1、第二章第二章航空燃氣渦輪發動機航空燃氣渦輪發動機進氣道和尾噴管進氣道和尾噴管 第一節第一節 進氣道進氣道一、功能、分類、設計要求一、功能、分類、設計要求1、功能、功能v 引入空氣引入空氣v 高亞音或超音速飛行時減速高亞音或超音速飛行時減速2、分類：亞音進氣道和超音進氣道、分類：亞音進氣道和超音進氣道3、基本設計要求、基本設計要求v 損失?。▋攘?、外阻）損失?。▋攘?、外阻）v 工作穩定性好工作穩定性好v 高流通能力高流通能力v 出口流場盡量均勻出口流場盡量均勻 溫度畸變溫度畸變:吸入熱氣流吸入熱氣流 壓力畸變壓力畸變:來流方向與發動機軸線夾角來流方向與發動機軸線夾角 0進氣流場產生畸變的原因進氣

2、流場產生畸變的原因p飛機以大攻角或大側滑角飛行，進氣道唇口氣流分離飛機以大攻角或大側滑角飛行，進氣道唇口氣流分離p進氣道內管路彎曲、擴張、支板繞流形成氣流分離和進氣道內管路彎曲、擴張、支板繞流形成氣流分離和旋渦等旋渦等p機身和機翼附面層進入進氣道機身和機翼附面層進入進氣道p超音進氣道中激波和附面層相互干擾引起的氣流分離超音進氣道中激波和附面層相互干擾引起的氣流分離和流場不均勻和流場不均勻p進氣道不穩定流動下呈現的非定常流動進氣道不穩定流動下呈現的非定常流動p發射武器或使用反推力裝置使熱的噴氣尾流被吸入進發射武器或使用反推力裝置使熱的噴氣尾流被吸入進氣道，直升機在近地面工作時也會因吸入高溫廢氣引

3、氣道，直升機在近地面工作時也會因吸入高溫廢氣引起總溫畸變起總溫畸變p編隊飛行吸入其它飛機發動機排氣流編隊飛行吸入其它飛機發動機排氣流p起飛時地面渦影響進氣道的進氣流場起飛時地面渦影響進氣道的進氣流場壓力和溫度畸變原因壓力和溫度畸變原因進氣道流場畸變進氣道流場畸變壓氣機性能及穩定性下降壓氣機性能及穩定性下降必須提高風扇必須提高風扇/壓氣機對抗畸變能力壓氣機對抗畸變能力進氣道在機身的位置進氣道在機身的位置亞音飛機亞音飛機v吊裝機翼下的短艙吊裝機翼下的短艙v飛機尾部飛機尾部超音飛機超音飛機v頭部、機身兩側、翼頭部、機身兩側、翼根、腹部等根、腹部等v后三種采用較多，起后三種采用較多，起遮蔽即隱身作用遮

4、蔽即隱身作用v遮蔽會使進氣不同于遮蔽會使進氣不同于外界大氣和可能引起外界大氣和可能引起畸變畸變壓氣機喘振壓氣機喘振主要特征參數主要特征參數總壓恢復系數總壓恢復系數 iv評價氣流在進氣道內部的流評價氣流在進氣道內部的流動損失動損失流量系數流量系數 v自由流管面積與進氣道進口自由流管面積與進氣道進口面積之比面積之比v評價進氣道的流通能力評價進氣道的流通能力外阻系數外阻系數Cxiv評價進氣道外部阻力評價進氣道外部阻力20titPP01AA200max12ixiXCC A二、亞音進氣道二、亞音進氣道1、結構形式、結構形式 皮托管式（擴皮托管式（擴張形通道）張形通道）2、流動模型、流動模型 流量系數流量

5、系數 大小決定于：大小決定于： 飛行飛行M數數 發動機工作狀態發動機工作狀態 0 1 Ma1滯止過程中，不可避滯止過程中，不可避免產生激波損失免產生激波損失如何利用激波的性質設計超音速進氣道，如何利用激波的性質設計超音速進氣道，使滯止過程激波損失盡可能?。渴箿惯^程激波損失盡可能??？激激 波波產生：超音速氣流受到壓縮產生的強壓縮波產生：超音速氣流受到壓縮產生的強壓縮波v內凹壁面（內凹壁面（a）v楔形物和錐形物楔形物和錐形物(b)v流向高壓區（流向高壓區（c） a b c 分類：正激波、斜激波、弓形波分類：正激波、斜激波、弓形波v 氣體速度方向與激波波面夾角氣體速度方向與激波波面夾角90 v 氣

6、流速度方向與激波波面夾角氣流速度方向與激波波面夾角 90 v 激波波面為弧形激波波面為弧形激波的性質激波的性質氣流受強烈壓縮，分子間摩擦劇烈，經激波的流動氣流受強烈壓縮，分子間摩擦劇烈，經激波的流動為為絕能絕能不等熵不等熵流動流動經激波氣流經激波氣流總溫總溫不變，但氣流的不變，但氣流的熵增加熵增加、總壓下降總壓下降強壓縮波：經激波后靜參數突變，強壓縮波：經激波后靜參數突變，靜壓、靜溫和密靜壓、靜溫和密度突升度突升，且，且波前波前M數越高，激波越強，參數變化越數越高，激波越強，參數變化越劇烈劇烈用經過激波的總壓恢復系數表示激波損失用經過激波的總壓恢復系數表示激波損失*1.0PP波后波前激波的性質

7、激波的性質不同類型激波的共性不同類型激波的共性v 強壓縮波：經激波后靜參數突變，總壓下降強壓縮波：經激波后靜參數突變，總壓下降v 波前波前Ma1越高，激波越強，參數變化越劇烈越高，激波越強，參數變化越劇烈個性個性v 經正激波，波后經正激波，波后Ma21v 對相同超音速來流，經正激波的總壓損失大于斜激波對相同超音速來流，經正激波的總壓損失大于斜激波 例如：來流（波前）例如：來流（波前）Ma11.5 正激波：正激波： s=0.92 Ma2=0.7 斜激波：斜激波： (楔形物楔形物 10 8, =57 ), s=0.986，Ma2=1.107v 對于斜激波，對于斜激波， 越大，越大， 越大，激波越強

8、，損失越大越大，激波越強，損失越大v 經正激波，氣流方向不變；經斜激波氣流向波面轉折經正激波，氣流方向不變；經斜激波氣流向波面轉折v 相交與反射相交與反射來流來流Ma1數數2.0激激 波波 波波 系系波后波后M數數 正激波正激波0.5770.720.72一道斜激波一道斜激波 正激波正激波楔板角楔板角 120 44 1.160.87 0.866正激波正激波0.8680.996二道斜激波二道斜激波 正激波正激波楔板角楔板角 110 36 1.6170.980.926楔板角楔板角 212 39 1.120.947正激波正激波0.89650.9982*PP波 后波 前三、超音速進氣道三、超音速進氣道1

9、、氣動設計原理氣動設計原理 利用激波的性質，設計為多波系結構，利用激波的性質，設計為多波系結構，即先利用損失小的斜激波，逐步將高超即先利用損失小的斜激波，逐步將高超音流滯止為低超音流，音流滯止為低超音流，再利用一道弱的再利用一道弱的正激波正激波將超音流滯止為亞音流將超音流滯止為亞音流目的：減小因激波引起的總壓損失目的：減小因激波引起的總壓損失波系結構：波系結構：若干斜激波若干斜激波 結尾正激波結尾正激波F15 超音速進氣道超音速進氣道波系結構：波系結構：三道斜激波三道斜激波 結尾正激波結尾正激波2022-4-2119超音速基本類型超音速基本類型 軸對稱軸對稱 二元（矩形）二元（矩形）2、超音速

10、進氣道基本類型、超音速進氣道基本類型 軸對稱軸對稱 二元（矩形）二元（矩形）3、超音速進氣道氣動原理、超音速進氣道氣動原理Ma1Ma1 通道形狀通道形狀：收斂收斂擴張擴張三種類型三種類型 混壓式混壓式 外壓式外壓式 內壓式內壓式2(1)adAdCMAC內壓式超音進氣道內壓式超音進氣道 超音超音亞音：全部在口內完成；亞音：全部在口內完成； 理想狀況：總壓損失小理想狀況：總壓損失小 因需要喉道面積大小隨來流因需要喉道面積大小隨來流Ma數變化進行調數變化進行調節節引發起動問題引發起動問題，較少實用，較少實用外壓式超音進氣道外壓式超音進氣道 超音氣流經過若干道斜激波后，超音氣流經過若干道斜激波后，氣流

11、速度減小，壓力提高，再氣流速度減小，壓力提高，再經過一道位于進口處的正激波經過一道位于進口處的正激波降為亞音流，在口內的擴張通降為亞音流，在口內的擴張通道內進一步減速增壓道內進一步減速增壓超音超音亞音：全部在口外完成亞音：全部在口外完成外阻較大外阻較大v氣流經激波轉折，外罩唇口氣流經激波轉折，外罩唇口設計與之相適應設計與之相適應v激波匯交于外罩唇口，激發激波匯交于外罩唇口，激發更強的激波更強的激波混壓式超音進氣道混壓式超音進氣道 超音超音亞音：介乎于亞音：介乎于前兩者之間前兩者之間v超聲速來流在進口外超聲速來流在進口外經若干道斜激波減速經若干道斜激波減速成為低超音速氣流成為低超音速氣流v在進口

12、內再經過若干在進口內再經過若干斜激波和結尾正激波斜激波和結尾正激波滯止為亞音流滯止為亞音流 外罩平直，外阻小外罩平直，外阻小 結尾正激波可自動調結尾正激波可自動調節，工作穩定節，工作穩定 起動較容易起動較容易 外壓式進氣道的外罩傾斜外壓式進氣道的外罩傾斜較大，產生較大的外阻較大，產生較大的外阻（如飛行（如飛行Ma2.2，三道，三道斜激波傾斜角斜激波傾斜角24 ） 而同樣飛行而同樣飛行M數，混壓式數，混壓式只需只需8 ，外罩損失較小外罩損失較小混壓式超音進氣道混壓式超音進氣道影響超音速進氣道波系變化的因素影響超音速進氣道波系變化的因素（1）飛行）飛行M數變化數變化在設計在設計M0d數時，斜激波交

13、點數時，斜激波交點貼于唇口，當飛行貼于唇口，當飛行M數偏離設數偏離設計值時，斜激波波角發生變化，計值時，斜激波波角發生變化，斜激波交點不再位于唇口斜激波交點不再位于唇口v當飛行當飛行M0 M0d的高超音速飛行的高超音速飛行時，波角減小，激波交點后移進時，波角減小，激波交點后移進入口內，經激波入口內，經激波總壓損失總壓損失加大加大超聲速溢流超聲速溢流影響超音速進氣道波系變化的因素影響超音速進氣道波系變化的因素（2）由進氣道出口反壓）由進氣道出口反壓變化變化結尾正激波位置發結尾正激波位置發生前后移動生前后移動A)結尾正激波位于喉道結尾正激波位于喉道B)反壓減小，結尾正激波反壓減小，結尾正激波被吸向

14、后移被吸向后移 C)反壓增加，結尾正激波反壓增加，結尾正激波被推出口外被推出口外（A）（B）（C）超音速進氣道三種工作狀態超音速進氣道三種工作狀態 結尾正激波的位置決定進氣結尾正激波的位置決定進氣道可能存在三種工作狀態道可能存在三種工作狀態臨界狀態臨界狀態結尾正激波位于喉道結尾正激波位于喉道超臨界狀態超臨界狀態結尾正激波被吸向后移結尾正激波被吸向后移v 正激波波前正激波波前M數增加，強度增大總壓數增加，強度增大總壓損失加大損失加大v 管壁附面層分離出口流場畸變度增加管壁附面層分離出口流場畸變度增加v 流場不均勻流場不均勻v 產生高頻率振動癢振產生高頻率振動癢振 亞臨界狀態亞臨界狀態結尾正激波被

15、推出口外結尾正激波被推出口外v 亞聲速溢流產生，外流阻力加大亞聲速溢流產生，外流阻力加大v 嚴重亞臨界時進氣道發生喘振嚴重亞臨界時進氣道發生喘振4. 超音速進氣道特性超音速進氣道特性01AA4、超音速進氣道特性、超音速進氣道特性5、超音速進氣道的調節、超音速進氣道的調節軸對稱軸對稱v移動中心錐體移動中心錐體二元二元v調節楔角板角度調節楔角板角度v外罩角度外罩角度v放氣門：防喘、減小放氣門：防喘、減小外罩溢流阻力外罩溢流阻力v輔助進氣門：減小起輔助進氣門：減小起飛時進氣唇口內氣流飛時進氣唇口內氣流分離損失分離損失第二節第二節 尾噴管尾噴管一、功能及設計要求一、功能及設計要求1、功能、功能v燃氣膨

16、脹加速，氣流高速排出產生燃氣膨脹加速，氣流高速排出產生反作用推力反作用推力v調節噴管臨界截面積改變發動機工調節噴管臨界截面積改變發動機工作狀態作狀態v推力換向推力換向噴管臨界截面積改變發動機工作狀態噴管臨界截面積改變發動機工作狀態反推裝置反推裝置垂直垂直/短距短距 起降噴管起降噴管2022-4-2138垂直垂直/短距短距 起降噴管起降噴管F119矢量噴管矢量噴管EJ200矢量噴管矢量噴管F100-PW-229矢量噴管矢量噴管MG-29a蘇蘇-27眼鏡蛇機動動作眼鏡蛇機動動作蘇蘇-37特技飛行特技飛行v流動損失小流動損失小v盡可能完全膨脹盡可能完全膨脹v排氣方向盡可能沿所希望的方向排氣方向盡可能

17、沿所希望的方向v根據需要，調節截面積尺寸根據需要，調節截面積尺寸v噪音低噪音低2 2、噴管設計要求、噴管設計要求3、分類、分類純收斂型純收斂型收斂收斂-擴張型擴張型塞式塞式引射引射推力矢量推力矢量帶反推帶反推按流路通道分類：按流路通道分類：收斂形收斂形收斂收斂-擴張形擴張形二、工作原理二、工作原理1、排氣速度、排氣速度C9絕能流動絕能流動 進出口總焓相等進出口總焓相等排氣速度正比于排氣速度正比于 Tt7和和 es e Pt7/ P0 噴管可用膨脹比噴管可用膨脹比2979929997999991977019972()()221()121()121()ggggttgtgtgttkkadgttekk

18、eadegteChhhCCpTTCpTTTCCp TTCCp TppCCCp T當氣流在尾噴管中達到等熵完全膨脹時：因存在流動損失，引入速度損失系數2、純收斂型噴管、純收斂型噴管收斂噴管按可用膨脹比收斂噴管按可用膨脹比e的大小劃分的大小劃分三種工作狀態三種工作狀態o 臨界：臨界：o e e臨界臨界 ，M9=1，p9=p0o 亞臨界亞臨界: o e e臨界臨界 ，M9e臨界臨界 ，M9=1，p9p0o工作狀態與工作狀態與A9無關無關o出口氣流速度最高只能達到出口氣流速度最高只能達到當地音速當地音速o當處于臨界和超臨界狀態時當處于臨界和超臨界狀態時出口氣流速度只決定于排氣溫度出口氣流速度只決定于排

19、氣溫度97012799917991(1)211:()1.852ggggtekkgttkkgteppkppMppkpMp臨界當時7999721geadetgkCCR Tk純收斂型噴管純收斂型噴管 當噴管處于超臨界狀態氣流在出口當噴管處于超臨界狀態氣流在出口不能達到完全膨脹不能達到完全膨脹推力損失，推力損失，用推力系數用推力系數CFG描述描述CFG 實際推力實際推力/理想完全膨脹推力理想完全膨脹推力 例如：渦噴或混排渦扇發動機高超音例如：渦噴或混排渦扇發動機高超音速飛行時速飛行時v e可高達可高達2030 1.85v采用收斂噴管因不能使氣流完采用收斂噴管因不能使氣流完全膨脹，可導致推力損失全膨脹，

20、可導致推力損失15%9099090()FGgaigiaiFW CW CA ppFW CW CFCF2(1)adCdAMCA收斂擴張噴管氣動設計原理收斂擴張噴管氣動設計原理3 3、收斂、收斂擴張型擴張型固定的收斂固定的收斂-擴張噴管擴張噴管可調的收斂可調的收斂-擴張噴管擴張噴管帶中心錐體的噴管帶中心錐體的噴管引射噴管引射噴管固定幾何的收斂固定幾何的收斂-擴張噴管擴張噴管NoImage 9t9899990t9909t9A由流量連續條件，可導出： =q( )( )=A只有當噴管出口反壓P與噴管總壓P 的比值恰好時恰好使氣流在噴管出口達到完全膨脹,PPPPPP都會造成推力都會造成推力損失損失(見右圖見

21、右圖)09tPP9te91P當P時工作狀態取決于：工作狀態取決于：v噴管壓比噴管壓比ev噴管面積比噴管面積比A9/A8(a)設計狀態的流動情況設計狀態的流動情況v e設計設計和和A9/A8相匹配相匹配v 實現了完全膨脹，實現了完全膨脹，P9= P0，v 按按A9/A8確定確定M9的大小，的大小， M9 M9設計設計1;(b) ee設計設計時的流動情況時的流動情況v A9/A8沒有改變，所以沒有改變，所以M9= M9設計設計，v 但但P9 P0 ，噴管不完全膨脹，噴管外有，噴管不完全膨脹，噴管外有膨脹波系膨脹波系 ;(c) ee設計設計時的流動情況時的流動情況v 同樣的同樣的A9/A8使得使得M

22、9= M9設計設計，v P9 P0 ，噴管過度膨脹，噴管外有壓縮，噴管過度膨脹，噴管外有壓縮波系波系 (d) ee設計設計，使，使P9 P0 /2時流動情況時流動情況v 出現有分離的過度膨脹，出現有分離的過度膨脹，v 噴管內出現正激波，推力損失嚴重噴管內出現正激波，推力損失嚴重v 不允許噴管進入這種工作狀態。不允許噴管進入這種工作狀態。 收擴噴管的不同工作狀態收擴噴管的不同工作狀態三種工作狀態：完全膨脹、不完全膨脹、過度膨脹三種工作狀態：完全膨脹、不完全膨脹、過度膨脹可調節的收斂可調節的收斂-擴張噴管擴張噴管為使氣流盡可能在出為使氣流盡可能在出口處達到完全膨脹口處達到完全膨脹當噴管壓比當噴管壓比(Pt9/P0)隨隨飛行條件和發動機工飛行條件和發動機工作狀態變化時作狀態變化時,由馬由馬達帶動作動筒拉動拉達帶動作動筒拉動拉桿桿,改變噴管出口截改變噴管出口截面積與臨界截面積的面積與臨界截面積的比值比值(A9/A8)A8A9 0t989999A由流量連續條件，可導出： = ( )=q(APP)帶中心錐體的噴管帶中心錐體的噴管由中心錐體和外罩組成由中心錐體和外罩組成外罩出口處形成噴管臨外罩出口處形成噴管臨界截面界截面