戰鬥機的發動機噴氣孔為什麼會變形？

1樓：Tang jiyong

在航空發動機中，尾噴管的主要作用就是讓經過渦輪的高溫高壓燃氣進一步膨脹，增加燃氣的速度，提高燃氣的出口動量，同時也就增大了航空發動機的推力。

所以噴管基本就是這麼乙個裝置，高溫高壓氣體通過它之後，溫度和壓力降低，氣體速度增加。下圖是一維流動的示意圖：

然後再根據一維流動的3個控制方程（連續方程，動量方程，能量方程）+理想氣體狀態方程+絕熱方程，可以得出混氣的馬赫數和噴管截面積的微分關係如下式：

其中的γ是混氣的比熱比，是個常數，約1.3。由上面的式子可以得出，當混氣的馬赫數小於1時，隨著馬赫數增加，噴管的截面積應該增加；當混氣的馬赫數大於1時，隨著馬赫數增加，噴管的截面積應該減小。

實在不明白的，我們可以再將上式積分，並假定在臨界狀態時（即馬赫數M=1時）噴管截面積為，可以得到下式：

再用matlab畫個示意圖：

所以要想把亞聲速混氣膨脹加速到超聲速，必須使用這樣的噴管：

那麼噴管出口的面積是否需要變化呢，要的話又應該怎麼變化呢，這就需要考慮混氣的膨脹程度了。一般來說，為了減少混氣的能量損失，應盡量使高溫混氣膨脹到出口處混氣的靜壓等於環境大氣壓力。為了表徵混氣的膨脹程度，下面需要定義兩個比值：

噴管的實際壓力降=噴管進口氣流總壓/噴管出口截面靜壓

噴管的可用壓力降=噴管進口氣流總壓/環境大氣壓

其中噴管的可用壓力降僅與飛行條件和發動機工作狀態有關，而噴管的實際壓力降不僅與飛行條件和發動機工作狀態有關，還與噴管的型別尺寸有關，我們設計噴管的目的就是使得實際壓力將盡量等於可用壓力降。

目前的渦噴發動機最常採用的就是收斂型噴管（拉瓦爾噴管的前半部分），很明顯收斂型噴管的混氣最大出口速度為聲速。那麼在收斂型噴管中我們能實現的最大壓力降為：

我們把這個壓力降稱作臨界壓力降，其中是臨界狀態混氣的靜壓。這個數值大概多大呢，經過一系列推導，我們可以得到：

所以在設計噴管前，我們先比較比較噴管的可用壓力降和臨界壓力降得大小，如果可用壓力降不大於臨界壓力降，或者大得不多時，我們就採用收斂噴管，結構簡單。

但是，在超高聲速飛行時，噴管中的可用壓力降較大，這時候就需要使用收斂擴張噴管，來保證混氣充分膨脹。

其實在沒有加力燃燒室的渦噴發動機中，噴管一般都是固定的，出口面積並不可以調節，也就是說即使混氣沒有完全膨脹也沒關係，損失一點推力可以接受，省去了結構複雜的可調噴管。

但是在有加力燃燒室的渦噴發動機中，可用壓力降能達到15-20的量級，由於加力度的不同（油門大小），噴管的可用壓力降變化顯著，為了維持壓氣機，渦輪的工作狀態不隨加力燃燒室改變而改變，噴管的出口面積必須可調。即：加力油門由小變大時，可用壓力降也由小變大，導致噴管出口面積必須由小變大。

2樓：Xi Yang

為了適應不同的發動機工況，主要是噴氣速度和流量。

是否只有戰鬥機的噴氣口是能變的嗎？

基本上只有帶加力燃燒室的噴氣機才需要可調噴口，而只有軍用飛機才用得上帶加力的噴氣機。