发动机原理(第二章尾喷管)

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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。

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

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。

浅谈涡扇喷气发动机的基本构造和工作原理

浅谈涡扇喷气发动机的基本构造和工作原理涡扇喷气发动机主要由压气机、燃烧室、涡轮、喷管几大部分构成。

涡扇发动机上的压气机一般是轴流式压气机，它是涡扇发动机上的核心部件之一。

轴流式压气机由多级风扇构成，每一级都能产生增压作用，各级风扇产生的增压比的乘积就是整个压气机的总增压比值。

和离心式压气机相比，轴流式压气机有体积小、流量大、单位效率高的优点。

涡扇发动机使用双转子结构，目的就是提高压气机的效率。

因为压气机效率的高低直接影响发动机的功率大小。

一般来讲风扇级数多，产生的总增压比就越高。

但是这样一来，就会增大发动机的体积和重量，大大降低发动机的推重比。

为了提高压气机的总增压比值，人们只能想方设法去提高风扇的单级增压比。

随着压气机的增压比越来越高，压气机可能会出现振喘，压气机出口温度会大大升高。

这样防振喘和防热的问题又凸显出来。

就要求我们去研制耐高温的材料，和解决压气机的振喘问题。

现在一般使用新型的耐高温钛合金，一是重量轻，二是强度大，耐高温性能好。

解决振喘问题就困难许多。

振喘是发动机的一种不正常的工作状态，它是由压气机内的空气流量、流速、压力的空然变化而引发的。

飞机进行加速、减速时，当飞机发动机进入异物时，都极有可能引起发动机振喘。

人们利用调整风扇叶片间距，改进叶片的弯曲弧度，提高叶片的光洁度，采用整流叶片等方法来降低发动机的振喘，但直到现在人们还没有彻底解决这一问题。

为防止振喘的出现，现在也有在发动机的压气机上安装放气阀门的方法。

涡扇发动机通过燃烧室产生高压燃气，涡扇发动机一般使用环状燃烧室。

环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。

由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。

均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。

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。

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

发动机原理第2章(尾喷管)

kg
o工作状态与A9无关
o出口气流速度最高只能达到当地音速 o当处于临界和超临界状态时出口气流速度只决定于排气温度
C9 eC9 ad e
2
kg kg 1
RTt 7
纯收敛型喷管
当喷管处于超临界状态气流在出口不能达到完全膨胀推力损失，用推力系数CFG描述 CFG＝实际推力/理想完全膨胀推力
1、排气速度C9
绝能流动
C92 ht 7 ht 9 h9 2 C92 Cpg (Tt 9 T 9 ) Cpg (Tt 7 T 9 ) 2 T9 C9 2Cpg Tt 9 [1 ( )] Tt 9 当气流在尾喷管中达到等熵完全膨胀时： C9 ad 2Cpg Tt 7 [1 ( 1 pt 7 p0
k g 1 k g 1
进出口总焓相等排气速度正比于
Tt7和e

)
kg
]
e ＝Pt7/ P0
喷管可用膨胀比
因存在流动损失，引入速度损失系数e C9 eC9 ad e 2Cpg Tt 7 [1 ( 1
e
)
kg
]
2、纯收敛型喷管
o 临界：
o
7
9
收敛喷管按可用膨胀比π e的大小划分三种工作状态
P0 A8 由流量连续条件，可导出： =(9 ) 9 =q(9 ) Pt9 A9
A8
A9
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面积比(A9/A8)的调节
引射喷管
由一个纯收敛喷管和一个同心的外套筒组成
第二节尾喷管
一、功能及设计要求 1、功能

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。

心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（二）

心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（二）在很大程度上，喷管的形状决定着它的性能，所以喷管设计的基本问题，是如何用具有最小重量和最小热交换的喷管来获得最大推力。

在一般的设计过程中，工程师往往会先选定发动机的设计工作参数来设计用于特定马赫数和压力比的喷管，由于飞机的飞行包线越来越广，发动机的工况的变化范围也随之越来越大，这就要求喷管还应能够在较大的非设计高度和马赫数范围内工作；同时，作为一个工业产品，喷口又应尽可能设计的加工简单、成本低。

综合以上的这些设计要求，喷管虽然看似简单，设计起来可不是轻而易举的事情。

众所周知，任何的气动元件都会导致气体的流动损失。

喷管的流动损失主要来自两个方面。

首先是流动过程的损失，包括附面层和非设计工况的影响，虽然两者在喷管中往往需要复杂的微分方程来描述，但我们可以用一个很形象的例子来感受一下附面层的影响：拿一根长细管，努力吹气，感觉一下吹气的阻力；然后把吸管剪断一半再吹气，会发现阻力明显小了很多。

而非设计工况分为过度膨胀与不完全膨胀，其中前者可以理解成整个喷管需要额外获得能量完成气体的膨胀过程，而后者可以理解为气体的能量并没有完全释放给飞机。

由于牵扯太多的理论推导，关于这部分的内容本文不再详述，有兴趣的读着可以查阅有关气体动力学的书籍。

喷管与常规的气动管道最大的不同在于其中流动的是高温气体，而这个高温气体不同于汽轮机中的高温蒸汽亦或者斯特林发动机里的热空气，而是通过燃烧得来的燃气，这就使得导致航空燃气轮机的喷管效率下降的诸多因素中，有一个我们常常忽视的因素——化学平衡。

在燃烧室中，高温使大量燃烧产物离解成原子和自由基。

例如，在碳氢化合物-氧的燃烧产物中，包含有氢原子、氧原子、羟基和一氧化碳，所有这些成分都与主要燃烧产物——水和二氧化碳处于化学平衡状态。

离解过程所耗费的能量是靠降低气体温度而得到的。

当气体流过喷管时，静温和静压都有所下降。

温度的下降使原子和自由基又复合成稳定的分子，而压力的降低则阻碍这过程的进行。

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

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)

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。

航空发动机

航空发动机尾喷管关键字：航空发动机尾喷管摘要：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。

一、概述在航空燃气轮机上，尾喷管的功能是将从涡轮(或加力燃烧室)流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓转变为动能，从尾喷管高速喷出，产生反作用推力。

有的尾喷管还带有反推力装置，以缩短飞机着陆时的滑行距离；有的尾喷管还带有消音装置，以减少排气的噪声；有的尾喷管可以改变射流方向，称为矢量喷管，它可以使燃气射流向上下左右不同方向偏转一个可以操纵的角度，对飞机产生一个俯仰或左右偏转的力矩，便于在高速飞行中对飞机进行操纵和控制。

二、亚声喷管与超声喷管(Subsonic Nozzle and Supersonic Nozzle)根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以分为亚声速喷管和超声速喷管两类。

亚声速喷管为收敛形喷管，超声速喷管为收敛扩张形喷管。

尾喷管的压力降(或称膨胀比)以进口截面的总压p5*与出口截面以外的外界大气压力p0之比来表示：能使尾喷管出口气流速度达到声速的膨胀比称为临界膨胀比，即（4.4-1) 式中k'──工质的比热比。

若燃气的比热比k'=1.33，则πe,cr=1.85。

涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机在地面工作时尾喷管的膨胀比根据发动机设计参数的不同可以在很大范围内变化，很多发动机πe在1.5～2.5范围内。

当发动机在超声速条件下飞行时，由于进气道的冲压增压，尾喷管的膨胀比将大得多。

下图给出了作用在收敛形尾喷管内外壁上压力的分布。

尾喷管外壁为均匀的外界大气压力p0，内壁的静压p则大于外界大气压力，随着气流在尾喷管内加速流动，静压下降，到尾喷管出口处，静压降至外界大气压。

当尾喷管的膨胀比达到或超过临界值以后，尾喷管出口最小截面处的气流速度达到声速。

在这种情况下尾喷管出口以外的压力变化不再影响尾喷管内的气体流动，也就不会影响发动机内部的工作。

尾部涡桨发动机工作原理

尾部涡桨发动机工作原理
尾部涡桨发动机工作原理是利用旋转的涡桨来产生推力。

它包括一个主发动机和一个尾喷管。

在尾部涡桨发动机中，主发动机产生的推力通过喷气口排出，形成一个高速的喷流。

这个喷流会经过类似喷嘴的喷管，喷出在尾部涡桨发动机的尾部。

喷口的形状和喷气速度会产生一个倾斜的喷流。

尾部涡桨发动机中的涡桨位于喷流的倾斜喷流旁边。

当喷流冲击到涡桨的叶片上时，会使涡桨旋转起来。

涡桨通过旋转产生的离心力会将气体从后方抽入尾喷管，与喷出的喷流混合。

这个混合流会进一步加速并被喷出尾部。

通过将气体从尾部喷管抽入和推出的循环，尾部涡桨发动机能够获得更高的推力。

它的工作原理类似于喷气式发动机，但在这种发动机中，涡桨起到了加速和抽气的作用。

尾部涡桨发动机的优点是产生的噪音较小，并且尾部安装可以减少机翼和机身上的阻力。

这使得尾部涡桨发动机在飞机和直升机等航空器中得到了广泛应用。