飛機動力基礎(chǔ)知識

壓氣機喘振是氣流沿壓氣機軸線方向發(fā)生的低頻率、高振幅的振蕩現(xiàn)象。這種低頻率高振幅的氣流振蕩是一種很大的激振力來源,它會導(dǎo)致發(fā)動機機件的強烈機械振動和熱端超溫,并在很短的時間內(nèi)造成機件的嚴重損壞,所以在任何狀態(tài)下都不允許壓氣機進入喘振區(qū)工作。喘振時的現(xiàn)象是:發(fā)動機的聲音由尖哨轉(zhuǎn)變?yōu)榈统?發(fā)動機的振動加大;壓氣機出口總壓和流量大幅度的波動;轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定,推力突然下降并且有大幅度的波動;發(fā)動機的排氣溫度升高,造成超溫;嚴重時會發(fā)生放炮,氣流中斷而發(fā)生熄火停車。因此,一旦發(fā)生上述現(xiàn)象,必須立即采取措施,使壓氣機退出喘振狀態(tài)。喘振的根本原因:由于氣流攻角過大,使氣流在大多數(shù)葉片的葉背處發(fā)生分離.喘振的物機理過程是:空氣流量下降,氣流攻角增加,當流量減少到一定程度時,流入動葉的氣流攻角大于設(shè)計值,于是在動葉葉背出現(xiàn)氣流分離,流量下降越多,分離區(qū)擴展越大,當分離區(qū)擴展到整個壓氣機葉柵通道時,壓氣機葉柵完全失去擴壓能力,這時,動葉再也沒有能力將氣流壓向后方,克服后面較強的反壓,于是,流量急劇下降,不僅如此,由于動葉葉柵失去擴壓能力,后面高壓氣體還可能通過分離的葉柵通道倒流至壓氣機的前方,或由于葉柵通道堵塞,氣流瞬時中斷,倒流的結(jié)果,使壓氣機后面的反壓降得很低,整個壓氣機流路在這一瞬間就變得“很通暢”,而且由于壓氣機仍保持原來的轉(zhuǎn)速,于是瞬時大量氣流被重新吸入壓氣機,壓氣機恢復(fù)“正?！绷鲃雍凸ぷ?流入動葉的氣流由負攻角很快增加到設(shè)計值,壓氣機后面也建立起了高壓氣流,這是喘振過程中氣流重新吸入狀態(tài)。然而,由于發(fā)生喘振的流路條件并沒有改變,因此,隨著壓氣機后面反壓的不斷升高,壓氣機流量又開始減小,直到分離區(qū)擴展至整個葉柵通道,葉柵再次失去擴壓能力,壓氣機后面的高壓氣體再次向前倒流或瞬時中斷 ,如此周而復(fù)始地進行下去。防喘防喘措施有三種:壓氣機中間級放氣;可調(diào)導(dǎo)向葉片和整流葉片;雙轉(zhuǎn)子或三轉(zhuǎn)子。1、壓氣機中間級放氣壓氣機中間級放氣防喘原理是通過改變流量來改變工作葉輪進口處的絕對速度的大小來改變其相對速度的大小和方向,改變攻角,達到防喘的目的。2、可調(diào)導(dǎo)向器葉片和整流葉片可調(diào)導(dǎo)向器葉片和整流葉片防喘原理是通過改變導(dǎo)向器葉片角度來改變工作葉輪進口處的絕對速度的方向,也就是改變預(yù)旋量,從而改變工作葉輪進口處的相對速度的方向,以減小攻角,達到防喘的目的。3、雙轉(zhuǎn)子或三轉(zhuǎn)子雙轉(zhuǎn)子或三轉(zhuǎn)子防喘原理是通過改變轉(zhuǎn)速,即改變壓氣機動葉的切線速度的辦法來改變工作葉輪進口處的相對速度的方向,以減小攻角,達到防喘的目的。反推力裝置使用不當,會造成超溫;當飛機滑跑速度很低時,反推力裝置仍在工作,則會造成排出的燃氣又重新被吸入發(fā)動機,從而會造成喘振。進氣道概述空氣噴氣發(fā)動機所需空氣的進口和通道。進氣道不僅供給發(fā)動機一定流量的空氣，而且進氣流場要保證壓氣機和燃燒室正常工作。渦輪噴氣發(fā)動機壓氣機進口流速的馬赫數(shù)約為0.4，對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現(xiàn)高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?。隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用越來越大，在超音速飛行時的增壓作用可大大超過壓氣機，所以 超音速飛機進氣道對提高飛行性能有重要的作用?，F(xiàn)代飛機的特點是飛行速度和高度變化范圍大。 殲擊機還要經(jīng)常在大迎角、大側(cè)滑角狀態(tài)下飛行。在一切飛行狀態(tài)下進氣道都應(yīng)保證：發(fā)動機所需要的空氣流量；能量損失小;流場均勻穩(wěn)定;外部阻力低。高速狀態(tài)性能好的進氣道一般來說低速性能則要差一些，這在超音速飛機上尤其突出。在大迎角下進氣道的性能顯著惡化，流場不均勻性增大，以致引起進氣道和發(fā)動機工作不穩(wěn)定。此外，進口處的流場還要受到飛機其他部分，如機身、 機翼的影響。進氣道所占容積較大,對飛機的外形、內(nèi)部安排以及其他部件的工作也有影響。亞音速進氣道進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。內(nèi)部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態(tài)下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成，通道內(nèi)的流體損失不大，因而有較高的效率。亞音速進氣道在超音速工作時，進氣口前會產(chǎn)生脫體正激波，超音速氣流經(jīng)過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。邀波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進氣道構(gòu)造簡單、重量輕，在馬赫數(shù)為1.6以下的低超音速飛機上也廣為采用。超音速進氣道超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現(xiàn)超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內(nèi)壓式和混合式三類。①外壓式進氣道：在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內(nèi)通道基本上是亞音速擴散段。按進氣口前形成激波的數(shù)目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外壓式進氣道的缺點是阻力大;②內(nèi)壓式進氣道：為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內(nèi)實現(xiàn)。設(shè)計狀態(tài)下，氣流在收縮段內(nèi)不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內(nèi)繼續(xù)減到低亞音速。內(nèi)壓式進氣道效率高、阻力小，但非設(shè)計狀態(tài)性能不好，起動困難，在飛機上未見采用；③混合式進氣道：是內(nèi)外壓式的折衷。進氣口的位置進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。①正面進氣：進氣口位于機身或發(fā)動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優(yōu)點是構(gòu)造簡單。機身頭部正面進氣口的最大缺點是機身頭部不便于放置雷達天線,同時進氣道管也太長；②非正面進氣：包括兩側(cè)進氣、翼根進氣、腹部進氣和翼下進氣。它們在不同程度上克服了機頭正面進氣的缺點。在非正面進氣方案中須防止進氣口前面貼近機身或機翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進入進氣道。為此，進氣口與機身或機翼表面要隔開一定距離，并設(shè)計一定的通道把附面層抽吸掉，這相應(yīng)地會增加一些阻力。腹部和翼下進氣充分利用了機身或機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件?？烧{(diào)進氣道在超音速條件下，不可調(diào)進氣道只在設(shè)計狀態(tài)下能與發(fā)動機協(xié)調(diào)工作，這時進氣道處于最佳臨界狀態(tài)。在非設(shè)計狀態(tài)下，譬如改變飛行速度，進氣道與發(fā)動機的工作可能不協(xié)調(diào)。當發(fā)動機需要空氣量超過進氣道通過能力時，進氣道處于低效率的 超臨界狀態(tài)。當發(fā)動機需要空氣量低于進氣道通過能力時，進氣道將處于亞臨界溢流狀態(tài)。過分的亞臨界狀態(tài)使阻力增加，并引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設(shè)計狀態(tài)下也能與發(fā)動機協(xié)調(diào)工作（即進氣道與發(fā)動機匹配），提高效能，廣泛應(yīng)用可調(diào)進氣道。常用的方法是調(diào)節(jié)喉部面積和斜板角度，使進氣道的通過能力與發(fā)動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設(shè)有放氣門，將多余的空氣放掉，不使進氣道處于亞臨界溢流狀態(tài)。同時，為了解決起飛狀態(tài)進氣口面積過小的問題，還設(shè)置有在低速能被吸開的輔助進氣口。尾噴管尾噴管是噴氣式飛機的渦噴發(fā)動機的組成部分之一，主要作用是將噴氣式飛機燃油燃燒后的產(chǎn)物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃燒的小分子烴類物質(zhì)噴射出去，起到排廢氣的作用，同時也利用噴射時空氣產(chǎn)生的反作用力來推動飛機，不過尾噴管提供的推力只是飛機動力的一部分，飛機主要的動力是由 渦輪螺旋槳發(fā)動機的驅(qū)動螺旋槳來提供的。飛行中的噴氣式飛機的尾噴管處常會有光環(huán)，類似于火箭發(fā)射時火箭尾部的光環(huán)，這叫做馬赫環(huán)（又稱馬赫盤），這是由于氣體在岀口繼續(xù)膨脹，然后受背壓環(huán)境的壓縮而產(chǎn)生的基波發(fā)光造成的（基波發(fā)光的原理與化學(xué)中電子躍遷有關(guān)）。如圖所示的是俄羅斯Su-37戰(zhàn)斗機的尾噴管，它是一種矢量尾噴管。矢量尾噴管是矢量渦噴發(fā)動機的一部分，如今各國都在爭相研制矢量渦噴發(fā)動機，因為矢量渦噴發(fā)動機可隨時改變飛機動力的方向，這使得裝備矢量渦噴發(fā)動機的飛