发动机原理第二章尾喷管shangzai25页PPT文档
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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。
【优】喷管PPT资料
（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
发动机原理(第二章尾喷管)
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
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
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
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
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
第二章发动机工作原理与总体构造讲精品PPT课件
第一篇 汽车发动机
➢ 发动机工作原理与总体构造 ➢ 曲柄连杆机构 ➢ 配气机构机构 ➢ 汽油机供给系 ➢ 柴油机供给系 ➢ 发动机增压系统 ➢ 发动机冷却系 ➢ 发动机润滑系 ➢ 发动机点火系 ➢ 发动机起动系
第二章 发动机工作原理与 总体构造
第一节、发动机基本术语和类型
知识点：
发动机的基本术语 发动机的总体构造 发ห้องสมุดไป่ตู้机的分类
（一）、四行程发动机工作原理
1．四行程发动机工作原理
四行程发动机每个工作循环由进气、压缩、作功 和排气四个活塞行程组成，即在一个活塞行程内 只进行一个过程，因此，活塞行程可分别用四个 过程命名，分别称为进气行程、压缩行程、作功 行程、排气行程。
2．四行程发动机工作循环
第一行程：活塞由上止点移到下止点，即曲轴由 0º转到180º进气门打开，新鲜空气（或混合气） 被吸入气缸。
进气提前角：
进气门打开时刻与活塞位于上止点之间的曲轴转角（为
了获得较多的充气量，活塞到达上止点前就开始开启）
进气晚关角：
活塞到达下止点时刻与进气门关闭时刻之间的曲轴转角。 利用空气流动的惯性及气体的动量，使更多的混合气充入 气缸。
进气终了时刻：
气缸压缩压力p=0.07－0.09MPa<大气压；气缸温度 T=370－400K。
（二）内燃机的分类
根据划分标准的不同，可将内燃机分为好多种类 1．根据所用燃料的不同
柴油机： 以柴油为燃料，进气过程中进入汽缸的是纯空气，压缩终 了时喷入柴油，柴油与空气在汽缸内混合由于空气经压缩后 所达到的温度能引起柴油的自燃，这种内燃机也称为压燃式 内燃机。 汽油机： 以汽油为燃料，空气与汽油在气缸外混合，形成可燃混合 气后进入气缸，经压缩后依靠火花塞产生电火花引起燃烧。 煤气机： 汽油机进行适当的改进。
➢ 发动机工作原理与总体构造 ➢ 曲柄连杆机构 ➢ 配气机构机构 ➢ 汽油机供给系 ➢ 柴油机供给系 ➢ 发动机增压系统 ➢ 发动机冷却系 ➢ 发动机润滑系 ➢ 发动机点火系 ➢ 发动机起动系
第二章 发动机工作原理与 总体构造
第一节、发动机基本术语和类型
知识点：
发动机的基本术语 发动机的总体构造 发ห้องสมุดไป่ตู้机的分类
（一）、四行程发动机工作原理
1．四行程发动机工作原理
四行程发动机每个工作循环由进气、压缩、作功 和排气四个活塞行程组成，即在一个活塞行程内 只进行一个过程，因此，活塞行程可分别用四个 过程命名，分别称为进气行程、压缩行程、作功 行程、排气行程。
2．四行程发动机工作循环
第一行程：活塞由上止点移到下止点，即曲轴由 0º转到180º进气门打开，新鲜空气（或混合气） 被吸入气缸。
进气提前角：
进气门打开时刻与活塞位于上止点之间的曲轴转角（为
了获得较多的充气量，活塞到达上止点前就开始开启）
进气晚关角：
活塞到达下止点时刻与进气门关闭时刻之间的曲轴转角。 利用空气流动的惯性及气体的动量，使更多的混合气充入 气缸。
进气终了时刻：
气缸压缩压力p=0.07－0.09MPa<大气压；气缸温度 T=370－400K。
（二）内燃机的分类
根据划分标准的不同，可将内燃机分为好多种类 1．根据所用燃料的不同
柴油机： 以柴油为燃料，进气过程中进入汽缸的是纯空气，压缩终 了时喷入柴油，柴油与空气在汽缸内混合由于空气经压缩后 所达到的温度能引起柴油的自燃，这种内燃机也称为压燃式 内燃机。 汽油机： 以汽油为燃料，空气与汽油在气缸外混合，形成可燃混合 气后进入气缸，经压缩后依靠火花塞产生电火花引起燃烧。 煤气机： 汽油机进行适当的改进。
尾喷管
尾喷管为了获得大的推力，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：²以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；²使出口压力尽可能接近外界大气压力；²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；²如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；²如果需要，可使推力反向和/或转向；²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。
这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。
普²惠公司F100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡,从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。
发动机原理-压气机与涡轮02shaizai
级增压比=1.8-2.2
5、涡轮的功能、工作环境和设计要求
功能
将燃气的内能转换为机械能并对外输出功率，
带动压气机(风扇)、螺旋桨、旋翼(尾桨)等。
工作环境
高温:
热负荷(1600-1950K)
高速转动:
离心负荷
高气动负荷:
气动力、气动力矩
轴负荷：
传递巨大的扭矩
设计要求
涡轮速度三角形：
将进、出口速度三角形叠画在一起,W和V均向 背离转动方向发生偏转
相对速度增加：W2 W1（气体增速降压） 绝对速度下降：V2 V1（动能 机械能）
扭速wu
涡轮
压气机
一级涡轮输出功率可以带动多级压气机
压气机与涡轮的工作原理对比
压气机
转子在前、静子在后 转、静叶栅均为扩张型
• 流量不变，转速增大（+） • 流量不变，转速减小（-） • 转速不变，流量减小（+） • 转速不变，流量增大（-）
八、压或称旋转分离； • 但分离区扩展至整个压气机叶栅通道，发生喘振
八、压气机的稳定工作
喘振
喘振是压气机的一类气动失稳现象，其流量和压升具 有周期性的高振幅振荡，时而体现为非失速的正常流 动，时而表现为低流量低压升的失速流动。
放气活门、环形放气带，液压机械、气压机械、电子机械。
八、压气机的稳定工作
压气机防喘措施
（3）可调进口导流叶片和静子叶片
可调导流叶片或静叶
改变进口导流叶片以及前面若干级静叶的安装角，从而改变气流 进入工作叶片时的流动方向，使攻角处于最佳状态，避免气流的分 离。
八、压气机的稳定工作
压气机防喘措施
在非设计条件下工作时压气机性能 参数（增压比、效率）的变化为特 性。
5、涡轮的功能、工作环境和设计要求
功能
将燃气的内能转换为机械能并对外输出功率，
带动压气机(风扇)、螺旋桨、旋翼(尾桨)等。
工作环境
高温:
热负荷(1600-1950K)
高速转动:
离心负荷
高气动负荷:
气动力、气动力矩
轴负荷：
传递巨大的扭矩
设计要求
涡轮速度三角形：
将进、出口速度三角形叠画在一起,W和V均向 背离转动方向发生偏转
相对速度增加：W2 W1（气体增速降压） 绝对速度下降：V2 V1（动能 机械能）
扭速wu
涡轮
压气机
一级涡轮输出功率可以带动多级压气机
压气机与涡轮的工作原理对比
压气机
转子在前、静子在后 转、静叶栅均为扩张型
• 流量不变，转速增大（+） • 流量不变，转速减小（-） • 转速不变，流量减小（+） • 转速不变，流量增大（-）
八、压或称旋转分离； • 但分离区扩展至整个压气机叶栅通道，发生喘振
八、压气机的稳定工作
喘振
喘振是压气机的一类气动失稳现象，其流量和压升具 有周期性的高振幅振荡，时而体现为非失速的正常流 动，时而表现为低流量低压升的失速流动。
放气活门、环形放气带，液压机械、气压机械、电子机械。
八、压气机的稳定工作
压气机防喘措施
（3）可调进口导流叶片和静子叶片
可调导流叶片或静叶
改变进口导流叶片以及前面若干级静叶的安装角，从而改变气流 进入工作叶片时的流动方向，使攻角处于最佳状态，避免气流的分 离。
八、压气机的稳定工作
压气机防喘措施
在非设计条件下工作时压气机性能 参数（增压比、效率）的变化为特 性。
战机机尾喷管工作原理
战机机尾喷管工作原理
战机机尾喷管是飞机发动机的重要组成部分，通过喷出高速气流产生推力，推动飞机前进。
它的工作原理主要包括以下几个方面：
1. 喷气效应：喷管内燃烧燃料产生高温高压气体，经过喷嘴排出，产生高速气流，根据牛顿第三定律，气流向后冲，推动飞机向前运动。
2. 喷管形状和喷口设计：喷管内壁经过精心设计，以实现最高效的喷气效果。
常见的喷管形状包括喇叭形、喇叭状膨胀型、可变喷管等。
喷口也被精确地设计成适当的尺寸和形状，以控制气流速度和方向。
3. 负压效应：喷管工作时，在喷嘴的周围形成一个较低压区域。
这种负压效应可以进一步增加喷气效果，增大推力。
4. 后掠板：喷管内还配备了后掠板，它们可以根据喷气流量和飞行状态进行调整，以优化喷气效果和推力。
这些后掠板通常由电动、液压或气压控制。
5. 调节系统：战机机尾喷管通常配备有调节系统，可以根据不同的飞行阶段和任务要求来调整喷气流量和喷气方向。
这些调节系统可以通过电脑、传感器和执行器进行控制。
通过喷管工作原理的优化设计和精确控制，战机可以获得更高的推力和飞行性能，从而提高机动性、速度和作战能力。
第二章发动机部件工作原理
v22
h1
1 2
v12
2020年8月13日
6
2、能量方程
h
1 2
v2
c pT
1 2
v2
const
• 同时可以看出，气体在变截面流管中的流 动，气流的速度与温度同时变化。
• 气体加速，T降低 宏观动能 ← 内部 储能
• 气体减速，T升高 宏观动能 → 内部 储能
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7
2、能量方程
• 示例1
p
const
p RT
T*
T
1
1 2
M
2 a
p*
p 1
2
1
M
2 a
1
1
*
1
1 2
M
2 a
1
2020年8月13日
18
5、滞止参数
例：环境温度15⁰C、 音速C=340m/s
• 行走 1m/s Ma=0.003 T*=15.0005 ⁰C
• 自行车 18km/h Ma=0.015 T*=15.0125 ⁰C
9
3、音速
c dp RT d
• 音速随当地温度变化而变化，并不是定值 • 示例: • T=15⁰C c=340.3m/s
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10
4、马赫数
• Ma：气体速度与当地音速之比
Ma
v c
v
RT
v2
M
2 a
v2 c2
v2
RT
2
( 1)
2 1 RT
v2
1
const
2 cvT
宏观气体动能 分子无规则运动动能
• （2）气体在尾喷管中Ma增加1倍，气流速 度是否也增加1倍？为什么？
发动机原理(第二章进气道)shangzai
三、 超音速进气道
斜激波原理
利 利用斜激波，减小气流沿激波法方向的速 度分量，从而降低了激波强度。
三、 超音速进气道
超音速进气道
Ma来流 =2.0
Ma需求=0.55
三、 超音速进气道
超音速进气道的工作原理：
合理的组织激波把超音速气流降低到亚音速； 再通过扩张型管道，使得流速进一步降低
出口总压 p1* * 进口总压 p0
冲压比（掌握）
* * p0 出口总压 p1 k 1 in (1 Ma2 ) k 1 远前方来流静压 p0 p0 2 k
流量系数（了解）
VA0 A0 实际空气流量 通过捕获面积的空气流 量 VA01 A01
一、进气道概述
5、性能参数 (11km)
远前方 进气道出口 性能参数
总压 34521 静压 22632
Ma 0.8
34176 28007
0.54
0.99
in 1.51
0.898
总压 176939 158892 静压 22632 Ma 2.0 144918 0.54
in 7.02
进口面 进口速度 喉道Ma 积m2 m/s 1.944 877.8 1.000 0.8080 589.3 1.000 0.6249 472.2 1.000 0.5352 354.4 1.000
喉道面 积m2 0.4407 0.4780 0.4999 0.5195
喉道速 度m/s 440.7 360.4 331.3 306.0
三、 超音速进气道
2.0 1.0 0.8 1.5 0.6 1.0
q(
0.4 0.2 0.0 0.0
0.5
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
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)
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
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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
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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
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5.8cr
喷口工作于临界状态
▪ 超临界的推力公式：
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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
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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。
发动机的工作原理.ppt
排气行程
可燃混合气燃烧后产生的废气,必 须从气缸中排出,以便进行下一个进 气行程。当做功行程接近终了时， 排气门开启，此时靠废气的压力进 行自由排气，活塞达到下止点后再 向上止点移动时，继续将废气强制 排出缸外。活塞到上止点附近时， 排气行程结束。在排气行程中气缸 内的压力高于大气压力。排气终了 时废气温度约为627-927℃。
基本术语
上止点：活塞离曲轴回转中心最远处，即活塞在气缸内的最上
位置。
Top dead center 简称TDC
下止点：活塞离曲轴回转中心处，即在气缸最下位置。
bottom dead center 简称BDC
活塞行程：上、下两止点间的距离（mm） ，S=2R
冲程：活塞由一个止点到另一个止点运动一次的过程
点火过迟,燃烧过程推迟,功率和经济性同样下降.
发动机转速上升时须提前点火,转速上升后虽火焰速度加快,而着火延迟期以时间记缩 短教少,以曲轴转角记相应增加,为保持气缸压力在最佳位置,应加大点火提前角.
点火时刻对排放有很大影响,推迟点火可降低NOx和HC的排放量.
排量的计算
Va 气缸工作总容积Va指活塞在下止点时活塞顶上面的空间 容积。 Va= Vc+ Vh
压缩比（ε）：气缸总容积与燃烧室容积的比值。
Va VhVc 1 Vh
Vc Vc
Vc
不同类型发动机压缩比ε比较
TU3JPK
TU5JPK
TU5JP4
EW10 EQ6100 EQD6102
9.3:1
9.6:1
10.5:1
汽油燃烧的过程
在活塞上止点前某一时刻用电火花点火，行程紊流火焰向未燃混合气传播，最后完成 燃烧过程，火焰的传播过程决定燃烧室内已燃气体和未燃气体的热力学状态，从而决 定着发动机的功率、效率和排放。
发动机原理第二章尾喷管shangzai-课件
进气道
减速增压（高速飞行时） 亚音速进气道为扩张型
超音速进气道：超音->亚音 逆压力梯度（静压增加）
飞行速度越快，冲压比越大
尾喷口
增速减压 低Ma飞机发动机喷口为收缩型
缩扩型尾喷口：亚音->超音 顺压力梯度（静压下降）
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 调节临界面积可改善起动性能
四、收敛-扩张型尾喷管
（3）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临界截面调节
四、收敛-扩张型尾喷管
（4）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
精品jing
发动机原理第二章尾喷管shangzai
二、尾喷管的分类
（1）纯收敛型
（2）收敛-扩张型
二、尾喷管的分类
尾喷管的分类：
（1）纯收敛型
（2）收敛-扩张型
三、纯收敛型尾喷管
❖纯收敛型喷管的工作状态：
▪ 亚临界 ▪ 临界 ▪ 超临界：
p p9 0 *cr1.85 p9p0 p p9 0 *cr1.85 p9p0 p p9 0 *cr1.85 p9p0
排气总温越高，排气速度越大 调节临界面积可改变发动机状态
感谢聆听！
p9 > p0 • 推力F和推力损失系数
V9’－气流完全膨胀速度
Fq Vq VA(p p)
mg9 ma0
99
0
q Vq VA(p p)
[1 mg9 ma0 9 9 0 ]10% 0
q Vq V mg9 ma0
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(p9 p9*
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) k
假设气体完全膨 ,则胀p9 p0，可得：
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用总压恢复系数动 表损 示失 流 e p9* p5*
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式中， e p5* p0 表示喷管的可用(或 膨可 胀用 比压力 ) 比
Ma 1 Ma 1 Ma 1
▪ 亚临界及临界的推力公式： F qmVg9 qmVa0
▪ 超临界的推力公式：
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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*
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V92
2
V92
2
h9* h9
cp(T9* T9)
T9 T9*
二、尾喷管的分类
（1）纯收敛型
（2）收敛-扩张型
二、尾喷管的分类
尾喷管的分类：
（1）纯收敛型
（2）收敛-扩张型
三、纯收敛型尾喷管
❖纯收敛型喷管的工作状态：
▪ 亚临界 ▪ 临界 ▪ 超临界：
p p9 0 *cr1.85 p9p0 p p9 0 *cr1.85 p9p0 p p9 0 *cr1.85 p9p0
V9 2cp T9*[1(pp9 9 *)kk 1]57 .22( 6m5 /s)
▪ （4）计算发动机推力
qmg K
p9* T9*
A9q 9
q 9 1
A9 qmKgpT9* 9* 0.1 00 30 9 5 17 8 00 0 0 00. 0103m7 2 3K 不是比热比
FqmVg9qmVa 0A9 ( p9p0)36N549
解决方法：增加一段扩张通道，使燃气膨胀为超音速气流
气体流速、马赫数与通道截面积的关系：
dAA(Ma2
1)dV V
为使达到音速的气流继续膨胀，必须用扩张通道
四、收敛-扩张型尾喷管
收敛-扩张型尾喷管主要类型
① 固定的收敛-扩张喷管 ② 可调的收敛-扩张喷管 ③ 带中心锥体的喷管 ④ 引射喷管
四、收敛-扩张型尾喷管
p9 > p0 • 推力F和推力损失系数
V9’－气流完全膨胀速度
Fq Vq VA(p p)
mg9 ma0
99
0
q Vq VA(p p)
[1 mg9 ma0 9 9 0 ]10% 0
q Vq V mg9 ma0
飞机以高超音速飞行时，采用纯收敛喷管将导致推力损失约23%
四、收敛-扩张型尾喷管
对于高可用膨胀比喷管，纯收敛尾喷管将造成 推力损失，如何解决？
三、纯收敛型尾喷管
▪ （5）若气体在尾喷管中能够完全膨胀，那么发动机推 力将能够提高多少？
V9 2cpT9*[1(pp9 0 *)kk 1]90 .3(4 m/s) FqmVg9qmVa0 40N430 FFF0 38(N8)1
三、纯收敛型尾喷管
• 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时 喷管处于超临界状态
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
❖ （1）固定的收敛扩张型喷管
▪ 当喷管为固定的面积比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， 都会造成推力损失。
未 胀完
全 膨
过 胀渡
膨
四、收敛-扩张型尾喷管
❖ （2）可调的收敛扩张型喷管
▪ 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。
三、纯收敛型尾喷管
❖示例：
▪ 某发动机采用纯收敛型喷管，其进口空气流量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，假设燃气的比热比为1.33）
▪ （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
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 * cr1.8p5 9 ,p0,M9a1 0
▪ 尾喷口实际排气速度：
V9 2Βιβλιοθήκη pT9*[1(p9k1
) k ]
p9*
▪ 完全膨胀时的排气速度： V9 2cpT9*[1(pp90*)kk1]
▪ p 9p 0 V 9 V 9 这将造成推力损失
四、收敛-扩张型尾喷管
（3）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临界截面调节
四、收敛-扩张型尾喷管
（4）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
排气总温越高，排气速度越大 调节临界面积可改变发动机状态
判断题
❖√ 气流经过尾喷管，静温降低，静压也降低； ❖√ 如果不考虑散热和流动损失，气流在尾喷管中总温
、总压保持不变；
❖√ 如果纯收敛喷管工作于临界状态，保持喷管内总温
不变，增加喷管内的总压，其排气速度不变，但排 气流量增加；
❖√ 如果纯收敛喷管工作于临界状态，保持喷管内总压
进气道
减速增压（高速飞行时） 亚音速进气道为扩张型
超音速进气道：超音->亚音 逆压力梯度（静压增加）
飞行速度越快，冲压比越大
尾喷口
增速减压 低Ma飞机发动机喷口为收缩型
缩扩型尾喷口：亚音->超音 顺压力梯度（静压下降）
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 调节临界面积可改善起动性能
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
▪ （2）计算尾喷管出口静压
▪
p9
(1
p9* k 1)kk1
2
3134P1a1
三、纯收敛型尾喷管
▪ （3）计算尾喷管排气速度
cp kk 1Rg11 . 65 ( 9 J6 / 7 k. Kg)