1、動力裝置及燃油系統(tǒng),飛行器總體設(shè)計 第七講,浙江大學(xué)航空航天學(xué)院 主講：鄧見,第七講 動力裝置及燃油系統(tǒng),7.1 發(fā)動機類型與選擇 7.2 發(fā)動機在飛機上的布置 7.3 發(fā)動機尺寸 7.4 進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計 7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計 7.4.2 排氣系統(tǒng)設(shè)計 7.5 燃油系統(tǒng),1,不同類型的發(fā)動機有適用的高度與速度范圍 根據(jù)飛機的用途和性能選擇,2,Ma數(shù),7.1 發(fā)動機類型與選擇,飛行速度300400km/h（不高于Ma0.3） 活塞式發(fā)動機 飛機速度在700-800km/h 渦輪螺旋槳發(fā)動機 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機 渦輪槳扇發(fā)動機,3,7.1 發(fā)動機類型與選擇,亞聲速客、貨機（高于Ma0.65） 不

2、帶加力燃燒室的高涵道比渦扇發(fā)動機 超聲速機動飛機 渦輪噴氣式發(fā)動機 帶加力燃燒室的低涵道比渦扇發(fā)動機,4,7.1 發(fā)動機類型與選擇,帶加力燃燒室的低涵道比渦扇發(fā)動機,5,F119-PW-100加力式渦扇發(fā)動機,7.1 發(fā)動機類型與選擇,飛行速度超過3000km/h的飛機 沖壓噴氣發(fā)動機 火箭發(fā)動機 其他類型的噴氣式發(fā)動機 （如適用于Ma 56的脈沖式噴氣發(fā)動機）,6,7.1 發(fā)動機類型與選擇,典型安裝布置形式的優(yōu)缺點 第四講（第二部分）P13-P17 直觀的回顧 發(fā)動機安裝在機身中,7,7.2 發(fā)動機在飛機上的布置,直觀的回顧（續(xù)） 發(fā)動機安裝在機翼下面,8,7.2 發(fā)動機在飛機上的布置,直觀

3、的回顧（續(xù)） 發(fā)動機配置在機身尾部,9,7.2 發(fā)動機在飛機上的布置,直觀的回顧（續(xù)） 發(fā)動機安裝在翼根上 發(fā)動機配置在機翼上方,10,7.2 發(fā)動機在飛機上的布置,其他布置形式 機翼中部SR-71 機身上方A-10 機翼下方（無吊掛）B-70、協(xié)和、Tu-144,11,7.2 發(fā)動機在飛機上的布置,對裝在飛機上的動力裝置的要求 動力裝置引起的附加阻力最小 進(jìn)氣及排氣系統(tǒng)的布置應(yīng)盡量發(fā)揮發(fā)動機的應(yīng)有能力 發(fā)動機推力軸線位置應(yīng)盡量減少對飛機操縱安定特性的影響 應(yīng)保證發(fā)動機的使用維護(hù)方便 應(yīng)防止跑道上的砂粒吸入 應(yīng)保證安全防水 發(fā)動機固定接頭應(yīng)簡單可靠 應(yīng)保證發(fā)動機易于拆裝,12,7.2 發(fā)動機在

4、飛機上的布置,如果采用現(xiàn)有的發(fā)動機，其尺寸可以從制造商獲得 對學(xué)習(xí)和概念研究而言，往往可以查到幾何尺寸及基本性能，但獲得詳細(xì)性能數(shù)據(jù)并不現(xiàn)實 如果采用一臺待定的發(fā)動機，其尺寸需要從一些標(biāo)稱的發(fā)動機尺寸按比例換算得到，比例系數(shù)按所要求提供的推力來確定,13,7.3 發(fā)動機尺寸,得到標(biāo)稱發(fā)動機可用的幾種方法 發(fā)動機公司提供的假想發(fā)動機數(shù)據(jù)（附錄A.4 ） 根據(jù)輸入的涵道比、總壓比和渦輪進(jìn)口溫度，計算任選的先進(jìn)技術(shù)發(fā)動機的性能和尺寸數(shù)據(jù) 假定新的發(fā)動機是一種現(xiàn)有發(fā)動機按比例的改型；或者是由于采用了新技術(shù),使性能有某些改進(jìn)。如在開始設(shè)計一架新戰(zhàn)斗機時，可先用F-15、F-16的F-100型發(fā)動機的尺寸

5、和性能圖表 根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)建立尺寸與推力、涵道比、Ma數(shù)間的參考擬合方程,14,7.3 發(fā)動機尺寸,發(fā)動機尺寸的換算 “SF”實際需要的推力標(biāo)稱發(fā)動機真實推力 長度 直徑 重量,15,7.3 發(fā)動機尺寸,采用先進(jìn)技術(shù)的作用 可以近似地假設(shè)燃油消耗減少10%或者20%，并使發(fā)動機重量減少了相似的百分?jǐn)?shù)。 發(fā)動機附件機匣的尺寸 機匣在發(fā)動機下方，附件包括燃油輸入泵、滑油泵、輸出齒輪箱和發(fā)動機控制盒。 不同類型的發(fā)動機、其附件機匣的位置和尺寸變化范圍較大。在沒有圖樣的情況下，附件機匣可假設(shè)向下延伸比發(fā)動機半徑約大20%40%。,16,7.3 發(fā)動機尺寸,進(jìn)排氣系統(tǒng)與發(fā)動機的關(guān)系不僅體現(xiàn)在氣動力、熱循環(huán)

6、和相互匹配上，而且還體現(xiàn)在作為推進(jìn)系統(tǒng)最基本的功能產(chǎn)生推力上 對于噴氣式飛機，通過發(fā)動機座而產(chǎn)生的推力可能僅為總推力的三分之一,17,7.4 進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計,示例：典型的推進(jìn)系統(tǒng)短艙在Ma=2.2飛行時推力貢獻(xiàn)的分布情況 發(fā)動機本身只貢獻(xiàn)總推力的8%左右 排氣噴管的推力貢獻(xiàn)達(dá)29% 進(jìn)氣道內(nèi)的亞音速膨脹產(chǎn)生的正向力遠(yuǎn)大于外部進(jìn)氣道系統(tǒng)產(chǎn)生的阻力，提供了最多的推力,18,7.4 進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣系統(tǒng)的主要用途 把進(jìn)來的空氣在能量損失最小的情況下減速到壓氣機要求的進(jìn)口速度（Ma 0.40.5）,19,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,衡量進(jìn)氣道工作效率的重要參數(shù) 進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)，一般定義為進(jìn)氣道出

7、口氣流平均總壓與自由流總壓之比 進(jìn)氣道出口流場畸變，表示進(jìn)氣道出口流場中最低總壓值與最高總壓值（或平均總壓值）之間的相對差別 進(jìn)氣道阻力，包括外罩阻力、附加阻力、放氣阻力和排除附面層產(chǎn)生的阻力等 對于超聲速進(jìn)氣道還有工作穩(wěn)性的要求，即防止進(jìn)氣道喘振 總結(jié)：總壓恢復(fù)高，出口畸變小， 阻力低，工作穩(wěn)定,20,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道基本形式亞音速進(jìn)氣道 NACA平貼式進(jìn)氣道 總壓恢復(fù)系數(shù)一般不超過90%，已很少使用 皮托管式進(jìn)氣道 亞音速時可達(dá)到接近100%的總壓恢復(fù)值,21,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道基本形式超音速進(jìn)氣道 低超音速時也可采用皮托管式進(jìn)氣道 錐形進(jìn)氣道 （中心體進(jìn)氣道

8、或軸對稱進(jìn)氣道） 一般在Ma2.0以上使用 二維斜板式進(jìn)氣道 使用速度一般到Ma2.0,22,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,外壓式進(jìn)氣道 超聲速壓縮過程在進(jìn)口以外進(jìn)行，進(jìn)口以內(nèi)只進(jìn)行亞聲速擴(kuò)散壓縮 從超聲速過渡到亞聲速總是要通過正激波來實現(xiàn)的 一道斜激波一道正激波二波系進(jìn)氣道 兩道斜激波一道正激波三波系進(jìn)氣道 . 采用的斜激波數(shù)量越多，總壓恢復(fù)越大,23,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,外壓式進(jìn)氣道,24,先選用起始斜板角（1020），再根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)的激波曲線圖和激波搭唇口的原則確定外部的尺寸,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,外壓式可變幾何形狀進(jìn)氣道 使亞、跨聲速時的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)達(dá)0.98以上 內(nèi)壓式進(jìn)氣道 由

9、一對內(nèi)部斜板產(chǎn)生一組斜激波，并在末尾正激波前相交 啟動問題和不穩(wěn)定性使其應(yīng)用受限,25,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,混合壓縮式進(jìn)氣道 在較寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)提供高的總壓恢復(fù)和低的外部阻力，并具有可接受的外部氣流轉(zhuǎn)折量 已用于Ma2.5的飛機，如B-70、SR-71 同樣存在“不啟動”問題，設(shè)計和調(diào)節(jié)復(fù)雜,26,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道形式選用準(zhǔn)則,27,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道主要參數(shù)確定進(jìn)口面積 進(jìn)氣道進(jìn)口面積也稱捕獲面積，是進(jìn)氣道進(jìn)口的迎面投影面積 對初步布局和粗略分析而言，可以基于設(shè)計馬赫數(shù)和發(fā)動機質(zhì)量流量估算進(jìn)口面積,28,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,教材P.140最后一行表

10、述與圖7.13的不一致 “如果發(fā)動機質(zhì)量流量不知道，可以按發(fā)動機進(jìn)口前端面直徑平方（cm2）的0.183倍來初估，或者按發(fā)動機最大直徑平方的0.12倍來初估?！?29,（設(shè)計示例中提到的圖10.13）,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,公制下的新圖表 根據(jù)設(shè)計Ma查出Ac/qm,fdj（m2/(kg/s)） 如果質(zhì)量流量未知，可以按發(fā)動機進(jìn)口前端面直徑平方（m2）的127倍來初估,30,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道主要參數(shù)確定外罩 無論超聲速進(jìn)氣道還是亞聲速進(jìn)氣道，其外罩進(jìn)口前端面可以不垂直于發(fā)動機軸線，而是大致垂直于巡航狀態(tài)下當(dāng)?shù)氐臍饬鞣较?如果飛機要在大迎角下工作，就需要在這些迎角和巡航狀態(tài)迎

11、角之間進(jìn)行折衷,31,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道主要參數(shù)確定唇緣 對于超聲速進(jìn)氣道，外罩唇緣應(yīng)該接近尖的。典型地說，其唇緣半徑應(yīng)該是進(jìn)口前端面半徑3%5% 對于亞聲速進(jìn)氣道，其唇緣半徑應(yīng)該是進(jìn)口前端面半徑6%10% 內(nèi)側(cè)唇緣半徑往往大于外側(cè)唇緣半徑，內(nèi)側(cè)半徑多半在8%，外側(cè)半徑多半在4% 進(jìn)氣道進(jìn)口下側(cè)部分，其唇緣半徑比上側(cè)唇緣半徑大50%，這有利于減小起飛著陸和機動飛行過程中迎角的不利影響,32,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道主要參數(shù)確定喉道面積 針對超聲速進(jìn)氣道 初步設(shè)計時，喉道面積可按發(fā)動機前端面積的70%-80%確定,33,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道主要參數(shù)確定內(nèi)管道參數(shù)

12、 內(nèi)管道也稱擴(kuò)壓器或擴(kuò)散段，是從喉道到發(fā)動機進(jìn)口部分 采用皮托式進(jìn)氣道的亞音速民機 內(nèi)部擴(kuò)散角不應(yīng)超過10 擴(kuò)散段的長度約等于其前端面的直徑,34,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,進(jìn)氣道主要參數(shù)確定內(nèi)管道參數(shù) 超聲速進(jìn)氣道 最大效率的理論擴(kuò)散段長度約為前端面直徑的8倍 擴(kuò)散段長度短于直徑的4倍時，可能發(fā)生內(nèi)流分離，但可以帶來重量上的較大收益 對于長的擴(kuò)散段，應(yīng)檢查從 進(jìn)氣道進(jìn)口到發(fā)動機進(jìn)口的 氣流通路橫截面面積分布 是否光滑地增加,35,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,附面層抽吸及隔道 任何在空氣中運動的物體的表面都會有附面層，附面層抽吸通常是從壓縮斜板上除去低能量的附面層氣流，以防止激波誘導(dǎo)分離 除非進(jìn)

13、口很接近機頭 （24倍進(jìn)口直徑內(nèi)）， 都應(yīng)該采取機身附面 層排除措施 四種主要的排除措施,36,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,附面層抽吸及隔道 超音速飛機最常用的溝槽式附面層隔道 前機身附面層在分割板和機身之間的隔道流過，通過隔道斜板夠成的溝槽排出去 隔道斜板應(yīng)具有不大于30的 角度，其前緣應(yīng)置于分割板 前緣之后12倍高度處 隔道高度可按經(jīng)驗取為 進(jìn)氣道進(jìn)口前機身長度 的1%3% 附面層隔道的迎風(fēng)面積 應(yīng)盡量小，以減小阻力,37,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,附面層抽吸及隔道 超音速飛機最常用的溝槽式附面層隔道,38,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,隱埋式發(fā)動機的進(jìn)氣道位置,39,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,

14、腹部進(jìn)氣 管道長度較短 在大迎角情況下有助于氣流進(jìn)入進(jìn)氣口 單發(fā)時需將前起落架 布置在進(jìn)氣口之后， 導(dǎo)致進(jìn)氣道整流罩的 阻力和重量的增加 雙發(fā)時前起落架則容易 布置在兩個腹部進(jìn)氣口 中間，沒有上述問題,40,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,腹部進(jìn)氣 機腹進(jìn)氣口的另一個問題是吸入外來物 根據(jù)經(jīng)驗，對于采用低涵道比發(fā)動機的飛機，其整個腹部進(jìn)氣口 離地面的距離至少 應(yīng)高出進(jìn)氣口高度的 80%； 對高涵道比發(fā)動機的 飛機，最少是50%的 進(jìn)氣口的高度。,41,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,兩側(cè)進(jìn)氣 兩側(cè)進(jìn)氣是機身上裝兩臺發(fā)動機的現(xiàn)代飛機進(jìn)氣口的實際標(biāo)準(zhǔn)布置 管道短，并能提供相對干凈的空氣,42,7.4.1 進(jìn)氣

15、系統(tǒng)設(shè)計,兩側(cè)進(jìn)氣 在大迎角狀態(tài)，由于比進(jìn)氣口低的前機身拐折處引起的漩渦分離，可能會使進(jìn)氣道出現(xiàn)問題 在單臺發(fā)動機的情況下使用兩側(cè)進(jìn)氣口，就必須采用分叉管道，這容易造成壓力不穩(wěn)定而引起發(fā)動機的喘振。 為減小這種風(fēng)險，有的此類飛機的進(jìn)氣道直到發(fā)動機前端面才融合在一起,43,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,背部進(jìn)氣 管道短，沒有前起落架的位置問題 在大迎角時，前機身會遮擋氣流 飛行員擔(dān)心，當(dāng)應(yīng)急跳傘時可能被吸進(jìn)進(jìn)氣口 有利于提高隱身性能，在新型無人機上應(yīng)用廣泛,44,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,45,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,吊掛式（短艙式）發(fā)動機的進(jìn)氣道位置,46,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,翼下短艙式

16、進(jìn)氣口遠(yuǎn)離機身，可提供未經(jīng)擾亂的氣流，所需進(jìn)氣通道非常短 發(fā)動機和排氣遠(yuǎn)離機身，在客艙里產(chǎn)生的噪聲很小 便于地面維護(hù) 發(fā)動機重量能產(chǎn)生 有助于減輕機翼重量 的“展向加載”的效果,47,（Liebeck, R. H. AIAA-2002-0002）,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,翼下短艙式 短艙的存在會干擾機翼的氣流，增加阻力、減少升力。為減小這一影響，掛架不應(yīng)延伸到機翼上表面，也不應(yīng)環(huán)繞機翼的前緣 發(fā)動機停車時的偏航力矩大 離地面較近，需采取防塵土和沙石的措施 不便于設(shè)計機翼上的增升裝置,48,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,翼下短艙的位置 展向位置 對于雙發(fā)，一般位于3338%的半展長 （引自南京航空

17、航天大學(xué)飛機總體設(shè)計課件） 弦向位置 作為經(jīng)典的經(jīng)驗法則，進(jìn)氣口應(yīng)布置在機翼前緣朝前大約二倍進(jìn)氣口直徑的位置，以及機翼前緣下面一倍進(jìn)氣口直徑的位置 CFD等現(xiàn)代技術(shù)的采用，使得吊艙可以更靠近機翼,49,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,翼下短艙的位置 高度方向 為減少吸入外部物體，高涵道比發(fā)動機的進(jìn)氣口應(yīng)布置高于地面大約半個進(jìn)氣口直徑的位置上 短艙頭部應(yīng)下偏大約2。4。，向內(nèi)傾斜大約2。，以便于機翼下面的局部氣流保持一致,50,7.4.1 進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計,典型噴管的形式,51,7.4.2 排氣系統(tǒng)設(shè)計,噴管面積的估計 對亞聲速收斂噴管或處于關(guān)閉位置的收斂擴(kuò)張式噴管，所需的噴管出口面積大概為進(jìn)氣道進(jìn)口面積

18、的 0.50.6倍 當(dāng)發(fā)動機處于最大超聲速加力工作狀態(tài)時，所需的噴管出口面積大概為進(jìn)氣道進(jìn)口面積的 1.21.6倍,52,7.4.2 排氣系統(tǒng)設(shè)計,尾部設(shè)計 噴管的布置形式對后體阻力有顯著影響，這一阻力是由噴管和后機身的外部氣流分離造成 為減少尾部阻力，后機身的收縮角度應(yīng)小于15 在噴管處于關(guān)閉位置時，噴管的外側(cè)角度應(yīng)保持在20以下,53,7.4.2 排氣系統(tǒng)設(shè)計,推力矢量的應(yīng)用 通過改變噴管噴流方向（從而改變其推力矢量）直接參與飛機機動運動，大大提高飛機的機動性和敏捷性 二維噴管較軸對稱噴管容易實現(xiàn)推力矢量控制，但僅限于俯仰運動 要實現(xiàn)多方位的推力 矢量控制，須采用 軸對稱矢量噴管,54,7

19、.4.2 排氣系統(tǒng)設(shè)計,燃油系統(tǒng)的組成 燃油箱分系統(tǒng) 供油和輸油分系統(tǒng) 通氣增壓分系統(tǒng) 地面加油和放油分系統(tǒng) 空中加油和應(yīng)急放油分系統(tǒng) 惰性氣體及抑爆分系統(tǒng) 油量測量分系統(tǒng) 散熱器燃油的輸送及回油分系統(tǒng),55,7.5 燃油系統(tǒng),油箱的分類 獨立油箱（Discrete Tanks） 飛機里用螺栓和隔板單獨制造和安裝的燃油箱 通常只在小型通用航空飛機和自制飛機上采用 軟油箱 （Bladder Tanks） 將成型的橡皮包裝入結(jié)構(gòu)空腔而成 橡皮包裝較厚，可使油箱容積損失大約10% 被廣泛采用，因為它能制成“自密封”油箱，如果一顆子彈穿透“自密封”油箱，橡膠將填充這些洞，防止大量燃油泄露，避免起火的危險，從而極大地提高了飛機的生存率,56,7.5 燃油系統(tǒng),油箱的分類（續(xù)） 整體油箱（Integral Tanks） 機體結(jié)構(gòu)的內(nèi)腔經(jīng)密封形成的油箱。較為理想的是整體油箱利用了現(xiàn)成的封閉結(jié)構(gòu)，例如翼盒、機身兩隔框之間的內(nèi)腔簡單地構(gòu)成 易于滲漏，在作戰(zhàn)損壞的情況下有失火的危險，所以不能布置在座艙、進(jìn)氣道、彈