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；