壓氣機喘振是氣流沿壓氣機軸線方向發生的低頻率、高振幅的振蕩現象。這種低頻率高振幅的氣流振蕩是一種很大的激振力來源,它會導致發動機機件的強烈機械振動和熱端超溫,并在很短的時間內造成機件的嚴重損壞,所以在任何狀態下都不允許壓氣機進入喘振區工作。喘振時的現象是:發動機的聲音由尖哨轉變為低沉;發動機的振動加大;壓氣機出口總壓和流量大幅度的波動;轉速不穩定,推力突然下降并且有大幅度的波動;發動機的排氣溫度升高,造成超溫;嚴重時會發生放炮,氣流中斷而發生熄火停車。因此,一旦發生上述現象,必須立即采取措施,使壓氣機退出喘振狀態。喘振的根本原因:由于氣流攻角過大,使氣流在大多數葉片的葉背處發生分離.喘振的物機理過程是:空氣流量下降,氣流攻角增加,當流量減少到一定程度時,流入動葉的氣流攻角大于設計值,于是在動葉葉背出現氣流分離,流量下降越多,分離區擴展越大,當分離區擴展到整個壓氣機葉柵通道時,壓氣機葉柵完全失去擴壓能力,這時,動葉再也沒有能力將氣流壓向后方,克服后面較強的反壓,于是,流量急劇下降,不僅如此,由于動葉葉柵失去擴壓能力,后面高壓氣體還可能通過分離的葉柵通道倒流至壓氣機的前方,或由于葉柵通道堵塞,氣流瞬時中斷,倒流的結果,使壓氣機后面的反壓降得很低,整個壓氣機流路在這一瞬間就變得“很通暢”,而且由于壓氣機仍保持原來的轉速,于是瞬時大量氣流被重新吸入壓氣機,壓氣機恢復“正常”流動和工作,流入動葉的氣流由負攻角很快增加到設計值,壓氣機后面也建立起了高壓氣流,這是喘振過程中氣流重新吸入狀態。然而,由于發生喘振的流路條件并沒有改變,因此,隨著壓氣機后面反壓的不斷升高,壓氣機流量又開始減小,直到分離區擴展至整個葉柵通道,葉柵再次失去擴壓能力,壓氣機后面的高壓氣體再次向前倒流或瞬時中斷 ,如此周而復始地進行下去。防喘防喘措施有三種:壓氣機中間級放氣;可調導向葉片和整流葉片;雙轉子或三轉子。1、壓氣機中間級放氣壓氣機中間級放氣防喘原理是通過改變流量來改變工作葉輪進口處的絕對速度的大小來改變其相對速度的大小和方向,改變攻角,達到防喘的目的。2、可調導向器葉片和整流葉片可調導向器葉片和整流葉片防喘原理是通過改變導向器葉片角度來改變工作葉輪進口處的絕對速度的方向,也就是改變預旋量,從而改變工作葉輪進口處的相對速度的方向,以減小攻角,達到防喘的目的。3、雙轉子或三轉子雙轉子或三轉子防喘原理是通過改變轉速,即改變壓氣機動葉的切線速度的辦法來改變工作葉輪進口處的相對速度的方向,以減小攻角,達到防喘的目的。反推力裝置使用不當,會造成超溫;當飛機滑跑速度很低時,反推力裝置仍在工作,則會造成排出的燃氣又重新被吸入發動機,從而會造成喘振。進氣道概述空氣噴氣發動機所需空氣的進口和通道。進氣道不僅供給發動機一定流量的空氣，而且進氣流場要保證壓氣機和燃燒室正常工作。渦輪噴氣發動機壓氣機進口流速的馬赫數約為0.4，對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉變為壓力能。隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用越來越大，在超音速飛行時的增壓作用可大大超過壓氣機，所以 超音速飛機進氣道對提高飛行性能有重要的作用。現代飛機的特點是飛行速度和高度變化范圍大。 殲擊機還要經常在大迎角、大側滑角狀態下飛行。在一切飛行狀態下進氣道都應保證：發動機所需要的空氣流量；能量損失小;流場均勻穩定;外部阻力低。高速狀態性能好的進氣道一般來說低速性能則要差一些，這在超音速飛機上尤其突出。在大迎角下進氣道的性能顯著惡化，流場不均勻性增大，以致引起進氣道和發動機工作不穩定。此外，進口處的流場還要受到飛機其他部分，如機身、 機翼的影響。進氣道所占容積較大,對飛機的外形、內部安排以及其他部件的工作也有影響。亞音速進氣道進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。內部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成，通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。亞音速進氣道在超音速工作時，進氣口前會產生脫體正激波，超音速氣流經過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。邀波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進氣道構造簡單、重量輕，在馬赫數為1.6以下的低超音速飛機上也廣為采用。超音速進氣道超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。①外壓式進氣道：在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。按進氣口前形成激波的數目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外壓式進氣道的缺點是阻力大;②內壓式進氣道：為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態性能不好，起動困難，在飛機上未見采用；③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。進氣口的位置進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。①正面進氣：進氣口位于機身或發動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優點是構造簡單。機身頭部正面進氣口的最大缺點是機身頭部不便于放置雷達天線,同時進氣道管也太長；②非正面進氣：包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣和翼下進氣。它們在不同程度上克服了機頭正面進氣的缺點。在非正面進氣方案中須防止進氣口前面貼近機身或機翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進入進氣道。為此，進氣口與機身或機翼表面要隔開一定距離，并設計一定的通道把附面層抽吸掉，這相應地會增加一些阻力。腹部和翼下進氣充分利用了機身或機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件。可調進氣道在超音速條件下，不可調進氣道只在設計狀態下能與發動機協調工作，這時進氣道處于最佳臨界狀態。在非設計狀態下，譬如改變飛行速度，進氣道與發動機的工作可能不協調。當發動機需要空氣量超過進氣道通過能力時，進氣道處于低效率的 超臨界狀態。當發動機需要空氣量低于進氣道通過能力時，進氣道將處于亞臨界溢流狀態。過分的亞臨界狀態使阻力增加，并引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設計狀態下也能與發動機協調工作（即進氣道與發動機匹配），提高效能，廣泛應用可調進氣道。常用的方法是調節喉部面積和斜板角度，使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設有放氣門，將多余的空氣放掉，不使進氣道處于亞臨界溢流狀態。同時，為了解決起飛狀態進氣口面積過小的問題，還設置有在低速能被吸開的輔助進氣口。尾噴管尾噴管是噴氣式飛機的渦噴發動機的組成部分之一，主要作用是將噴氣式飛機燃油燃燒后的產物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃燒的小分子烴類物質噴射出去，起到排廢氣的作用，同時也利用噴射時空氣產生的反作用力來推動飛機，不過尾噴管提供的推力只是飛機動力的一部分，飛機主要的動力是由 渦輪螺旋槳發動機的驅動螺旋槳來提供的。飛行中的噴氣式飛機的尾噴管處常會有光環，類似于火箭發射時火箭尾部的光環，這叫做馬赫環（又稱馬赫盤），這是由于氣體在岀口繼續膨脹，然后受背壓環境的壓縮而產生的基波發光造成的（基波發光的原理與化學中電子躍遷有關）。如圖所示的是俄羅斯Su-37戰斗機的尾噴管，它是一種矢量尾噴管。矢量尾噴管是矢量渦噴發動機的一部分，如今各國都在爭相研制矢量渦噴發動機，因為矢量渦噴發動機可隨時改變飛機動力的方向，這使得裝備矢量渦噴發動機的飛