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现代飞机动力系统-涡轮发动机工作原理与未来展望
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3秒自动关闭窗口涡轮喷气发动机组成结构谁知道啊？_百度知道
涡轮喷气发动机组成结构谁知道啊？
结构进气道　　轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。 　　两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。压气机　　压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。燃烧室与涡轮　　空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。 　　
涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。喷管及加力燃烧室　　喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。 　　在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或后燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50%，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。 　　涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25（狐蝠）高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录（这个纪录在一段时间内不太可能被打破）。与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。
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出门在外也不愁帖子主题：[原创]啮齿讲解战机喷口
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&以下是引用zhanglong2102
在第82楼的发言：支持耗子，你的ＩＤ应该是发动机专家啊，怎么是耗子啊．啮齿一定是耗子吗？前边网友说过了，啮齿目一共有1700多种
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&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第76楼的发言：&以下是引用xlan
在第68楼的发言：我又查了一下资料，民航发动机的内涵喷管应该也是亚音速的，扩张段的作用是降低流速以减小摩擦损失，一般来说在喷口处是收敛的。但GE的尾椎都是伸出来的，这种形式的用处我还没查到，但应该是亚音速喷管。
图为PW4060的喷管
相信不同型号的设计不同，早期那种低涵道比的涡扇如果喷口没有超音速，飞机怎么能高亚音速嘻嘻，早期的低涵道比发动机排气速度大，能达到音速有可能，但超音速肯定没戏，再说，在喷口是音速，出了喷口就不是音速了。
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支持耗子，你的ＩＤ应该是发动机专家啊，怎么是耗子啊．
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&以下是引用chenchongyong
在第79楼的发言：高速的时候是不是收敛扩张喷口都会产生马赫环？那要看温度和压力。还要看大气的比重+压力。通常超音速喷管不收敛
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高速的时候是不是收敛扩张喷口都会产生马赫环？
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技术贴，多发。我们多看。。多学习！谢谢了
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&以下是引用年青的小老头
在第74楼的发言：隔行如隔山啊！虽然我物理知识还好，但我没学过空气动力学，就知道点流体力学，所以我认认真真的看了两遍，对马赫环的计算，你图片上的那些数据是怎么来的，还是一点不清楚。感觉过于专业的帖子，要加更多更详细的注释才行。惭愧！不过对于技术贴，我一向是狂顶狂追捧的。这个嘛。。。要全讲清楚不容易。这是流体力学软件做的。我先简单的用1D方法算了一下需要多少压力，温度和喷口面积比才能达到两马赫左右的喷口速度。因为我肯定2M会打出好几个马赫环。结果我在喷口颈部设置1.6大气压，1000K温度，加上喷口面积比1.1。然后其他的设置就要慢慢摸索了。因为计算空间太短了，后面的马赫环被切掉了。
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&以下是引用xlan
在第68楼的发言：我又查了一下资料，民航发动机的内涵喷管应该也是亚音速的，扩张段的作用是降低流速以减小摩擦损失，一般来说在喷口处是收敛的。但GE的尾椎都是伸出来的，这种形式的用处我还没查到，但应该是亚音速喷管。
图为PW4060的喷管
相信不同型号的设计不同，早期那种低涵道比的涡扇如果喷口没有超音速，飞机怎么能高亚音速
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呜呜。。。大家终于来啦！感动极了
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隔行如隔山啊！虽然我物理知识还好，但我没学过空气动力学，就知道点流体力学，所以我认认真真的看了两遍，对马赫环的计算，你图片上的那些数据是怎么来的，还是一点不清楚。感觉过于专业的帖子，要加更多更详细的注释才行。惭愧！不过对于技术贴，我一向是狂顶狂追捧的。本文内容为我个人原创作品，申请原创加分
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我决定了，我要立刻申请个哺乳纲食肉目的ID，专门来追捧楼主。
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啮齿目 本目是哺乳动物中种类最为繁多的一个目，全世界约有1720种，占现存哺乳动物种类的41％。国内约有180余种，将近全国兽种的35％。本目的特点是繁殖力强，这是由于性成熟早、一年产仔窝数多、每窝所产仔数多。数量众多，分布又异常广泛，这就决定了它们在自然界中的重大作用。除少数种类能利用其毛皮或作为药用外，大部分鼠类对农、林、牧、卫生等方面带来危害，和有害啮齿类作斗争是人类长期而艰巨的任务。本目主要的形态特征是：上下颌皆有一对门齿，门齿大多无齿根，终生继续生长。无犬齿。门齿和臼齿列（前臼齿和臼齿）之间有很宽的齿间隙，称齿虚位。臼齿咀嚼面宽，齿尖变化大，呈2纵列、3纵列或交错的三角形。齿尖的排列形状是啮齿类分类的重要依据。大多以植物为食。本目分为3个亚目：松鼠形亚目、鼠形亚目和豪猪形亚目。3个亚目中以松鼠形亚目最为原始，其它2亚目是由原始的和松鼠相近的种类进化而来。----------------------------------------------------敢情楼主也是老鼠啊！咱们都是一样，本命年！
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工&&分：104591排&&名：8687劳动点：104025排&&名：6865发帖数：7771 军号：1223076 头衔：夏且兰县毋敛乡里胥 工分:104591
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铁血懂技术的不多，终于抓住一个好老师了，别跑啊！
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工&&分：115797排&&名：7620劳动点：67704排&&名：0发帖数：1211 军号：876663 工分:115797
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太专业了,看了有点晕
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工&&分：12689排&&名：0劳动点：7053排&&名：0发帖数：1536 军号：1377652 工分:12689
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我又查了一下资料，民航发动机的内涵喷管应该也是亚音速的，扩张段的作用是降低流速以减小摩擦损失，一般来说在喷口处是收敛的。但GE的尾椎都是伸出来的，这种形式的用处我还没查到，但应该是亚音速喷管。图为PW4060的喷管
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工&&分：198排&&名：0劳动点：197排&&名：0发帖数：89 军号：725117 工分:198
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这种贴子一定要顶！
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工&&分：243排&&名：0劳动点：242排&&名：0发帖数：130 军号：1339831 工分:243
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老大，您太专业了，太敬业了，为了我们这帮菜鸟，花了这么大精力做这个，佩服！！！
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工&&分：37826排&&名：0劳动点：31192排&&名：0发帖数：2341 军号：1362112 工分:37826
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没人支持？下次不贴知识帖了
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虽然还有很多酷东西可以贴，但是反应冷淡，失望啊！
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呜呜。。。还是谁出个题让我写篇搞笑的吧
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工&&分：5170排&&名：0劳动点：5025排&&名：0发帖数：3590 军号：487062 工分:5170
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耗子简直就是空军论坛一霸。不过这样的主还是多多益善哦。
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工&&分：37826排&&名：0劳动点：31192排&&名：0发帖数：2341 军号：1362112 工分:37826
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&以下是引用xlan
在第60楼的发言：我就说你这个曲高和寡嘛，改天我也发一个更科普的。好！看你的
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我就说你这个曲高和寡嘛，改天我也发一个更科普的。
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又沉了？顶起来
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工&&分：6839排&&名：0劳动点：6193排&&名：0发帖数：559 军号：1401549 工分:6839
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好是好，看明白还真不容易。仔细的看看先
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工&&分：12689排&&名：0劳动点：7053排&&名：0发帖数：1536 军号：1377652 工分:12689
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&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第54楼的发言：&以下是引用xlan
在第52楼的发言：啮齿兄，你的发言好像被吞了。。。
就是！铁血中毒了？
我是说，那个CFM56的内喷口只要马力足够应该可以超音速。从涡轮出来到喷口的面积应该有增加。有可能，颈部可能在出口导向叶片处，我给忽略了。而且亚音速喷管应该是收敛的，这个东东后段是发散的。不过也可能是降低速度减小摩擦损失用的，我看维修执照教材上提过。能不能超音速还是要看面积比和压力比，这些参数俺就不知道了。
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工&&分：772排&&名：0劳动点：746排&&名：0发帖数：161 军号：1376019 工分:772
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&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第1楼的发言：要解说超音速喷口，要从后燃室说起。飞机飞行时，喷口的速度通常会比飞行速度高很多。如果要超音速飞行，喷口速度要好几马赫才行。如此高的喷口速度必须在喷口前要有很高的能量（压力）。这里的压力指全压：需要有很高的静压或/和动压（动能）。这么大的能量从哪里来？当然是后燃室（Afterburner）。除了四代机的发动机不需后燃就可以有很高的喷口速度，所有飞机要超音速就必须开后燃加力。四代机的喷口能量来自于高效涡扇，即发动机本身就有足够的输出带动高功率风扇。战机的涡扇不同于民用的，通常由好几级风扇组成（这样叫......好
讲解的真不错
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工&&分：37826排&&名：0劳动点：31192排&&名：0发帖数：2341 军号：1362112 工分:37826
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哪位不懂可以到我以前的帖去复习http://bbs.tiexue.net/post_.htmlhttp://bbs.tiexue.net/post_.htmlhttp://bbs.tiexue.net/post_.html能够的话帮忙顶起来本文内容于
16:08:17 被哺乳纲啮齿目编辑
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&以下是引用xlan
在第52楼的发言：啮齿兄，你的发言好像被吞了。。。就是！铁血中毒了？我是说，那个CFM56的内喷口只要马力足够应该可以超音速。从涡轮出来到喷口的面积应该有增加。
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好贴,应长期置顶!(奇怪这坛子里怎样么没有置顶贴?)
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啮齿兄，你的发言好像被吞了。。。
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在第50楼的发言：找到了个CFM56-7B的图，从这上面看，应该都是亚音速的
看看那内涵，马力开得足应该可以超音速
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找到了个CFM56-7B的图，从这上面看，应该都是亚音速的本文内容于
15:33:48 被xlan编辑
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在第48楼的发言：&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第47楼的发言：&不过民用发动机像CFM56和PW4000起飞功率的EGT跟你模拟的这个差不多，1000K左右
嘻嘻，我这喷口口径只有15cm呐。。。再大的我的内存就不够用了。1000K马赫环肉眼是看不到滴!
不过客机发动机很多喷管都是内外涵分开的，外涵喷管和混合喷管应该是亚音速的。内涵喷管俺看图好像也是亚音速的。。。不过我没那么肯定，改天再看看。内涵口应该有能力超音速
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在第47楼的发言：&不过民用发动机像CFM56和PW4000起飞功率的EGT跟你模拟的这个差不多，1000K左右
嘻嘻，我这喷口口径只有15cm呐。。。再大的我的内存就不够用了。1000K马赫环肉眼是看不到滴!不过客机发动机很多喷管都是内外涵分开的，外涵喷管和混合喷管应该是亚音速的。内涵喷管俺看图好像也是亚音速的。。。不过我没那么肯定，改天再看看。本文内容于
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&不过民用发动机像CFM56和PW4000起飞功率的EGT跟你模拟的这个差不多，1000K左右嘻嘻，我这喷口口径只有15cm呐。。。再大的我的内存就不够用了。1000K马赫环肉眼是看不到滴!本文内容于
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在第45楼的发言：&以下是引用xlan
在第43楼的发言：嘻嘻，俺学的时候讲的比较简单，没细提温度的影响，毕竟不是这个专业的。果然在这还是能有点收获的，多谢啦。
改天我也发个喷管的科普贴，偶还是觉得你这个理论性太强了，能看懂的太少。
不知道客机的发动机可以不可以喷出火焰来。下次有机会等没人看见你去试试把马力开满。嘻嘻俺可以很负责的告诉你，除非富油，否则是没火焰的，当然协和号除外。客机又不飞飞超音速，自然也就没有加力燃烧室了，再加上机场对发动机的噪音是有要求滴，所以客机的燃气速度不能太快，相反，为了减小摩擦损失，喷管还会对气流速度加以限制。不过民用发动机像CFM56和PW4000起飞功率的EGT跟你模拟的这个差不多，1000K左右。嘻嘻，大功率试车俺干过不止一回了，特别是大飞机，地面试起飞功率时飞机晃的有时连拿笔都拿不稳。不过这事比较危险，国航刚刚就撞了一次廊桥，还是尽量少做为妙。
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在第43楼的发言：嘻嘻，俺学的时候讲的比较简单，没细提温度的影响，毕竟不是这个专业的。果然在这还是能有点收获的，多谢啦。
改天我也发个喷管的科普贴，偶还是觉得你这个理论性太强了，能看懂的太少。不知道客机的发动机可以不可以喷出火焰来。下次有机会等没人看见你去试试把马力开满。嘻嘻
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嘻嘻，俺学的时候讲的比较简单，没细提温度的影响，毕竟不是这个专业的。果然在这还是能有点收获的，多谢啦。改天我也发个喷管的科普贴，偶还是觉得你这个理论性太强了，能看懂的太少。
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在第41楼的发言：&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第34楼的发言：&以下是引用xlan
在第32楼的发言：不说这些了，啮齿兄，“俺的疑惑是在管口静压小于口外反压时在管口如何产生膨胀波呀？”能不能说一下，在此情况下，膨胀波产生的过程？还是在这种情况下，先在管口产生斜激波，在产生膨胀波？
动压和温度还可以供应足够能量膨胀啊
俺又看了看你的图，你的意思是说，在喷口静压小于外界反压时，只要此时燃气速度够快，温度够高。在喷口处，温度会迅速下降，仍然会使气流膨胀加速从而产生膨胀波，对吗？对，看到温度由绿黄色变成淡蓝色吗
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在第34楼的发言：&以下是引用xlan
在第32楼的发言：不说这些了，啮齿兄，“俺的疑惑是在管口静压小于口外反压时在管口如何产生膨胀波呀？”能不能说一下，在此情况下，膨胀波产生的过程？还是在这种情况下，先在管口产生斜激波，在产生膨胀波？
动压和温度还可以供应足够能量膨胀啊俺又看了看你的图，你的意思是说，在喷口静压小于外界反压时，只要此时燃气速度够快，温度够高。在喷口处，温度会迅速下降，仍然会使气流膨胀加速从而产生膨胀波，对吗？
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很专业啊，支持支持
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在第38楼的发言：膨胀波呢？xlan刚刚说啦
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膨胀波呢？
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在第33楼的发言：&以下是引用xlan
在第32楼的发言：不说这些了，啮齿兄，“俺的疑惑是在管口静压小于口外反压时在管口如何产生膨胀波呀？”能不能说一下，在此情况下，膨胀波产生的过程？还是在这种情况下，先在管口产生斜激波，在产生膨胀波？
不要着急，麻烦你先给我讲讲斜激波、膨胀波、马赫环之间的区别好吗？谢谢马赫环是种现象，这个啮齿兄在你的帖子里已经说过了。斜激波和膨胀波都是超音速流遇到条件改变或不稳定因素产生的，这个啮齿兄也讲了。先说一下正激波，正激波简单的说就是达到音速时，原来在前面的气流的弱扰动波就会叠加在一起，气流受到强烈压缩，就会形成正激波。正激波是垂直于气流方向的，就像一堵墙一样，气流流过速度会大幅下降，压力会急剧上升，就是啮齿兄所说的阶梯函数变化，但方向不会改变。斜激波也是激波的一种，它没有正激波那样对空气压缩那么强烈。超音速流经过斜激波后，压力上升的没有经过正激波那么多，但速度方向会改变。形象点讲，斜激波与气流方向夹角是斜的，对气流的压缩没那么强烈，但会改变气流方向。斜激波的产生是由于超音速流受到压缩扰动。举个例子来说，就好像超音速流在喷口处，当气流静压小于外界反压时，相当于超音速流流出喷口受到了一个压缩扰动，就产生斜激波。类似的，当超音速流绕一个凹角运动时没，也会产生斜激波。膨胀波与斜激波相反，超音速流通过膨胀波，压力会下降，速度会增加，就是说超音速流通过激波受到压缩，而通过膨胀波就受到膨胀。所以，当超音速流受到膨胀扰动的时候，就会产生膨胀波，就像当喷口处燃气静压大于外部反压得情况。同样，当超音速流绕一个凸角运动时没，也会产生膨胀波。我已经尽量说得简单了，要想了解的更明确，建议你还是应该找本有关超音速空气动力学的书看。本文内容为我个人原创作品，申请原创加分
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怎么点击率这么低啊！？
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在第33楼的发言：&以下是引用xlan
在第32楼的发言：不说这些了，啮齿兄，“俺的疑惑是在管口静压小于口外反压时在管口如何产生膨胀波呀？”能不能说一下，在此情况下，膨胀波产生的过程？还是在这种情况下，先在管口产生斜激波，在产生膨胀波？
不要着急，麻烦你先给我讲讲斜激波、膨胀波、马赫环之间的区别好吗？谢谢马赫环就是斜激波碰起来时形成的现象啊
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在第32楼的发言：不说这些了，啮齿兄，“俺的疑惑是在管口静压小于口外反压时在管口如何产生膨胀波呀？”能不能说一下，在此情况下，膨胀波产生的过程？还是在这种情况下，先在管口产生斜激波，在产生膨胀波？
动压和温度还可以供应足够能量膨胀啊
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在第32楼的发言：不说这些了，啮齿兄，“俺的疑惑是在管口静压小于口外反压时在管口如何产生膨胀波呀？”能不能说一下，在此情况下，膨胀波产生的过程？还是在这种情况下，先在管口产生斜激波，在产生膨胀波？
不要着急，麻烦你先给我讲讲斜激波、膨胀波、马赫环之间的区别好吗？谢谢
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不说这些了，啮齿兄，“俺的疑惑是在管口静压小于口外反压时在管口如何产生膨胀波呀？”能不能说一下，在此情况下，膨胀波产生的过程？还是在这种情况下，先在管口产生斜激波，在产生膨胀波？本文内容于
13:12:58 被xlan编辑
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在第30楼的发言：请客啊！我要你那个8个G的内存啊！！人家超级电脑还有8个T呢！
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请客啊！我要你那个8个G的内存啊！！
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在第28楼的发言：&以下是引用xlan
在第27楼的发言：&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第26楼的发言：......
不就一个喜嘛
加精加升官呀，请客请客！
不就同一件事嘛一箭双雕、一石二鸟、一。。。总之，是一件事两个喜，所以要请客，嘻嘻。
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在第26楼的发言：......
不就一个喜嘛
加精加升官呀，请客请客！不就同一件事嘛
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在第24楼的发言：当上上尉了？
没见被加精了吗，啮齿兄双喜临门，该请客！
不就一个喜嘛加精加升官呀，请客请客！
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在第24楼的发言：当上上尉了？
没见被加精了吗，啮齿兄双喜临门，该请客！不就一个喜嘛
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在第24楼的发言：当上上尉了？没见被加精了吗，啮齿兄双喜临门，该请客！
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当上上尉了？
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在第22楼的发言：&以下是引用xlan
在第21楼的发言：蓝绿色的？噢，指的是喷管的喷口，我以为是燃油喷口呢。
“喷口静压很难大于外反压”？可是膨胀波是相当于超音速流流过凸角产生的，你的意思是说超音速流流出喷口时总是相当于流过一个凸角吗？但若喷口静压小于外反压，收敛气流流出喷口进入大气相当于一个收敛的流道，压力增大，速度会下降，如何产生膨胀波呢？
可能我还没明白你的重点，但是比比看，压力（相对压力），马赫数，温度你就会明白点。压力那张图左边红色的部分的压力是颈部前的全压造成的。可能我把喷管加长点才会清楚点。俺又认真看了一下你的图，不过你的图管口压力好像是大于反压得，这种情况下产生膨胀波俺明白。俺的疑惑是在管口静压小于反压时如何产生膨胀波呀？
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在第21楼的发言：蓝绿色的？噢，指的是喷管的喷口，我以为是燃油喷口呢。
“喷口静压很难大于外反压”？可是膨胀波是相当于超音速流流过凸角产生的，你的意思是说超音速流流出喷口时总是相当于流过一个凸角吗？但若喷口静压小于外反压，收敛气流流出喷口进入大气相当于一个收敛的流道，压力增大，速度会下降，如何产生膨胀波呢？可能我还没明白你的重点，但是比比看，压力（相对压力），马赫数，温度你就会明白点。压力那张图左边红色的部分的压力是颈部前的全压造成的。可能我把喷管加长点才会清楚点。
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蓝绿色的？噢，指的是喷管的喷口，我以为是燃油喷口呢。“喷口静压很难大于外反压”？可是膨胀波是相当于超音速流流过凸角产生的，你的意思是说超音速流流出喷口时总是相当于流过一个凸角吗？但若喷口静压小于外反压，收敛气流流出喷口进入大气相当于一个收敛的流道，压力增大，速度会下降，如何产生膨胀波呢？
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让我这个非专业的来做概括吧尾喷管的功能可以概括如下：1 以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；2 使出口压力尽可能接近外界大气压力；3 允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管；4 如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；5 如果需要，可使推力反向和/或转向；6 如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。
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lz讲的是涡轮喷气发动机，对于这种发动机还是先了解基本状况再看这篇帖子会好理解一下。下面的资料是我从百度知道搜索来的，希望对大家有帮助。我自己也在学习，支持技术帖！论坛的精华所在！华丽的分隔线下面是引用的内容。－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－涡轮喷气发动机概述涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。原理及工作方式涡轮喷气式发动机应用于喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点，因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。结构进气道轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。压气机压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。燃烧室与涡轮空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。喷管及加力燃烧室喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或後燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。使用情况涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的）与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。基本参数推力重量比：Thrust to weight ratio，代表发动机推力与发动机本身重量之比值，愈大者性能愈好。压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。压缩比：进气被压缩机压缩後的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大者性能愈好。海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差(空速)为零时，全速运转所产生的推力，被使用的单位包括kN(千牛顿)、kg(公斤)、lb(磅)等。单位推力小时耗油率：又称比推力(specific thrust)，耗油率与推力之比，公制单位为kg/N-h，愈小者愈省油。涡轮前温度：燃烧後之高温高压气流进入涡轮机之前的温度，通常愈大者性能愈好。燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度。平均故障时间：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，愈长者愈不易故障，通常维护成本也愈低。
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&你的意思是说，不论开不开加力，气流在喷管中都是不完全膨胀状态，也就是喷口静压总大于口外反压，对吗？
其实有关喷管还是有很多比较科普的可讲嘛，比如喷管的形状如何；怎样确定喷管的形状；如何确定气流在喷管内的状态等等。。。哦！那个蓝绿色的喷口静压很难大于外反压，因为速度已经很快了。颈部前静压就会大于大气压。本文内容于
11:41:45 被哺乳纲啮齿目编辑
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&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第15楼的发言：你说那里啊？绿黄色的不是吗？第一张和第二章其实是一样的。
黄绿色的？俺说的是你那个后燃室的图呀。
&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第15楼的发言：准确的说，燃气在管的颈部后都要膨胀波。空气在后燃室里在怎样也跨不出音速。但是全压越大膨胀波越多
&以下是引用哺乳纲啮齿目
在第15楼的发言：不开加力也会有一样的膨胀波和激波，只是温度低很多，也打不出那么多波。温度低马赫环看不见。你的意思是说，不论开不开加力，气流在喷管中都是不完全膨胀状态，也就是喷口静压总大于口外反压，对吗？其实有关喷管还是有很多比较科普的可讲嘛，比如喷管的形状如何；怎样确定喷管的形状；如何确定气流在喷管内的状态等等。。。本文内容于
11:36:27 被xlan编辑
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&以下是引用andyxiecool
在第10楼的发言：源程序帖来SEE SEE啊都说了用CFX商业软件做的
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&你第一张图上没有绿色的部分啊？
你说那里啊？绿黄色的不是吗？第一张和第二章其实是一样的。
&“喷口处压力最高（红色），经过一个震波后压力下降，马赫数增加”这里的震波应该是膨胀波吧。
对！那个反弹了一次就没了的是膨胀波。
&通常情况下，飞机要超过音速，燃气在管外都要形成膨胀波吗？
准确的说，燃气在管的颈部后都要膨胀波。空气在后燃室里在怎样也跨不出音速。但是全压越大膨胀波越多
&如果不开加力燃烧，是不是只会在管外形成斜激波？
不开加力也会有一样的膨胀波和激波，只是温度低很多，也打不出那么多波。温度低马赫环看不见。
&啮齿兄还漏了亚音速喷管没讲呀，那个好理解一些哦下一次吧，再写下去要写书了。本文内容为我个人原创作品，申请原创加分
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好美，这是令人震撼的华美！我看到了火焰在旋舞、在碰撞，它在按照人们设计好的舞台上绚丽的展示着自己！看到那菱形的马赫环了吗？比世上最耀眼的宝石更耀眼百倍的光环，那是给辛劳的设计者们，最高的奖赏！
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就看懂了1/4..这次讲的太专业了..看的最懂的是电脑配置....
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啮齿兄莫哭嘛，俺来支持你。不过说老实话，你这回的帖子理论性太强了，估计非常不容易看懂。有两问题：1你第一张图上没有绿色的部分啊？2“喷口处压力最高（红色），经过一个震波后压力下降，马赫数增加”这里的震波应该是膨胀波吧。其实我也有问题要向啮齿兄请教，因为对战斗机喷管俺并不熟悉。通常情况下，飞机要超过音速，燃气在管外都要形成膨胀波吗？如果不开加力燃烧，是不是只会在管外形成斜激波？啮齿兄还漏了亚音速喷管没讲呀，那个好理解一些哦。本文内容为我个人原创作品，申请原创加分
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&以下是引用andyxiecool
在第10楼的发言：源程序帖来SEE SEE啊是啊是啊
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源程序帖来SEE SEE啊
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呜呜。。。大家都去讨论HJ和FQ了
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不错，两个马赫环的示意图很清楚。
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不是吧？！没人来？好技术贴几分钟就要沉了？
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工&&分：212003排&&名：3160劳动点：12387排&&名：0发帖数：6134 军号：670917 头衔：卫国大元帅 工分:212003
/ 排名:3160
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谢谢，不过看不懂
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先申明以下那些图是我做的，是用电脑计算模拟出来的不容易啊版主，多加几分吧本文内容于
23:44:59 被哺乳纲啮齿目编辑
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工&&分：61204排&&名：0劳动点：7910排&&名：0发帖数：12568 军号：1228574 头衔：百无禁忌 工分:61204
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不懂，学习一下，支持一下！
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今天贴到此为止
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好技术帖~也向技术人员致敬
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总页数1第2页&[共有184条记录]&分页：
&对[原创]啮齿讲解战机喷口回复
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