引射尾噴管

引射尾噴管是一中重要的航天部件。引射尾噴管主要有幾種結構形式:圓筒型引射尾噴管,外套收斂 -擴張型引射尾噴管以及帶輔助進氣門式引射尾噴管

基本介紹

• 中文名：引射尾噴管
• 外文名：Ejector nozzle
• 領域：航空航天
• 學科：航天部件

簡介

引射尾噴管主要有幾種結構形式:圓筒型引射尾噴管；外套收斂-擴張型引射尾噴管；帶輔助進氣門式引射尾噴管。

圓筒型引射尾噴管

圓筒型引射尾噴管由收斂形主噴管和一個圓筒形外套組成,如圖所示。

在設計狀態下(主噴管的可用壓力比大於臨界壓力比) ,主流在主噴管出口達到聲速, 然後在射流邊界的“流體壁面”內加速為超聲速。次流可以從進氣道引入, 也可以由單獨的進氣門引入。次流的截面面積在引射尾噴管內逐漸縮小, 速度增加。在引射尾噴管的出口截面上主流和次流的壓力等於外界大氣壓力。在設計狀態下(可用壓力比大於臨界壓力比) 主流為完全膨脹, 所以與簡單收斂尾噴管相比,引射尾噴管沒有不完全膨脹損失, 推力較大。其物理意義是: 次流作用於主噴管尾部外表面上的壓力 p2 大於外界大氣壓, 如圖 3-17 ( a ) 所示。但是次流流動過程有損失,例如, 次流來自進氣道,如果在引射尾噴管出口的壓力等於大氣壓, 則次流的速度必然小于飛行速度, 次流產生負推力。所以與收斂擴張尾噴管比較, 引射尾噴管的推力要小一些。在非設計狀態下,當主噴管的可用壓力比增加時, 主流在引射尾噴管中所占面積擴大。可用壓力比增加到一定程度後, 主流與壁面相交產生激波, 通過激波主流向內轉折, 見圖 3-17 ( b ) ,在 A 區形成渦流。由於黏性作用,在主流和次流的邊界附近存在一個混合區, 通過混合區主流與渦流區進行質量和能量交換,並從渦流區中牽引出很少的次流量。在渦流區內和大部分的射流邊界上,氣流具有基本相同的壓力 p2 。這時的 p2 值小於設計狀態的 p2 值, 因而引射尾噴管的得益下降。當主流的可用壓力比小於設計值時,主流所占面積減小而次流面積增加。當可用壓力比降低到臨界壓力比時,主流在主噴管之後呈圓筒形。由上所述,當主噴管的可用壓力比變化時, 圓筒型引射尾噴管中的“流體壁面”在一定的範圍內可自動調節,使其在較低的可用壓力比情況下優於不可調的收斂 擴張尾噴管; 在較大的可用壓力比情況下優於簡單收斂尾噴管。圓筒型引射尾噴管適用於最大飛行馬赫數不超過 1 .6 的飛機上, 次流的流量大約為主流的 2 % ～ 3%。如果尾噴管的可用壓力比更大,圓筒型引射尾噴管的推力損失就比較大, 這時應採用外套收斂 擴張型引射尾噴管。

收斂-擴張型引射尾噴管

與圓筒型引射尾噴管不同,這種引射尾噴管的外套是收斂 擴張形的。下圖所示是這種引射尾噴管設計狀態下的流動圖形。主流在射流邊界“流體壁面”內的擴張通道中膨脹加速為超聲速;次流在收斂 擴張形的通道中加速到最小截面處馬赫數等於圖 3 20 收斂 擴張型引射尾噴管的“堵死”狀態1, 然後繼續加速為超聲速。在引射尾噴管的出口截面 上主 流 和次 流 的壓 力 等 於外 界 大氣壓力。在非設計狀態下,當主噴管的可用壓力比不斷增加或者減小次流的流量時, 主流在引射尾噴管中所占面積逐漸擴大, 以致主流和次流的邊界與外套內表面相撞產生激波並把次流“堵 死”, 在 次 流 中 形 成 一 個“ 死 區”( 見 圖3- 20 )。如果不考慮黏性, 次流的流量等於零,實際上由於黏性在主流和次流的交界面附近存在混合層,通過混合層的能量交換和質量交換“, 死區”的少量氣流被拖出。收斂 擴張型引射尾噴管與圓筒型引射尾噴管基本上具有類似的特點, 但在低次流狀態下,前者的主流與外套內表面相撞時產生的激波較弱, 所以損失顯著減小。