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。

由于收敛喷管无法使气流进一步膨胀加速，因此随着尾喷管膨胀比的进一步加大，尾喷管应由收敛喷管改用收敛扩张喷管，扩张的程度应该使出口处的静压p9正好等于外界大气压力p0，这种情况称为完全膨胀。

如果收敛扩张喷管中扩张段的扩张程度超过需要，就会造成过度膨胀，使扩张段出口截面的压力p9低于外界大气压力p0，在这种情况下，在过度膨胀区内将有激波产生，使波后流速降低，静压增大，使气流能排出喷管外。

如果收敛扩张喷管中扩张段的扩张程度不能满足需要，就会造成不完全膨胀，这时，出口截面静压p9大于外界大气压
p0。

无论是过度膨胀或者是不完全膨胀都会有激波系存在，与完全膨胀相比较都将使推力减小。

如图4.4.2所示。

图4.4.2 收敛扩张喷管各种工况下内外壁上压力分布
四、尾喷管的结构形式
由于发动机提供给尾喷管的空气流量和膨胀比不断地发生变化，因此有必要对收敛扩张喷管的喉道面积和出口面积不断地进行调节，尽量避免过度膨胀或不完全膨胀现象的发生。

在实践中发现除了收敛扩张喷管以外，采用带可调中心锥体的塞式喷管或引射喷管同样可以达到使气流收敛和扩张的效果。

下面给出了下列六种尾喷管的示意图。

(a)
固定的收敛喷管
(c)
固定的收敛扩张喷管
(e)
带可调中心锥体的塞式喷管
(b)
可变出口面积的收敛喷管
(d)
可调的收敛扩张喷管
(f)
引射喷管图4.4.4 六种尾喷管的示意图
固定的收敛喷管：构造简单，用于不带加力燃烧室的膨胀比较低的航空燃气轮机。

图4.4.4a 收敛喷管图
固定的收敛扩张喷管：构造简单，但只能使用一特定工作状态，一般不用。

带可调中心锥体的塞式喷管：由中心锥体和外壳组成，中心锥体表面和外壳间组成喷管的喉道，当膨胀比大于临界膨胀比时超声气流绕外壳唇口向外转折，经过一系列从唇口发出的膨胀波，使气流膨胀加速，并转向轴向。

超声气流所能达到的最大膨胀面积为喷口横截面积A9，在一定的超临界膨胀比范围内，喷管能自动调节膨胀程度，减少推力损失。

其缺点是难于实现可靠的冷却。

图4.4.4e 带中心锥体的喷管
可变出口面积的收敛喷管：用于增压比较高和带加力燃烧室的发动机。

可调的收敛扩张喷管：调节机构较复杂。

引射喷管：包括一个普通的可调收敛喷管和一个同心地套在它外面的圆筒形或锥形壳体。

引射喷管在超临界状态下工作时，从收敛喷管排出的燃气射流达到临界速度(声速)，外环腔道内的被引射气体是外界大气或是从进气道或压气机放出的空气。

从收敛喷管排出的燃气射流在周围亚声速气流包围中继续膨胀加速，引射喷管成了“主燃气射流”的以“流体”为壁面的扩张段。

如图4.4.6所示。

图中2截面为主射流膨胀到外界大气压力的截面。

图4.4.4f 引射喷管的各种工作状态
除上述各种结构形式的尾喷管外，有的发动机上安装具有消声装置的尾喷管或安装具有反推力装置的尾喷管，对垂直起落飞机用的发动机装有“换向喷管”，某些比较先进的军用歼击机装有“矢量喷管”和“红外隐身尾喷管”。

为了更便于在高速飞行中对飞机进行操纵和控制，可以采用被称为“矢量喷管”的尾喷管。

它可以使燃气流向上下左右不同的方向偏转一个可以操纵的角度，这样做，可以使发动机不仅产生向前的推力，而且可以对飞机产生一个俯仰或左右偏转的力矩。

矢量喷管的喷口形状可以圆形（如图1和图2所示）的或长方形的（如图3所示）。

改变气流喷射方向可以用改变矢量喷管几何形状的方法，这种方法机械结构比较复杂。

也可以采用另一股从压气机出口处引来的气流注入尾喷管喉部一侧来改变喷出燃气的流动方向。

矢量尾喷管
五国外概况：
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：
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。

为实现垂直起落动力装置,从50年代开始研究转向喷管，它可以向下旋转90°或更多，以提供垂直升力或反推力。

采用转向喷管的"飞马"发动机于1968年装在"鹞"式飞机上投入使用。

从70年代开始，国外开始大力研究利用推力矢量控制技术来提高战斗机机动性。

所谓推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向,提供俯仰、偏航和横滚力矩以及反推力，用于补充或取代常规由飞机气动力面产生的气动力进行飞行控制。

在70年代进行的研究工作的基础上，美国在80年代进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。

首先，通用电气公司和普²惠公司进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。

后来，这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上，根据各自的F110和F100发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管A VEN和P/YBBN并进行了试验。

试验结果表明，喷管可以在360°范围内偏转±20°，偏转角速度达到60°-120°/s。

在成功地进行带矢量喷管的发动机的地面试验以后，为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行/推进控制律，验证矢量喷管技术，评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,从80年代开始美国和德国实施了多项飞行试验计划,如F-15 短距起落/机动性技术验证机(STOL/MTD)、F-18 大迎角
气动特性验证机(HARV)、X-31 增强战斗机机动性验证机（EFMD）、F-16 多轴推力矢量验证机(MA TV)和F -15 综合飞行器先进控制技术(ACTIVE)计划等。

俄罗斯从1980年开始研究推力矢量技术。

1985年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作，并在苏-27上进行了飞行试验。

经比较后认为，轴对称矢量喷管较有前途，于是，便集中力量发展轴对称矢量喷管。

从90年代开始，美国进行装二元矢量喷管的F119发动机的工程研制，并于1997年9月装在F-22原型机上进行了首飞。

F-22将于2004年左右具备初步作战能力。

由于原来试验的二元喷管在设计时没有更多考虑阻力、效率、重量、可靠性、维修性和成本，不适于生产型发动机。

因此，取消了反推力能力。

俄罗斯在90年代在AL31的基础上改装轴对称矢量喷管，编号为AL31-FU,并进行了一系列地面和飞行试验。

在1996年和1997年，装这种发动机的苏-37战斗机分别在英国范堡罗和法国巴黎航展上作了精彩的飞行表演。

据估计，苏-37战斗机可能成为世界上第一种实用的轴对称推力矢量战斗机。

目前，美、俄的推力矢量飞机已接近实用阶段。

西欧、日本和印度也制定了重大的飞机推力技术研究和发展计划，预计在下世纪初可进行飞行试验。

六应用与影响：
喷管对于发动机性能和重量有很大的影响,而且随着飞行速度的提高其影响更大.推力矢量喷管的出现使垂直起落飞机和超机动性飞机成为可能。

这里重点说明矢量喷管对战斗机性能、作战效能和寿命期费用的影响。

1、实现大迎角过失速机动，突破失速障
利用气动舵面进行操纵的常规飞机在迎角超过20-30°时已经无法稳态控制。

而试验证明，推力矢量飞机能在迎角大于70°时实现可控飞行，从而可以实施一系列有实战意义的过失速机动动作，如赫布斯特机动、榔头机动、大迎角机头快速转向和大迎角侧滑倒转机动等。

能做这种机动的飞机在交战时便于占据有利位置。

2、改善飞机性能、机动性和敏捷性
由于推力矢量引起的喷气升力和超环量诱导升力，使诱导阻力降低，可以使飞机油耗降低，航程延长。

推力矢量使诱导升力系数增大，从而改善飞机盘旋性能。

以下列出F-15 STOL/MTD与常规F-15C的性能对比。

最大升力系数值+78%
空中减速性+72%
着陆滑跑距离-72%
横滚率（M1.4/H12200m）+53%
爬升率（M0.3/H6100m）+37%
起飞滑跑距离-29%
加速性（M1.4/H12200m）+30%
巡航距离+13%
3、缩短起落滑跑距离
F-15 STOL/MTD多次试验证明：其起飞滑跑距离比常规F-15缩短38%，仅为244m；着陆滑跑距离缩短63%，在干跑道上为416m，湿跑道上为855m，而常规F-15在湿跑道上为2285m。

4、提高隐身能力
采用二元矢量喷管可减小红外信号特征和雷达横截面。

推力矢量参与飞行控制，可减小安定面和舵面面积，可进一步减小雷达横截面。

5、提高空战效能
由于推力矢量飞机具有过失速能力并提高了机动性，因而在空战中能随时处于有利位置，提高了空战效能。

根据法国航空和航天研究院的一对一近距空战数值模拟结果，仅具有俯仰推力矢量的战斗机对常规战斗机的空战交换比在中空中速为1：3.55，在低空低速为1：8.10。

具有俯仰/偏航推力矢量能力的X-31与常规F/A-18的一对一空战交换比为1：9.6-32，而如果X-31无推力矢量能力，则空战交换比为2.4：1。

6、全推力矢量飞机的实现将取消所有气动操纵舵面，导致设计"无尾"飞机
这样，将不仅改善飞机的过失速能力和机动性，提高空战效能，而且还将大大减小飞机尺寸阻力和重量，进一步增强隐身能力，提高飞机性能，降低制造成本和寿命期成本。