发动机原理第二章分析.ppt

4、超音速进气道特性 5、超音速进气道的调节 轴对称 移动中心锥体 二元 调节楔角板角度 外罩角度 放气门：防喘、减小外罩溢流阻力 辅助进气门：减小起飞时进气唇口内气流分离损失 第二节 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 喷管临界截面积改变发动机工作状态 反推装置 垂直/短距 起降喷管 * * 垂直/短距 起降喷管 F119 矢量喷管 EJ200 矢量喷管 F100-PW-229 矢量喷管 MG-29a 苏-27眼镜蛇机动动作 苏-37特技飞行  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，调节截面积尺寸 噪音低 2、喷管设计要求 3、分类 纯收敛型 收敛--扩张型 塞式 引射 推力矢量 带反推 按流路通道分类： 收敛形 收敛--扩张形 二、工作原理 1、排气速度C9 绝能流动 进出口总焓相等 排气速度正比于 Tt7和?e ?e ＝Pt7/ P0 喷管可用膨胀比 2、纯收敛型喷管 收敛喷管按可用膨胀比πe的大小划分三种工作状态 临界： πe ＝πe临界 ，M9=1，p9=p0 亚临界: πe πe临界 ，M91，p9=p0 超临界: πe πe临界 ，M9=1，p9p0 工作状态与A9无关 出口气流速度最高只能达到当地音速 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 7 9 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 例如：涡喷或混排涡扇发动机高超音速飞行时 ?e可高达20－30 1.85 采用收敛喷管因不能使气流完全膨胀，可导致推力损失15% 收敛－扩张喷管气动设计原理 3、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 固定几何的收敛-扩张喷管 都会造成推力损失(见右图) 工作状态取决于： 喷管压比πe 喷管面积比A9/A8 (a)设计状态的流动情况 πe设计和A9/A8相匹配 实现了完全膨胀，P9= P0， 按A9/A8确定M9的大小， M9 ＝M9设计1; (b) πeπe设计时的流动情况 A9/A8没有改变，所以M9= M9设计， 但P9 P0 ，喷管不完全膨胀，喷管外有膨胀波系 ; (c) πeπe设计时的流动情况 同样的A9/A8使得M9= M9设计， P9 P0 ，喷管过度膨胀，喷管外有压缩波系 (d) πeπe设计，使P9 P0 /2时流动情况 出现有分离的过度膨胀， 喷管内出现正激波，推力损失严重 不允许喷管进入这种工作状态。 收扩喷管的不同工作状态 三种工作状态：完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀 可调节的收敛-扩张喷管 为使气流尽可能在出口处达到完全膨胀 当喷管压比(Pt9/P0)随飞行条件和发动机工作状态变化时,由马达带动作动筒拉动拉杆,改变喷管出口截面积与临界截面积的比值(A9/A8) 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 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，主气流继续加速，高速排出 形成的“流体”壁面可以随主气流压力变化而自动调节 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 尾部阻力 阻力系数?Cx随飞行马赫数变化(右图) 本章小结 进气道的功能、设计要求与类型 进气道气动设计原理及工作原理 超音速进气道三种工作状态及特性 临界、亚临界、超临界 尾喷管的功能与类型 影响尾喷管排气速度的因素（总温、膨胀比） 收敛尾喷管的三种工作状态 临界、亚临界、超临界 收-扩尾喷管的三种工作状态 完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀 收-扩形尾喷管截面积必须可调及调节方法 教材：第7.1、7.2、7.3、7.5、7.7节，第8.1、8.3节 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 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