飞机动力基础知识

压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象。这种低频率高振幅的气流振荡是一种很大的激振力来源,它会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温,并在很短的时间内造成机件的严重损坏,所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作。喘振时的现象是:发动机的声音由尖哨转变为低沉;发动机的振动加大;压气机出口总压和流量大幅度的波动;转速不稳定,推力突然下降并且有大幅度的波动;发动机的排气温度升高,造成超温;严重时会发生放炮,气流中断而发生熄火停车。因此,一旦发生上述现象,必须立即采取措施,使压气机退出喘振状态。喘振的根本原因:由于气流攻角过大,使气流在大多数叶片的叶背处发生分离.喘振的物机理过程是:空气流量下降,气流攻角增加,当流量减少到一定程度时,流入动叶的气流攻角大于设计值,于是在动叶叶背出现气流分离,流量下降越多,分离区扩展越大,当分离区扩展到整个压气机叶栅通道时,压气机叶栅完全失去扩压能力,这时,动叶再也没有能力将气流压向后方,克服后面较强的反压,于是,流量急剧下降,不仅如此,由于动叶叶栅失去扩压能力,后面高压气体还可能通过分离的叶栅通道倒流至压气机的前方,或由于叶栅通道堵塞,气流瞬时中断,倒流的结果,使压气机后面的反压降得很低,整个压气机流路在这一瞬间就变得“很通畅”,而且由于压气机仍保持原来的转速,于是瞬时大量气流被重新吸入压气机,压气机恢复“正常”流动和工作,流入动叶的气流由负攻角很快增加到设计值,压气机后面也建立起了高压气流,这是喘振过程中气流重新吸入状态。然而,由于发生喘振的流路条件并没有改变,因此,随着压气机后面反压的不断升高,压气机流量又开始减小,直到分离区扩展至整个叶栅通道,叶栅再次失去扩压能力,压气机后面的高压气体再次向前倒流或瞬时中断 ,如此周而复始地进行下去。防喘防喘措施有三种:压气机中间级放气;可调导向叶片和整流叶片;双转子或三转子。1、压气机中间级放气压气机中间级放气防喘原理是通过改变流量来改变工作叶轮进口处的绝对速度的大小来改变其相对速度的大小和方向,改变攻角,达到防喘的目的。2、可调导向器叶片和整流叶片可调导向器叶片和整流叶片防喘原理是通过改变导向器叶片角度来改变工作叶轮进口处的绝对速度的方向,也就是改变预旋量,从而改变工作叶轮进口处的相对速度的方向,以减小攻角,达到防喘的目的。3、双转子或三转子双转子或三转子防喘原理是通过改变转速,即改变压气机动叶的切线速度的办法来改变工作叶轮进口处的相对速度的方向,以减小攻角,达到防喘的目的。反推力装置使用不当,会造成超温;当飞机滑跑速度很低时,反推力装置仍在工作,则会造成排出的燃气又重新被吸入发动机,从而会造成喘振。进气道概述空气喷气发动机所需空气的进口和通道。进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以 超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。现代飞机的特点是飞行速度和高度变化范围大。 歼击机还要经常在大迎角、大侧滑角状态下飞行。在一切飞行状态下进气道都应保证：发动机所需要的空气流量；能量损失小;流场均匀稳定;外部阻力低。高速状态性能好的进气道一般来说低速性能则要差一些，这在超音速飞机上尤其突出。在大迎角下进气道的性能显著恶化，流场不均匀性增大，以致引起进气道和发动机工作不稳定。此外，进口处的流场还要受到飞机其他部分，如机身、 机翼的影响。进气道所占容积较大,对飞机的外形、内部安排以及其他部件的工作也有影响。亚音速进气道进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。内部通道多为扩散形。在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。亚音速进气道在超音速工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大（激波损失）。邀波前速度越大，损失也越大。但是，亚音速进气道构造简单、重量轻，在马赫数为1.6以下的低超音速飞机上也广为采用。超音速进气道超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道：为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。进气口的位置进气道按其在飞机上的位置不同大体上分为正面进气和非正面进气。①正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部，进气口前流场不受干扰，其优点是构造简单。机身头部正面进气口的最大缺点是机身头部不便于放置雷达天线,同时进气道管也太长；②非正面进气：包括两侧进气、翼根进气、腹部进气和翼下进气。它们在不同程度上克服了机头正面进气的缺点。在非正面进气方案中须防止进气口前面贴近机身或机翼表面的一层不均匀气流（附面层）进入进气道。为此，进气口与机身或机翼表面要隔开一定距离，并设计一定的通道把附面层抽吸掉，这相应地会增加一些阻力。腹部和翼下进气充分利用了机身或机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件。可调进气道在超音速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的 超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调进气道。常用的方法是调节喉部面积和斜板角度，使进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，不使进气道处于亚临界溢流状态。同时，为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。尾喷管尾喷管是喷气式飞机的涡喷发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动飞机，不过尾喷管提供的推力只是飞机动力的一部分，飞机主要的动力是由 涡轮螺旋桨发动机的驱动螺旋桨来提供的。飞行中的喷气式飞机的尾喷管处常会有光环，类似于火箭发射时火箭尾部的光环，这叫做马赫环（又称马赫盘），这是由于气体在岀口继续膨胀，然后受背压环境的压缩而产生的基波发光造成的（基波发光的原理与化学中电子跃迁有关）。如图所示的是俄罗斯Su-37战斗机的尾喷管，它是一种矢量尾喷管。矢量尾喷管是矢量涡喷发动机的一部分，如今各国都在争相研制矢量涡喷发动机，因为矢量涡喷发动机可随时改变飞机动力的方向，这使得装备矢量涡喷发动机的飞