航空发动机尾喷管

航空发动机隐身性之尾喷管技术分析邱朝（飞行器动力工程西安航空学院阎良10021）摘要：随着航空科技的不断发展和未来战场的需求，对于飞机的各种性能也要求的越来越高，本文主要针对于航空发动机隐身方面的技术分析，通过对比国内外航空发动机隐身的原理和方法，从而对未来航空发动机隐身技术发展的方向做出了一个准确的推测。

Analysis of stealthy technology for aeroengine and exhuast nozzle Abstract:company with aero-technology constantly congress and fultural battlefield.It’s advanced require for a kind of airplane’s performance.The acticle mainly point the aspect in which stealthy technology analysis of aeroengine.Passed by comparing with home and abroad aeroengine stealthy priciple and method.Thus make a accurate prediction about aeroengine stealthy technology direction of development.前言：飞机隐身技术是指以减小飞机的电、光、声等可探测特征，来提高其突防和生存能力的一种技术。

美国第一批采用隐身技术的B-1B战略轰炸机与老式B_52相比，速度提高两倍，载弹量增加5000，但其雷达反射面积仅为其100，不到1平方米。

而随后研制的B-2轰炸机，其探测特性只有百万分之一的数量级，在雷达光屏上的反映，只相当于一个飞行中的蜂鸟，因而具有很强的突防、作战和生存能力。

战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释1. 引言1.1 概述可调节式收敛形尾喷管作为现代战斗机尾部推进系统的重要组成部分，具有调节气流速度和方向的功能，能够提高飞机的飞行性能和机动性。

本文将重点介绍可调节式收敛形尾喷管的结构、组成以及其在战斗机领域的应用。

通过深入探讨其设计原理、功能特点以及潜在的应用领域，旨在帮助读者更好地了解和认识这一先进的航空技术，并展望其在未来发展中的应用前景。

1.2 文章结构文章结构部分的内容应该包括作者对整篇文章的布局和组织方式的介绍。

在这一部分，可以简要描述每个章节的内容和重点，让读者对整篇文章有一个整体的认识。

此外，也可以提及文章的章节之间的逻辑关系和连接方式，以及各章节之间的衔接点，从而引导读者有条理地阅读全文。

例如，文章结构部分的内容可能如下所示：本文分为引言、正文和结论三个部分。

在引言部分，我们将介绍本文研究的背景和意义，以及研究目的。

在正文部分，我们将首先探讨可调节式收敛形尾喷管的设计原理，然后详细讨论其结构组成及功能，最后探讨其潜在的应用领域。

最后，在结论部分，我们将对文章进行总结，展望未来的发展方向，并进行结束语的总结。

通过这样的结构布局，读者可以清晰地了解全文的内容安排，并更好地理解文章的研究范围和目的。

1.3 目的本文旨在探讨战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成，深入分析其设计原理、功能以及潜在的应用领域。

通过全面介绍这一技术的相关内容，旨在增加对战斗机尾喷管技术的了解，并为相关领域的研究和发展提供参考。

通过对该技术的研究和分析，可以帮助提高战斗机的性能和效率，推动战斗机技术的发展，为航空领域的进步做出贡献。

2. 正文2.1 可调节式收敛形尾喷管的设计原理可调节式收敛形尾喷管是一种先进的航空动力学设计技术，旨在提高战斗机的飞行性能和作战效能。

其设计原理主要基于流体力学和空气动力学理论，通过控制尾喷管的形状和大小来实现推进气流的调节和优化。

摘要本实训报告主要阐述了发动机尾喷管的拆装步骤以及尾喷管的主要组成部分。

首先对发动机尾喷管的组成加以了解，然后对其按拆卸步骤将其拆开，对着实物加深了解，进一步的加深关于尾喷管的知识，然后再严格按照装配步骤将其安装好。

这样做使我进一步了解了发动机尾喷管的结构组成和连接关系。

掌握了尾喷管的拆装方法，而且通过此次实训，了解到了航空维修工作的基本流程，养成了细致，稳妥的工作作风。

飞机尾喷管的拆装是一项必要但基础的工作，需要兢兢业业做好工作。

对飞行安全负责，对自己和同志负责，对国家负责。

目录1喷管的组成 (3)1.1、管体 (3)1.1.1、喷管落压比 (3)1.1.2喷管进口燃气温度 (3)1.2、可调喷口 (4)1.3、喷口收敛动作筒的构造 (5)1.4、喷口的调整原理 (5)2. 发动机尾喷管的拆装 (6)2.1工具清单 (6)2.2分解步骤 (6)2.3、装配步骤 (7)2.4、注意事项 (7)心得体会 (7)谢辞 (9)1喷管的组成喷管由管体，可调喷口和喷口液压操纵部分组成1.1、管体管体为收敛形，供燃气在其中继续膨胀，用来增大喷气速度，喷气速度越大，发动机的推力越大。

而喷气速度大小，与喷管落压比和喷管进口燃气温度有关。

1.1.1、喷管落压比喷管进口燃气压力与出口燃气压力的比值，叫做喷管落压比。

喷管落压比的大小，表示燃气在喷管内膨胀的程度。

在喷管进口燃气温度不变的条件下，喷管落压比越大，燃气在喷管内膨胀得越厉害，热能的利用程度越高，就会有更多的热能转换为动能，因而喷气速度越大。

喷管落压比随压缩器增压比的变化而变化，压缩器增压比越大，压缩器出口的空气压力就比大气压力大得越多，涡轮前和涡轮后的燃气压力也随着增大，喷管落压比也就越大。

1.1.2喷管进口燃气温度喷管进口燃气温度越高，流入喷管的燃气所具有的热能就越多，在喷管落压比保持不变的条件下，热能的利用程度是不变的。

燃气流经喷管时，就会有更多的热能转换为动能，喷气速度也就越大。

心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（三）作者：王腾来源：《航空世界》2013年第05期航空发动机的喷管中，还包含一个我们经常忽略的部分，那就是排气混合器。

航空爱好者都会知道，我们现在最常用的涡轮风扇发动机有内外涵道之分——内涵道进入高压压气机，经过燃烧室，然后推动涡轮；外涵道的气体则被风扇加速之后直接向后流动。

涡轮风扇发动机内外涵道的设计大大提高了航空用燃气轮机的推进效率，而其最关键的因素——涵道比——则与飞机的飞行包线密切相关。

对于民用的涡扇发动机，涵道比较大，一般采用内外涵道分开排气，对于军用小涵道比发动机，则采用内外涵道混合排气。

为了协调好内外涵道气流的关系，在发动机的设计阶段需要专门设计排气混合器来处理这个问题。

对于军用的小涵道比涡扇发动机，设计良好的混合排气结构能够使得发动机相比较于分开排气结构获得推力增益、降低排气噪声、并使带加力燃烧室的涡扇发动机增大加力比。

英国和俄罗斯的相关厂商曾经做过分开排气和混合排气的实验，并公布了斯贝MK511和HK8-4两款发动机分别使用混合排气和分开排气时的性能测算。

经过实验对比，斯贝MK511发动机采用了混合排气方案后，地面起飞状态的耗油率相比较于分开排气下降了2%；而俄罗斯的HK8-4发动机采用混合排气之后，高空巡航状态的耗油率相比较于分开排气方案下降了3.7%。

我们可以通过一张表征进排气速度的图示来理解以上排气速度变化产生的主要原因。

排气速度的变化也将导致另外一个我们非常关心的问题，即排气噪音的变化。

对于分开排气的涡扇发动机，其主要噪声来源分为两部分——过高的内涵排气速度和内外涵道排气速度差。

而混合排气恰恰同时优化了这两个问题——混合后的气体排气平均速度降低，排气速度均匀度大大提高，从而改善了其噪声特征。

JT8D-209发动机采用了良好设计的波瓣混合器后，排气噪音比分开排气的JT8D-9降低了3～5dB。

然而我们需要注意的是，所谓的混合排气的优势，其实是建立在“设计良好的混合排气结构”这一前提下的。

第七章 进气道与尾喷管的参数选择进气道、尾喷管和发动机是飞机动力装置的三个主要组成部分，其中发动机是核心。

航空发动机本身就带有进气道和尾喷管，发动机的设计工作者也要进行进气道和尾喷管的设计，所以进气道和尾喷管可说成是飞机设计和发动机设计的结合部，由于它们同时直接与飞机的飞行状态（飞行速度和高度等）和发动机的工作状态都有关系，所以比较复杂，存在着相互协调和匹配的问题。

随着飞行M 数的提高，进气道和尾喷管在动力装置中所占的地位也越来越重要，有的超音速飞机，在最大加力状态下，进气道和尾喷管所产生的推力已占相当大的比重，越来越引起飞机设计工作者的重视。

§7.1 进气道的参数选择进气道是喷气飞机动力装置的主要组成部分之一，它直接影响发动机的正常工作和最大效率的发挥，同时也在很大程度上影响飞机的飞行性能。

随着现代飞机和发动机性能的不断提高，对进气道的要求也越来越高，进气道与发动机工作的协调和匹配问题也日益复杂，越来越需要把整个飞机的动力装置做为一个整体，进行一体化的设计，这方面有专门的文献资料。

本章内容仅限于简要介绍常规的对进气道参数进行初步选择的基本方法，以满足飞机总体方案初步设计的需要。

进气道的功能是将流入进气道的空气减速增压，将一部分动能转变为压力能，然后提供给发动机。

在亚音速飞行时，进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行，在进气道中的增压作用不大。

但随着飞行速度的增大，进气道的增压作用则越来越大，当飞行M 数加大到M=1.2～1.4时，进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同了。

当飞机以更高的飞行速度飞行时，进气道的增压作用更强。

比如当M＞3时，进气道对气流的增压比已接近40:l，此时压气机的增压作用就变成次要的了。

可见对进气道的增压作用不能忽视。

气流在进气道增压过程中，总是要有压力损失的。

这是由于有摩擦，当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换而引起的。

在超音速时，还会因激波的产生而引起压力的损失。

航天发动机尾喷管材料的简介————高温合金摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。

关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。

一、零件的材料火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。

它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。

喷嘴的外形：钟罩形或锥形。

在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。

如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。

在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。

一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。

排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。

当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。

在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。

二、高温合金的分类、性能等760℃高温材料变形高温合金变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。

按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。

GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。

第七章 进气道与尾喷管的参数选择进气道、尾喷管和发动机是飞机动力装置的三个主要组成部分，其中发动机是核心。

航空发动机本身就带有进气道和尾喷管，发动机的设计工作者也要进行进气道和尾喷管的设计，所以进气道和尾喷管可说成是飞机设计和发动机设计的结合部，由于它们同时直接与飞机的飞行状态（飞行速度和高度等）和发动机的工作状态都有关系，所以比较复杂，存在着相互协调和匹配的问题。

随着飞行M 数的提高，进气道和尾喷管在动力装置中所占的地位也越来越重要，有的超音速飞机，在最大加力状态下，进气道和尾喷管所产生的推力已占相当大的比重，越来越引起飞机设计工作者的重视。

§7.1 进气道的参数选择进气道是喷气飞机动力装置的主要组成部分之一，它直接影响发动机的正常工作和最大效率的发挥，同时也在很大程度上影响飞机的飞行性能。

随着现代飞机和发动机性能的不断提高，对进气道的要求也越来越高，进气道与发动机工作的协调和匹配问题也日益复杂，越来越需要把整个飞机的动力装置做为一个整体，进行一体化的设计，这方面有专门的文献资料。

本章内容仅限于简要介绍常规的对进气道参数进行初步选择的基本方法，以满足飞机总体方案初步设计的需要。

进气道的功能是将流入进气道的空气减速增压，将一部分动能转变为压力能，然后提供给发动机。

在亚音速飞行时，进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行，在进气道中的增压作用不大。

但随着飞行速度的增大，进气道的增压作用则越来越大，当飞行M 数加大到M=1.2～1.4时，进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同了。

当飞机以更高的飞行速度飞行时，进气道的增压作用更强。

比如当M＞3时，进气道对气流的增压比已接近40:l，此时压气机的增压作用就变成次要的了。

可见对进气道的增压作用不能忽视。

气流在进气道增压过程中，总是要有压力损失的。

这是由于有摩擦，当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换而引起的。

在超音速时，还会因激波的产生而引起压力的损失。

尾喷管的分类-回复尾喷管的分类以尾部形状和用途来划分。

以下是对尾喷管的分类进行详细解释：1. 固体尾喷管（Solid rocket motor nozzles）：这种尾喷管通常用于固体火箭发动机。

它们由耐高温材料制成，例如陶瓷或复合材料。

固体尾喷管的主要功能是引导尾焰气体，使其以最有效的方式从发动机喷出，从而产生推力。

这种尾喷管通常具有抛弃式设计，并且在每次发射之后需要更换。

2. 液体尾喷管（Liquid rocket engine nozzles）：液体尾喷管广泛用于液体火箭发动机中。

液体尾喷管可以分为液体燃料喷口和液体氧化剂喷口。

液体燃料喷口和液体氧化剂喷口分别用于引导燃料和氧化剂在燃烧室燃烧之后排出的尾焰气体。

液体尾喷管通常由金属制成，如铝合金或钛合金。

这些材料具有良好的耐高温性能和抗腐蚀能力。

3. 内膛尾喷管（Internal nozzle）：内膛尾喷管用于液体火箭发动机，它们通过喷嘴内的流道来引导产生推力的燃烧产物。

内膛尾喷管通常由合金或复合材料制成，其内腔的形状可以根据设计要求进行调整，以提供最大的推力效果。

内膛尾喷管的优点是重量较轻、结构简单且容易维护，因此在航天器和导弹等领域得到广泛应用。

4. 外膛尾喷管（External nozzle）：外膛尾喷管也用于液体火箭发动机，但与内膛尾喷管不同的是，它们的喷头外部包裹了一个附属结构。

外膛尾喷管通常由金属制成，这个附属结构可用于增强尾喷管的结构强度和耐高温能力。

外膛尾喷管的设计更为复杂，但能够提供更大的推力和燃烧效率。

5. 可调节尾喷管（Thrust vector control nozzle）：可调节尾喷管是一种特殊类型的尾喷管，用于控制火箭的姿态和飞行方向。

这种尾喷管可以根据需要改变喷口的方向，从而产生推力的方向调整。

可调节尾喷管通常由活动部件和传感器组成，它们通过飞行控制系统驱动，以实现姿态和飞行控制。

在设计尾喷管时，工程师需要综合考虑多个因素，如火箭的燃料类型、推力要求、发动机性能和结构设计等。

航空发动机尾喷管及其发展趋势
崔响;徐志晖
【期刊名称】《山东工业技术》
【年(卷),期】2018(000)003
【摘要】尾喷管又名喷管、排气喷管或推力喷管是喷气式飞机的发动机的重要组成部分之一,其主要作用是将飞机燃烧室燃烧后的产物喷射出去,一方面起到排除废气的作用,并一方面喷射时产生的反作用力来推动飞机,为飞行提供一部分动力.本文通过系统的介绍尾喷管的分类、作用、性能指标、发展现状及其未来的发展趋势,加深对尾喷管这一部件的认识,为推动我国航空事业的发展作出贡献.
【总页数】1页(P234)
【作者】崔响;徐志晖
【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部,沈阳 110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部,沈阳 110136
【正文语种】中文
【相关文献】
1.航空发动机矢量喷管作动器伺服阀非稳态热分析 [J], 刘友宏;丁玉林;罗一夫
2.航空发动机用TaW10喷管断裂失效分析 [J], 孙伟;朱宝辉;周晓军
3.航空发动机尾喷管固体颗粒流动特性研究 [J], 张豪;孙振生;胡宇;王广
4.航空发动机矢量喷管作动器电磁阀通油不冷却工况热分析 [J], 丁玉林;刘友宏;牛俊杰
5.航空发动机圆套状尾喷管流场温度场数值模拟 [J], 夏春林;刘德彰
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标题：CFM56-7B发动机尾喷管损伤检查标准：全面评估与深入探讨尊敬的读者，在工业制造领域，发动机是飞机的心脏，其工作状态直接关系到飞行安全和效率。

而CFM56-7B发动机作为常见的喷气式飞机发动机之一，在飞行过程中可能会出现尾喷管损伤问题，因此对其损伤检查标准的深入探讨显得尤为重要。

本文将从整体概述、损伤类型、检查标准、个人观点等多方面进行全面评估，并按照从简到繁、由浅入深的方式展开叙述，帮助读者更好地理解CFM56-7B发动机尾喷管损伤检查标准。

一、概述CFM56-7B发动机尾喷管是发动机的重要组成部分，其损伤可能会对发动机工作状态产生严重影响。

而对于CFM56-7B发动机尾喷管损伤检查标准的了解，可以帮助飞机维修人员及时发现并解决问题，确保飞机的飞行安全。

二、损伤类型CFM56-7B发动机尾喷管可能出现的损伤类型包括磨损、裂纹、腐蚀等。

这些损伤可能是由于发动机工作环境、材料质量、使用年限等因素导致的。

对于不同类型的损伤，需要采取不同的检查方法和标准。

三、检查标准对于CFM56-7B发动机尾喷管的损伤检查标准，通常包括外观检查、非破坏性检测、超声波检测等多种方法。

这些检查标准需要严格遵守，并结合实际情况进行综合判断。

四、个人观点在我看来，CFM56-7B发动机尾喷管损伤检查标准的制定和执行，不仅需要依靠丰富的经验和严谨的态度，还需要借助先进的技术手段和设备。

只有全面深入地了解检查标准，并且结合实际情况进行评估，才能更好地保障飞机的飞行安全。

总结回顾通过本文的全面评估和深入探讨，相信读者对于CFM56-7B发动机尾喷管损伤检查标准已经有了更清晰的认识。

在飞机维修保养中，对于尾喷管损伤的及时发现和处理，将对飞机的飞行安全和正常运行起到至关重要的作用。

CFM56-7B发动机尾喷管损伤检查标准是一个复杂而重要的课题，需要我们不断探索和总结经验，以期为飞行安全保驾护航。

感谢您的阅读与支持！此致敬礼随着航空业的发展和飞机运输的日益普及，飞机发动机作为飞机的心脏，其安全运行至关重要。

航空发动机尾喷管中文名称：尾喷管英文名称：nozzle相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计分类：发动机；尾喷管；定义与概念：尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。

它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。

国外概况：为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。

喷管前后的落压比控制膨胀过程。

当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。

尾喷管的功能可以概括如下：·以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；·使出口压力尽可能接近外界大气压力；·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；·如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；·如果需要，可使推力反向和/或转向；·如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。

各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。

尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。

对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。

在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。

在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。

在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。

70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。

在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。

心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（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。

专利名称：一种航空三维矢量发动机尾喷管
专利类型：实用新型专利
发明人：吕春毅,张帆,刘爱冰,孟朋,武际兴,杨文韬,王慧恒申请号：CN202020938379.1
申请日：20200529
公开号：CN212202287U
公开日：
20201222
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型涉及一种航空三维矢量发动机尾喷管，包括机匣、调节片、调节片收敛电机、牵引绳、调节片扩张弹簧、调节片球铰、调节片尾端连接件、安装座、安装孔、电机输出轴和独立固定端。

所述调节片通过调节片球铰与机匣连接；所述调节片之间通过调节片尾端连接件连接；所述调节片扩张弹簧分别与机匣和调节片连接；所述调节片收敛电机安装在机匣上；所述牵引绳一端与电机输出轴连接，另一端与另一个调节片收敛电机的独立固定端相连接。

本实用新型航空三维矢量发动机尾喷管通过调节片收敛电机缩短和伸长牵引绳的有效长度，与调节片扩张弹簧的弹性力共同作用改变尾喷管口径大小和方向，调整出口气流压力，具有执行机构少，控制简单，价格低廉的优点。

申请人：山东理工大学
地址：255086 山东省淄博市高新技术产业开发区高创园A座313室
国籍：CN
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民航发动机机构及系统一、引言民航发动机是飞机的心脏，为飞机提供必要的动力，使其能够在空中飞行。

随着航空技术的飞速发展，民航发动机机构和系统也日趋复杂和高效。

本文将对民航发动机的机构和系统进行详细解析，以便更好地理解这一关键技术领域。

二、发动机类型1.涡轮喷气发动机：涡轮喷气发动机是现代民航飞机最常用的动力来源。

它由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。

空气经进气道进入压气机，被压缩后进入燃烧室与燃料混合燃烧，产生的高温高压气体经涡轮膨胀做功，驱动涡轮旋转，从而带动压气机工作。

最后，气体经尾喷管排出，产生推力。

2.涡轮螺旋桨发动机：涡轮螺旋桨发动机主要用于中短途航班和支线航班。

它与涡轮喷气发动机的主要区别在于，它通过一个减速器将涡轴的高转速降低，从而驱动螺旋桨旋转。

螺旋桨产生的拉力推动飞机前进。

3.涡轴发动机：涡轴发动机主要用于直升机。

它与涡轮螺旋桨发动机类似，但不同之处在于它通过一个垂直轴来驱动旋翼旋转，从而产生升力。

三、发动机机构1.压气机：压气机是发动机的核心部件之一，负责将空气压缩，为燃烧室提供必要的空气流量。

压气机通常由多级叶片组成，每级叶片都会增加空气的压缩比。

2.燃烧室：燃烧室是发动机中燃料与空气混合燃烧的地方。

燃烧室的设计对发动机的效率和排放具有重要影响。

现代发动机的燃烧室通常采用环形设计，以提高燃烧效率并降低排放。

3.涡轮：涡轮是发动机的另一个核心部件，负责将燃烧产生的高温高压气体的能量转换为机械能，从而驱动压气机和其他附件工作。

涡轮通常由多级叶片组成，每级叶片都会提取气体的一部分能量。

4.尾喷管：尾喷管是发动机的排气系统，负责将燃烧后的气体排出飞机。

尾喷管的设计对发动机的推力和效率具有重要影响。

现代发动机的尾喷管通常采用可调节设计，以根据飞行条件调整推力。

四、发动机系统1.燃油系统：燃油系统负责将燃油从油箱输送到发动机，并与空气混合后进入燃烧室。

燃油系统的设计需要考虑多种因素，如燃油流量、压力和温度等。