心脏奥秘之航空发动机尾喷管进化史(二).docVIP

心脏奥秘之航空发动机尾喷管进化史(二) 　　在很大程度上，喷管的形状决定着它的性能，所以喷管设计的基本问题，是如何用具有最小重量和最小热交换的喷管来获得最大推力。在一般的设计过程中，工程师往往会先选定发动机的设计工作参数来设计用于特定马赫数和压力比的喷管，由于飞机的飞行包线越来越广，发动机的工况的变化范围也随之越来越大，这就要求喷管还应能够在较大的非设计高度和马赫数范围内工作；同时，作为一个工业产品，喷口又应尽可能设计的加工简单、成本低。综合以上的这些设计要求，喷管虽然看似简单，设计起来可不是轻而易举的事情。 　　众所周知，任何的气动元件都会导致气体的流动损失。喷管的流动损失主要来自两个方面。首先是流动过程的损失，包括附面层和非设计工况的影响，虽然两者在喷管中往往需要复杂的微分方程来描述，但我们可以用一个很形象的例子来感受一下附面层的影响：拿一根长细管，努力吹气，感觉一下吹气的阻力；然后把吸管剪断一半再吹气，会发现阻力明显小了很多。而非设计工况分为过度膨胀与不完全膨胀，其中前者可以理解成整个喷管需要额外获得能量完成气体的膨胀过程，而后者可以理解为气体的能量并没有完全释放给飞机。由于牵扯太多的理论推导，关于这部分的内容本文不再详述，有兴趣的读着可以查阅有关气体动力学的书籍。 　　喷管与常规的气动管道最大的不同在于其中流动的是高温气体，而这个高温气体不同于汽轮机中的高温蒸汽亦或者斯特林发动机里的热空气，而是通过燃烧得来的燃气，这就使得导致航空燃气轮机的喷管效率下降的诸多因素中，有一个我们常常忽视的因素――化学平衡。 　　在燃烧室中，高温使大量燃烧产物离解成原子和自由基。例如，在碳氢化合物-氧的燃烧产物中，包含有氢原子、氧原子、羟基和一氧化碳，所有这些成分都与主要燃烧产物――水和二氧化碳处于化学平衡状态。离解过程所耗费的能量是靠降低气体温度而得到的。当气体流过喷管时，静温和静压都有所下降。温度的下降使原子和自由基又复合成稳定的分子，而压力的降低则阻碍这过程的进行。由于温度的下降起主要作用，所以最终还是要出现某些复合过程，使部分离解能又重新回到气流中去。这样，比起化学组分固定不变的完全“冻结”的流动来，这种有化学反应的气体流动可以使发动机获得较高的性能。 　　在这个意义下，假设在在喷管的任何部位的当地温度和压力下，气体的组分总是保持局部化学平衡，在各点都处于化学平衡时，才称作“平衡流动”。因此平衡流动是等熵流动，像“冻结”流动一样，所有的变量（包括组分）只取决于截面积的变化。所以对性能来讲，如果喷管中的流动为“平衡流动”，则可以预期这时喷管性能是最好的，代表发动机性能上限；而“冻结”流动，则代表发动机性能下限。 　　所有实际流动都介于这两种极限情况之间。当实际气体流过喷管时，化学组分的变化取决于所发生的各种化学反应进行的速度。因为化学反应速度与温度、压力有关，所以也就与整个流动有关。这种流动是非等熵的，气流参数不仅取决于截面积的变化，而且还与达到给定面积比所需要的时间（或者距离）有关。即使在一元近似的情况下，气流各参数也不仅与膨胀比有关，而且还与喷管的形状有关。这种非等熵流动导致了气体在喷管中的总压总温损失，在现代高性能发动机中，这种损失越来越受到人们的重视。 　　对于出口速度为亚声速的喷管，其外形为单纯收敛式。减少这种喷管的推力损失，重点便放在了减少燃气在排气装置内过度膨胀。读者可能会注意到，大多数飞机的尾喷口都是伸出机身外部的，这是因为在设计和实验中我们总结出，对比喷管伸出去的和缩进去的喷管，收敛喷口缩进尾部内造成装置的效率变差，但是却有利于降低尾部阻力。所以，现在较为先进的设计方案都是采用收敛喷口缩进尾部的程度可调的排气装置。这种可调节的排气装置所具有的推力特性，比收敛喷口伸到尾部出口外的排气装置要更好。 　　但是这种半外伸式的喷管也会带来一个问题――机身和喷管之间的空隙。我们把尾喷管出口面积占尾机身截面的比例称作相对出口面积，研究表明，推力损失也与相对出口面积有关，往往是相对出口面积值愈大，推力损失也就愈大。因此，可以靠减少收敛喷管和尾部之间空间内的真空度，来减少这类排气装置的推力损失。这可以通过两条途径达到：即减少出口相对面积（用调节鱼鳞片），或增加喷管和尾部之间空间的（二次流）工质流量。但是，用调节尾部出口面积的方法减少相对出口面积时，会增大尾部的压阻，当超声速飞行时，这压阻会变得非常大。 　　在亚声速的情况下，把上述不同改进方法组合起来用，可以得到较好的结果。在超声速状态下，往往只采用附加二次流量的排气装置。从原理上讲，拉瓦尔喷管内推力损失的原因是超声速段内出现过度膨胀，因此推力系数减少――在过度膨胀状态下，在喷管内某个截面以后的那一段上可以看到压差是负的，因此，在这一段喷管上产生的力与飞行方向相反，也就是说是阻力。