飛機(jī)動(dòng)力基礎(chǔ)知識(shí)

壓氣機(jī)喘振是氣流沿壓氣機(jī)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(lái)源,它會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)件的強(qiáng)烈機(jī)械振動(dòng)和熱端超溫,并在很短的時(shí)間內(nèi)造成機(jī)件的嚴(yán)重?fù)p壞,所以在任何狀態(tài)下都不允許壓氣機(jī)進(jìn)入喘振區(qū)工作。喘振時(shí)的現(xiàn)象是:發(fā)動(dòng)機(jī)的聲音由尖哨轉(zhuǎn)變?yōu)榈统?發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)加大;壓氣機(jī)出口總壓和流量大幅度的波動(dòng);轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定,推力突然下降并且有大幅度的波動(dòng);發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣溫度升高,造成超溫;嚴(yán)重時(shí)會(huì)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(jī)退出喘振狀態(tài)。喘振的根本原因:由于氣流攻角過(guò)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(jī)理過(guò)程是:空氣流量下降,氣流攻角增加,當(dāng)流量減少到一定程度時(shí),流入動(dòng)葉的氣流攻角大于設(shè)計(jì)值,于是在動(dòng)葉葉背出現(xiàn)氣流分離,流量下降越多,分離區(qū)擴(kuò)展越大,當(dāng)分離區(qū)擴(kuò)展到整個(gè)壓氣機(jī)葉柵通道時(shí),壓氣機(jī)葉柵完全失去擴(kuò)壓能力,這時(shí),動(dòng)葉再也沒(méi)有能力將氣流壓向后方,克服后面較強(qiáng)的反壓,于是,流量急劇下降,不僅如此,由于動(dòng)葉葉柵失去擴(kuò)壓能力,后面高壓氣體還可能通過(guò)分離的葉柵通道倒流至壓氣機(jī)的前方,或由于葉柵通道堵塞,氣流瞬時(shí)中斷,倒流的結(jié)果,使壓氣機(jī)后面的反壓降得很低,整個(gè)壓氣機(jī)流路在這一瞬間就變得“很通暢”,而且由于壓氣機(jī)仍保持原來(lái)的轉(zhuǎn)速,于是瞬時(shí)大量氣流被重新吸入壓氣機(jī),壓氣機(jī)恢復(fù)“正?！绷鲃?dòng)和工作,流入動(dòng)葉的氣流由負(fù)攻角很快增加到設(shè)計(jì)值,壓氣機(jī)后面也建立起了高壓氣流,這是喘振過(guò)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(méi)有改變,因此,隨著壓氣機(jī)后面反壓的不斷升高,壓氣機(jī)流量又開(kāi)始減小,直到分離區(qū)擴(kuò)展至整個(gè)葉柵通道,葉柵再次失去擴(kuò)壓能力,壓氣機(jī)后面的高壓氣體再次向前倒流或瞬時(shí)中斷 ,如此周而復(fù)始地進(jìn)行下去。防喘防喘措施有三種:壓氣機(jī)中間級(jí)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(jī)中間級(jí)放氣壓氣機(jī)中間級(jí)放氣防喘原理是通過(guò)改變流量來(lái)改變工作葉輪進(jìn)口處的絕對(duì)速度的大小來(lái)改變其相對(duì)速度的大小和方向,改變攻角,達(dá)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(guò)改變導(dǎo)向器葉片角度來(lái)改變工作葉輪進(jìn)口處的絕對(duì)速度的方向,也就是改變預(yù)旋量,從而改變工作葉輪進(jìn)口處的相對(duì)速度的方向,以減小攻角,達(dá)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(guò)改變轉(zhuǎn)速,即改變壓氣機(jī)動(dòng)葉的切線速度的辦法來(lái)改變工作葉輪進(jìn)口處的相對(duì)速度的方向,以減小攻角,達(dá)到防喘的目的。反推力裝置使用不當(dāng),會(huì)造成超溫;當(dāng)飛機(jī)滑跑速度很低時(shí),反推力裝置仍在工作,則會(huì)造成排出的燃?xì)庥种匦卤晃氚l(fā)動(dòng)機(jī),從而會(huì)造成喘振。進(jìn)氣道概述空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)所需空氣的進(jìn)口和通道。進(jìn)氣道不僅供給發(fā)動(dòng)機(jī)一定流量的空氣，而且進(jìn)氣流場(chǎng)要保證壓氣機(jī)和燃燒室正常工作。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口流速的馬赫數(shù)約為0.4，對(duì)流場(chǎng)的不均勻性有嚴(yán)格限制。在飛行中，進(jìn)氣道要實(shí)現(xiàn)高速氣流的減速增壓，將氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ堋ｋS著飛行速度的增加，進(jìn)氣道的增壓作用越來(lái)越大，在超音速飛行時(shí)的增壓作用可大大超過(guò)壓氣機(jī)，所以 超音速飛機(jī)進(jìn)氣道對(duì)提高飛行性能有重要的作用。現(xiàn)代飛機(jī)的特點(diǎn)是飛行速度和高度變化范圍大。 殲擊機(jī)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(jìn)氣道都應(yīng)保證：發(fā)動(dòng)機(jī)所需要的空氣流量；能量損失小;流場(chǎng)均勻穩(wěn)定;外部阻力低。高速狀態(tài)性能好的進(jìn)氣道一般來(lái)說(shuō)低速性能則要差一些，這在超音速飛機(jī)上尤其突出。在大迎角下進(jìn)氣道的性能顯著惡化，流場(chǎng)不均勻性增大，以致引起進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)工作不穩(wěn)定。此外，進(jìn)口處的流場(chǎng)還要受到飛機(jī)其他部分，如機(jī)身、 機(jī)翼的影響。進(jìn)氣道所占容積較大,對(duì)飛機(jī)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(jìn)氣道進(jìn)氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時(shí)進(jìn)口處氣流分離。內(nèi)部通道多為擴(kuò)散形。在最大速度或巡航狀態(tài)下，進(jìn)入氣流的減速增壓過(guò)程大部分在進(jìn)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(jìn)氣道在超音速工作時(shí)，進(jìn)氣口前會(huì)產(chǎn)生脫體正激波，超音速氣流經(jīng)過(guò)正激波減為亞音速，這時(shí)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(jìn)氣道構(gòu)造簡(jiǎn)單、重量輕，在馬赫數(shù)為1.6以下的低超音速飛機(jī)上也廣為采用。超音速進(jìn)氣道超音速進(jìn)氣道通過(guò)多個(gè)較弱的斜激波實(shí)現(xiàn)超音速氣流的減速。超音速進(jìn)氣道分為外壓式、內(nèi)壓式和混合式三類。①外壓式進(jìn)氣道：在進(jìn)口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進(jìn)口正激波的強(qiáng)度，從而提高進(jìn)氣減速增壓的效率。外壓式進(jìn)氣道的超音速減速全部在進(jìn)氣口外完成，進(jìn)氣口內(nèi)通道基本上是亞音速擴(kuò)散段。按進(jìn)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(jìn)氣道的缺點(diǎn)是阻力大;②內(nèi)壓式進(jìn)氣道：為收縮擴(kuò)散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進(jìn)口以內(nèi)實(shí)現(xiàn)。設(shè)計(jì)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(kuò)散段內(nèi)繼續(xù)減到低亞音速。內(nèi)壓式進(jìn)氣道效率高、阻力小，但非設(shè)計(jì)狀態(tài)性能不好，起動(dòng)困難，在飛機(jī)上未見(jiàn)采用；③混合式進(jìn)氣道：是內(nèi)外壓式的折衷。進(jìn)氣口的位置進(jìn)氣道按其在飛機(jī)上的位置不同大體上分為正面進(jìn)氣和非正面進(jìn)氣。①正面進(jìn)氣：進(jìn)氣口位于機(jī)身或發(fā)動(dòng)機(jī)短艙頭部，進(jìn)氣口前流場(chǎng)不受干擾，其優(yōu)點(diǎn)是構(gòu)造簡(jiǎn)單。機(jī)身頭部正面進(jìn)氣口的最大缺點(diǎn)是機(jī)身頭部不便于放置雷達(dá)天線,同時(shí)進(jìn)氣道管也太長(zhǎng)；②非正面進(jìn)氣：包括兩側(cè)進(jìn)氣、翼根進(jìn)氣、腹部進(jìn)氣和翼下進(jìn)氣。它們?cè)诓煌潭壬峡朔藱C(jī)頭正面進(jìn)氣的缺點(diǎn)。在非正面進(jìn)氣方案中須防止進(jìn)氣口前面貼近機(jī)身或機(jī)翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進(jìn)入進(jìn)氣道。為此，進(jìn)氣口與機(jī)身或機(jī)翼表面要隔開(kāi)一定距離，并設(shè)計(jì)一定的通道把附面層抽吸掉，這相應(yīng)地會(huì)增加一些阻力。腹部和翼下進(jìn)氣充分利用了機(jī)身或機(jī)翼的有利遮蔽作用，能減小進(jìn)氣口處的流速和迎角，從而改善進(jìn)氣道的工作條件。可調(diào)進(jìn)氣道在超音速條件下，不可調(diào)進(jìn)氣道只在設(shè)計(jì)狀態(tài)下能與發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)調(diào)工作，這時(shí)進(jìn)氣道處于最佳臨界狀態(tài)。在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下，譬如改變飛行速度，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的工作可能不協(xié)調(diào)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)需要空氣量超過(guò)進(jìn)氣道通過(guò)能力時(shí)，進(jìn)氣道處于低效率的 超臨界狀態(tài)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)需要空氣量低于進(jìn)氣道通過(guò)能力時(shí)，進(jìn)氣道將處于亞臨界溢流狀態(tài)。過(guò)分的亞臨界狀態(tài)使阻力增加，并引起進(jìn)氣道喘振。為了使進(jìn)氣道在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下也能與發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)調(diào)工作（即進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配），提高效能，廣泛應(yīng)用可調(diào)進(jìn)氣道。常用的方法是調(diào)節(jié)喉部面積和斜板角度，使進(jìn)氣道的通過(guò)能力與發(fā)動(dòng)機(jī)的要求一致。另外，在亞音速擴(kuò)散通道處設(shè)有放氣門，將多余的空氣放掉，不使進(jìn)氣道處于亞臨界溢流狀態(tài)。同時(shí)，為了解決起飛狀態(tài)進(jìn)氣口面積過(guò)小的問(wèn)題，還設(shè)置有在低速能被吸開(kāi)的輔助進(jìn)氣口。尾噴管尾噴管是噴氣式飛機(jī)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的組成部分之一，主要作用是將噴氣式飛機(jī)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(shí)也利用噴射時(shí)空氣產(chǎn)生的反作用力來(lái)推動(dòng)飛機(jī)，不過(guò)尾噴管提供的推力只是飛機(jī)動(dòng)力的一部分，飛機(jī)主要的動(dòng)力是由 渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的驅(qū)動(dòng)螺旋槳來(lái)提供的。飛行中的噴氣式飛機(jī)的尾噴管處常會(huì)有光環(huán)，類似于火箭發(fā)射時(shí)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(jī)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(dòng)機(jī)的一部分，如今各國(guó)都在爭(zhēng)相研制矢量渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，因?yàn)槭噶繙u噴發(fā)動(dòng)機(jī)可隨時(shí)改變飛機(jī)動(dòng)力的方向，這使得裝備矢量渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的飛