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航空发动机尾喷管及发展方向

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摘要:尾喷管又名喷管、排气喷管或推力喷管是喷气式飞机的发动机的重要组成部分之一,其主要作用是将飞机燃烧室燃烧后的产物喷射出去,一方面起到排除废气的作用,并一方面喷射时产生的反作用力来推动飞机,为飞行提供一部分动力。本文通过系统的介绍尾喷管的分类、作用、性能指标、发展现状及其未来的发展趋势,加深对尾喷管这一部件的认识,为推动我国航空事业的发展作出贡献。

关键词:航空发动机;尾喷管;矢量技术

1引

航空发动机作为一种高度复杂和精密的热力机械,被誉为“工业之花”,直接影响飞机的性能、可靠性及经济性,是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。尾喷管作为航空发动机里面的一个重要部件,应该具有良好的设计性能,保证排气可以获得很高的动能,这就意味要有很高的出口排气速度来为飞机提供推力。因此好的尾喷管要考虑到其设计外形,所安装的飞机类型,在发动机上的位置和自身性能参数等多方面因素,既不增加发动机的外部阻力,又可以为飞机提供一定的轴向推力。所以应该做到以下几个方面:流动损失小、尽可能完全膨胀、排气方向尽可能沿所希望的方向,截面几何尺寸可调以及噪声低。目前,美、俄所研制的推力矢量喷管是较为先进的尾喷管,其可以通过机械方法改变发动机尾喷管的管道转向以控制推力方向,使飞机做出俯仰、偏航、横滚等高难度的飞行动作。

2尾喷管分类

尾喷管种类繁多,目前有两种分类方法,第一种根据流道的特点分为收敛喷管和收敛扩张喷管。第二种根据喷口面积的变化与否分为喷口面积可调和不可调。具体有以下几种类型的喷管:不可调节的收敛性尾喷管(固定喷口面积的亚音速尾喷管):其结构最简单,便于拆卸,重量最轻,目前广泛应用于亚音速或低超声速飞机的涡喷发动机及涡轮后燃气焓较小的涡桨和涡扇发动机(如WP5甲的尾喷管)。可调节的收敛形尾喷管:能使发动机在各种工况下都获得良好的性能,带加力的发动机必须采用可调节的尾喷管,保证在家里状态下相应地加大喷口。有的发动机通过改变喷口面积来改变工况。其主要类型有:多鱼鳞片式,双鱼鳞片式,移动尾椎体式,气动调节式。(鱼鳞片又叫调节片,多鱼鳞片式参考WP6,WP7)。可调节的收敛扩张形尾喷管:适用于超声速飞机(无论有无加力燃烧室),其燃气的膨胀比很大,用此型尾喷管减小燃气不完全膨胀的推力损失。有移动尾椎体式和多调节片式等。(如AL-31f)超声速飞机还用过引射式尾喷管,用引气气流调节主流的膨胀比。以上尾喷管是直流式的,燃气向后排出。还有偏转燃气流的,如“飞马”发动机,带有折流板,用于短距/垂直起降,类似的还有F-135发动机,3轴承旋转喷管,用于STOVL。除此之外,还有用于减速,缩短降落时的滑跑距离,或飞行中机动,减速的反推力装置,主要是将燃气流偏转向前方,产生反推力。有蛤壳形门式,戽斗门式,外涵反推装置。

3尾喷管的功能和主要性能指标

对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化,供发动机性能计算用,另外还有速度系数和出口压力比两个参数(参见文献[1])。在气动载荷研究方面,要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷,用于零件结构强度设计和作动系统设计。(1)流量系数Cd,用来评估喷管的流通能力,定义式为Cd=WN1/Wt=实际流量/等熵流量。(2)推力系数CFg,用来评估喷管的推力大小,定义式为CFg=喷管总推力/理想主推力。(3)速度系数Cvel,用来评估喷管将压力能转化为动能的效率,定义式为Cvel=VN1/Vt=喷管出口的实际流速/出口压强相同时喷管出口处的等熵流速。(4)喷管压力比FNPR,用来反映内外流干扰的一个参量,其定义式为FNPR=Pe/Pamb=喷管出口压强/环境压强,当发动机处于地面静止状态时,喷管出口压强和环境压强才相等。(5)尾喷管在设计安装的过程中存在多种阻力,其中常见的有进气口附加阻力,缩尾阻力和冲刷阻力,其中缩尾阻力分为风扇外罩的缩尾阻力,后体的缩尾阻力和尾塞气流分离阻力。冲刷阻力是指被自由流空气冲刷的风扇或者核心喷管表面产生的摩擦阻力。

4尾喷管发展现状及未来趋势

在喷气式飞机发展初期,飞机大多数是亚音速或者低超音速,尾喷管大多采用收敛喷管,70年代,高涵道比的涡扇发动机分开排气喷管。在早期的超音速飞机上面采用印射喷管。为实现垂直起落动力装置,从50年代开始研究转向喷管,可以向下旋转90度或者更多,以提供垂直推力或者反推力。在80年代初期,美国进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。在此基础上,为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行规律,验证矢量喷管技术,评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,美国和德国进行了多次飞行试验计划。90年代开始,美国进行了二元矢量喷管的F119发动机的工程研制。俄罗斯方面,从1980年开始研制推力矢量技术。1985年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作,并在苏-27上进行了飞行试验。经比较后认为,轴对称矢量喷管较有前途,于是,便集中力量发展轴对称矢量喷管。在90年代的研制基础上改装了轴对称矢量喷管,装载这种喷管的战斗机还在英国和法国的航展上作了精彩的飞行表演。目前,美、俄的推力矢量飞机已接近实用阶段。西欧、日本和印度也制定了重大的飞机推力技术研究和发展计划,预计下世纪初可进行飞行试验。喷管对于发动机的性能和重量有很大影响,未来尾喷管的发展应在以下几个性能方面有所提升:实现大迎角过失速机动,突破失速障;改善飞机性能,机动性和敏捷性;缩短起落滑跑距离;提高隐身能力。

5结束语

尾喷管的研究技术从一开始的简单收敛喷管到后来研制的可以改变气流方向的矢量喷管,可以分析得到喷管技术的提高对于航空战斗机的飞行性能有大幅度的提升,不仅改善飞机的失速能力和机动性,提高空战效能,还可以减少飞机阻力,提高隐身能力。因此尾喷管的研究工作的突破进展将直接影响一个国家的军事力量,影响其综合国力。

参考文献:

[1]F.K内特尔等著.内流空气动力学[J].1990(01).

[2]王志栋.涡扇发动机尾喷管的气动设计[J].1995(03).

作者:崔响;徐志晖 单位:沈阳航空航天大学航空航天工程学部

航空发动机尾喷管及发展方向责任编辑:张雨    阅读:人次