03第三讲 航空发动机——进气系统
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航空发动机部件-进气道
➢ 外压式：外压式超音速进气道的原理是利用一道或多道斜 激波加上最后一道正激波使超音速气流变为亚音速。 ➢外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为2.0以下时使 用。
➢混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式 组成。超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是 超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部 或扩张段中的正激波转变为亚音速。
➢由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式 进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上 很多采用混合式进气道。
亚音速进气道性能参数
➢3.空气流量
➢单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 ➢单位是:公斤／秒。
qm,a AV K
po* T0*
A0q(Ma)
➢影响流量的因素有: 大气密度, 飞行速度和 压气机的转速。
➢大气密度越高, 进入发动机的空气流量越多,而大 气密度受大气温度和飞行高度的影响
➢流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动 损失大，冲压比低；
➢飞行速度：当大气温度和流动损失一定时，飞行 速度大，冲压比高；
➢大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，大气 温度高，冲压比低。
• 大气温度是随着飞行高度而变化的。
• 当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞 行高度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
➢ 大气温度越高, 则空气的密度越低； ➢ 飞行高度越高, 空气的密度也越低；
➢飞行速度越大, 则进入发动机的空气流量也越多;
➢压气机转速越高, 进入发动机的空气流多。
• 4.流量系数
• 进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面 积的比值为流量系数。
•
i
AO Ai
• 进气道流量系数的变化规律
• 当V=0，Ma=0时，i
➢混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式 组成。超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是 超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部 或扩张段中的正激波转变为亚音速。
➢由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式 进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上 很多采用混合式进气道。
亚音速进气道性能参数
➢3.空气流量
➢单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 ➢单位是:公斤／秒。
qm,a AV K
po* T0*
A0q(Ma)
➢影响流量的因素有: 大气密度, 飞行速度和 压气机的转速。
➢大气密度越高, 进入发动机的空气流量越多,而大 气密度受大气温度和飞行高度的影响
➢流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动 损失大，冲压比低；
➢飞行速度：当大气温度和流动损失一定时，飞行 速度大，冲压比高；
➢大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，大气 温度高，冲压比低。
• 大气温度是随着飞行高度而变化的。
• 当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞 行高度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
➢ 大气温度越高, 则空气的密度越低； ➢ 飞行高度越高, 空气的密度也越低；
➢飞行速度越大, 则进入发动机的空气流量也越多;
➢压气机转速越高, 进入发动机的空气流多。
• 4.流量系数
• 进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面 积的比值为流量系数。
•
i
AO Ai
• 进气道流量系数的变化规律
• 当V=0，Ma=0时，i
发动机的进气系统图解
发动机的进气系统图解工具/原料管件拆装工具调试用电脑方法/步骤减小进气阻力进气系统阻力大小会影响进气流速，阻力越大流速越低，导致进气量减少，发动机动力减弱。
想要增加动力就需要减小进气阻力，那么阻力主要来自哪里呢？对于现代汽车，进气系统阻力主要来自空滤，进气管道，对此，我们可以更换高流量的空滤，或者甚至干脆不装空滤（豪车还是不建议这样做），并将原厂的工程塑料或铸铁进气道换为不锈钢或碳纤维材质的进气管道，不仅内壁光滑程度得到保障，更能起到降低进气温度，增大进入气缸中空气的密度，从而提高进气量。
增压涡轮增压相信大家都听说过，对于它粗暴的工作方式和明显的动力提升也有一定了解，常见的进气增压主要分为涡轮增压和机械增压，涡轮增压适合高速发动机，机械增压则适合大扭矩的低转速发动机。
无论哪种增压方式，都是强制将更多的气体压进气缸，配合适量的燃油进行做功，爆发出远超自然吸气功率值的强大动力，不过使用涡轮增压要留意低速的涡轮迟滞问题，一旦适应了低转速时的迟滞，涡轮会在高速时带给你愉悦的体验。
优化进气歧管长度现代多缸发动机进气系统都有一段进气总管连接空滤与稳压腔，再由进气歧管将空气输送至各个气缸，而进气歧管的长度和直径在这里也扮演了一个意想不到的重要角色。
很多人并不知道，发动机的进气过程是一个复杂的脉动和谐振过程，也就是说当进气门开启时，进气门口处的压力是波动的，波动的振幅和频率其实就是由进气歧管的直径和长度决定的。
所以如果能利用理论计算配合软件分析，就能得出适合一款发动机的最佳进气歧管长度和直径，使得当进气门开启时刚好气门口存在一个高压，将气体压入气缸。
汽车厂家并不是分析不出完美的歧管长度，只是有时为了总体空间的布置而做出了动力性上的牺牲，这就要靠我们自己找回来了。
配气正时系统优化现在多数中高端汽车的发动机都已经配备了或先进或稍落后些的可变配气正时系统，使得气门开启的时机和程度可以随发动机转速及工况自由变化，但仍有很多低端车型没有该功能。
参考资料 - 发动机进排气系统及其设计
以涡扇发动机排气系统为例：
⚫ 内外涵两股排气：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流。
⚫ 排气方式： 混合排气：常用在低涵道比发动机上，长外涵，两股气流
由内部混合器充分混合后排出。有利于降低噪音。 分开排气：用于高涵道比发动机上，短外涵，两股气流排
出后于大气中混合。 见下图：
发动机排气系统分类：
发动机排气系统
乘波飞行理论：对于一个尖楔体，以高速飞机上常见 的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产 生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成 一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区 的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压 区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像 乘在激波上，乘波飞行由此得名。
由于“启动”问题的限制，即使进气道前的脱体激波 移动至喉部下游稳定位置，阻碍了其实际的运用。
◆ 外压式进气道
由外罩和中心体组成，如下图2-2所示，利用中心体 产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正激波使超音 速气流变为亚音速气流而减速增压。
结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞 机多采用此类型进气道。
➢ 将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气， 产生推力。
➢ 对涡喷发动机，涡轮后排气流产生全部推力；对涡扇发动 机，风扇排气产生主要推力，涡轮排气产生部分推力；对 涡桨发动机，排气流产生的推力更少，主要是靠螺旋桨产 生拉力。
➢ 从涡轮出来的排气流，因有高速旋流，为了降低摩檫损失， 通常将排气锥和外壁之间的通道设计为扩散的，气流流速 降低、压力升高。涡轮后部支板对气流进入喷管之前整流， 避免旋涡损失。
◼ 内部流动损失
➢ 粘性摩擦损失
由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的，因 此内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失。
进气系统的工作原理
进气系统的工作原理进气系统包含了空气滤清器、进气歧管、进汽门机构。
空气经空气滤清器过滤掉杂质后，流过空气流量计，经由进气道进入进气歧管，与喷油嘴喷出的汽油混合后形成适当比例的油气，由进汽门送入汽缸内点火燃烧，产生动力。
一、容积效率引擎运转时，每一循环所能获得的空气量多少，是决定引擎动力大小的基本因素，而引擎的进气能力乃是藉由引擎的『容积效率』及『充填效率』来衡量。
『容积效率』的定义是每一个进气行程中，汽缸所吸入的空气在大气压力下所占的体积和汽缸活塞行程容积的比值。
之所以要用在所吸入空气在大气压力下所占的体积为标准，是因为空气进入汽缸时，汽缸内的压力比外在的大气压力为低，而且压力值会有所变化，所以采用一大气压的状态下的体积作为共通的标准。
并且由於在进行吸气行程时，会遭受各种的进气阻力，加上汽缸内的高温作用，因此将吸入汽缸内的空气体积换算成一大气压下的状态时，一定小於汽缸的体积，也就是说自然吸气引擎的容积效率一定小於１。
进气阻力的降低、汽缸内压力的提高、温度降低、排气回压降低、进汽门面积加大都可提高引擎的容积效率，而引擎在高转速运转时则会降低容积效率。
二、充填效率由於空气的密度是因进气系统入口的大气状态（温度、压力）而有所不同，因此容积效率并不能表现实际上进入汽缸内空气的质量，於是我们必须靠"充填效率"来说明。
"充填效率"的定义是每一个进气行程中所吸入的空气质量与标准状态下（1大气压、20℃、密度：1.187Kg/cm2占有汽缸活塞行程容积的干燥空气质量的比值。
在大气压力高、温度低、密度高时，引擎的充填效率也将随之提高。
由此也可看出，容积效率所表现的是引擎构造及运转状态所造成引擎性能的差异，充填效率表现的则是运转当时大气状态所引起引擎性能的变化。
进气岐管与容积效率另一项影响容积效率的重要因素是进气歧管的长度，由此也引发了与容积效率有关的『脉动』及『惯性』两种效应。
发动机进气增压控制系统
通过进气增压，发动机能够吸入 更多的空气，从而增加燃料燃烧 效率，提高发动机的功率和扭矩
输出。
增压后，气缸内的空气密度增加， 使得燃油和空气混合物燃烧更加 充分，提高了发动机的功率和扭
矩。
增压压力的调节可以针对不同工 况进行优化，使得发动机在各种 转速和负载下都能获得最佳的动
力输出。
燃油经济性的改善
进气增压能够提高发动机的容 积效率，使得燃油能够更加充 分地燃烧，减少了燃油的浪费。
由于增压后发动机的功率和 扭矩提高，车辆可以更加高 效地加速和爬坡，减少了不
必要的燃油消耗。
增压控制系统能够根据车辆行 驶状态和驾驶员需求进行智能 调节，实现燃油经济性的最大
化。
排放性能的改善
1
进气增压能够提高发动机的燃烧效率，减少不完 全燃烧和未燃烧的燃料排放，从而降低污染物排 放。
发动机扭矩控制
电子控制单元（ECU）
根据车辆行驶状态、驾驶员意图和传感器信号，计算出所需的扭 矩。
燃油喷射系统
根据ECU指令，精确控制燃油喷射量，以实现所需的扭矩输出。
废气再循环系统
通过回收部分废气来调节发动机的扭矩输出，降低氮氧化物排放。
04 进气增压控制系统对发动 机性能的影响
功率和扭矩的提高
功能
通过提高进气压力，增加发动机 的充气效率，从而提高发动机的 功率和扭矩输出，改善发动机的 动力性能和燃油经济性。
增压系统的种类
01
02
03
机械增压系统
通过机械方式将空气压缩 并送入发动机，通常由皮 带或链条驱动。
涡轮增压系统
通过涡轮将发动机排出的 废气能量转化为压缩空气 的能量，再送入发动机。
发动机进气增压控制系统
进气系统基本知识介绍
密封件
确保滤清器与发动机进气 管路之间的密封性，防止 未经过滤的空气进入发动 机。
维护与更换
定期检查
按照车辆使用说明书的要求，定期检 查空气滤清器的状况，确保其正常工 作。
清洁滤清器
更换滤清器
当滤清器损坏严重或已达到使用寿命时， 应及时更换新的滤清器。更换时需注意滤 清器的型号和规格与原车要求相符。
05
进气系统传感器
空气流量传感器
01
作用
测量进入发动机的空气流量，为ECU提供控制喷油量的主要依据。
02
类型
热线式、热膜式、卡门涡旋式等。
03
工作原理
热线式利用惠斯顿电桥原理，通过测量热线电阻变化来计算空气流量；
热膜式与热线式类似，但采用热膜作为测量元件；卡门涡旋式则利用流
体振荡原理来测量空气流量。
燃油压力调节器及燃油泵
燃油压力调节器
燃油压力调节器的作用是保持燃油系统的压力稳定，防止因压力过高或过低而影响发动机性能。它主要由膜片、 弹簧和调压阀等组成，通过膜片感受燃油压力变化并调节调压阀的开度，从而保持燃油系统压力恒定。
燃油泵
燃油泵的作用是将燃油从油箱中抽出并加压后送往喷油器。根据驱动方式不同，可分为机械式和电动式两种类型。 机械式燃油泵由发动机凸轮轴驱动，而电动式燃油泵则由电机驱动。现代汽车多采用电动式燃油泵，具有结构紧 凑、工作可靠、噪音小等优点。
在检查过程中，如发现滤清器表面有较多灰 尘或杂质，可使用压缩空气从内向外吹拂清 洁，注意不可使用水或其他液体清洗。
03
进气管路与节气门体
进气管路设计
进气管路布局
合理的进气管路布局可以 降低进气阻力，提高发动 机的充气效率。
管径与长度
航空发动机原理
CDAVTC
亚音速进气道
组成 壳体和前整流锥 站位分析 0－0截面
• 进气道前气流未受扰动处 的截面 进气道的进口 进气道的出口
01－01截面
• •
1－1截面
CDAVTC
进气道的要求
进气道要在任何情况下满足气流速度的转变 进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决 定的，而进气道出口的气流速度是由发动机的 工作状态决定的 一般情况下，进气道前方气流与出口的速度是 不相等的 对进气道最基本性能要求是： 飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状 态下，进气道都能以最小的总压损失满足发动 机对空气流量的要求。
流动损失
出口流场的崎变指数
D
p
* 1,max
p p
* 1
* 1,min
进气道出口流场不均匀对发动机的稳定工作有 很大影响, 会使压气机喘振和燃烧室熄火 出口总压参数 衡量进气道出口气流流场应均匀, 描写流场均匀 度的参数
CDAVTC
冲压作用
冲压作用 冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的 过程。 亚音速飞机 • 进气道出口静压P1与P0比值最多在1.7左右 • 冲压作用不是很明显 超音速飞机 • Ma＝2.0， P1/P0=7; Ma＝3.0， P1/P0=30; • 几何可调以防止较大的反压梯度下分离
CDAVTC
CDAVTC
CDAVTC
采用了宽弦风扇叶片的涡扇发动机 由于叶片稠度较小,而且采取了防外来物打伤的措施,故这些
发动机的进气整流锥都没有防冰装置
维修 在对进气道进行维修时要特别注意进气道内不能有多余物 同时还要注意保持进气道的形面，不要用硬的工具敲打进 气道
进气系统基本知识介绍 ppt课件
1. 改变凸轮轴与曲轴的相对转角的可变配气
相位机构该机构 凸轮型线是固定的而凸轮轴相对曲轴的转角
是可变的。
2. 改变凸轮与气门之间连接的可变配气相位
机构如挺柱、摇 臂或推杆的结构，间接的实现改变凸轮型线
作用。缺点是机构 从动件多，结构复杂，气门系存在冲击。
Page 33
谢 谢！
Page 34
Page 11
空气滤清器的设计要点
1. 空滤器芯孔径及过滤面积取决于发动机排量、使用环 境、更换周期及进气阻力等因素。
2. 空滤器的安装尺寸及壳体形状取决于整车布置要求， 但也应注意降噪和谐振增压。
3. 空滤器壳体和连通管路和设计应尽量避免气流产生急 转弯，并使气体通过滤芯全面积。
4. 设计时还应注意降噪和进气阻力与管路直径、长度的 关系，在管路和滤清器上设置谐振器是降噪的有效方 法。
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进气系统的结构示意图
进气岐管
滤芯
Page 2
精品资料
1. 你怎么称呼老师？ 2. 如果老师最后没有总结一节课的重点的难点，你
是否会认为老师的教学方法需要改进？ 3. 你所经历的课堂，是讲座式还是讨论式？ 4. 教师的教鞭 5. “不怕太阳晒，也不怕那风雨狂，只怕先生骂我
笨，没有学问无颜见爹娘 ……” 6. “太阳当空照，花儿对我笑，小鸟说早早早……”
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进气岐管
Page 13
进气岐管
进气歧管的作用：1、把空气、燃料、曲轴箱通风的油气和 EGR（排气再循环）的废气均匀的分配给各缸；2、利用进气歧管 和稳压箱的形状和长度提高充量系数。
为了均匀分配到各个气缸，进气岐管内的气体流道长度应尽 可能相等。为了减小气体流动阻力，提高进气能力，进气岐管的 内壁应该光滑。
相位机构该机构 凸轮型线是固定的而凸轮轴相对曲轴的转角
是可变的。
2. 改变凸轮与气门之间连接的可变配气相位
机构如挺柱、摇 臂或推杆的结构，间接的实现改变凸轮型线
作用。缺点是机构 从动件多，结构复杂，气门系存在冲击。
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空气滤清器的设计要点
1. 空滤器芯孔径及过滤面积取决于发动机排量、使用环 境、更换周期及进气阻力等因素。
2. 空滤器的安装尺寸及壳体形状取决于整车布置要求， 但也应注意降噪和谐振增压。
3. 空滤器壳体和连通管路和设计应尽量避免气流产生急 转弯，并使气体通过滤芯全面积。
4. 设计时还应注意降噪和进气阻力与管路直径、长度的 关系，在管路和滤清器上设置谐振器是降噪的有效方 法。
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进气系统的结构示意图
进气岐管
滤芯
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精品资料
1. 你怎么称呼老师？ 2. 如果老师最后没有总结一节课的重点的难点，你
是否会认为老师的教学方法需要改进？ 3. 你所经历的课堂，是讲座式还是讨论式？ 4. 教师的教鞭 5. “不怕太阳晒，也不怕那风雨狂，只怕先生骂我
笨，没有学问无颜见爹娘 ……” 6. “太阳当空照，花儿对我笑，小鸟说早早早……”
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进气岐管
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进气岐管
进气歧管的作用：1、把空气、燃料、曲轴箱通风的油气和 EGR（排气再循环）的废气均匀的分配给各缸；2、利用进气歧管 和稳压箱的形状和长度提高充量系数。
为了均匀分配到各个气缸，进气岐管内的气体流道长度应尽 可能相等。为了减小气体流动阻力，提高进气能力，进气岐管的 内壁应该光滑。
进气系统培训PPT
⑵进气歧管的结构：
第13页
二、发动机进气系统主要零件介绍
⑶进气歧管的分类：
铝合金进气歧管 ➢ 进气歧管本体采用砂芯铸造，
一次成型，对毛坯的安装面、 安装孔进 行机加工后，再进 行各管接头与堵塞的压装。 ➢ 材料：AC4B-F
第14页
二、发动机进气系统主要零件介绍
塑料进气歧管
➢ 进气歧管本体采用分片设计， 生产过程中采用分片注塑成 型，通过振动摩擦焊完成塑 料进气歧管本体的制作，再 进行热插螺母、冷压钢套的 安装。
4、怠速偏高，声音异常
节气门垫接口处有泄漏部位
故障现象： 汽车在 正常怠速运转时， 表现出转速偏高， 有时候伴随着异响。
进气歧管连接处有泄漏部位
节气门后方进气管路中有泄漏部位
第21页
第22页
第4页
一、发动机进气系统概述
3、发动机进气系统分类
当代汽车进气系统主要是可变进气系统。
可变气门 正时
连续可变 气门正时
电子可变 正时
电子可变 气门升程
第5页
二、发动机进气系统主要零件介绍
1、发动机进气系统结构
一个完整的进气系统可以分为两部分：发动机进气管多支管系统和空气进入系统。（见图1 和图2）
A B
进气系统设计的好坏直接影响 到发动机的功率及噪声品质， 关系到整车的乘坐舒适性。
B
第3页
一、发动机进气系统概述
2、发动机进气系统工作原理
发动机工作时，驾驶员通过加速踏板 操纵节气门的开度，进入发动机的空 气经空气滤清器滤去尘埃等杂质后， 流经空气流量计，沿节气门通道进入 动力腔，再经进气歧管分配到各个气 缸中。
第6页
二、发动机进气系统主要零件介绍
进气系统 整车部分
第13页
二、发动机进气系统主要零件介绍
⑶进气歧管的分类：
铝合金进气歧管 ➢ 进气歧管本体采用砂芯铸造，
一次成型，对毛坯的安装面、 安装孔进 行机加工后，再进 行各管接头与堵塞的压装。 ➢ 材料：AC4B-F
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二、发动机进气系统主要零件介绍
塑料进气歧管
➢ 进气歧管本体采用分片设计， 生产过程中采用分片注塑成 型，通过振动摩擦焊完成塑 料进气歧管本体的制作，再 进行热插螺母、冷压钢套的 安装。
4、怠速偏高，声音异常
节气门垫接口处有泄漏部位
故障现象： 汽车在 正常怠速运转时， 表现出转速偏高， 有时候伴随着异响。
进气歧管连接处有泄漏部位
节气门后方进气管路中有泄漏部位
第21页
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一、发动机进气系统概述
3、发动机进气系统分类
当代汽车进气系统主要是可变进气系统。
可变气门 正时
连续可变 气门正时
电子可变 正时
电子可变 气门升程
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二、发动机进气系统主要零件介绍
1、发动机进气系统结构
一个完整的进气系统可以分为两部分：发动机进气管多支管系统和空气进入系统。（见图1 和图2）
A B
进气系统设计的好坏直接影响 到发动机的功率及噪声品质， 关系到整车的乘坐舒适性。
B
第3页
一、发动机进气系统概述
2、发动机进气系统工作原理
发动机工作时，驾驶员通过加速踏板 操纵节气门的开度，进入发动机的空 气经空气滤清器滤去尘埃等杂质后， 流经空气流量计，沿节气门通道进入 动力腔，再经进气歧管分配到各个气 缸中。
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二、发动机进气系统主要零件介绍
进气系统 整车部分
航空活塞发动机-进气过程
• 进气温度: 在进气压力不变的情况下，进气温度越低，空 气密度越大，充填量越大。
第三章 航空活塞发动机的工作过程
■ 气体（或混合气）的受热程度: 发动机工作时，机件受热温度升高。气体受 热越厉害，则其密度越小，故充填量减小;反之，
■ 气体受热程度小，则充填量可以增大。因此， 发动机冷却散热不良，发动机 温度升高，会引起充填量减小。
• 进气门的 开角α • 定义: 进气门的 开角是进气门刚刚打
开时，曲柄与气缸中心线之间的夹角 。 • 进气门要 开，应在排气行程的后期打 开。 • 进气门 开角约为15°－45°。 • 好处: 进气门 开可以尽量多地吹 除废气，尽量多地进入新鲜的混合气 ，提高发动机的容积效率，从而提高 发动机的输出功率，又有利于气缸， 特别是气缸头的冷却。
• 进气门要晚关就应在压缩行程的初期关闭。进气门 晚关角的范围: 40°～80°。
• 好处: 进气门晚关可以尽量多地进入新鲜的混合气; 提高发动机的容积效率，从而提高发动机的输出功 率; 也有利于气缸，特别是气缸头的冷却。
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 进气门的晚关角β
• 关的过晚, 会使一部分已经进入气缸的新鲜混合气 被活塞压回进气管内, 使进入气缸的新鲜混合气充 填量减少。
航空活塞发动机的 工作过程
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 理想循环 –活塞式发动机的理想循环叫奥托循环,又叫定容加热 循环。 – 由下述四个可逆的热力过程组成 • 绝热压缩过程； • 定容加热过程； • 绝热膨胀过程； • 定容放热过程。
第三章 航空活塞发动机的工作过程
第一节 进气过程
一、进气过程的进行情况
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 实际充填量:
第三章 航空活塞发动机的工作过程
■ 气体（或混合气）的受热程度: 发动机工作时，机件受热温度升高。气体受 热越厉害，则其密度越小，故充填量减小;反之，
■ 气体受热程度小，则充填量可以增大。因此， 发动机冷却散热不良，发动机 温度升高，会引起充填量减小。
• 进气门的 开角α • 定义: 进气门的 开角是进气门刚刚打
开时，曲柄与气缸中心线之间的夹角 。 • 进气门要 开，应在排气行程的后期打 开。 • 进气门 开角约为15°－45°。 • 好处: 进气门 开可以尽量多地吹 除废气，尽量多地进入新鲜的混合气 ，提高发动机的容积效率，从而提高 发动机的输出功率，又有利于气缸， 特别是气缸头的冷却。
• 进气门要晚关就应在压缩行程的初期关闭。进气门 晚关角的范围: 40°～80°。
• 好处: 进气门晚关可以尽量多地进入新鲜的混合气; 提高发动机的容积效率，从而提高发动机的输出功 率; 也有利于气缸，特别是气缸头的冷却。
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 进气门的晚关角β
• 关的过晚, 会使一部分已经进入气缸的新鲜混合气 被活塞压回进气管内, 使进入气缸的新鲜混合气充 填量减少。
航空活塞发动机的 工作过程
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 理想循环 –活塞式发动机的理想循环叫奥托循环,又叫定容加热 循环。 – 由下述四个可逆的热力过程组成 • 绝热压缩过程； • 定容加热过程； • 绝热膨胀过程； • 定容放热过程。
第三章 航空活塞发动机的工作过程
第一节 进气过程
一、进气过程的进行情况
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 实际充填量:
进气系统学习总结Intake System
进气系统学习总结Intake System一、进气系统的作用：发动机进气系统关系到发动机动力性、经济性、进气噪声、柴油机的烟度等性能。
为发动机提供足量的空气，以保证发动机功率的正常发挥；（进气阻力增加6Kpa，功率下降3%左右）。
有足够的滤清效率及过滤精度，滤除空气中的硬质灰尘颗粒，降低灰尘对发动机的磨损；对进气产生一定的抑制作用，降低进气噪音。
二、进气系统存在理由：1、灰尘、水对发动机工作的影响：灰尘会使磨损加剧，影响寿命和效率，水会使零件腐蚀；2、进气温度对发动机等部件的影响：发动机罩子的温度一般高于环境温度30摄氏度左右，使得管内密度降低，压力下降，帮助进气，但是温度不能太高，太高会使发动机效率下降，对发动机而言理想的进气温度为16~33摄氏度。
三、进气系统的组成：主要空气滤清器（过滤灰尘、降噪）和进气歧管等。
四、基本结构：图（1）进气歧管图（2）空气滤清器五、空气滤清器空气滤清器的导流管：不能太粗，保证流速，做长有利于吸气，长的管路（指所有进气管路）应适当支撑，增压器进口的静弯矩不超过6.8N.m；阻力指示装置：推荐安装高质量的阻力指示装置，它在空滤被阻塞到进气阻力达到发动机规定的最大限值时发出警告，以便及时更换滤芯；除水：为了避免吸如雨水，喷洒水和路面飞溅水、盐溶液等，空气滤清器前应安装适当的除水装置；空气滤清器进口处的温度，不应过高，不应超出环境温度的15℃(较高要求为不超过8℃)，进气温度过高会降低发动机充气系数。
六、进气歧管：为减小进气阻力，内壁光滑；化油器式或节气门体燃油喷射式发动机进气歧管的温度很重要；温度太低，汽油将在管壁上凝结。
因此，对这类发动机的进气歧管应进行适当的加热以促进汽油的蒸发。
如果利用一定长度和直径的进气歧管与一定容积的谐振室组成谐振进气系统，并使其固有频率与气门的进气周期调谐，那么在特定的转速下，就会在进气门关闭之前，在进气歧管内产生大幅度的压力波，使进气歧管的压力增高，从而增加进气量。
03第三讲 航空发动机——进气系统
24
航空发动机原理和结构
超音速进气道的特性：
超音速进气道工作特性比较 敏感，它取决于飞行马赫数 和发动机工作状态。
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25
航空发动机原理和结构
飞行马赫数的变化对波系的影响
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26
航空发动机原理和结构
扩压段正激波推出口外
当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
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18
航空发动机原理和结构
亚音速进气道
亚声速进气道主要用于亚声速飞机或飞行马赫数 M a0 < 1.6 ~ 1.7 的低超声速飞机。例如，亚声速军 用运输机和民航机的巡航飞行马赫数 M a ≤ 0.8 ~ 0.9 ， 一般装有亚声速进气道。 跨声速飞机一般具有高亚声速巡航速度和不大 的超声速，为保证其多状态性和机动性的要求， 这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速 进气道。
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29
航空发动机原理和结构
移动中心体
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30
航空发动机原理和结构
二元进气道调节
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31
航空发动机原理和结构
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32
航空发动机原理和结构
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33
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27
航空发动机原理和结构
喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频 大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造 成发动机熄火或损坏机件。
嗡鸣
在超临界工况时，产生的高频振动。
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28
航空发动机原理和结构
进气道调节
飞机发动机空气系统
喘振：由叶片失速引起的，发生在压气机轴线方 向上的低频率高振幅的气流振荡现象叫喘振。
防喘措施：
中间级放气； 压气机静子叶片可调； 采用多转子。 喘振的探测：
依据压气机出口压力的下降率或转子的减速率来判断。 一旦探测出发生喘振，自动打开放气活门，可调静子叶 片向关的方向上调节，瞬时减少供油，提供高能高值点 火，使发动机从喘振状态恢复过来。
常出现喘振的阶段：启动、加速、减速和反推。
放气活门防喘工作原理：
探测到喘振时，放气活门打开放气，增大放气活 门之前各级的气流轴向速度，气流攻角减小，起 到防止喘振的作用。脱离喘振区后，放气活门关 闭。放气活门还有防止后边各级压气机进入涡轮 状态的功能．
放气活门关闭过早或过晚均不利：关闭过早，发 动机没有脱离喘振范围，仍可能喘振；关闭过晚， 放掉空气，造成浪费。
飞机发动机空气系统
空
发动机空气系统
气
系
统 发动机冷却
空气系统控制
发动机坊冰
发动机
1.
空气系统—冷却
空
外部空气系统
内部空气系统
气
系 通风整流罩
冷却区域
任务
统 发动机机匣 /
冷
燃烧室冷却 涡轮冷却
高压涡轮导向器 和叶片冷却
内部封严 压力平衡
却
涡轮盘和轴冷却
内部冷却
轴承腔冷却 附件冷却
1.1 外部空气系统
低压涡轮间隙控制系统控制低压涡轮（LPT）叶尖 间隙。LPTACC增加或减少流至LPT 机匣的风扇 出口空气量。冷却低压涡轮机匣控制保持LPT叶尖 间隙至最小的热力膨胀。这样可提高燃油效率。
3.引气防冰
结冰条件和位置:
当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的 地面工作时，发动机的进气道前缘，压气机前 缘整流罩、第一级导流叶片都有可能结冰。
防喘措施：
中间级放气； 压气机静子叶片可调； 采用多转子。 喘振的探测：
依据压气机出口压力的下降率或转子的减速率来判断。 一旦探测出发生喘振，自动打开放气活门，可调静子叶 片向关的方向上调节，瞬时减少供油，提供高能高值点 火，使发动机从喘振状态恢复过来。
常出现喘振的阶段：启动、加速、减速和反推。
放气活门防喘工作原理：
探测到喘振时，放气活门打开放气，增大放气活 门之前各级的气流轴向速度，气流攻角减小，起 到防止喘振的作用。脱离喘振区后，放气活门关 闭。放气活门还有防止后边各级压气机进入涡轮 状态的功能．
放气活门关闭过早或过晚均不利：关闭过早，发 动机没有脱离喘振范围，仍可能喘振；关闭过晚， 放掉空气，造成浪费。
飞机发动机空气系统
空
发动机空气系统
气
系
统 发动机冷却
空气系统控制
发动机坊冰
发动机
1.
空气系统—冷却
空
外部空气系统
内部空气系统
气
系 通风整流罩
冷却区域
任务
统 发动机机匣 /
冷
燃烧室冷却 涡轮冷却
高压涡轮导向器 和叶片冷却
内部封严 压力平衡
却
涡轮盘和轴冷却
内部冷却
轴承腔冷却 附件冷却
1.1 外部空气系统
低压涡轮间隙控制系统控制低压涡轮（LPT）叶尖 间隙。LPTACC增加或减少流至LPT 机匣的风扇 出口空气量。冷却低压涡轮机匣控制保持LPT叶尖 间隙至最小的热力膨胀。这样可提高燃油效率。
3.引气防冰
结冰条件和位置:
当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的 地面工作时，发动机的进气道前缘，压气机前 缘整流罩、第一级导流叶片都有可能结冰。
航空发动机工作原理课件
压缩过程
空气经过多级压缩，最终达到较高的压力水平，为燃 烧做准备。
压缩比
压气机出口的空气压力与进口空气压力的比值，影响 发动机性能。
航空发动机的涡轮原理
涡轮工作
涡轮叶片在燃气作用下旋转，将燃气中的能量转 化为机械能。
动力输出
涡轮输出的机械能通过传动轴传递给压气机和其 他部件，驱动发动机运转。
涡轮效率
推力
推力是航空发动机产生的主要动力，用于克服飞机前进时所 受的阻力。推力的大小取决于发动机的转速和进气压力。
功率
功率表示发动机在单位时间内所做的功，是衡量发动机性能 的重要参数。功率与转速和扭矩有关，通常用千瓦（kW）或 马力（hp）表示。
燃油消耗率
燃油消耗率
燃油消耗率是指发动机每产生一定推 力或功率所消耗的燃油量。低燃油消 耗率意味着发动机效率高，经济性好 。
为了平衡性能和可靠性，涡轮进口温度需要进行严格控制。现代发动机采用先进的冷却技术、耐高温 材料和热管理系统来控制涡轮进口温度。
发动机排气温度
发动机排气温度
发动机排气温度是指航空发动机中燃烧 后废气的出口温度。排气温度是衡量发 动机性能和运行状态的重要参数之一。
VS
排气温度的控制
排气温度过高可能导致发动机部件的热损 伤，而排气温度过低则可能影响发动机性 能。因此，需要对发动机排气温度进行监 测和控制，以确保其在正常范围内。
航空发动机工作原理课件
目 录
• 航空发动机概述 • 航空发动机工作原理 • 航空发动机的主要部件 • 航空发动机的性能参数 • 航空发动机的维护与保养 • 未来航空发动机的发展趋势
01
航空发动机概述
航空发动机的定义与分类
总结词
航空发动机是用于产生飞行器所需动力的装置，根据工作原理和结构特点，可分 为活塞式发动机、燃气涡轮发动机和冲压发动机等。
空气经过多级压缩，最终达到较高的压力水平，为燃 烧做准备。
压缩比
压气机出口的空气压力与进口空气压力的比值，影响 发动机性能。
航空发动机的涡轮原理
涡轮工作
涡轮叶片在燃气作用下旋转，将燃气中的能量转 化为机械能。
动力输出
涡轮输出的机械能通过传动轴传递给压气机和其 他部件，驱动发动机运转。
涡轮效率
推力
推力是航空发动机产生的主要动力，用于克服飞机前进时所 受的阻力。推力的大小取决于发动机的转速和进气压力。
功率
功率表示发动机在单位时间内所做的功，是衡量发动机性能 的重要参数。功率与转速和扭矩有关，通常用千瓦（kW）或 马力（hp）表示。
燃油消耗率
燃油消耗率
燃油消耗率是指发动机每产生一定推 力或功率所消耗的燃油量。低燃油消 耗率意味着发动机效率高，经济性好 。
为了平衡性能和可靠性，涡轮进口温度需要进行严格控制。现代发动机采用先进的冷却技术、耐高温 材料和热管理系统来控制涡轮进口温度。
发动机排气温度
发动机排气温度
发动机排气温度是指航空发动机中燃烧 后废气的出口温度。排气温度是衡量发 动机性能和运行状态的重要参数之一。
VS
排气温度的控制
排气温度过高可能导致发动机部件的热损 伤，而排气温度过低则可能影响发动机性 能。因此，需要对发动机排气温度进行监 测和控制，以确保其在正常范围内。
航空发动机工作原理课件
目 录
• 航空发动机概述 • 航空发动机工作原理 • 航空发动机的主要部件 • 航空发动机的性能参数 • 航空发动机的维护与保养 • 未来航空发动机的发展趋势
01
航空发动机概述
航空发动机的定义与分类
总结词
航空发动机是用于产生飞行器所需动力的装置，根据工作原理和结构特点，可分 为活塞式发动机、燃气涡轮发动机和冲压发动机等。
飞机发动机空气系统
6
1.3 空气系统冷却功用
降低部件温度， 降低部件温度，使之可以在超过其材料限制的温 度下工作； 度下工作； 控制温度分布均匀，避免温度梯度， 控制温度分布均匀，避免温度梯度，防止出现因 温度不匀产生的热应力； 温度不匀产生的热应力； 控制热膨胀，改善发动机效率。 控制热膨胀，改善发动机效率。
发动机需要冷却的主要区域：燃烧室、涡轮、 发动机需要冷却的主要区域：燃烧室、涡轮、 轴承。 轴承。
8
高压涡轮导向器和叶片冷却： 高压涡轮导向器和叶片冷却： 有单通道、多通道内部对流冷却、冲击冷却、 有单通道、多通道内部对流冷却、冲击冷却、外 部气膜冷却等方法。 部气膜冷却等方法。 涡轮盘和轴承冷却： 涡轮盘和轴承冷却： 采用双层壁结构轴承座，引入压气机空气， 采用双层壁结构轴承座，引入压气机空气，进入 其中的空腔进行循环冷却。 其中的空腔进行循环冷却。冷却空气还提供轴承 滑油腔的封严和增压， 滑油腔的封严和增压，阻止内部滑油腔的滑油向 外泄漏。 外泄漏。 附件冷却： 附件冷却： 发电机、点火导线； 发电机、点火导线；
20
21
HPTACC工作原理 工作原理
高压涡轮间隙控制活门混合空气控制高压涡轮护罩 高压涡轮间隙控制活门混合空气控制高压涡轮护罩 支架的热力膨胀。通常HPTACC 系统保持在 系统保持在HPT 支架的热力膨胀。通常 叶尖与机匣支架之间的间隙至最小。 叶尖与机匣支架之间的间隙至最小。但当发动机内 部温度不稳定时或在大功率时， 部温度不稳定时或在大功率时，HPTACC系统增加 系统增加 涡轮间隙。 涡轮间隙。HPTACC系统增大间隙以确保高压涡轮 系统增大间隙以确保高压涡轮 叶尖与护罩不接触。 叶尖与护罩不接触。
压力平衡
内部冷却
3
1.1 外部空气系统
航空发动机原理 ppt课件
• 随着飞行速度的增大, 冲 压比变大
• 而且飞行速度越大,冲压 比增加的越快。
17
PPT课件
冲压比随飞行速度的变化
❖ 大气温度T0 ▪ 当飞行速度和损流动失一定时, 大气温度越高, 冲压比越低。
▪ 由于大气温度是随着飞行高度而变化的, 所以, 当飞行速度和流动损失一定时, 随着飞行高度的 变化, 冲压比变化规律:
❖ 防冰系统要求 ▪ 必须能有效地防止冰的生成
▪ 工作可靠，易于维护，不会过分增加重量，在工 作中不会引起发动机严重的性能损失
❖ 涡喷发动机
▪ 防冰部位：进气整流罩，前整流锥和压气机的进 气导向器
▪ 防冰方法：
• 热空气防冰 • 电加温或热空气与电加温混合型
31
PPT课件
❖ 举例：热空气防冰系统
• “太阳当空照，花儿对我笑，小鸟说早早早……”
定义
▪ 狭义：从飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一段管道 （对于涡喷发动机） • 短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机）
▪ 广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防喘装置、 附面层吸除装置、自动控制装置、防止外来物进入的防护装 置等
5
PPT课件
进气道的功用
19
PPT课件
亚声速进气道前方气流流动图
20
PPT课件
❖ 亚音速进气道成为超音速飞行阻碍
▪ 超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强 的正激波，使总压恢复系数降低
21
PPT课件
亚声速进气道前方气流流动图
22
PPT课件
超音速进气道
❖ 超音速进气道应用 ▪ 要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的 特性性能以及与发动机匹配工作 ▪ 设计和使用过程中遇到问题比亚音速复杂 ▪ 设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的 损失
• 而且飞行速度越大,冲压 比增加的越快。
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PPT课件
冲压比随飞行速度的变化
❖ 大气温度T0 ▪ 当飞行速度和损流动失一定时, 大气温度越高, 冲压比越低。
▪ 由于大气温度是随着飞行高度而变化的, 所以, 当飞行速度和流动损失一定时, 随着飞行高度的 变化, 冲压比变化规律:
❖ 防冰系统要求 ▪ 必须能有效地防止冰的生成
▪ 工作可靠，易于维护，不会过分增加重量，在工 作中不会引起发动机严重的性能损失
❖ 涡喷发动机
▪ 防冰部位：进气整流罩，前整流锥和压气机的进 气导向器
▪ 防冰方法：
• 热空气防冰 • 电加温或热空气与电加温混合型
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PPT课件
❖ 举例：热空气防冰系统
• “太阳当空照，花儿对我笑，小鸟说早早早……”
定义
▪ 狭义：从飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一段管道 （对于涡喷发动机） • 短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机）
▪ 广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防喘装置、 附面层吸除装置、自动控制装置、防止外来物进入的防护装 置等
5
PPT课件
进气道的功用
19
PPT课件
亚声速进气道前方气流流动图
20
PPT课件
❖ 亚音速进气道成为超音速飞行阻碍
▪ 超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强 的正激波，使总压恢复系数降低
21
PPT课件
亚声速进气道前方气流流动图
22
PPT课件
超音速进气道
❖ 超音速进气道应用 ▪ 要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的 特性性能以及与发动机匹配工作 ▪ 设计和使用过程中遇到问题比亚音速复杂 ▪ 设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的 损失
飞机发动机引气系统ppt
STATUS页也通知你必须离开结冰状态。 1号发动机引气按钮开关上的琥珀色故障灯证实系统已故障。 PF看过并证实后 因为没有热引气供应，所以左机翼防冰活门指示变为琥珀色。
PF看过并证实后 注意：关于空调的更多信息，请参考空调章节。
在不工作系统的栏目里，列出了1号发动机引气系统。
引气系统
MENU 非正常操作
不，设定引气交输选择器到关位。
清除引气系统
在不工作系统的栏目里，列出了1号发动机引气系统。
如果你需要使用机翼防冰，你必须关闭一台空调。
由于活门已关闭，引气压力就降到零并且温度也降低。
ECAM建议你在剩余飞行阶段避免结冰状态。
现在，如果在1号发动机不工作的情况下，你必须使用机翼防冰，我们看一下将发生什么情况：
我们假定在剩余飞行阶段你遇到结冰 情况，你决定打开机翼防冰。
不，压下机翼防冰按钮。
引气系统
MENU 非正常操作
21/62
1号引气系统压力回到零 PF将要求你执行ECAM动作。 这是因为BMC认为1号发动机的引气系统已故障并且在剩余飞行阶段保持活门在关位。 这是因为BMC认为1号发动机的引气系统已故障,并且在剩余飞行阶段保持活门在关位。 不，压下STATUS键或任一CLR键。 你听到单谐音并看到主警戒灯亮。
在不工作系统的栏目里，列出了1号发动机引气系统。
这是因为发动机的引气不够同时用于机翼防冰和空调。
引气系统
MENU 非正常操作
8/62
注意1号发动机的引气按钮开关上的故障灯仍然 亮，即使温度在正常范围内。这是因为BMC认为1 号发动机的引气系统已故障并且在剩余飞行阶段保 持活门在关位。
PF将要求你执行ECAM动作。
空调面板上，以前的故障指示没有变化
PF看过并证实后 注意：关于空调的更多信息，请参考空调章节。
在不工作系统的栏目里，列出了1号发动机引气系统。
引气系统
MENU 非正常操作
不，设定引气交输选择器到关位。
清除引气系统
在不工作系统的栏目里，列出了1号发动机引气系统。
如果你需要使用机翼防冰，你必须关闭一台空调。
由于活门已关闭，引气压力就降到零并且温度也降低。
ECAM建议你在剩余飞行阶段避免结冰状态。
现在，如果在1号发动机不工作的情况下，你必须使用机翼防冰，我们看一下将发生什么情况：
我们假定在剩余飞行阶段你遇到结冰 情况，你决定打开机翼防冰。
不，压下机翼防冰按钮。
引气系统
MENU 非正常操作
21/62
1号引气系统压力回到零 PF将要求你执行ECAM动作。 这是因为BMC认为1号发动机的引气系统已故障并且在剩余飞行阶段保持活门在关位。 这是因为BMC认为1号发动机的引气系统已故障,并且在剩余飞行阶段保持活门在关位。 不，压下STATUS键或任一CLR键。 你听到单谐音并看到主警戒灯亮。
在不工作系统的栏目里，列出了1号发动机引气系统。
这是因为发动机的引气不够同时用于机翼防冰和空调。
引气系统
MENU 非正常操作
8/62
注意1号发动机的引气按钮开关上的故障灯仍然 亮，即使温度在正常范围内。这是因为BMC认为1 号发动机的引气系统已故障并且在剩余飞行阶段保 持活门在关位。
PF将要求你执行ECAM动作。
空调面板上，以前的故障指示没有变化
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21
航空发动机原理和结构
超音速进气道
当超声速飞机的设计飞行马赫数较大 时，如果仍然使用亚声速进气道会存 在很强的脱体弓形激波，总压恢复系 数很低，发动机的推力损失严重。为 避免大飞行马赫数下的发动机推力严 重损失，通常采用超声速进气道。
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22
航空发动机原理和结构
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3
航空发动机原理和结构
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4
航空发动机原理和结构
进气系统
由进气道、进气道控制装置、放气门 和辅助进气门、附面层吸除装置和防止 外来物进入的防护装置等组成
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5
航空发动机原理和结构
进气道的工作对发动机的影响
1、影响发动机的空气流量； 2、流场畸变影响发动机工作特性; 3、影响发动机有效推力.
两侧进气。现代战 斗机最常见的进气 道布局。如美国的 F15，俄罗斯的 MIG-23，中国的 J8Ⅱ等。
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15
航空发动机原理和结构 背部进气。现役 的有B-2，A-10 等。
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16
航空发动机原理和结构
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17
航空发动机原理和结构 发动机短舱进气： 一般运输机与轰炸机 都采用这种进气方式。
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11
航空发动机原理和结构
机首进气：
进气道在机头 位置。
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12
航空发动机原理和结构
腹部进气：
三代战斗机多采用此种 进气道如美国的F-16， 欧洲的EF-2000，中国 的歼10等
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13
航空发动机原理和结构
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14
航空发动机原理和结构
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29
航空发动机原理和结构
移动中心体
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30
航空发动机原理和结构
二元进气道调节
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31
航空发动机原理和结构
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32
航空发动机原理和结构
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33
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18
航空发动机原理和结构
亚音速进气道
亚声速进气道主要用于亚声速飞机或飞行马赫数 M a0 < 1.6 ~ 1.7 的低超声速飞机。例如，亚声速军 用运输机和民航机的巡航飞行马赫数 M a ≤ 0.8 ~ 0.9 ， 一般装有亚声速进气道。 跨声速飞机一般具有高亚声速巡航速度和不大 的超声速，为保证其多状态性和机动性的要求， 这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速 进气道。
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6
航空发动机原理和结构
基本要求
1、小的总压损失，达到减速增压任务； 2、所有飞行条件和发动机工作状态下，避 免气流不均匀； 3、进气道外阻力尽可能小。
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7
航空发动机原理和结构
总压恢复系数
进气道出口气流的总压和 未受扰动气流的总压之比。
Pt 2 σi = pt 0
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航空发动机原理和结构
超音速进气道的特性：
超音速进气道工作特性比较 敏感，它取决于飞行马赫数 和发动机工作状态。
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航空发动机原理和结构
飞行马赫数的变化对波系的影响
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26
航空发动机原理和结构
扩压段正激波推出口外
当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
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27
航空发动机原理和结构
喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频 大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造 成发动机熄火或损坏机件。
嗡鸣
在超临界工况时，产生的高频振动。
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航空发动机原理和结构
进气道调节
离开了设计点之后，不仅会降 低发动机性能，情况严重时，甚 至使发动机不能正常工作。其主 要的问题是发动机所需要的流量 和进气道所提供的流量不匹配。
0
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19
航空发动机原理和结构
亚声速飞机的进 气道一般选取飞机 的巡航状态为设计 状态，典型的亚声 速进气道是一段扩 张型通道
进气道参数沿流程变化
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20
航空发动机原理和结构
01—1： 主要是扩压，然后有一小段收敛， 扩压一般在进气道的前面部分，可使气流速 度下降，减小沿进气道内的流动损失。在压 气机前有一段收敛段是使气流较均匀地进入 压气机。
气动原理： 用多波系代替一道正激波，
将超音速流转变为亚音速气流，减少损 失，提高总压恢复系数。
超音速进气道的类型
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航空发动机原理和结构
混合式超音速进气道的特点：
1、外形较平直，可以减少进气道的 外阻； 2、最后一道正激波，位置和强度可 调，工作相对稳定； 3、起动容易。
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总压恢复系数是进气道内流损失程度的量度， 总压恢复系数越大，气流在压气机的增压比越高。 总压恢复系数降低1%，使推力下降1.5~2%， 耗油率提高0.3~0.5%。
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8
航空发动机原理和结构
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9
航空发动机原理和结构
进气道在飞机上的安装
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10
航空发动机原理和结构
航空发动机原理和结构
第三讲 航空发动机进气系统
Байду номын сангаас
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1
航空发动机原理和结构
主要内容
1、进气道功用和参数 、进气道在飞机上的安装形式 2、进气道在飞机上的安装形式 3、进气道的结构形式
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2
航空发动机原理和结构
进气道
进气由飞机的进口（或发动机短舱进口） 至发动机进口所经过的一段管道称为发动机 的进气道。 进气道用于从外界吸入空气，将空气供 给发动机并在较高的飞行马赫数下利用气流 速度减速增压。
21
航空发动机原理和结构
超音速进气道
当超声速飞机的设计飞行马赫数较大 时，如果仍然使用亚声速进气道会存 在很强的脱体弓形激波，总压恢复系 数很低，发动机的推力损失严重。为 避免大飞行马赫数下的发动机推力严 重损失，通常采用超声速进气道。
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航空发动机原理和结构
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3
航空发动机原理和结构
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4
航空发动机原理和结构
进气系统
由进气道、进气道控制装置、放气门 和辅助进气门、附面层吸除装置和防止 外来物进入的防护装置等组成
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5
航空发动机原理和结构
进气道的工作对发动机的影响
1、影响发动机的空气流量； 2、流场畸变影响发动机工作特性; 3、影响发动机有效推力.
两侧进气。现代战 斗机最常见的进气 道布局。如美国的 F15，俄罗斯的 MIG-23，中国的 J8Ⅱ等。
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航空发动机原理和结构 背部进气。现役 的有B-2，A-10 等。
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航空发动机原理和结构 发动机短舱进气： 一般运输机与轰炸机 都采用这种进气方式。
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机首进气：
进气道在机头 位置。
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腹部进气：
三代战斗机多采用此种 进气道如美国的F-16， 欧洲的EF-2000，中国 的歼10等
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移动中心体
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二元进气道调节
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亚音速进气道
亚声速进气道主要用于亚声速飞机或飞行马赫数 M a0 < 1.6 ~ 1.7 的低超声速飞机。例如，亚声速军 用运输机和民航机的巡航飞行马赫数 M a ≤ 0.8 ~ 0.9 ， 一般装有亚声速进气道。 跨声速飞机一般具有高亚声速巡航速度和不大 的超声速，为保证其多状态性和机动性的要求， 这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速 进气道。
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基本要求
1、小的总压损失，达到减速增压任务； 2、所有飞行条件和发动机工作状态下，避 免气流不均匀； 3、进气道外阻力尽可能小。
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总压恢复系数
进气道出口气流的总压和 未受扰动气流的总压之比。
Pt 2 σi = pt 0
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超音速进气道的特性：
超音速进气道工作特性比较 敏感，它取决于飞行马赫数 和发动机工作状态。
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飞行马赫数的变化对波系的影响
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扩压段正激波推出口外
当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
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喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频 大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造 成发动机熄火或损坏机件。
嗡鸣
在超临界工况时，产生的高频振动。
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进气道调节
离开了设计点之后，不仅会降 低发动机性能，情况严重时，甚 至使发动机不能正常工作。其主 要的问题是发动机所需要的流量 和进气道所提供的流量不匹配。
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亚声速飞机的进 气道一般选取飞机 的巡航状态为设计 状态，典型的亚声 速进气道是一段扩 张型通道
进气道参数沿流程变化
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01—1： 主要是扩压，然后有一小段收敛， 扩压一般在进气道的前面部分，可使气流速 度下降，减小沿进气道内的流动损失。在压 气机前有一段收敛段是使气流较均匀地进入 压气机。
气动原理： 用多波系代替一道正激波，
将超音速流转变为亚音速气流，减少损 失，提高总压恢复系数。
超音速进气道的类型
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混合式超音速进气道的特点：
1、外形较平直，可以减少进气道的 外阻； 2、最后一道正激波，位置和强度可 调，工作相对稳定； 3、起动容易。
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总压恢复系数是进气道内流损失程度的量度， 总压恢复系数越大，气流在压气机的增压比越高。 总压恢复系数降低1%，使推力下降1.5~2%， 耗油率提高0.3~0.5%。
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进气道在飞机上的安装
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第三讲 航空发动机进气系统
Байду номын сангаас
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主要内容
1、进气道功用和参数 、进气道在飞机上的安装形式 2、进气道在飞机上的安装形式 3、进气道的结构形式
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进气道
进气由飞机的进口（或发动机短舱进口） 至发动机进口所经过的一段管道称为发动机 的进气道。 进气道用于从外界吸入空气，将空气供 给发动机并在较高的飞行马赫数下利用气流 速度减速增压。