发动机原理(第二章尾喷管)

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
* 4
)
e
]

e
p
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
超临界状态 p9 > p0
推力、推力损失系数
Fq V q V A (p p ) mg9 ma0 9 9 0
q V q V A (p p ) mg9 ma0 9 9 0 高超音速，损失约23% [ 1 ] 100 % q V q V mg9 ma0
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
反推装置
垂直/短距
起降喷管
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
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
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
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
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
出口气流速度最高只能达到当地音速
dA dV 2 (M 1 ) a A V
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ、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
固定的收敛-扩张喷管
当喷管为固定的面
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。 形成的“流体”壁面可以随主气流压力变化自 动调节。
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。
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



h V
* 4 2 9