第13讲：进气道与尾喷管参数选择a

航空宇航学院进气道与尾喷管参数选择航空宇航学院飞机总体设计框架设计要求布局型式选择主要参数计算发动机选择部件外形设计机身机翼尾翼起落架进气道三面图部位安排图结构布置图分析计算重量计算气动计算性能计算结构分析是否满足设计要求？最优？航空宇航学院内容提要•进气道参数选择-进气道的功用与要求-进气道的参数及其选择•尾喷管的型式和主要参数选择-尾喷管的功用-尾喷管工作特征的参数-尾喷管的型式-尾喷管主要参数选择航空宇航学院进气道的功用与要求•进气道的功能减速增压，将动能转变为压力能，提供给发动机。注：-亚音速时：进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行-M=1.2～1.4时：进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同航空宇航学院进气道的功用与要求•增压过程的压力损失–摩擦–当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换–超音速，因激波的产生而引起压力的损失航空宇航学院进气道的功用与要求•进气道总压恢复系数-进气道出口总压与进口总压之比入出00pp-是衡量进气道增压效率的系数，越大，气流的压力损失越小。航空宇航学院进气道的功用与要求•设计要求–保证供应发动机所需要的空气流量；–总压恢复系数的值最大;–与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽量减小;–进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质良好。航空宇航学院进气道的形式•进气道有四种基本形式：NACA平贴式进气道皮托管式进气道锥形进气道二维斜板式进气道航空宇航学院进气道的参数及其选择•亚音速进气道的参数选择-几何参数：1.进气道进口的面积S进口2.进气道的长度：从进口至发动机压气机进口的距离L3.唇口前缘的曲率半径航空宇航学院-如何确定这些参数?1）确定进气道的设计点（巡航或最大飞行速度状态);2）确定设计飞行速度V、设计飞行高度H和空气流量m空气；3）选择进气道的进口面积S进口进口进口进口空气vSvSmH根据：进口进口空气进口vmSvvv进口进口＝5.0进口v通常可取航空宇航学院公式中空气流量m空气如何确定？在设计点上，根据发动机特性数据表确定发动机所需要空气流量m空气；或按发动机通常所给定的海平面最大推力状态下的空气流量m0空气进行换算。公式中空气流量进口如何确定？按一维定常绝热流的基本关系式进行计算参考“空气动力学”第185页，例题7-1航空宇航学院4.）选定进气道的长度–内壁的半扩散角不能大于4°～5°–圆柱段长度不能小于0.5～1.0倍发动机的最大直径。5）进气道唇口部分的剖面形状应按不产生气流分离的要求进行选择。唇口前缘的曲率半径可按经验公式选定：进口Sr)05.0~04.0(航空宇航学院6）对于两侧进气道，一般应设置附面层隔道目的：为避免机身的附面层进入进气道，间隙大小：与进气口距机头的距离有关。初步设计时，隔道的间隙可按距机头每米不小于10mm的标准来选取。例如进气口距机头4m，则隔道间隙应为40mm。航空宇航学院-特点1）所积累的经验表明：总压恢复系数（=0.97～0.98）。2）结构简单、重量轻，在设计点附近工作时稳定可靠。3）一些跨音速和超音速飞机也可以采用这种形式的进气道，只是其唇口前缘半径较小，L／D要比亚音速进气道大一些。例子：F-16，重量比可调的复杂进气道减轻182kg。在M=0.6～1.2时总压恢复系数高达0.98，M=2时，仅为0.74，损失较大。航空宇航学院•超音速进气道的参数选择分类：按进口的截面形状：二元（矩形截面）三元（圆形截面、半圆形截面等）。按波系结构和压缩方式分三种型式：外压式内压式混合式航空宇航学院外压式进气道（M＜2.5）混合式进气道（M＞2.5）航空宇航学院超音速进气道调节锥或调节板功用：用调节锥或调节板产生斜激波，使气流第一步先减速至低超音速，然后再经过一道M数接近于1的正激波，达到亚音速。亚音速的扩散段与亚音速进气道没有什么差别。航空宇航学院调节锥或调节板上压缩面的数目，即进气道中斜激波的数目，可以做成单级双波系的、二级三波系的或三级四波系。航空宇航学院超音速进气道总压恢复系数超音速进气道，压力损失主要是激波损失。其总压恢复系数主要取决于波系结构中总压恢复系数激波。激波)95.0~9.0(其中：niin121激波—气流通过一个激波时的总压恢复系数i航空宇航学院斜激波的数目越多，则值越大航空宇航学院流量系数与进气道进口面积流量系数Ф：实际进入进气道的空气流量与其可能的最大流量之比。max空气空气mmФ在数值上等于自由流管截面积与进气道进口面积之比进口SS/S进口是指进气口处包括调节锥在内的总面积，即在进口截面处的直接进气的管口面积与调节锥横截面积之和。航空宇航学院临界Ф=1：进气道处于最佳工作状态，其值也最大亚临界Ф1：值变化不大，但外部阻力增大超临界Ф1：正激波被吸进喉道之后的扩散段内，迅速降低航空宇航学院二元进气道特点：1）自进口至喉道一段的截面呈长方形，以后逐渐变化，至发动机进口前过渡为圆形。2）二元进气道用调节板进行调节，其折角是可调的，用以控制进气道激波系，改变喉道面积和控制溢流量。3）位于机身两侧的二元进气道，其调节板适合垂直放置，进气口安排在翼下或机身下面时，调节板可以水平放置。参数：调节板的折角δ；激波角；进口面积S进口；航空宇航学院参数的确定：1．确定调节板的级数2．选定进气道的波系结构3．通过查图求出最佳的调节板折角1、2、…和与其相对应斜激波的马赫角1、2、…等。（图7.7，7.8和7.9）4．确定进口面积S进口SS进口vmSH空气进口其中：Ф=0.8～0.85m空气为设计状态下发动机空气流量，可按标准状态下发动机空气流量换算得出。航空宇航学院5．确定喉道面积S喉喉SM1.52.02.53.03.50.50.420.350.320.36．调节板折角和激波角及S进口值选定后，按几何关系计算调节板各级之间的长度。航空宇航学院轴对称可调进气道的参数选择当采用机头进气或发动机吊舱时，常用铀对称圆形截面的进气道，这种进气道用圆截面的中心锥体控制激波系，并对进气道的工作状态进行调节。航空宇航学院工作原理-与二元进气道相同，在设计工作状态下，要求斜激波汇交于进口前缘，值最大。-当M数增大时，调节锥向外伸，M数减小时，调节锥向内收，以使进气道总处于最佳工作状态，进气道的喉道面积也同时得到调节。-三元进气道调节锥的折角、进口面积等参数的选定方法也与二元进气道相同。航空宇航学院SR-71采用了普惠公司的J-58轴流式发动机，带有后加力燃烧室，单台最大推力14460千牛。目前多数喷气式飞机都采用涡轮风扇发动机，SR-71这一特异之处是考虑到轴流式发动机在高速飞行时性能较为优异。发动机进气口的前端有一个可自由调节的激波锥，以适应不同速度飞行时对进气的不同要求。航空宇航学院尾喷管的型式和主要参数选择•尾喷管的功用将发动机燃气的压力势能有效地转变为排气的动能，使发动机以最高的效率，最小的能量损失产生最大的推力。航空宇航学院•尾喷管工作特征的参数膨胀比喷：燃气在尾喷管进口处的总压与所在高度大气压力的比值。入进喷PP/*膨胀比代表燃气在进入尾喷管时压力势能大小航空宇航学院落压比落：尾喷管进口处燃气总压与尾喷管出口处的燃气静压之比。出进落PP/*落压比表示燃气在通过尾喷管时实际的膨胀程度，代表尾喷管工作特性好坏的参数。当燃气在尾喷管中完全膨胀时，尾喷管的落压比即等于其膨胀比。航空宇航学院膨胀比喷与飞行M、飞行高度的关系曲线航空宇航学院尾喷管效率喷：–在尾喷管出口处，实际排出每公斤燃气所得到的动能与在理想绝热条件下排出每公斤燃气所能得到的动能之比。尾喷管的型式、几何尺寸和调节规律的选择，就是要使燃气在尾喷管内得到完全膨胀，否则效率降低。2222)(2/2/喷出理出出理出喷vvgvgv航空宇航学院•尾喷管的型式-简单收敛式尾喷管◆尾喷口裸露在外面◆调节喷口截面积大小，始终保持简单收敛式通道.◆简单、重量轻，亚音速飞机多采用这种尾喷管。航空宇航学院-拉瓦尔喷管◆可调收敛扩散型拉瓦尔喷管。◆当尾喷管偏离设计工作状态，如发动机打开加力燃烧室时，为使燃气流在尾喷管中仍能完全膨胀，就必须根据膨胀比的变化来调节尾喷管出口截面和喉道截面的面积比S出／S喉。◆对于飞行M数较大的飞机，用可调拉瓦尔喷管代替简单收敛喷管，可以使推力损失显著减少。航空宇航学院-收敛—扩散式引射喷管利用燃气主喷流对从冷却通道或专门进气门引进的二次流及三次流的引射作用来改善尾喷管工作条件，以减小推力损失，甚至使推力额外地增大。引射喷管航空宇航学院•尾喷管出口截面S出的选择简单收敛式尾喷管，收敛扩散型喷管关闭状态：S出=(0.5-0.7)S进加力状态：S出=(1.2-1.6)S进航空宇航学院•尾喷管的底部阻力-尾喷管的底部阻力简称底阻，是由尾喷管后端面及机体尾部外表面上的低压区引起的气动阻力。◆对于亚音速飞机，不可调的尾喷管对底阻的影响不很大。◆超音速时机身尾部或发动机短舱的外形与尾喷管工作的匹配则比较复杂。设计M数与力的关系曲线px/底航空宇航学院•喷气发动机的反推力装置-采用反推力装置主要是为了缩短飞机的着陆滑跑距离-反推力装置的型式◆在尾喷管内部，用专门的挡板使尾喷流转向◆反推力用的挡板，平时处于尾喷管的外表面航空宇航学院Goodbye航空宇航学院单级二波系二元进气道的δ、β曲线二级三波系二元进气道的δ、β曲线三级四波系二元进气道的δ、β曲线