拉瓦尔喷管设计计算

现代战机所采用的动力装置都是涡喷或者小涵道比的涡扇发动机。尾喷管是喷气式飞机的发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动飞机。乍一听，这好像也就是个负责排气的很简单的东西，其实则不然。

歼10b尾喷管

飞机上的一般由中介管和喷口组成，尾喷管不同的燃气涡轮发动机，尾喷管的设计也不尽相同。中介管在涡轮后，由整流锥和支撑板组成，起整流作用。以防止燃气在涡轮后方产生强烈的涡流，影响发动机的推力。至于喷口，一般为收敛型，但是当飞机的飞行速度越来越高时，为了提高发动机的工作效率，获得更大的推力，这时经常采用一种超声速喷管：拉瓦尔喷管。拉瓦尔喷管的构造也不复杂，喷管的前半部是由大变小向中间收缩至一个窄喉，后半部分又是截面积逐渐变大的扩张形状的。就通过这一收敛与扩展，拉瓦尔喷管能使发动机的亚音速气流加速到超音速喷出，从而产生更大的推力。那么这简简单单的设计为什么会有如此神奇的效果呢？这还要从低速气流与高速气流不同的流动特点说起。

拉瓦尔喷管

低速气流的流动特点：

低速气流在流动的过程中，由于其密度变化不大，因此可以近似认为是不可压缩的,即密度为常数。低速气流在变截面管道中的流动情况如下图所示。当管道收缩时,A2<A1，由不可压缩流体的连续性方程可知，气流的流速将增加V2>V1，又由伯努利方程可知，流速小的地方气流的静压大，流速大的地方气流的静压将减小。因此，P2<P1。反之，当管道扩张时，A2>A1,气流的流速将减小,即V2<V1 ,而气流的静压将增加，即P2>P1。

低速气流在变截面管道中的流动

注：不可压缩流体的连续性方程：当气流稳定而连续的流过一个变截面管道时，由于流体是不可压缩的，密度不发生变化，管道中的任意一部分气流既不能中断也不能堆积，因此根据质量守恒可知在同一时间内流过管道任意截面的气体质量都是相等的。即：ρ1 V1 A1=ρ2 V2 A2又密度不变，所以公式两边可以消去密度项，所以可得：V1 A1=V2 A2即为不可压缩流体的连续性方程。

流体在变截面管道中的流动

高速气流的流动特点：

在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所引起的空气密度变化量很小,其影响可以略去不计;而在高速飞行中，气流速度变化所引起的空气密度变化,会引起空气动力发生很大的变化,甚至会引起空气流动规律的改变，因此它的影响就不能忽略了。这就是高速气流特性与低速气流特性之所以不同的根本所在。

随着气流速度的增加，当其接近和大于声速时，气流受到强烈的压缩、压力、密度和温度都会发生显著的变化，气流流动特性会出现一些与低速气流不同的质的差别。与低速气流相反，高速气流流经收敛管道密度会剧烈增加，并且密度的变化会直接占据主导地位，从而使超声速气流减速、增压；而扩张形管道将使超声速气流增速、减压。对于超声速气流，由于密度不再是常数，因此应遵循可压缩流体的连续性方程。管道横截面积的减小或增加要求密度和速度的乘积也相应地增加或减小，而此值的增加或减小又是通过密度的迅速增大和流速的缓慢减小或者密度的迅速减小和流速的缓慢增加来实现的。对于超声速气流，下图所示的变截面管道中,若A2<A1,则有ρ2>ρ1，V2<V1，P2>P1；反之，若A2>A1，则有ρ2<ρ1，V2>V1，P2<P1。

超音速气流在变截面管道中的流动

拉瓦尔喷管的诞生：

总之，在亚声速气流中，流速随着管道面积的减小而增大，而在超声速气流中，气流速度却会随着管道截面积的增大而增大。因此，人们灵机一动就据此原理，发明了一种先收缩后扩展的管道形状，这就是拉瓦尔喷管。喷管直径最小的地方称为喉道，当马赫数小于1的亚声速气流流经喉道左半部的收敛型管道，随着管道面积的减小而使流速加快，马赫数也增大，在喉道部分马赫数达到1气流流过喉道之后，气流按照超声速气流的流动特性继续流动，喉道右侧，喷管横截面积变大，气流的速度进一步增大，于是就得到了超音速气流。

拉瓦尔喷管

当然了这是比较理想的情况，在实际运用中需要一些优化设计才行。如果拉瓦尔喷管的上下游没有保持足够的压强，那么气流在喉道部分就达不到音速，那么整个管道的流动就都是亚音速的了，这就形成了文丘里管流动。

战斗机尾喷管

火箭发动机尾喷管

拉瓦尔喷管在飞机与火箭发动机上应用广泛，不过火箭发动机自带燃烧剂与氧化剂，一般工作比较稳定，采用的是不可调节的喷管。而战机上使用的燃气涡轮发动机需要依赖空气中的氧气，而且使用任务也更加的复杂，既要在高空飞又要在低空飞，既要能飞高速又要能飞低速，因此采用的都是可调节式的喷管。