
稳定流动：
qm1
= qm2
= qm
=
Acf v
A1cf1 v1
=
A2cf2 v2
=
Acf v
= const
1
cf1
1 p1, v1, T1, A1
2 cf2
2 p2, v2, T2, A2
微分形式：
dA A
+
dc f cf
渐扩喷管
Ma > 1 dA > 0
缩放喷管(拉伐尔喷管) Ma < 1, Ma = 1, Ma > 1
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（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
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。
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。
喷管和扩压管
热工基础
第五章 热工基础的应用
§5-1 喷管和扩压管 §5-2 换热器及其热计算 §5-3 压气机 §5-4 内燃机循环 §5-5 燃气轮机循环 §5-6 蒸汽动力循环 §5-7 制冷循环
1/20
热工基础
第一节 喷管和扩压管
对象：气体和蒸汽在管路设备，如喷管、扩压管、节
流阀内的流动过程。 喷管：用于增加气体或蒸气流速的变截面短管。 主要问题：气体在流经喷管等设备时，气流参数变化与
pcr Tcr vcr 称临界压力、临界温度及临界比体积。
Ｍa < 1
dA = 0
Ｍa = 1
Ｍa > 1
dA < 0
(临界截面)
dA > 0
pcr Tcr ccr = cfcr
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1-3 喷管的计算
热工基础
喷管计算包括设计计算和校核计算。
设计计算：
已知：工质进口参数 (p1, T1, cf1)、背压(出口外环境压力) pb、流量qm 由工作条件(锅炉、发动机)决定
已知条件： p1, T1, cf1, pb, qm 设计原则：符合热力学原理(可逆绝热充分膨胀)。
(1) 外形选择 (2) 尺寸计算
p2 pb
pb pcr cr p1 pb pcr cr p1
渐缩喷管 缩放喷管
A2
qm
v2 cf2
Amin
qm
vcr cf,cr
渐缩喷管 缩放喷管
A2
qm
vdp dh
dh c f dc f 0
c f dc f vdp
流动过程中，欲使工质流速增加，必须有压力降落。
压差是提高工质流动速度的必要条件。
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热工基础
第五章 热工基础的应用
§5-1 喷管和扩压管 §5-2 换热器及其热计算 §5-3 压气机 §5-4 内燃机循环 §5-5 燃气轮机循环 §5-6 蒸汽动力循环 §5-7 制冷循环
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热工基础
第一节 喷管和扩压管
对象：气体和蒸汽在管路设备，如喷管、扩压管、节
流阀内的流动过程。 喷管：用于增加气体或蒸气流速的变截面短管。 主要问题：气体在流经喷管等设备时，气流参数变化与
pcr Tcr vcr 称临界压力、临界温度及临界比体积。
Ｍa < 1
dA = 0
Ｍa = 1
Ｍa > 1
dA < 0
(临界截面)
dA > 0
pcr Tcr ccr = cfcr
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1-3 喷管的计算
热工基础
喷管计算包括设计计算和校核计算。
设计计算：
已知：工质进口参数 (p1, T1, cf1)、背压(出口外环境压力) pb、流量qm 由工作条件(锅炉、发动机)决定
已知条件： p1, T1, cf1, pb, qm 设计原则：符合热力学原理(可逆绝热充分膨胀)。
(1) 外形选择 (2) 尺寸计算
p2 pb
pb pcr cr p1 pb pcr cr p1
渐缩喷管 缩放喷管
A2
qm
v2 cf2
Amin
qm
vcr cf,cr
渐缩喷管 缩放喷管
A2
qm
vdp dh
dh c f dc f 0
c f dc f vdp
流动过程中，欲使工质流速增加，必须有压力降落。
压差是提高工质流动速度的必要条件。
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热工基础
工程热力学(喷管)
c22 c22 c22
12
N
h1 h2 h1 h2
2
工程热力学 Thermodynamics 二、第二定律分析
s sg 0 I qmT0sg
s
cp
T2 T1
Rg
ln
p2 p1
s2 s1
理想气体 蒸气
T2 c2 2cp T1 T2 c2
s2 h2 , p2查 h2 c2 c2
1、绝热滞止：气体在绝热流动过程中，因受某种物体的阻碍，或 经扩压管后，气体流速降低为零的过程称为绝热滞止过程。
2、滞止参数：气流速度在绝热滞止过程中滞止为0的状态称 为滞止状态，其状态参数称为滞止参数。
h0
h1
c12 2
T0
T1
c12 2cp
p0
工程热力学 Thermodynamics
工程热力学 Thermodynamics
1、比体积 ：比体积就是单位质量的工质所占的体积。即
v V m3 /kg m
2、压力 ：压力即物理学中的压强，单位是Pa。
绝对压力：p
大气压力：pb
pe ：表压力 pv ：真空度
p pb pe p pb pv
工程热力学 Thermodynamics
三、研究步骤
1、*定熵流动的基本规律； 2、有黏性摩阻的流动。
工程热力学 Thermodynamics
第一节 一维稳定流动的基本方程
一、连续性方程
qm1
qm2
A1c1 v1
A2c2 v2qm NhomakorabeaAc v
const
dA dc dv 0 Ac v
工程热力学 Thermodynamics
解：a) 确定出口压力：
喷管和扩压管的流动特性及工程实例PPT资料优秀版
当地声速：某点在某一状态下的声速值。
流动特性主要取决于流速是大于还是小于当地声速。
3、马赫数
• 定义：流体中任一确定点的速度与该介质
中的当地声速的比值
• 定义式：
Ma cf c
Ma＜1 亚声速流 Ma=1 声速流 Ma＞1 超声速流
管内流体流速与压力及比体积的关系
• 根据热力学第一定律能量方程，等熵过程
Ma=1 dA=0 临界截面
Ma>1 Ma<1 Ma>1 dA>0 dA<0 dA>0 渐扩 渐缩渐扩
注:扩压管dcf<0,故不同音速下的形状与喷管相反
喷管和扩压管流速变化与截面变化的关系
流动状态
管道种类
喷管 dcf>0 dp<0
扩压管dp>0 dcf<0
Ma<1
1
2
dA 0 A
p1 p2
1
2 dA 0
dh cf dcf 0
渐扩喷管： cf1 ＞c, cf2＞c
通道截面渐扩 管内流体流速度与截面积的关系 节流后做功能力下降，即节流损失。
cf dcf vdp
Ma>1时，超声速流动，dA<0 ，
（1）加速气流dcf>0，dp<0； （2）减速气流dcf<0，dp>0 ；
管内流体流速度与截面积的关系
cf1 ＞c, cf2≥c
通道截面渐扩
节流后做功能力下降，即节流损失。 管内流体流速与压力及比体积的关系
0 dh vdp
渐扩喷管： cf1 ＞c, cf2＞c
水中的c=1400m/s; 空气中的c=340m/s
超声速连续变为亚声速流动，通道截面先缩后扩，在喉部达到声速。
流动特性主要取决于流速是大于还是小于当地声速。
3、马赫数
• 定义：流体中任一确定点的速度与该介质
中的当地声速的比值
• 定义式：
Ma cf c
Ma＜1 亚声速流 Ma=1 声速流 Ma＞1 超声速流
管内流体流速与压力及比体积的关系
• 根据热力学第一定律能量方程，等熵过程
Ma=1 dA=0 临界截面
Ma>1 Ma<1 Ma>1 dA>0 dA<0 dA>0 渐扩 渐缩渐扩
注:扩压管dcf<0,故不同音速下的形状与喷管相反
喷管和扩压管流速变化与截面变化的关系
流动状态
管道种类
喷管 dcf>0 dp<0
扩压管dp>0 dcf<0
Ma<1
1
2
dA 0 A
p1 p2
1
2 dA 0
dh cf dcf 0
渐扩喷管： cf1 ＞c, cf2＞c
通道截面渐扩 管内流体流速度与截面积的关系 节流后做功能力下降，即节流损失。
cf dcf vdp
Ma>1时，超声速流动，dA<0 ，
（1）加速气流dcf>0，dp<0； （2）减速气流dcf<0，dp>0 ；
管内流体流速度与截面积的关系
cf1 ＞c, cf2≥c
通道截面渐扩
节流后做功能力下降，即节流损失。 管内流体流速与压力及比体积的关系
0 dh vdp
渐扩喷管： cf1 ＞c, cf2＞c
水中的c=1400m/s; 空气中的c=340m/s
超声速连续变为亚声速流动，通道截面先缩后扩，在喉部达到声速。
§7.3喷管中流速及流量计算-世界大学城.ppt
（2）渐缩渐扩喷管的流量计算
正常工作时
5、喷管的设计计算
出发点： p2 pb
⑴喷管形式选择
pb pc , 渐缩喷管
pb pc , 渐缩渐扩喷管
⑵喷管尺寸计算
设渐计缩计渐算扩：喷m• 已管知的最小f截2 面m积cv2（2 喉部）为
fmin
m vc cc
根据经验，渐扩段长度l为:
l d2 dmin (m)
故其临界流速为：v1
1
pc p1
k
（9-16）
3、临界压力比及临界流速
ac kpcvc
k1
cc
2
k
k
1
p1v1
1
pc p1
k
M 1 ac cc
3、临界压力比及临界流速
3、临界压力比及临界流速
亦可：
（适用于理想气体 定熵流动）
3、临界压力比及临界流速
2 tan
圆台形渐缩渐扩喷管渐扩部分的顶锥角
c2
背压：喷管出口处的环境压力。
p 注意 2 的取值
，和背压有关。 12
pb pc
pb pc
p p 气流在喷管内可
2
b 以充分膨胀。
p p Pc到pb的过程在喷管外进行。 2c
pc (
2
k
) k 1
p1 k 1
mmax f2
2
k
(
2
2
) k1
p1 (kg / s)
k 1 k 1 v1
在大气飞行器的头部、机翼的迎风面上就属于这种情况。
特别是当航天飞行器返回大气时，由于Ma数很高，其 迎风面上将承受很高的温度，能达到数千乃至上万摄 氏度的高温。所以要使航天飞行器成功返回地面，必 须进行热防护。
第七章喷管——精选推荐
燃气涡轮发动机第七章喷管7.1 亚音速喷管7.2 超音速喷管7.1喷管燃气的一部分焓转变为动能, 提高燃气的速度, 使燃气以很大的速度排反推以迅速降低飞机落地后缩短飞机的滑跑距离–采用消音喷管降低发动机的排气噪音–通过调节喷管的临界面积来改变发动机的工作状态。
7.1 喷管–亚音速喷管是收敛形的管道–超音速喷管先收敛后扩张形7.1 喷管－亚音速喷管组成7.1 喷管－亚音速喷管排气管与后整流锥形成一个稍有扩变为轴向流动,以减小流动损失。
喷口内燃气加速降压。
7.1 喷管－亚音速喷管–落压比实际落压比可用落压比是喷管进口处的总压与喷管出口外的反压之实际落压比可以等于或小于可用落压比, 但实际落压比不能大于可用落压比44=π7.1 喷管－亚音速喷管–喷管的总压恢复系数57.1 喷管－亚音速喷管喷气速度–影响喷气速度的因素有:喷管进口总温喷管落压比当喷管落压比和喷管进口总温保持不变时,流动损失越小,则喷⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫⎝⎛--γγπσ1**4112ee P T c7.1 喷管－亚音速喷管–喷管效率的平方根是速度系数。
5⎥⎥⎦⎢⎢⎣⎪⎭⎫ ⎝⎛-=ϕ*112T c V e 5η7.1 喷管－亚音速喷管–一、亚临界工作状态:通过喷管的质量流量不断的增加所以我们定义: 喷管出口反压大于气流的临界压力, 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447.1 喷管－亚音速喷管–二、临界工作状态::当来流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447.1 喷管－亚音速喷管超临界通过喷管的质量流量不随反压, 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。
1.85p p π44b =>=7.1 喷管－反推力装置功用改变喷气的方向, 产生反推力, 使飞机在着陆后比较快的减速,以缩短飞机着陆后原理分类: 折流板式反推力装置和格栅式反推力装置。
7.1 喷管－反推力装置使用将油门收到慢车再拉起反推手柄,打开反推力装置,产生反推力。
《汽轮机》课件四、喷管
s in 1g
l1c1t vct
s in 1
sin(1g
)
v1t vct
cc c1t
sin 1g
State Grid of China Technology College
总结
• 喷嘴的h-s图 • 汽流在喷嘴中的速度 • 喷嘴损失 • 减缩斜切喷嘴的膨胀特点
State Grid of China Technology College
1 1g
G GC
C1 a
渐缩部分膨胀，斜切部分膨胀 汽流偏转
c a 1 1g G Gc
State Grid of China Technology College
p1 pc
abe 膨胀，aec导流
ae面偏转
State Grid of China Technology College
2.出口实际速度c1
c1 c1t 2h1*t
喷嘴速度系数： c1
c1t
表示喷嘴出口蒸汽速度减小的程度
喷嘴损失 hn
hn
1 2
c12t
1 2
c12
12
c12t 2
1
2
1
c12 2
(1 2 )h1*t
能量损失系数：
State Grid of China Technology College
h
s
△h1t* △h1t
△hc0
0* 0
t0* h0* p0 t0 h0 c0
1
p1
△hn 1t
State Grid of China Technology College
c1 2h1*t hn (1 2 )h1*t
Bn=55mm Bn=80mm
气体喷管chapter7
kM a2 1 k 1M a2 dp dx 4C f 2 p D 2 1 M a
d
2 kM a dx 4 C f 2 D 2 1 M a
4 k k 1 M a dT dx 4 C f 2 T D 2 1 M a
2 kM a dV dx 4 C f 2 V D 2 1 M a
→
图
内压式超声进气道的设计状态
设计状态时的面积比公式
At ( ) d q(0 d ) Ai
7.4.2其它变截面管流
一、气体在引射喷管内的流动
二、气体在斜切口管内的流动
三、气体在扩散形管内的流动
四、塞式喷管
§7.5
等截面摩擦管流
摩擦对气流参数的影响
摩擦管流的计算 摩擦壅塞
动画演示PLAY
p
*
qm,max K
T
*
Ae
0
pecr p*
1.0
pb p*
二、收缩喷管的三种流态 亚临界流态 特点： pe M ae 1 判别：
pb
e
* T* p
阀门
pb p * cr
pb e
临界流动 特点：
M ae 1 判别：
p e pb
动画演示PLAY
pb p* cr
2 V cPT0* cPTe* cPTe e 2
o p T
*
Te Ve 2cP T Te 2c T 1 * Te
* e * P e
*
e pb e
*
o
可见，Te 越高，流速越大
* pe pe 越小，流速越大
第7讲 燃烧室和喷管
4.2 主燃烧室（Burner）
五、主燃烧室基本性能要求
1、燃烧稳定、点火可靠：要求燃烧室在飞机飞行包线的 所有范围内，以及飞机作各种机动动作时，发动机的工作 状态急剧变化的情况下都能稳定燃烧，不熄火。 当发动机在地面条件下起动和发动机在空中熄火停车 后重新起动时，燃烧室应点火可靠，以保证发动机能及时 起动、安全飞行。
1、在燃烧室内设置火焰筒
设置火焰筒，使空气从火焰筒壁上的圆孔或气膜缝隙 进入火焰筒内，在喷入燃油的火焰筒头部，根据需要设计 一定数量的圆孔和缝隙，以保证火焰筒头部的燃料系数达 到 β=1左右。 喷入燃烧室的燃油在火焰筒头部进行燃烧后温度可达 到2000K以上，燃烧后的高温燃气在火焰筒后部与进入的 二股冷却空气相渗混，使燃气温度达到所需要的数值。
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）
加力燃烧室由扩压器、喷油系统、点火器和 火焰稳定器等组合件组成。
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）
振荡燃烧的现象：加力燃烧室内的压力产生脉动 ，其脉动频率可以从数赫到数千赫，其压力脉动 的幅度也可以有很大的差别。
喷油嘴
一般主燃烧室都采用离心式喷油嘴，在高压作用下燃 油经喷油嘴高速旋转喷出，与喷嘴外空气相撞击形成极细 小的雾化油滴，并很快蒸发与空气混合，形成新鲜混气。
4.2 主燃烧室（Burner）
喷油嘴
燃油喷嘴的另一种形式叫蒸发管。燃油由喷油管喷出，与 来自压气机的一部分空气在蒸发管内掺混，并经T型热管壁加 热蒸发。使用蒸发管的燃烧室燃烧效率较高、不冒烟，出口温 度场也比较均匀，不随喷油量的变动而变化。 蒸发管式供油装置与环形燃烧室配合，得到了广泛使用。
WP5 发 动 机
热工基础(5.1.1)--喷管和扩压管
dv -v
=0
工质流速变化率、截面积变化率、比体积变化率间 关系
4/20
热工基础
1-1 一维稳定流动的基本方程
二、 能量方程
稳定流动：
q
=
h2
-
h1
+
1 2
(cf22
-
c2 f1
)
+
g(z2
-
z1 )
+
wsh
1 cf1
管道流动：
忽略传热：
1
忽 略 势 能 变 化p1, ：v1, T1, A1
wsh = 0 q ﾻ 0 gDz ﾻ 0
渐扩喷管
Ma > 1 dA > 0
缩放喷管(拉伐尔喷管) Ma < 1, Ma = 1, Ma > 1
dA < 0, dA = 0, dA > 0
11/20
热工基础
截面上 Ma=1 、 cf=c ，称临界截面 [ 也称喉部 (throat) 截面 ] ，临界截面上速度达当地声速。
cf = c = k pcrvcr = k RgTcr
�k � �
� � �= �
k
p1v1
� � �ppc1r
k -1
�k � �
16/20
热工基础
2k k
p1v1 -1
� � �1 �
� � �ppc1r
k -1
�k � �
� � �= �
k
p1v1
� � �ppc1r
k -1
�k � �
令 ：n cr
=
pcr p1
( 临界压力比 )
k
2 -
1
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面积比公式：在缩－扩形喷管中, 任意一个截面的
面积与临界截面的面积之比
1
A Acr
1
1 1Ma2
2
Ma 1
2( 1)
2
一、不同反压下缩－扩形喷管中的流动
面积比公式告诉我们:
要建立一定数的超音速气流, 就必须有一定 的管道面积比。但这仅仅是一个必要条件, 具备了面积比的条件后, 能否实现超音速流 动, 还要由气流本身的总压和一定的反压条 件来决定。
亚音速喷管出口气流马赫数最大等于 ：
A、1.85
B、 0.5
C、 1.0
D、 2.0
C
亚音速喷管有( )三种工作状态
A、亚临界，临界和超临界 B、稳定，不稳定和过渡 C、定常．不定常和超定常 D、完全膨胀，不完全膨胀和过度膨胀
A
当收缩喷管的实际落压比等于可用落压 比时，喷管处于( )工作状态
A、亚临界
D
燃气涡轮喷气发动机喷管的实际落压比：
A、可以等于可用落压比 C、可以大于可用落压比
B、一定等于可用落压比 D、可以小于可用落压比
AD
2、收缩喷管的三种工作状态
A、亚临界工作状态
当:
π*b
p*4 pb
p*4 pcr
1.85时,喷管处于亚临界工作状态,
这时喷管出口气流马赫数小于１
出口静压等于反压, 是完全膨胀
B、临界
C、超临界
D、不能判断的
D
当收缩喷管的可用落压比等于1.85时， 喷管处于( )工作状态
B
A、亚临界 B、临界
C、超临界 D、过渡膨胀
简单收敛形喷口的工作状态：
A、有两个，分别为亚音速排气状态和超音速排气状态 B、有三个，分别是亚临界、临界和超临界工作状态 C、有三个，分别是亚音速排气，音速排气和超音速排气状态 D、有两个，分别为不完全膨胀状态和过度膨胀状态
为了方便, 保持总压不变, 看反压的变化对 缩－扩形喷管内各截面上的压力均 相等, 故喷管内的气体没有流动, 沿喷管轴线的压 力和马赫数的分布如图曲线①表示,点①表示通过喷 管的质量流量和出口截面的压比。
2．pb ＜ p*时：这时在收缩段气流的压力不断下降, 马赫数不断上升, 在喉部压力最低,马赫数达到最大 值, 但小于１, 在扩张段气流的压力又不断地上升, 马赫数逐渐下降, 在出口截面压力等于反压, 如图 曲线②所示。
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
B
简单收敛形喷口：
A、排气速度小于音速时．是不完全膨胀状态 B、排气速度等于音速时，是不完全膨胀状态 C、排气速度小于或等于音速时，是不完全膨胀状态 D、排气速度小于音速时，是完全膨胀状态
D
3.2.2 超音速喷管
1、收敛－扩张喷管
超音速喷管是一个先收缩后扩张形的管道。
2、收敛－扩张形喷管气流流动状态
3．pb 继续下降时：这时喉部气流达到音速, 即＝ １。但由于这时反压的值大于喉部气流的压力, 所以, 气流流入扩张段后, 其压力又重新回升, 到出口截 面,气流的压力等于反压。
4．继续降低反压, 喉部以后, 气流加速到超音 速, 但是,最初不能使整个扩张段内的流动全为 超音速, 因为这时的反压仍然大于为获得全超 音速所需的出口压力，所以，由喉部下游的超 音速气流在高反压的作用下, 在扩张段的某个 截面上形成一道正激波, 激波的位置随反压的 大小而变, 反压愈高, 激波离喉部愈近。超音 速气流通过激波后突变为亚音速气流, 压力突 然升高, 而后气流在扩张段内流动马赫数逐渐 减小, 压力逐渐增高, 到出口截面气流的压力 等于反压。
7．当反压下降到某一数值时, 出口 截面处气流的压力恰好等于反压,出 口处既不产生激波, 也不产生膨胀 波, 这时的反压记作,又是一个划界 限的反压。
( )不是燃气涡轮喷气发动机喷管的功用
A、提高燃气的速度 B、提高燃气的压力
C、 产生反推力
D、降低噪音
B
改变涡轮喷气发动机喷管的最小截面的 面积可以改变( )
A、发动机的工作状态 B、反压
C、大气压
D、发动机的重量
A
亚音速喷管是一个( )的管道
A、 圆柱形 C、收敛形
B、扩张形 D、缩扩形
C
亚音速喷管是由( )组成的
5．随着反压的降低, 扩张段内的激波的位置向 远离喉部的方向移动, 当反压降到某一数值时, 正激波的位置刚好在拉瓦尔喷管的出口处, 这 时喷管的扩张段已全部为超音速流动, 超音速 气流通过正激波后变为亚音速气流。 出口截面 气流的压力恒等于反压,将此反压记作,也是一 个划界线的压力。
6．反压再降低, 激波移出管口变为斜激波系,这 时喷管内的整个流动已固定下来不再随反压而 变化。反压的变化只影响管外的波系。反压降 低, 激波强度变弱。
p*4 pcr
1.8时5 喷管处于超临界工作状态。
这时喷管出口气流马赫数等于１,
出口静压等于临界压力而大于反压, 是不完全膨胀, 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
所以我们定义: 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。
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
所以我们定义: 喷管出口反压大于气流的临界压力, 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
B、临界工作状态:
当:
π*b
p*4 pb
p*4 pcr
1.85时喷管处于临界工作状态,
这时喷管出口气流马赫数等于１
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