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动力装置及 燃油系统,飞行器总体设计 第七讲,浙江大学航空航天学院 主讲：邓见,第七讲 动力装置及燃油系统,7.1 发动机类型与选择 7.2 发动机在飞机上的布置 7.3 发动机尺寸 7.4 进排气系统设计 7.4.1 进气系统设计 7.4.2 排气系统设计 7.5 燃油系统,1,不同类型的发动机有适用的高度与速度范围 根据飞机的用途和性能选择,2,Ma数,7.1 发动机类型与选择,飞行速度300400km/h（不高于Ma0.3） 活塞式发动机 飞机速度在700-800km/h 涡轮螺旋桨发动机 涡轮风扇发动机 涡轮桨扇发动机,3,7.1 发动机类型与选择,亚声速客、货机（高于Ma0.65） 不带加力燃烧室的高涵道比涡扇发动机 超声速机动飞机 涡轮喷气式发动机 带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机,4,7.1 发动机类型与选择,带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机,5,F119-PW-100加力式涡扇发动机,7.1 发动机类型与选择,飞行速度超过3000km/h的飞机 冲压喷气发动机 火箭发动机 其他类型的喷气式发动机 （如适用于Ma 56的脉冲式喷气发动机）,6,7.1 发动机类型与选择,典型安装布置形式的优缺点 第四讲（第二部分）P13-P17 直观的回顾 发动机安装在机身中,7,7.2 发动机在飞机上的布置,直观的回顾（续） 发动机安装在机翼下面,8,7.2 发动机在飞机上的布置,直观的回顾（续） 发动机配置在机身尾部,9,7.2 发动机在飞机上的布置,直观的回顾（续） 发动机安装在翼根上 发动机配置在机翼上方,10,7.2 发动机在飞机上的布置,其他布置形式 机翼中部SR-71 机身上方A-10 机翼下方（无吊挂）B-70、协和、Tu-144,11,7.2 发动机在飞机上的布置,对装在飞机上的动力装置的要求 动力装置引起的附加阻力最小 进气及排气系统的布置应尽量发挥发动机的应有能力 发动机推力轴线位置应尽量减少对飞机操纵安定特性的影响 应保证发动机的使用维护方便 应防止跑道上的砂粒吸入 应保证安全防水 发动机固定接头应简单可靠 应保证发动机易于拆装,12,7.2 发动机在飞机上的布置,如果采用现有的发动机，其尺寸可以从制造商获得 对学习和概念研究而言，往往可以查到几何尺寸及基本性能，但获得详细性能数据并不现实 如果采用一台待定的发动机，其尺寸需要从一些标称的发动机尺寸按比例换算得到，比例系数按所要求提供的推力来确定,13,7.3 发动机尺寸,得到标称发动机可用的几种方法 发动机公司提供的假想发动机数据（附录A.4 ） 根据输入的涵道比、总压比和涡轮进口温度，计算任选的先进技术发动机的性能和尺寸数据 假定新的发动机是一种现有发动机按比例的改型；或者是由于采用了新技术,使性能有某些改进。如在开始设计一架新战斗机时，可先用F-15、F-16的F-100型发动机的尺寸和性能图表 根据统计数据建立尺寸与推力、涵道比、Ma数间的参考拟合方程,14,7.3 发动机尺寸,发动机尺寸的换算 “SF”实际需要的推力标称发动机真实推力 长度 直径 重量,15,7.3 发动机尺寸,采用先进技术的作用 可以近似地假设燃油消耗减少10%或者20%，并使发动机重量减少了相似的百分数。 发动机附件机匣的尺寸 机匣在发动机下方，附件包括燃油输入泵、滑油泵、输出齿轮箱和发动机控制盒。 不同类型的发动机、其附件机匣的位置和尺寸变化范围较大。在没有图样的情况下，附件机匣可假设向下延伸比发动机半径约大20%40%。,16,7.3 发动机尺寸,进排气系统与发动机的关系不仅体现在气动力、热循环和相互匹配上，而且还体现在作为推进系统最基本的功能产生推力上 对于喷气式飞机，通过发动机座而产生的推力可能仅为总推力的三分之一,17,7.4 进排气系统设计,示例：典型的推进系统短舱在Ma=2.2飞行时推力贡献的分布情况 发动机本身只贡献总推力的8%左右 排气喷管的推力贡献达29% 进气道内的亚音速膨胀产生的正向力远大于外部进气道系统产生的阻力，提供了最多的推力,18,7.4 进排气系统设计,进气系统的主要用途 把进来的空气在能量损失最小的情况下减速到压气机要求的进口速度（Ma 0.40.5）,19,7.4.1 进气系统设计,衡量进气道工作效率的重要参数 进气道出口总压恢复，一般定义为进气道出口气流平均总压与自由流总压之比 进气道出口流场畸变，表示进气道出口流场中最低总压值与最高总压值（或平均总压值）之间的相对差别 进气道阻力，包括外罩阻力、附加阻力、放气阻力和排除附面层产生的阻力等 对于超声速进气道还有工作稳性的要求，即防止进气道喘振 总结：总压恢复高，出口畸变小， 阻力低，工作稳定,20,7.4.1 进气系统设计,进气道基本形式亚音速进气道 NACA平贴式进气道 总压恢复系数一般不超过90%，已很少使用 皮托管式进气道 亚音速时可达到接近100%的总压恢复值,21,7.4.1 进气系统设计,进气道基本形式超音速进气道 低超音速时也可采用皮托管式进气道 锥形进气道 （中心体进气道或轴对称进气道） 一般在Ma2.0以上使用 二维斜板式进气道 使用速度一般到Ma2.0,22,7.4.1 进气系统设计,外压式进气道 超声速压缩过程在进口以外进行，进口以内只进行亚声速扩散压缩 从超声速过渡到亚声速总是要通过正激波来实现的 一道斜激波一道正激波二波系进气道 两道斜激波一道正激波三波系进气道 采用的斜激波数量越多，总压恢复越大,23,7.4.1 进气系统设计,外压式进气道,24,先选用起始斜板角（1020），再根据标准的激波曲线图和激波搭唇口的原则确定外部的尺寸,7.4.1 进气系统设计,外压式可变几何形状进气道 使亚、跨声速时的进气道总压恢复达0.98以上 内压式进气道 由一对内部斜板产生一组斜激波，并在末尾正激波前相交 启动问题和不稳定性使其应用受限,25,7.4.1 进气系统设计,混合压缩式进气道 在较宽的马赫数范围内提供高的总压恢复和低的外部阻力，并具有可接受的外部气流转折量 已用于Ma2.5的飞机，如B-70、SR-71 同样存在“不启动”问题，设计和调节复杂,26,7.4.1 进气系统设计,进气道形式选用准则,27,7.4.1 进气系统设计,进气道主要参数确定进口面积 进气道进口面积也称捕获面积，是进气道进口的迎面投影面积 对初步布局和粗略分析而言，可以基于设计马赫数和发动机质量流量估算进口面积,28,7.4.1 进气系统设计,教材P.140最后一行表述与图7.13的不一致 “如果发动机质量流量不知道，可以按发动机进口前端面直径平方（cm2）的0.183倍来初估，或者按发动机最大直径平方的0.12倍来初估。”,29,（设计示例中提到的图10.13）,7.4.1 进气系统设计,公制下的新图表 根据设计Ma查出Ac/qm,fdj（m2/(kg/s)） 如果质量流量未知，可以按发动机进口前端面直径平方（m2）的127倍来初估,30,7.4.1 进气系统设计,进气道主要参数确定外罩 无论超声速进气道还是亚声速进气道，其外罩进口前端面可以不垂直于发动机轴线，而是大致垂直于巡航状态下当地的气流方向 如果飞机要在大迎角下工作，就需要在这些迎角和巡航状态迎角之间进行折衷,31,7.4.1 进气系统设计,进气道主要参数确定唇缘 对于超声速进气道，外罩唇缘应该接近尖的。典型地说，其唇缘半径应该是进口前端面半径3%5% 对于亚声速进气道，其唇缘半径应该是进口前端面半径6%10% 内侧唇缘半径往往大于外侧唇缘半径，内侧半径多半在8%，外侧半径多半在4% 进气道进口下侧部分，其唇缘半径比上侧唇缘半径大50%，这有利于减小起飞着陆和机动飞行过程中迎角的不利影响,32,7.4.1 进气系统设计,进气道主要参数确定喉道面积 针对超声速进气道 初步设计时，喉道面积可按发动机前端面积的70%-80%确定,33,7.4.1 进气系统设计,进气道主要参数确定内管道参数 内管道也称扩压器或扩散段，是从喉道到发动机进口部分 采用皮托式进气道的亚音速民机 内部扩散角不应超过10 扩散段的长度约等于其前端面的直径,34,7.4.1 进气系统设计,进气道主要参数确定内管道参数 超声速进气道 最大效率的理论扩散段长度约为前端面直径的8倍 扩散段长度短于直径的4倍时，可能发生内流分离，但可以带来重量上的较大收益 对于长的扩散段，应检查从 进气道进口到发动机进口的 气流通路横截面面积分布 是否光滑地增加,35,7.4.1 进气系统设计,附面层抽吸及隔道 任何在空气中运动的物体的表面都会有附面层，附面层抽吸通常是从压缩斜板上除去低能量的附面层气流，以防止激波诱导分离 除非进口很接近机头 （24倍进口直径内）， 都应该采取机身附面 层排除措施 四种主要的排除措施,36,7.4.1 进气系统设计,附面层抽吸及隔道 超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道 前机身附面层在分割板和机身之间的隔道流过，通过隔道斜板够成的沟槽排出去 隔道斜板应具有不大于30的 角度，其前缘应置于分割板 前缘之后12倍高度处 隔道高度可按经验取为 进气道进口前机身长度 的1%3% 附面层隔道的迎风面积 应尽量小，以减小阻力,37,7.4.1 进气系统设计,附面层抽吸及隔道 超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道,38,7.4.1 进气系统设计,隐埋式发动机的进气道位置,39,7.4.1 进气系统设计,腹部进气 管道长度较短 在大迎角情况下有助于气流进入进气口 单发时需将前起落架 布置在进气口之后， 导致进气道整流罩的 阻力和重量的增加 双发时前起落架则容易 布置在两个腹部进气口 中间，没有上述问题,40,7.4.1 进气系统设计,腹部进气 机腹进气口的另一个问题是吸入外来物 根据经验，对于采用低涵道比发动机的飞机，其整个腹部进气口 离地面的距离至少 应高出进气口高度的 80%； 对高涵道比发动机的 飞机，最少是50%的 进气口的高度。,41,7.4.1 进气系统设计,两侧进气 两侧进气是机身上装两台发动机的现代飞机进气口的实际标准布置 管道短，并能提供相对干净的空气,42,7.4.1 进气系统设计,两侧进气 在大迎角状态，由于比进气口低的前机身拐折处引起的漩涡分离，可能会使进气道出现问题 在单台发动机的情况下使用两侧进气口，就必须采用分叉管道，这容易造成压力不稳定而引起发动机的喘振。 为减小这种风险，有的此类飞机的进气道直到发动机前端面才融合在一起,43,7.4.1 进气系统设计,背部进气 管道短，没有前起落架的位置问题 在大迎角时，前机身会遮挡气流 飞行员担心，当应急跳伞时可能被吸进进气口 有利于提高隐身性能，在新型无人机上应用广泛,44,7.4.1 进气系统设计,45,7.4.1 进气系统设计,吊挂式（短舱式）发动机的进气道位置,46,7.4.1 进气系统设计,翼下短舱式 进气口远离机身，可提供未经扰乱的气流，所需进气通道非常短 发动机和排气远离机身，在客舱里产生的噪声很小 便于地面维护 发动机重量能产生 有助于减轻机翼重量 的“展向加载”的效果,47,（Liebeck, R. H. AIAA-2002-0002）,7.4.1 进气系统设计,翼下短舱式 短舱的存在会干扰机翼的气流，增加阻力、减少升力。为减小这一影响，挂架不应延伸到机翼上表面，也不应环绕机翼的前缘 发动机停车时的偏航力矩大 离地面较近，需采取防尘土和沙石的措施 不便于设计机翼上的增升装置,48,7.4.1 进气系统设计,翼下短舱的位置 展向位置 对于双发，一般位于3338%的半展长 （引自南京航空航天大学飞机总体设计课件） 弦向位置 作为经典的经验法则，进气口应布置在机翼前缘朝前大约二倍进气口直径的位置，以及机翼前缘下面一倍进气口直径的位置 CFD等现代技术的采用，使得吊舱可以更靠近机翼,49,7.4.1 进气系统设计,翼下短舱的位置 高度方向 为减少吸入外部物体，高涵道比发动机的进气口应布置高于地面大约半个进气口直径的位置上 短舱头部应下偏大约2。4。，向内倾斜大约2。，以便于机翼下面的局部气流保持一致,50,7.4.1 进气系统设计,典型喷管的形式,51,7.4.2 排气系统设计,喷管面积的估计 对亚声速收敛喷管或处于关闭位置的收敛扩张式喷管，所需的喷管出口面积大概为进气道进口面积的 0.50.6倍 当发动机处于最大超声速加力工作状态时，所需的喷管出口面积大概为进气道进口面积的 1.21.6倍,52,7.4.2 排气系统设计,尾部设计 喷管的布置形式对后体阻力有显著影响，这一阻力是由喷管和后机身的外部气流分离造成 为减少尾部阻力，后机身的收缩角度应小于15 在喷管处于关闭位置时，喷管的外侧角度应保持在20以下,53,7.4.2 排气系统设计,推力矢量的应用 通过改变喷管喷流方向（从而改变其推力矢量）直接参与飞机机动运动，大大提高飞机的机动性和敏捷性 二维喷管较轴对称喷管容易实现推力矢量控制，但仅限于俯仰运动 要实现多方位的推力 矢量控制，须采用 轴对称矢量喷管,54,7.4.2 排气系统设计,燃油系统的组成 燃油箱分系统 供油和输油分系统 通气增压分系统 地面加油和放油分系统 空中加油和应急放油分系统 惰性气体及抑爆分系统 油量测量分系统 散热器燃油的输送及回油分系统,55,7.5 燃油系统,油箱的分类 独立油箱（Discrete Tanks） 飞机里用螺栓和隔板单独制造和安装的燃油箱 通常只在小型通用航空飞机和自制飞机上采用 软油箱 （Bladder Tanks） 将成型的橡皮包装入结构空腔而成 橡皮包装较厚，可使油箱容积损失大约10% 被广泛采用，因为它能制成“自密封”油箱，如果一颗子弹穿透“自密封”油箱，橡胶将填充这些洞，防止大量燃油泄露，避免起火的危险，从而极大地提高了飞机的生存率,56,7.5 燃油系统,油箱的分类（续） 整体油箱（Integral Tanks） 机体结构的内腔经密封形成的油箱。较为理想的是整体油箱利用了现成的封闭结构，例如翼盒、机身两隔框之间的内腔简单地构成 易于渗漏，在作战损坏的情况下有失火的危险，所以不能布置在座舱、进气道、弹