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动力装置及燃油系统,飞机设计研究所航空科学与工程学院,飞机总体设计第八讲,1,第七讲动力装置及燃油系统,8.1发动机类型与选择8.2发动机在飞机上的布置8.3发动机尺寸8.4进排气系统设计8.4.1进气系统设计8.4.2排气系统设计8.5燃油系统,2,8.1发动机类型与选择,不同类型的发动机有适用的高度与速度范围根据飞机的用途和性能选择,Ma数,3,8.1发动机类型与选择,飞行速度300400km/h（不高于Ma0.3）活塞式发动机飞机速度在700-800km/h涡轮螺旋桨发动机涡轮风扇发动机涡轮桨扇发动机,4,8.1发动机类型与选择,亚声速客、货机（高于Ma0.65）不带加力燃烧室的高涵道比涡扇发动机超声速机动飞机涡轮喷气式发动机带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机,5,8.1发动机类型与选择,带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机,F119-PW-100加力式涡扇发动机,6,8.1发动机类型与选择,飞行速度超过3000km/h的飞机冲压喷气发动机火箭发动机其他类型的喷气式发动机（如适用于Ma56的脉冲式喷气发动机）,7,8.2发动机在飞机上的布置,典型安装布置形式的优缺点第四讲（第二部分）P13-P17直观的回顾发动机安装在机身中,8,8.2发动机在飞机上的布置,直观的回顾（续）发动机安装在机翼下面,9,8.2发动机在飞机上的布置,直观的回顾（续）发动机配置在机身尾部,10,8.2发动机在飞机上的布置,直观的回顾（续）发动机安装在翼根上发动机配置在机翼上方,11,8.2发动机在飞机上的布置,其他布置形式机翼中部－SR-71机身上方－A-10机翼下方（无吊挂）－B-70、协和、Tu-144,12,8.2发动机在飞机上的布置,对装在飞机上的动力装置的要求动力装置引起的附加阻力最小进气及排气系统的布置应尽量发挥发动机的应有能力发动机推力轴线位置应尽量减少对飞机操纵安定特性的影响应保证发动机的使用维护方便应防止跑道上的砂粒吸入应保证安全防水发动机固定接头应简单可靠应保证发动机易于拆装,13,8.3发动机尺寸,如果采用现有的发动机，其尺寸可以从制造商获得对学习和概念研究而言，往往可以查到几何尺寸及基本性能，但获得详细性能数据并不现实如果采用一台待定的发动机，其尺寸需要从一些标称的发动机尺寸按比例换算得到，比例系数按所要求提供的推力来确定,14,8.3发动机尺寸,得到标称发动机可用的几种方法发动机公司提供的假想发动机数据（附录A.4）根据输入的涵道比、总压比和涡轮进口温度，计算任选的先进技术发动机的性能和尺寸数据假定新的发动机是一种现有发动机按比例的改型；或者是由于采用了新技术,使性能有某些改进。如在开始设计一架新战斗机时，可先用F-15、F-16的F-100型发动机的尺寸和性能图表根据统计数据建立尺寸与推力、涵道比、Ma数间的参考拟合方程,15,8.3发动机尺寸,发动机尺寸的换算“SF”＝实际需要的推力／标称发动机真实推力长度直径重量,,,16,8.3发动机尺寸,采用先进技术的作用可以近似地假设燃油消耗减少10或者20，并使发动机重量减少了相似的百分数。发动机附件机匣的尺寸机匣在发动机下方，附件包括燃油输入泵、滑油泵、输出齿轮箱和发动机控制盒。不同类型的发动机、其附件机匣的位置和尺寸变化范围较大。在没有图样的情况下，附件机匣可假设向下延伸比发动机半径约大20～40。,,,17,8.4进排气系统设计,进排气系统与发动机的关系不仅体现在气动力、热循环和相互匹配上，而且还体现在作为推进系统最基本的功能产生推力上对于喷气式飞机，通过发动机座而产生的推力可能仅为总推力的三分之一,,,18,8.4进排气系统设计,示例典型的推进系统短舱在Ma2.2飞行时推力贡献的分布情况发动机本身只贡献总推力的8左右排气喷管的推力贡献达29进气道内的亚音速膨胀产生的正向力远大于外部进气道系统产生的阻力，提供了最多的推力,,,19,8.4.1进气系统设计,进气系统的主要用途把进来的空气在能量损失最小的情况下减速到压气机要求的进口速度（2.5的飞机，如B-70、SR-71同样存在“不启动”问题，设计和调节复杂,,,27,8.4.1进气系统设计,进气道形式选用准则,,,28,8.4.1进气系统设计,进气道主要参数确定进口面积进气道进口面积也称捕获面积，是进气道进口的迎面投影面积对初步布局和粗略分析而言，可以基于设计马赫数和发动机质量流量估算进口面积,,,29,8.4.1进气系统设计,教材P.140最后一行表述与图8.13的不一致“如果发动机质量流量不知道，可以按发动机进口前端面直径平方（cm2）的0.183倍来初估，或者按发动机最大直径平方的0.12倍来初估。”,,,（设计示例中提到的图10.13）,,,30,8.4.1进气系统设计,公制下的新图表根据设计Ma查出Ac/qm,fdj（m2/kg/s）如果质量流量未知，可以按发动机进口前端面直径平方（m2）的127倍来初估,,,31,8.4.1进气系统设计,进气道主要参数确定外罩无论超声速进气道还是亚声速进气道，其外罩进口前端面可以不垂直于发动机轴线，而是大致垂直于巡航状态下当地的气流方向如果飞机要在大迎角下工作，就需要在这些迎角和巡航状态迎角之间进行折衷,,,32,8.4.1进气系统设计,进气道主要参数确定唇缘对于超声速进气道，外罩唇缘应该接近尖的。典型地说，其唇缘半径应该是进口前端面半径35对于亚声速进气道，其唇缘半径应该是进口前端面半径610内侧唇缘半径往往大于外侧唇缘半径，内侧半径多半在8，外侧半径多半在4进气道进口下侧部分，其唇缘半径比上侧唇缘半径大50，这有利于减小起飞着陆和机动飞行过程中迎角的不利影响,,,33,8.4.1进气系统设计,进气道主要参数确定喉道面积针对超声速进气道初步设计时，喉道面积可按发动机前端面积的70-80确定,,,34,8.4.1进气系统设计,进气道主要参数确定内管道参数内管道也称扩压器或扩散段，是从喉道到发动机进口部分采用皮托式进气道的亚音速民机内部扩散角不应超过10扩散段的长度约等于其前端面的直径,,,35,8.4.1进气系统设计,进气道主要参数确定内管道参数超声速进气道最大效率的理论扩散段长度约为前端面直径的8倍扩散段长度短于直径的4倍时，可能发生内流分离，但可以带来重量上的较大收益对于长的扩散段，应检查从进气道进口到发动机进口的气流通路横截面面积分布是否光滑地增加,,,36,8.4.1进气系统设计,附面层抽吸及隔道任何在空气中运动的物体的表面都会有附面层，附面层抽吸通常是从压缩斜板上除去低能量的附面层气流，以防止激波诱导分离除非进口很接近机头（24倍进口直径内），都应该采取机身附面层排除措施四种主要的排除措施,,,37,8.4.1进气系统设计,附面层抽吸及隔道超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道前机身附面层在分割板和机身之间的隔道流过，通过隔道斜板够成的沟槽排出去隔道斜板应具有不大于30的角度，其前缘应置于分割板前缘之后12倍高度处隔道高度可按经验取为进气道进口前机身长度的13附面层隔道的迎风面积应尽量小，以减小阻力,,,38,8.4.1进气系统设计,附面层抽吸及隔道超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道,,,39,8.4.1进气系统设计,隐埋式发动机的进气道位置,,,,,,40,8.4.1进气系统设计,腹部进气管道长度较短在大迎角情况下有助于气流进入进气口单发时需将前起落架布置在进气口之后，导致进气道整流罩的阻力和重量的增加双发时前起落架则容易布置在两个腹部进气口中间，没有上述问题,,,41,8.4.1进气系统设计,腹部进气机腹进气口的另一个问题是吸入外来物根据经验，对于采用低涵道比发动机的飞机，其整个腹部进气口离地面的距离至少应高出进气口高度的80；对高涵道比发动机的飞机，最少是50的进气口的高度。,,,42,8.4.1进气系统设计,两侧进气两侧进气是机身上装两台发动机的现代飞机进气口的实际标准布置管道短，并能提供相对干净的空气,,,43,8.4.1进气系统设计,两侧进气在大迎角状态，由于比进气口低的前机身拐折处引起的漩涡分离，可能会使进气道出现问题在单台发动机的情况下使用两侧进气口，就必须采用分叉管道，这容易造成压力不稳定而引起发动机的喘振。为减小这种风险，有的此类飞机的进气道直到发动机前端面才融合在一起,,,44,8.4.1进气系统设计,背部进气管道短，没有前起落架的位置问题在大迎角时，前机身会遮挡气流飞行员担心，当应急跳伞时可能被吸进进气口有利于提高隐身性能，在新型无人机上应用广泛,,,45,8.4.1进气系统设计,,,46,8.4.1进气系统设计,吊挂式（短舱式）发动机的进气道位置,,,,47,8.4.1进气系统设计,翼下短舱式进气口远离机身，可提供未经扰乱的气流，所需进气通道非常短发动机和排气远离机身，在客舱里产生的噪声很小便于地面维护发动机重量能产生有助于减轻机翼重量的“展向加载”的效果,,,（Liebeck,R.H.AIAA-2002-0002）,48,8.4.1进气系统设计,翼下短舱式短舱的存在会干扰机翼的气流，增加阻力、减少升力。为减小这一影响，挂架不应延伸到机翼上表面，也不应环绕机翼的前缘发动机停车时的偏航力矩大离地面较近，需采取防尘土和沙石的措施不便于设计机翼上的增升装置,,,49,8.4.1进气系统设计,翼下短舱的位置展向位置对于双发，一般位于3338的半展长（引自南京航空航天大学飞机总体设计课件）弦向位置作为经典的经验法则，进气口应布置在机翼前缘朝前大约二倍进气口直径的位置，以及机翼前缘下面一倍进气口直径的位置CFD等现代技术的采用，使得吊舱可以更靠近机翼,,,50,8.4.1进气系统设计,翼下短舱的位置高度方向为减少吸入外部物体，高涵道比发动机的进气口应布置高于地面大约半个进气口直径的位置上短舱头部应下偏大约2。4。，向内倾斜大约2。，以便于机翼下面的局部气流保持一致,,,51,8.4.2排气系统设计,典型喷管的形式,,,,,,52,8.4.2排气系统设计,喷管面积的估计对亚声速收敛喷管或处于关闭位置的收敛－扩张式喷管，所需的喷管出口面积大概为进气道进口面积的0.50.6倍当发动机处于最大超声速加力工作状态时，所需的喷管出口面积大概为进气道进口面积的1.21.6倍,,,53,8.4.2排气系统设计,尾部设计喷管的布置形式对后体阻力有显著影响，这一阻力是由喷管和后机身的外部气流分离造成为减少尾部阻力，后机身的收缩角度应小于15在喷管处于关闭位置时，喷管的外侧角度应保持在20以下,,,54,8.4.2排气系统设计,推力矢量的应用通过改变喷管喷流方向（从而改变其推力矢量）直接参与飞机机动运动，大大提高飞机的机动性和敏捷性二维喷管较轴对称喷管容易实现推力矢量控制，但仅限于俯仰运动要实现多方位的推力矢量控制，须采用轴对称矢量喷管,,,55,8.5燃油系统,燃油系统的组成燃油箱分系统供油和输油分系统通气增压分系统地面加油和放油分系统空中加油和应急放油分系统惰性气体及抑爆分系统油量测量分系统散热器燃油的输送及回油分系统,,,56,8.5燃油系统,油箱的分类独立油箱（DiscreteTanks）飞机里用螺栓和隔板单独制造和安装的燃油箱通常只在小型通用航空飞机和自制飞机上采用软油箱（BladderTanks）将成型的橡皮包装入结构空腔而成橡皮包装较厚，可使油箱容积损失大约10被广泛采用，因为它能制成“自密封”油箱，如果一颗子弹穿透“自密封”油箱，橡胶将填充这些洞，防止大量燃油泄露，避免起火的危险，从而极大地提高了飞机的生存率,,,57,8.5燃油系统,油箱的分类（续）整体油箱（IntegralTanks）机体结构的内腔经密封形成的油箱。较为理想的是整体油箱利用了现成的封闭结构，例如翼盒、机身两隔框之间的内腔简单地构成易于渗漏，在作战损坏的情况下有失火的危险，所以不能布置在座舱、进气道、弹箱及发动机附近向油箱里填充一种多孔泡沫塑料可减少整体油箱失火的危险，但会损失油箱容积（泡沫塑料2.5＋泡沫塑料吸油2.5）对第四代战斗机，出于隐身和超声速巡航的目的，须采用整体油箱以提高空间利用率,,,58,8.5燃油系统,油箱的容积所需的容积是基于所需的总燃油量来计算的,,,1ft3对应于7.5gal；1m3对应于1000liters,lb/gal{kg/liter},59,8.5燃油系统,油箱的容积几何形状简单的油箱，其容积可以直接计算，如翼盒燃油容积可把翼盒近似成一梯形盒件进行估算对于复杂的整体油箱和软油箱，油箱的容积可以使用燃油容积图来计算,,,油箱体积＝每条曲线下的面积,60,8.5燃油系统,油箱的容积在CADS中，可以分机翼油箱和机身油箱建立三维模型，由软件算出各自的容积和重心位置模型中没有考虑油箱壁厚、内部结构等因素,,,61,8.5燃油系统,油箱的容积经验表明，测量得到的外部蒙皮表面所包含的容积的85可用于机翼整体油箱，92可用于机身整体油箱如果采用软油箱，这个值对于机翼油箱就变为77，对于机身油箱则为83（设计示例中相应取值的依据）,,,62,8.5燃油系统,油箱的布置,,,63,8.5燃油系统,油箱的布置应充分利用机身和机翼的内部空间，保证有足够的燃油容积，并尽可能扩大机内载油量要保证在燃油消耗过程中，飞机的重心在合理的范围内变化，即应使燃油重心靠近飞机重心对军用飞机，在布置方面还需采取措施提高飞机燃油系统的生存力。例如，尽量将油箱布置在机身内，尽量减小机翼油箱的比例,,,64,复习题,,对装在飞机上的动力装置有哪些要求衡量进气道工作效率的重要参数及其含义是什么机身腹部进气方式有哪些主要的优缺点机翼下吊舱式进气道有哪些主要的优缺点布置油箱时应注意哪些基本原则,65,,谢谢,,