[原创]xlan的喷管科普帖

啮齿兄的喷管篇相信很多人已经看过了。俺觉得他那个玩意儿炫是挺炫,可实在是太理论了,相信大部分人都没看懂。。。所以呢,偶就搞个科普一点的,主要讲讲喷管的分类呀、应用呀以及一些名词解释呀啥的,为他那个东东做做铺垫,给大家一点普及知识。不过话说回来,俺可不能保证你看完了这个就能看懂啮齿的那个。。。

这是俺第一次发帖,还请各位老少爷们多多捧场呀,小弟在此先谢过了

从科普的角度呢,俺在这里会尽量不用计算,只作定性说明(嘻嘻,其实有些计算俺也不会

言归正传,先说喷管的作用。

喷管的作用有四个:

1. 使涡轮流出的燃气膨胀加速,使燃气中的一部分焓转变为动能,提高燃气的速度,产生推力。

2. 通过调节喷管的临界面积改变发动机的工作状态。

3. 通过反推装置改变喷气方向,产生反推力,已迅速降低飞机落地后的滑跑速度,缩短滑跑距离。

4. 采用消音喷管来降低排气噪音,这个嘛,在涡扇发动机上基本没有了。因为涡扇的排气速度低(对于民用发动机而言,军机没有降噪的问题),主要噪声源不在这里。

咱们从第一个也是最重要的一个说起,我在lookfree的帖子里提过一个推力的公式(这是涡喷的,涡扇则要加上涵道比的影响):

F=QmgV5-QmaV+A5(P5-P0)

Qmg是喷口燃气质量流量;Qma是发动机进气质量流量

V5是喷口速度;V是飞行速度

A5是喷口面积

P5是喷口处压力;P0是大气压力

如果假设喷管处于完全膨胀状态,则P5=P0,且假设Qmg=Qma=Qm(这是为了方便研究作的一种近似假设,就是说这两个值差不多,我们近似的把它看成一样的)

则:F=Qm(V5-V),

V5-V被称为单位推力,发动机台架试验时就是V5。决定单位推力的就是喷管出口处的燃气的总温和总压,更主要是总压(也可取喷管进口总压)。所以要使燃气膨胀加速,必须在涡轮后还有较高的总压。

为了达到使燃气膨胀加速的目的,喷管主要有两种形式:收敛形喷管和缩扩形喷管。

收敛形喷管的出口排气速度最高只能达到音速,至于为什么,我在文章最后会讲。也就是说,对于收敛形喷管而言,它的出口截面就是临界截面。

对于可调截面的收敛形喷管就是调节它的喷口截面来满足发动机工作状态改变的需要,这个我在喷管的第二个作用中会讲到。

在超音速飞行时,收敛形喷管的推力损失随着马赫数的增加会迅速增加,这主要是因为随着飞行马赫数的增加,而燃气速度只能达到音速,因而在出口处无法达到完全膨胀的程度即出口静压等于外部反压。喷管在不完全膨胀下工作就会有推力损失,一般来说,当飞行马赫数达到2.5时,推力损失达23%。

因此对于超音速飞机而言,很少使用这种形式的喷管。

但在大多数民航飞机上,收敛形喷管有非常广泛的应用。而且由于民航飞机速度较低,压气机的增压比也较低,所以调节喷管临界面积来改变发动机的工作状态并不是那么需要,所以通常都采用固定的收敛形喷管

下图是一个民用发动机使用的典型收敛形喷管的示意图:


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中介管与整流椎形成一个稍有扩张的通道,使燃气减速以减小损失。后整流椎使气流通道逐渐由环形变为圆形,以减小涡流。支板迫使方向偏斜的气流变为轴向流动,以减小流动损失。喷口为收敛形管道是燃气膨胀加速。

下图为PW4060的喷管剖面图:


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收敛形喷管的工作状态:

喷管进口总压于喷管出口外的反压之比我们称之为可用落压比。

当可用落压比等于某一临界值时,燃气在喷口处恰好达到音速,此时喷管处于临界工作状态,喷口静压等于反压等于临界压力,处于完全膨胀状态;当可用落压比小于临界值时,喷管处于亚临界工作状态,燃气速度小于音速,喷口静压等于反压处于完全膨胀状态;当可用落压比大于临界值时,燃气速度在喷口为音速,喷口静压等于临界压力大于反压,此时喷管处于临界工作状态,燃气处于不完全膨胀状态。

缩扩形喷管:

下图是个典型的固定的缩扩形喷管:


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学过流体力学的兄弟一看就知道,这是个拉瓦尔喷管。它的形状可以由面积比公式得到,所谓面积比就是任意截面的面积与临界截面面积的比值,这一比值与该截面的气流马赫数有关。

缩扩形喷管的工作状态:

我们可以把燃气在喷管内的流动看成是喷管进口处燃气总压与喷管外的反压压差造成的。当进口总压与反压之比小于一定值时,喉部压力小于临界压力,此时整个喷管内都是亚音速流,此时出口静压等于反压,属于完全膨胀状态;随着两者之差的不断增大,燃气会在喉部(即临界截面)达到音速,进而超音速流会逐渐充满整个扩张段,也就是说达到音速时所形成的激波会逐渐向喷口移动,喷口处燃气静压等于反压,是完全膨胀状态,此时喉部为临界状态,激波前为超音速流,后为亚音速流;当激波移出管口即变为斜激波系,此时喷口处燃气静压小于反压(过渡膨胀状态),M数大于1,相当于超音速流出喷口后受到一个压缩扰动,压力增大而M数下降,形成斜激波;总压与反压得压差再进一步增大,则喷口处燃气静压大于反压且M数仍大于1,则相当于超音速流出喷口后受到一个膨胀扰动,在管外形成膨胀波。

上述分析是对一个固定的缩扩喷管而言的。由此我们可以看到,固定的缩扩形喷管只能在某一特定状态下发挥最大的作用,比如对应于某一飞行马赫数情况下,如果是在其他状态下,就会产生推力损失。

接下来,讲讲喷管对发动机工作的调节作用:总的来说,减小喷管临界截面积,会使涡轮压降减小,如果涡轮前温度不变,则会使涡轮输出功率下降。由此引起整机一系列变化,最终平衡在另一状态下工作。因此当飞机开加力时,会使涡轮压降减小,如不使压降下降,则须增大喷管临界截面,这样才能保证加力时涡轮前工作状态不变。

这样我们就得到以下几种喷管形式:

1. 固定的收敛形喷管:

这个前面已经讲了,低速飞机以及用作它途的燃气涡轮发动机普遍使用这种喷管

2. 可调出口界面的收敛喷管:


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通过调节临界截面来改变发动机的工作状态,如开加力,则增大喷口。这种喷管适用于飞行马赫数小于1.5的情况。

3. 固定的缩扩形喷管

这个东东只能针对某一特定状态,特别是带加力的发动机难以使用这种喷管,所以一般不用。。。

但是有一种结构如下图:


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不加力时是收敛喷管,加力时是缩扩喷管,这种东东是有一定应用的。

4. 可调的缩扩形喷管:


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这种结构是很理想的啦,不过调节机构比较复杂,特别是高温下要使两个面积可调,有些难度。

5. 带中心体的喷管:


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如图,由中心体和外壳组成。中心体和外壳组成喉部面积,气流流过中心体时形成膨胀波,从而膨胀加速并转向轴向。通过移动中心体和外壳唇口上活瓣的收放来调节来临界截面和排气的横截面积。缺点是难以实现可靠的冷却,特别是开加力的情况下。而且中心体要承受轴向力,对发动机整体的结构重量要产生影响。

6. 引射喷管:


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由一个可调收敛喷管和一个套在外面的圆筒或圆锥组成。达到临界速度的燃气从收敛喷管排出,在收敛喷管和外壳之间则是从外界、进气道或压气机引出的亚音速高压气流。从收敛喷管出来的主动气流在亚音速气流环绕中膨胀,形成流体壁面的拉瓦尔喷管的扩张段,气流加速减压。同时使亚音速流的流道减小,使亚音速流在收敛的流道运动,也加速减压。两股气流同时加速减压,直到喷口处与外界压力相等。由于被动气流在收敛喷管外表面的压力的轴向分力使推力增加。当收敛喷管出口与大气压力比下降时,流体壁面缩小,反之则增加,再加上可调收敛喷管,达到一定的调节作用。

再说一下,对于超音速喷管而言,如果进口燃气速度已达到音速,就没有必要再有收敛段,直接加个扩张段就可以了,所以现在的战斗机发动机的喷管基本上都只有扩张段。

反推装置:

这个东东只在运输机和民航客、货机上使用,用来降低飞机着陆时的滑跑速度,缩短滑跑距离。由于现在的运输机和客机都使用的是大涵道比的涡扇发动机,推力大部分在外涵产生,因此,现在的反推装置仅改变外涵气流方向。下图为常见的几种反推形式:


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需要注意的是,反推装置通常只在慢车或低功率下使用,高功率时使用会导致发动机工作不正常。

消音喷管:这个嘛。。。因为已经没人用了,所以我就不写了

名词解释:

收敛形喷管的出口排气速度最高只能达到音速:

这是因为,只有在低速情况下,气流的压缩性可以忽略。因此,气流在收敛的流道流动时,各截面的质量流量相同,而密度不变。所以,气流的流速会增大,压力会下降。但当气流速度达到音速时,气流的压缩性就会变得非常显著,气流流过收敛的流道时会受到压缩,反而使压力上升,而流速下降。因此,对于收敛形喷管而言,最多只能把燃气加速到音速。

斜激波:斜激波是激波的一种,它没有正激波那样对空气压缩那么强烈。超音速流经过斜激波后,压力上升的没有经过正激波那么多,但速度方向会改变。形象点讲,斜激波与气流方向夹角是斜的,对气流的压缩没那么强烈,但会改变气流方向。

斜激波的产生是由于超音速流受到压缩扰动。举个例子来说,就好像超音速流在喷口处,当气流静压小于外界反压时,相当于超音速流流出喷口受到了一个压缩扰动,就产生斜激波。类似的,当超音速流绕一个凹角运动时,也会产生斜激波。

膨胀波:膨胀波与斜激波相反,超音速流通过膨胀波,压力会下降,速度会增加,就是说超音速流通过激波受到压缩,而通过膨胀波就受到膨胀。也就是说,当超音速流受到膨胀扰动的时候,就会产生膨胀波,就像当喷口处燃气静压大于外部反压的情况。同样,当超音速流绕一个凸角运动时,也会产生膨胀波。

以上部分内容及图片引自《航空燃气涡轮发动机》航空工业出版社;《民用航空器维修人员执照基础培训教材(试用)机械第四册》中国民航学院机电工程学院

呼,写了这么多,觉的自己发帖真的是个很麻烦的事,在这里对狂发这类帖的啮齿兄再次表示景仰一下。。。

本文内容为我个人原创作品,申请原创加分

[ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ]

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