航空發(fā)動機尾噴管及發(fā)展方向范文

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摘要：尾噴管又名噴管、排氣噴管或推力噴管是噴氣式飛機的發(fā)動機的重要組成部分之一，其主要作用是將飛機燃燒室燃燒后的產(chǎn)物噴射出去，一方面起到排除廢氣的作用，并一方面噴射時產(chǎn)生的反作用力來推動飛機，為飛行提供一部分動力。本文通過系統(tǒng)的介紹尾噴管的分類、作用、性能指標、發(fā)展現(xiàn)狀及其未來的發(fā)展趨勢，加深對尾噴管這一部件的認識，為推動我國航空事業(yè)的發(fā)展作出貢獻。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；尾噴管；矢量技術(shù)

1引言

航空發(fā)動機作為一種高度復(fù)雜和精密的熱力機械，被譽為“工業(yè)之花”，直接影響飛機的性能、可靠性及經(jīng)濟性，是一個國家科技、工業(yè)和國防實力的重要體現(xiàn)。尾噴管作為航空發(fā)動機里面的一個重要部件，應(yīng)該具有良好的設(shè)計性能，保證排氣可以獲得很高的動能，這就意味要有很高的出口排氣速度來為飛機提供推力。因此好的尾噴管要考慮到其設(shè)計外形，所安裝的飛機類型，在發(fā)動機上的位置和自身性能參數(shù)等多方面因素，既不增加發(fā)動機的外部阻力，又可以為飛機提供一定的軸向推力。所以應(yīng)該做到以下幾個方面：流動損失小、盡可能完全膨脹、排氣方向盡可能沿所希望的方向，截面幾何尺寸可調(diào)以及噪聲低。目前，美、俄所研制的推力矢量噴管是較為先進的尾噴管，其可以通過機械方法改變發(fā)動機尾噴管的管道轉(zhuǎn)向以控制推力方向，使飛機做出俯仰、偏航、橫滾等高難度的飛行動作。

2尾噴管分類

尾噴管種類繁多，目前有兩種分類方法，第一種根據(jù)流道的特點分為收斂噴管和收斂擴張噴管。第二種根據(jù)噴口面積的變化與否分為噴口面積可調(diào)和不可調(diào)。具體有以下幾種類型的噴管：不可調(diào)節(jié)的收斂性尾噴管（固定噴口面積的亞音速尾噴管）：其結(jié)構(gòu)最簡單，便于拆卸，重量最輕，目前廣泛應(yīng)用于亞音速或低超聲速飛機的渦噴發(fā)動機及渦輪后燃氣焓較小的渦槳和渦扇發(fā)動機（如WP5甲的尾噴管）。可調(diào)節(jié)的收斂形尾噴管：能使發(fā)動機在各種工況下都獲得良好的性能，帶加力的發(fā)動機必須采用可調(diào)節(jié)的尾噴管，保證在家里狀態(tài)下相應(yīng)地加大噴口。有的發(fā)動機通過改變噴口面積來改變工況。其主要類型有：多魚鱗片式，雙魚鱗片式，移動尾椎體式，氣動調(diào)節(jié)式。（魚鱗片又叫調(diào)節(jié)片，多魚鱗片式參考WP6,WP7）。可調(diào)節(jié)的收斂擴張形尾噴管：適用于超聲速飛機（無論有無加力燃燒室），其燃氣的膨脹比很大，用此型尾噴管減小燃氣不完全膨脹的推力損失。有移動尾椎體式和多調(diào)節(jié)片式等。（如AL-31f）超聲速飛機還用過引射式尾噴管，用引氣氣流調(diào)節(jié)主流的膨脹比。以上尾噴管是直流式的，燃氣向后排出。還有偏轉(zhuǎn)燃氣流的，如“飛馬”發(fā)動機，帶有折流板，用于短距/垂直起降，類似的還有F-135發(fā)動機，3軸承旋轉(zhuǎn)噴管，用于STOVL。除此之外，還有用于減速，縮短降落時的滑跑距離，或飛行中機動，減速的反推力裝置，主要是將燃氣流偏轉(zhuǎn)向前方，產(chǎn)生反推力。有蛤殼形門式，戽斗門式，外涵反推裝置。

3尾噴管的功能和主要性能指標

對尾噴管的研究主要集中在噴管的內(nèi)特性和氣動載荷兩方面。在噴管的內(nèi)特性方面所考慮的是噴管的推力系數(shù)和流量系數(shù)隨噴管的流動損失、漏氣量、冷卻空氣損失和氣流分離損失的變化，供發(fā)動機性能計算用，另外還有速度系數(shù)和出口壓力比兩個參數(shù)（參見文獻[1]）。在氣動載荷研究方面，要估算作用在主噴管、副噴管調(diào)節(jié)和外魚鱗片上的氣動載荷，用于零件結(jié)構(gòu)強度設(shè)計和作動系統(tǒng)設(shè)計。（1）流量系數(shù)Cd，用來評估噴管的流通能力，定義式為Cd=WN1/Wt=實際流量/等熵流量。（2）推力系數(shù)CFg,用來評估噴管的推力大小，定義式為CFg=噴管總推力/理想主推力。（3）速度系數(shù)Cvel,用來評估噴管將壓力能轉(zhuǎn)化為動能的效率，定義式為Cvel=VN1/Vt=噴管出口的實際流速/出口壓強相同時噴管出口處的等熵流速。（4）噴管壓力比FNPR,用來反映內(nèi)外流干擾的一個參量，其定義式為FNPR=Pe/Pamb=噴管出口壓強/環(huán)境壓強，當(dāng)發(fā)動機處于地面靜止狀態(tài)時，噴管出口壓強和環(huán)境壓強才相等。（5）尾噴管在設(shè)計安裝的過程中存在多種阻力，其中常見的有進氣口附加阻力，縮尾阻力和沖刷阻力，其中縮尾阻力分為風(fēng)扇外罩的縮尾阻力，后體的縮尾阻力和尾塞氣流分離阻力。沖刷阻力是指被自由流空氣沖刷的風(fēng)扇或者核心噴管表面產(chǎn)生的摩擦阻力。

4尾噴管發(fā)展現(xiàn)狀及未來趨勢

在噴氣式飛機發(fā)展初期，飛機大多數(shù)是亞音速或者低超音速，尾噴管大多采用收斂噴管，70年代，高涵道比的渦扇發(fā)動機分開排氣噴管。在早期的超音速飛機上面采用印射噴管。為實現(xiàn)垂直起落動力裝置，從50年代開始研究轉(zhuǎn)向噴管，可以向下旋轉(zhuǎn)90度或者更多，以提供垂直推力或者反推力。在80年代初期，美國進行了帶矢量噴管的發(fā)動機地面試驗和飛機的飛行試驗。在此基礎(chǔ)上，為研究大迎角下過失速狀態(tài)飛行特性和推力矢量飛機綜合飛行規(guī)律，驗證矢量噴管技術(shù)，評估推力矢量技術(shù)對飛機性能和作戰(zhàn)效能的影響，美國和德國進行了多次飛行試驗計劃。90年代開始，美國進行了二元矢量噴管的F119發(fā)動機的工程研制。俄羅斯方面，從1980年開始研制推力矢量技術(shù)。1985年開始進行二元和軸對稱矢量噴管的研制工作，并在蘇-27上進行了飛行試驗。經(jīng)比較后認為，軸對稱矢量噴管較有前途，于是，便集中力量發(fā)展軸對稱矢量噴管。在90年代的研制基礎(chǔ)上改裝了軸對稱矢量噴管，裝載這種噴管的戰(zhàn)斗機還在英國和法國的航展上作了精彩的飛行表演。目前，美、俄的推力矢量飛機已接近實用階段。西歐、日本和印度也制定了重大的飛機推力技術(shù)研究和發(fā)展計劃，預(yù)計下世紀初可進行飛行試驗。噴管對于發(fā)動機的性能和重量有很大影響，未來尾噴管的發(fā)展應(yīng)在以下幾個性能方面有所提升：實現(xiàn)大迎角過失速機動，突破失速障；改善飛機性能，機動性和敏捷性；縮短起落滑跑距離；提高隱身能力。

5結(jié)束語

尾噴管的研究技術(shù)從一開始的簡單收斂噴管到后來研制的可以改變氣流方向的矢量噴管，可以分析得到噴管技術(shù)的提高對于航空戰(zhàn)斗機的飛行性能有大幅度的提升，不僅改善飛機的失速能力和機動性，提高空戰(zhàn)效能，還可以減少飛機阻力，提高隱身能力。因此尾噴管的研究工作的突破進展將直接影響一個國家的軍事力量，影響其綜合國力。

參考文獻：

[1]F.K內(nèi)特爾等著.內(nèi)流空氣動力學(xué)[J].1990(01).

[2]王志棟.渦扇發(fā)動機尾噴管的氣動設(shè)計[J].1995(03).

作者：崔響；徐志暉 單位：沈陽航空航天大學(xué)航空航天工程學(xué)部