航空发动机课件 喷管（加粗）.ppt

第六节 喷管,1.亚音速喷管 2.超音速喷管,喷管安装在涡轮的后面也是燃气涡轮发动机的一个重要部件 喷管的主要功用是使从涡轮流出来的燃气膨胀，加速，使燃气的一部分焓转变为动能，提高燃气的速度，使燃气以很大的速度排出，这样可以产生很大的推力；其次是通过反推力装置改变喷气方向，即变向后的喷气为向斜前方的喷气，产生反推力，以迅速降低飞机落地后的滑跑速度，缩短飞机的滑跑距离；第三是采用消音喷管降低发动机的排气噪音，最后是通过调节喷管的临界面积来改变发动机的工作状态 尾喷管的设计还应考虑尽量减小红外线辐射、噪声和雷达信号反射强度等 喷管分为两大类：亚音速喷管和超音速喷管 亚音速喷管是收敛形的管道，而超音速喷管是先收敛后扩张形的管道尾喷管可分为两大类： (1)收敛尾喷管，包括锥形尾喷管和分开排气涡扇发动机的尾喷管； (2)收敛一扩张尾喷管，包括轴对称收敛-扩张尾喷管、塞式尾喷管以及各类不同形状的非轴对称尾喷管图为典型的尾喷管示意图不可调节的锥形尾喷管最简单，以收敛通道排出发动机排气流，主要用在第一、二代涡喷发动机以及亚声速飞机的混合排气涡扇发动机上亚声速飞机所用的分开排气涡扇发动机一般也采用收敛尾喷管。

现代高超声速飞机用高性能的加力式涡喷发动机、混合排气涡扇发动机都采用收敛-扩张尾喷管，否则发动机排气流就不能有效地膨胀，结果会导致发动机净推力显著损失从非加力到全加力工作状态，这类尾喷管的最小截面面积可能增大50-150属于这种类型的尾喷管主要有轴对称收敛-扩张尾喷管、二元矩形收敛-扩张尾喷管、塞式尾喷管、引射式尾喷管以及其他各种非轴对称尾喷管1.亚音速喷管,由于收敛尾喷管的结构简单、重量轻，并且能在可用压力比小于5.0的范围内具有较好的性能，所以在亚声速飞行或只作短暂超声速飞行的多用途飞机的发动机上仍然有广泛的应用一、结构组成 亚音速喷管由排气管（中介管）和喷口组成排气管包括壳体、后整流锥和支板三个部分 排气管安排在涡轮的后面，它与后整流锥形成一个稍有扩张的通道其作用不但为燃气提供一个流动的通道，而且使燃气减速以减小损失 后整流锥使气流通道由环形，逐渐变为圆形，以减小燃气的涡流 支板是迫使方向偏斜的气流变为轴向流动，以减小流动损失 喷口是收敛形的管道，使燃气加速，以获得较大的推力 在中介管内燃气减速增压；在喷口内燃气加速降压一、不可调节的收敛形尾喷管 不可调节的收敛形尾喷管又称为固定喷口的亚声速喷管。

其结构最简单，重量最轻，广泛应用于亚声速及低超声速飞机用的不带加力燃烧室的涡喷发动机，以及涡轮后燃气的焓降较小的涡桨发动机和涡扇发动机WP5甲，WP8, WJ6发动机和CFM56 , PW4000 , RB211, GE90 等几乎所有的民用涡扇发动机都采用这种尾喷管虽然当喷管的可用落压比大于临界落压比（1.85）时，燃气在收敛形尾喷管内不能完全膨胀，但是在飞行速度不大（ ）的情况下，燃气由于不完全膨胀而损失的能量较小，所以采用这种简单的收敛形尾喷管是合适的图所示为WP5甲发动机尾喷管中介管壳体4、整流锥5和喷口主体11都用厚1mm的1Cr18Ni9Ti钢板焊成外壳前段有一层夹壁，形成空气加温套6，加温后的空气输入飞机附件外壳后段外表面有一层石棉布和一层夹壁，石棉层及夹壁内的空气起隔热作用，防止燃气散失热量，同时减少向飞机零件的传热如果飞机结构允许的排气位置与发动机之间的距离较长，则需在中介管和喷口间装延伸管同样的发动机安装在不同型号的飞机上，延伸管亦相应不同，其主要区别是长度不同延伸管会使气流流动损失增大而减小推力，并影响发动机的起动性和加速性为了便于起动，长度较长的延伸管在其前部应有放气门，起动时打开放气门直通大气，以减小涡轮后的反压。

WP5甲发动机装在轰5飞机机翼上的发动机舱内，由于发动机机舱较长，因此在中介管与喷口之间装4m多长的延伸管（见图）二、可调节的收敛形尾喷管 采用喷口可调节的尾喷管，能使发动机在各种工作状态都获得良好的性能带加力燃烧室的发动机必须采用可调节的尾喷管，保证在加力状态相应地加大喷口有的发动机通过改变喷口面积来改变发动机的工作状态 由于超声速喷管结构及操纵机构复杂、重量大和技术难度大，许多二代以前的高速歼击机（ ）的涡喷发动机，仍采用喷口面积可调的收敛形尾喷管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图所示是几种可调节收敛形尾喷管的示意图目前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WP6发动机的可调尾喷管是由壳体、鱼鳞片（又名调节片）、调节圆环（又名调节罩）、作动筒以及隔热罩、隔热套等组成（见图）8片调节片在排气管后端围成一圈构成发动机的可调喷口当调节环在作动筒操纵下向前运动时，使调节片收拢喷口面积减小；当调节环在作动筒操纵下向后运动时，调节片在燃气压力下张开，喷口面积增大调节片的前缘嵌入后安装边端面的V形环槽中，允许调节片自由摆动。

调节片之间相互嵌入，并留有间隙，以减少燃气外漏和保证喷口收放为了提高调节片的刚性和进行通风冷却，防止工作时变形而相互卡住后影响喷口的收放，调节片采用钣料冲压焊接成的盒状结构（见图）WP7原型机的可调喷口调节片的结构与WP6发动机的类似改型后的WP7甲和WP7乙发动机对调节片的结构进行了改进，将调节片分为调节片（主动调节片）和密封片（被动调节片）两部分24片密封片插在24片调节片之间，调节片结构及工作示意图如图所示早期的发动机曾采用移动尾锥体的可调节收敛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，故目前已不采用 还有一种气动调节的收敛形尾喷管从压气机抽气引至喷口截面，调节这股气流的压力、流量，从而改变燃气流实际的流通面积，相当于调节了喷口大小这种尾喷管构造简单、重量轻，可以无级调节，但由于抽取压气机的气体掺合进燃气，将造成较大的推力损失，且不易控制，因此也未得到广泛采用一、喷管的总压恢复系数 燃气在流过喷管时不可避免地存在流动损失，而使气流的总压有所下降，一般用总压恢复系数来描述总压损失的多少，所谓总压恢复系数是喷管出口处的总压与喷管出口处的总压之比，用符号,表示，即,喷管的总压恢复系数一般在0.940.98之间。

二、喷气速度 可将喷管内的流动看做是绝能流，由绝能流的能量方程可以得到,该式表明影响喷气速度的因素有：喷管进口总温、喷管落压比和流动损失如果忽略损失，则喷气速度为,显然，在相同的,和,情况下，,大于,三、喷管的效率 喷管出口燃气的动能与理想情况下喷管出口处的动能之比，成为喷管效率，用符号,表示，即,喷管效率的平方根是速度系数，用符号,表示，即,速度系数考虑了喷管中非定熵膨胀的流动损失和出口气流不平行于轴线的方向损失对于收缩喷管，一般 0.980.990.980.99根据速度系数的定义，喷管出口的速度可以写成,锥形收缩尾喷管有两种基本形式一种为固定式，它无活动构件，另一种为可调式，配有作动系统和活动鱼鳞片，使尾喷管出口面积能在一定范围内变化图是这种收敛尾喷管的示意图一、收敛尾喷管的工作状态 当尾喷管进口气流总压 或出口反压 变化时，尾喷管出口的流动状态会发生相应的变化，并由此引起尾喷管射流流谱的变化收敛尾喷管有3种工作状态，其特点说明如下1.亚临界状态 其特点是： 当尾喷管可用压力比 较低时，出口截面气流速度较低，达不到当地声速，所以气流是完全膨胀且马赫数小于1.0 随着可用压力比的增加，出口气流速度增加并趋近于声速。

当 时，称为临界状态2.临界状态 其特点是 如果临界状态可用压力比继续增加，由于收敛尾喷管出口气流马赫数不能大于 1.0，所以此时仍然是 =1.0而 ，此时称为超临界状态3.超临界状态 其特点是 此时，气流在尾喷管出口截面上达到声速，并在出口外的自由射流中膨胀到超声速如不考虑黏性衰减，尾喷管出口后气流的流动状态如图所示，膨胀波-反射膨胀波、压缩波-反射压缩波的超声速射流柱的形状是 ，基本形状的重复变化根据 3 种工作状态的特点，由压力比 的值与临界压力比 的值作比较就可判断尾喷管属于何种工作状态 当 时，为亚临界状 ； 当 时，为临界状态， ； 当 时，为超临界状态， ；,2.超音速喷管,超音速喷管是一个先收敛后扩张形的管道,超声速飞机用的发动机，燃气在尾喷管中的总膨胀比可达1020以上，如果仍采用收敛形尾喷管，则燃气不完全膨胀所造成的推力损失将很大据估计，当飞行速度Ma=1.5时，收敛形尾喷管造成的推力损失为10%；当Ma=3时，推力损失达到50因此，当飞行速度Ma1.5时，为了保证燃气能充分膨胀，以减少推力损失，不论有无加力燃烧室，发动机都应采用收敛扩散形的可调节超声速尾喷管图（a）所示方案是靠移动尾锥体调节喉部，操纵多调节片调节出口截面。

图(b) 所示方案是尾喷管的收敛段和扩散段都用多块调节片进行调节前者需要有两套机械操纵系统，并且要使两套系统能协调工作也较为困难由于收敛扩散型喷管的调节片上受到的气体力非常大，每个调节片都要有一个作动筒来操纵（见图），所以这种喷管的构造较复杂，重量较大F100发动机采用的就是如图所示的喷管结构为了简化结构，将尾喷管的收敛段固定不可调节，扩散段靠多块调节片调节这种收敛扩散形尾喷管如图（a）所示，只要收敛段设计得合理，尾喷管的性能还较好如J57-F13发动机的尾喷管就是这种形式它是将收敛形的加力燃烧室壳体作为收敛段，多调节片式喷口在加力状态张开形成扩散段图（b）所示是一种用气动方法调节喉部截面，调节片式喷口在加力状态时张开形成扩散段的收敛扩散形尾喷管发动机的喷管为鱼鳞片式收敛扩张形尾喷管，尾喷管的收敛段和扩散段均为由多块调节片组成的面积可调节的喷管图所示喷管的喉部和出口面积随燃气膨胀比的变化放大或收小，全态可调，使燃气在喷管内能够完全膨胀在超声速飞行的发动机上常采用引射式收敛扩散形尾喷管图所示的引射喷管是由一个可调节的收敛形主喷管和一个罩在主喷管后部的收敛扩散形引射套管所组成引射套管出口截面可以是固定不变的，也可以是可调节的。

气动调节用的气流取自发动机主进气道或专门的辅助进气道这股气流通过主喷管与引射喷管之间的环形通道后，沿着引射套管内壁被主气流引射主气流的膨胀比借引射气流的压力与流量进行调节以上介绍的尾喷管都属于直流式的它使燃气向发动机的正后方排出，产生平行于发动机轴线的推力发动机一般都采用直流式喷管 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飞马”发动机具有四个转向喷管，采取两侧对称分叉排气，前后各装一对可转向喷管，根据喷管的不同排气位置，可产生推力、升力、偏推力或反推力它装在垂直短距起落“鹤式”战斗机上，增加了飞机的机动性噪声及消声措施,噪声强度可用声级表示，单位为dB（分贝）在居住环境中，夜间比较安静的环境的声级为30dB白天车辆繁忙时约为80dB在工厂附近可达90dB或更高机场附近航空噪声峰值可达130dB人们在70dB以上谈话会感到心烦意乱，精力不集中长期生活在90dB以上会严重损害听觉器官人们的听觉器官允许的极限声级是120dB。

虽然长期以来飞机噪声对大机场的居民影响很大，但它成为主要问题却是在20世纪50年代喷气式飞机的使用以后特别是到了20世纪60年代，在大城市机场附近产生了无法接受的噪声现在，机场条例和发动机的适航取证都强烈约束飞机的最大噪声水平，这已使燃气涡轮发动机的噪声抑制成为最重要的研究领域之一喷气飞机安装消声装置，在重量、推力和燃料消耗上都要付出相当大的代价噪声是由速。