航空燃气涡轮发动机-喷管（课件）
第 7 章
喷 管
7.1 喷 管
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喷管：.
凡是使气流速度增加,压力下降的管道就称为喷管。喷管不 是针对管道形状而言的，是针对气流参数的变化规律而言 的。
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喷管的主要功用.
使从涡轮流出的燃气膨胀,加速,将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
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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
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采用消音喷管降低发动机的排气噪音
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通过调节喷管的临界面积来改变发动机的工作状态。
7.1 喷 管
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喷管分为两大类: .
亚音速喷管是收敛形的管道
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超音速喷管是先收敛后扩张形的管道
7.1 喷 管－亚音速喷管
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1 亚音速喷管.
亚音速喷管的组成
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排气管(中介管).
壳体
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后整流锥
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支板
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喷口组成
7.1 喷 管－亚音速喷管
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排气管(中介管)：.
排气管安装在涡轮的后面, 与后整流锥形成一个稍有扩 张的通道。
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作用为燃气提供一个流动通 道, 使燃气减速以减小损 失。
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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,减小流动损失。
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支板是迫使方向偏斜的气流 变为轴向流动,减小涡流,以 减小流动损失。
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喷口是收敛形的管道,使燃 气加速, 以获得较大的推 力。
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在中介管内燃气减速增压; 在喷口内燃气加速降压。
7.1 喷 管－ 亚音速喷管
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2 喷管的性能参数.
落压比.
实际落压比是喷管进口处的总压与喷管出口处静压之比
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可用落压比是喷管进口处的总压与喷管出口外的反压之 比
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实际落压比可以等于或小于可用落压比, 但实际落压比 不能大于可用落压比
7.1 喷 管－ 亚音速喷管
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2 喷管的性能参数.
喷管的总压恢复系数.
喷管出口处的总压与喷管进口处的总压之比。
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喷管的总压恢复系数一般在0.94－0.98之间。
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物理意义：总压恢复系数的物理意义是反映流动损失的 大小。
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总压恢复系数大，流动损失的小。
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总压恢复系数小，流动损失的大。
7.1 喷 管－亚音速喷管
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喷气速度.
影响喷气速度的因素有: .
当喷管落压比和流动损失保持不变时,喷管进口总温 越高, 则喷气速度越高
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当喷管进口总温和流动损失保持不变时,喷管落压比 越高, 则喷气速度越高
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当喷管落压比和喷管进口总温保持不变时,流动损失 越小,则喷气速度越高
7.1 喷 管－亚音速喷管
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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。
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喷管效率的平方根是速度系数。
7.1 喷 管－亚音速喷管
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3 收缩喷管的三种工作状态.
一、亚临界工作状态.
当: 时,喷管处于亚临界工作状态,
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这时喷管出口气流马赫数小于１
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出口静压等于反压, 是完全膨胀
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实际落压比等于可用落压比, 而且随着反压的降低, 通过喷 管的质量流量不断的增加
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所以我们定义: 喷管出口反压大于气流的临界压力, 喷管内 和喷管出口处气流的速度全部为亚音速气流的工作状态称 为亚临界工作状态
7.1 喷 管－亚音速喷管
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二、临界工作状态:.
当: 时喷管处于临界工作状态,
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这时喷管出口气流马赫数等于１
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出口静压等于反压, 而且都等于临界压力是完全膨胀
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实际落压比等于可用落压比, 都等于临界压比, 这时, 当来流总 压和总温不变时, 通过喷管的质量流量达到最大值
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所以我们定义: 喷管出口反压等于气流的临界压力, 喷管出口 处气流的速度等于音速的工作状态称为临界工作状态
7.1 喷 管－亚音速喷管
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三、超临界工作状态.
当: 时喷管处于超临界工作状态。
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这时喷管出口气流马赫数等于１,
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出口静压等于临界压力而大于反压, 是不完全膨胀, 实际落 压比小于可用落压比。实际落压比等于临界压力比 (1.85) 。
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当来流总压和总温不变时, 通过喷管的质量流量不随反压的 变化而变化, 达到最大值。
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所以我们定义: 喷管出口反压小于气流的临界压力, 喷管出 口处气流的速度等于音速的工作状态称为超临界工作状 态。
7.1 喷 管－亚音速喷管
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pt7对发动机的推力是一个重要的参数.
1.当喷管处于亚临界工作状态时.
喷管出口气流马赫数小于１,是完全膨胀,在来流总温不变的情况下, pt7高,喷管进口总压就高,喷管实际落压比就高,喷气速度V5就大,发 动机的推力就大.
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2.当喷管处于超临界工作状态时.
喷管出口气流马赫数等于１,在来流总温不变的情况下,喷气速度不 变,而出口静压等于临界压力而大于反压, 是不完全膨胀, p5 =0.5404 pt7,所以pt7高, p5就高,压力推力A(p5 - p0 )就高,发动机的推力就大.
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所以pt7对发动机的推力是一个重要的参数.
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简单地说,pt7高,说明燃气的总压高,燃气的作功能力高,发动 机的推力就大.
7.1 喷 管－危险区
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目的：保障人员和设备的安全。
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依据：燃气的流速和温度。
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通常规定: 温度低于85F(约为30℃), 速度低于15节 (约为7.7米/秒)。
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影响因素：发动机的类型和工作状态。
7.1 喷 管－危险区
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JT8D发动机危险区.
慢车工作状态时,.
进气道前的危险区是半径为18英尺的扇形,
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喷管后100×25英尺2的面积。
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起飞工作状态时,.
进气道前的危险区是半径为25英尺的扇形,
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喷管后200×30英尺2的面积。
7.1 喷 管－危险区
7.2 超音速喷管
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超音速喷管是一个先收 缩后扩张形的管道。
喷 管－超音速喷管
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定熵流中的面积比公式
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定熵流中的压力比公式
喷 管－超音速喷管
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7.2.1 定熵流中的面积比公式.
面积比指的是缩－扩形喷管中, 任意一个截面的面积与临界截面的 面积之比
喷 管－超音速喷管
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7.2.2. 缩－扩形喷管中的流动.
一、不同反压下缩－扩形喷管中的流动
面积比公式告诉我们:
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要建立一定数的超音速气流, 就必须有一定的管道面积 比。但这仅仅是一个必要条件, 具备了面积比的条件后, 能否实现超音速流动, 还要由气流本身的总压和一定的 反压条件来决定。
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为了方便, 保持总压不变, 看反压的变化对缩－扩形喷管 内流动所产生的影响
喷 管－超音速喷管
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1．p* ＝p b 时： 缩－扩形喷管内各截面上的压力均相等, 故喷管内的气体 没有流动, 沿喷管轴线的压力和马赫数的分布如图7-4上的曲线①表示,点 ①表示通过喷管的质量流量和出口截面的压比。
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2．p b ＜ p*时：这时在收缩段气流的压力不断下降, 马赫数不断上升, 在 喉部压力最低,马赫数达到最大值, 但小于１, 在扩张段气流的压力又不断 地上升, 马赫数逐渐下降, 在出口截面压力等于反压, 如图7-4上的曲线② 所示。
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3．p b 继续下降时：这时喉部气流达到音速, 即＝１。但由于这时反压的 值大于喉部气流的压力, 所以, 气流流入扩张段后, 其压力又重新回升, 到出口截面,气流的压力等于反压,。
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4．继续降低反压, 喉部以后, 气流加速到超音速, 但是,最初不能使整个 扩张段内的流动全为超音速, 因为这时的反压仍然大于为获得全超音速所 需的出口压力，所以，由喉部下游的超音速气流在高反压的作用下, 在扩 张段的某个截面上形成一道正激波, 激波的位置随反压的大小而变, 反压 愈高, 激波离喉部愈近。超音速气流通过激波后突变为亚音速气流, 压力 突然升高, 而后气流在扩张段内流动马赫数逐渐减小, 压力逐渐增高, 到 出口截面气流的压力等于反压。
喷 管－超音速喷管
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5．随着反压的降低, 扩张段内的激波的位置向远离喉部的方向移动, 当 反压降到某一数值时, 正激波的位置刚好在拉瓦尔喷管的出口处, 这时喷 管的扩张段已全部为超音速流动, 超音速气流通过正激波后变为亚音速气 流。 出口截面气流的压力恒等于反压,将此反压记作,也是一个划界线的 压力。
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6．反压再降低, 激波移出管口变为斜激波系,这时喷管内的整个流动已固 定下来不再随反压而变化。反压的变化只影响管外的波系。反压降低, 激 波强度变弱。
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7．当反压下降到某一数值时, 出口截面处气流的压力恰好等于反压,出口 处既不产生激波, 也不产生膨胀波, 这时的反压记作,又是一个划界限的 反压。这时恰好达到所要求的超音速马赫数.
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8．再降低反压, 喷管出口截面处气流的压力大于反压, 喷管外产生膨 胀。
7.2 超音速喷管
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三个划界限的反压.
从上述的流动情况可以看出, 有三个划界限的反压, 将缩－扩形喷管内的 流动划分为四种流动类型。三个划界限的反压是:
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式中 —面积比公式中对应的亚音速马赫数。
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—面积比公式中对应的超音速马赫数
喷 管－超音速喷管
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四种流动类型.
三个划界限的反压将缩－扩形喷管内的流动划为四种流动类型, 这四种流 动类型是:.
1、亚音速流态: 当p* ＞p b ≥p b1 时,.
缩－扩形喷管内全为亚音速流, 同时Mae＜１。是完全膨胀状态。
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2、管内产生激波的流态: 当p b1 ＞p b ≥p b2 时,.
缩－扩形喷管的喉部为临界状态, 其下游一段为超音速气流,激波后为亚音 速气流,所以, Mae ＜１。由于p e ＝p b , 所以这种流态也是完全膨胀状态。
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3、管外产生斜激波的流态: 当p b2 ＞p b ≥p b3 喷管的扩张段全部为超音速 气流, 所以, Mae ＞１。由于p e ＜p b , 所以这种流态是过度膨胀状态。
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4、管外产生膨胀波的流态: 当p b3 ＞p b 时,.
喷管的扩张段全部为超音速气流, 所以, Mae ＞１。由于p e ＞p b , 所以这种 流态是未完全膨胀状态。
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在缩－扩形喷管出口建立超音速流的条件有两个, 这就是: 要满足面积比公式 和压力比公式
第7章 喷 管
END
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