第十三章 进气道控制资料
课题五,进气控制
图4-11 动力阀控 制
项目四 发动机辅助控制系统
活动二 进气控制系统
ECU控制的动力阀控制系统如图4-12、13所示。控制进气道空气流通 截面大小的动力阀安装在进气管上，动力阀的开闭由膜片真空气室控制， ECU根据各传感器信号通过真空电磁阀(VSV阀)控制真空罐与真空气室的真空 通道。发动机小负荷运转时，进气量较少，ECU断开真空电磁阀搭铁回路， 真空罐中的真空度不能进入膜片真空气室，动力阀处于关闭位置，进气通道 变小。 当发动机大负荷运转时，进气量较多，ECU接通真空电磁阀搭铁回路， 真空罐中的真空度经真空电磁阀进入膜片真空气室，动力阀开启，进气通道 变大。动力阀控制系统的主要控制信号有发动机转速、温度、空气流量等信 号。
项目四 发动机辅助控制系统
活动二 进气控制系统
一、动力阀控制系统 动力阀控制系统的功能是控制发动机进气道的空气流通截面大小，以适应发动 机不同转速和负荷时的进气量需求，从而改善发动机的动力性。此系统在日本本田 ACCORD等部分轿车发动机上采用。 在进气量较少的低速、小负荷工况下，使进气道空气流通截面减小，可提高进 气流速，增大进气流惯性以提高发动机的充气效率；此外，随进气流速提高也可增加 气缸内的涡流强度，有利于低速小负荷工况下的燃烧和热效率的提高，从而改善发动 机的低速性能。 而在进气量较多的高速、大负荷工况下，适当增大进气道空气流通 截面，不仅可以减小进气阻力，对由于进气流速过高而导致的燃烧室内气流扰动也可 起到抑制作用，有助于改善发动机的高速性能，如图4-11所示。
项目四 发动机辅助控制系统
活动二 进气控制系统
发动机工作时，从进气门关闭到下一次开启的间隔时间取决于发动机的转速， 而进气管内的压力波反射回到进气门处所需的时间，取决于压力波传播路线的长 度。进气管较长时，压力波传播距离长，发动机低速性能较好；进气管较短时， 压力波传播距离短，发动机高速性能较好。如果进气管的长度可以改变，则可兼 顾发动机低速和高速时的性能要求，但发动机进气管的长度一般是不能改变的， 其长度一般都是按最大转矩对应的转速区域(低速区域)设计。 谐波进气增压系统的功能就是根据发动机转速的变化，改变进气管内压力波 的传播距离，以提高充气效率，改善发动机性能。在进气管中部增设了进气控制 阀和大容量的进气室，当发动机转速较低时，同一气缸的进气门关闭与开启间隔 的时间较长，此时进气控制阀关闭，使进气管内压力波的传递距离为进气门距离， 这一距离较长，压力波反射回到进气门附近所需时间也较长；当发动机处于高速 区域运转时，此时进气控制阀开启，由于大容量进气室的影响，使进气管内压力 波传递距离缩短为进气门到进气室之间的距离，与同一气缸的进气门关闭与开启 间隔的时间较短相适应，从而使发动机在高速时得到较好的进气增压效果。
流动稳定-进气道控制
DSI进气道
DSI，字面含义即无附面层隔道超音速进气道 。 一般的超音速进气道都配有附面层隔板，常规飞机在 空气中飞行时，靠近飞机表面有一层空气因为粘滞作 用流动较慢，如果被引入会进气道导致进气效率下降， 而且由于其流速低，与高速气流作用后容易引发发动 机喘振。
战斗机进气道设计开始出现后掠式进气口设计方案，如 F/A-18E/F 和 F-22。这种特点会增加附面层形成的面积， 并增大附面层控制的难度。为减小这些不利影响典型的 做法是增加放气系统，它可以通过在压缩面上的小孔将 无益的气流导入进气道内的放气管道。
有 无 蚌 式 突 起 物 的 进 气 道 对 比
DSI进气道的优势
DSI 是固定几何形状进气道，取消了附面层隔道、 放气系统和旁通系统，减少了 300 磅（约136千克）的 结构重量，每架飞机节省了 50 万美元的产费用。 同时节省了日常的维护费用。 有利于提升隐身性能。
谢谢
洛•马的工程师在 1990 年代早期就开始研究传统超音速进气 道概念的替代方案。他们试图取消和附面层控制有关的复杂 机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。通过取消这些 机构，设计人员可以从飞机上减轻大约 300 磅的重量。最后 的研究结果就是如今的 DSI，或叫做鼓包式进气道。在 DSI 上已经去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。
进气道控制
韩锐
简介
• 基本作用 • 简单分类 • 不同进气道与流动的关系
进气道的作用
涡扇发动机在亚音速条件下工作，一般要求 Ma=0.4-0.5。在飞行中，进气道要实现高速气 流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。
分类
按照进气口位置划分
• 正面进气 • 非正面进气
按照适应的工作环境划分
进气控制系统课件
类型
常见的空气滤清器有纸质 滤清器、油浸滤清器等。
更换周期
空气滤清器的更换周期一 般为每行驶1万公里至2万 公里，具体根据行驶环境 和滤清器类型而定。
进气管路
功能
将经过空气滤清器滤清后 的空气引导至发动机进气门。
设计要点
进气管路的设计需要考虑 气流动力学，以减少气流 阻力和涡流产生，提高充 气效率。
常见故障的排除技巧和案例分享
案例一：一辆汽车发动机动力 不足，经检查发现空气滤清器 严重堵塞。更换新的空气滤清
器后，发动机动力恢复正常。
案例三：一辆汽车燃油经济性 变差，经检查发现进气歧管存 在漏气现象。更换新的进气歧 管后，燃油经济性恢复正常。
案例二：一辆汽车怠速不稳， 通过诊断仪读取故障码，发现 是节气门脏污导致的。清洗节 气门后，怠速稳定性得到明显
提高充气效率：优化进气歧管的设计和 气流特性，提高发动机的充气效率。
功能
调节空气流量：根据发动机的工况和需 求，调节进入发动机的空气量。
进气控制系统的组成和工作原理
组成 空气滤清器：清除空气中的尘埃和杂质，保护发动机免受磨损。
进气歧管：将空气引导至发动机的各个气缸。
进气控制系统的组成和工作原理
节气门体
材料选择
一般选用耐高温、耐油蚀、 耐老化的材料，如硅胶、 橡胶等。
节气门体
功能 控制发动机的进气量，从而调节发动机的输出功率和转速。
结构 一般由节气门片、节气门轴、节气门位置传感器等组成。
控制方式 常见的节气门体控制方式有机械式、电子式等。电子式通 过节气门位置传感器将节气门开度信号传递给ECU，ECU 根据信号调整喷油量和点火提前角等参数。
排放。
进气控制系统的故障诊断 与排除
进气控制系统
二、谐波增压控制系统 ACIS
（3）检查真空罐： ① 用嘴或其它工具向真空罐内吹气，空气 由A向B应通，由B向A应不通。 ② 用手指按住B口并施加53.3kPa的真空， 1min内真空度应无变化。
一、动力阀控制系统 2、结构：
一、动力阀控制系统 3、工作原理：
受ECU控制的真空电磁阀，控制装在进 气管上的动力阀，通过改变进气管通道的截 面积来控制进气流量。
ECU根据发动机转速、冷却液温度、空 气流量等信号控制真空电磁阀的搭铁回路。 ECU→真空电磁阀（VSV阀）→膜片→动 力阀→进气通道截面。
一、动力阀控制系统 3、工作原理：
小负荷时，ECU断开真空电磁阀搭铁回 路，真空室中的真空度不能进入膜片真空气 室，动力阀关闭，进气通道变小。 大负荷时，ECU接通真空电磁阀搭铁回 路，真空室中的真空度进入膜片真空气室， 动力阀开启，进气通道变大。
二、谐波增压控制系统 ACIS 1、功用：
利用进气气流惯性产生的压力波来提高 充气效率。
二、谐波增压控制系统 ACIS 4、控制原理：
二、谐波增压控制系统 ACIS
ECU根据转速信号控制真空电磁阀的开闭。 低速时，真空电磁阀电路不通，真空阀关闭， 真空不能通过真空罐进入真空控制阀的真空气室， 受真空控制阀控制的进气增压阀处于关闭状态， 此时进气管长度长。 高速时，真空电磁阀电路接通，真空阀打开， 真空进入真空控制阀的真空气室，吸动其膜片， 将进气增压控制阀打开，由于大容量空气室的加 入，缩短了压力波的传播距离。
二、谐波增压控制系统 ACIS 5、检测：
（1）检查谐波增压进气系统的工作情况： ① 用三通接头把真空表接入进气增压控制 阀的真空管路中。 ② 启动发动机，怠速时应无真空指示。 ③ 迅速将节气门完全打开，真空表指针应 在53.3kPa位置处摆动，且真空控制阀 拉杆应伸出。
进气控制
课时授课计划授课日期班级组别课题：进气控制系统课程要求及目的1.了解电控发动机电控动力阀控制系统2.了解电控进气惯性增压控制系统3.掌握废气涡轮增压控制系统4.了解VTEC结构及工作原理（附加内容）5.了解可变进气系统（附加内容）参考书《汽车电控发动机构造与维修》《汽车发动机电控系统的万用表检测》《丰田亚洲龙轿车维修手册》《本田轿车维修手册》教学重点废气涡轮增压控制系统教学难点电控进气惯性增压控制系统教学方法讲授法、演示法教学准备1.教材、教案及相关教学资料2.教学用多媒体3.电控发动机两台教学过程课堂组织：分钟复习旧课：分钟1.空气流量计的功用？2.两种卡门漩涡式空气流量计的信号特性？3.线性式节气门位置传感器如何检测？讲授新课：分钟进气控制系统示范操作及学生练习：分钟电控动力阀控制系统的检查导入新课1.进气管的长短、粗细、形状与发动机工作状况的联系？2.常见轿车后标有1.8T/2.0T等，表示什么？讲授新课一、电控动力阀控制系统一）功能控制发动机进气道的空气流通截面大小，以适应发动机不同转速和负荷时的进气量需求，从而改善发动机的动力性。
ECU控制的动力阀控制过程示意图如下图：二、电控进气惯性增压控制系统（ACIS）1.进气惯性增压系统1）工作原理根据发动机的不同负荷，受ECU控制的真空电磁阀，控制装在进气管上的动力阀，通过改变进气管通道的截面积控制进气流量以改善发动机的动力性。
2）进气惯性增压系统工作原理图如下图所示：2.进气惯性增压控制1）系统构造丰田皇冠车2JZ-GE发动机采用的ACIS系统的组成，如下图所示。
该发动机的进气管长度虽不能改变，但由于在进气管中部增设了一个大容量的空气室和电控真空阀，实现了对压力波传播路线长度的改变，从而兼顾了低速和高速的进气增压效果。
2）工作原理谐波进气增压系统控制原理图如下图所示：ECU根据转速信号控制真空电磁阀的开闭。
低速时，真空电磁阀电路不通，真空阀关闭，真空不能通过真空罐进入真空控制阀的真空气室，受真空控制阀控制的进气增压阀处于关闭状态。
进气控制技术介绍
进气控制技术是指利用各种技术手段对发动机的进气过程进行控制和调节，以提高发动机的燃烧效率和动力性能。
进气控制技术的主要目的是实现在不同工况下对发动机进气量、进气温度和进气压力的精确控制，以满足发动机的动力需求和排放要求。
以下是几种常见的进气控制技术：
1. 进气歧管设计：通过优化进气歧管的形状和长度，可以改善进气流动的均匀性和速度分布，提高气缸充气效率。
2. 可变进气道长度技术：通过调节进气道长度，可以在不同转速范围内实现最佳进气效果，提高发动机的扭矩和功率输出。
3. 可变进气门正时技术：通过调节进气门的开启和关闭时间，可以改变进气道的充气效果，提高发动机的燃烧效率和动力性能。
4. 可变进气阻力技术：通过调节进气道的阻力，可以改变进气流动的速度和压力分布，提高发动机的进气效果。
5. 涡轮增压技术：通过增加进气压力，提高气缸充气效率，增加发动机的功率输出。
6. 可变进气活塞技术：通过调节活塞的运动轨迹和形状，可以改变气缸的容积和压缩比，提高发动机的燃烧效率和动力性能。
进气控制技术的应用可以有效地提高发动机的性能和燃烧效率，降低燃油消耗和排放物的排放，同时也可以提高发动机的响应速度和驾驶舒适性。
实验十三：进、排气系统的构造与维修
实验实训课教案专业班级：2012级23、24 班指导教师：何柏超实训：实验十三：进、排气系统的构造与维修课时： 6 课时（第13 周）实训安全教育：1、检查学生人数、标志牌佩带、着装、防护用品穿戴是否规范；1）不准穿背心，短裤和拖鞋；2）不准迟到，早退，旷课，带小吃。
3）不准串岗，脱岗和干其他事情。
2、向学生讲明本课题的安全操作规程及安全防范措施；1）不准违规操作，损坏仪器设备和工量具；2）不准无安全防护上岗作业；3）不准在场室内嘻闹，追打；4）不准乱丢，乱放，乱拿工具和材料，乱丢杂物。
5）不准损坏安全没施，污损地面和门窗桌椅。
3、指导学生检查待用教学设备是否存在安全隐患。
1）检查充电器与蓄电池连接是否可靠、牢固；2）仪器、量具使用过程中要注意安全，不能随意损坏。
入门指导：一、实训的内容和目的|1、掌握进排气系统的组成及拆装。
2．掌握进排气系统主要零部件的结构和工作原理。
3、掌握进排气系统一般的检查、调整方法、及常见故障分析与排除。
二、实训的工具及设备1．常用工具1套。
2．丰田、465Q电喷发动机故障实验台各一台，桑塔纳3000轿车一辆。
三、实训注意事项1．遵守实验室规章制度，未经许可，不得移动和拆卸仪器与设备。
2．注意人身安全和教具完好。
3．严禁未经许可，擅自扳动教具、设备的电器开关、点火开关和起动开关。
四、实训内容及步骤（一）发动机进气系统拆装1、目视检查进气系统各连接部位的情况，检查密封垫是否完好，真空软管是否破损或连接可靠。
2、拆下拆下空气滤清器徽固定螺栓，松开与节气门体连接的连接管的紧固圈，取下空气滤清器总成和连接管。
3、断开蓄电池接线，排放发动机冷却液，拆卸节气门周围的拉线、软管等。
拆下节气门位置传感器的插头和怠速控制阀的插头，拆下节气门体。
4、拆下进气总管上所有连接管，从缸体上拆下进气总管与进气进气歧管及其附件。
5、分解与装复空气滤清器1）拆下空气滤灌器徽固定鞣栓．，抒开空气滤清器盖。
涡轮发动机结构之进气道—进气道防冰
一 防冰方法
热空气防冰 引压气机出口热空气加热整 流锥或发动机进口导向叶片
热空气防冰
一 防冰方法
进气道防冰系 统空气出口
一 防冰方法
电加热防冰 电加温垫粘接在整流罩的外蒙皮上，为
了防止加温垫受到雨水腐蚀，在它的表 面涂有特殊的聚氨基甲酸乙酯漆涂层
电加热防冰
一 防冰方法
观察 图中所用的进气道防冰方 法有哪些？
• 接通防冰电门前，应接通发动机点火电门防止熄火；如果空 中打开防冰，飞行后要对进气装置和风扇叶片进行检查
小 结 进气防冰系统
➢ 结冰的原因：
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 机和进气道前缘处会结冰。
➢ 进气道结冰对发动机的影响：
1. 结冰会减少进入发动机的空气流量，引起发动机性能损失并可 能会使发动机发生故障；
二 防冰系统工作原理
二 防冰系统工作原理
高压压气机热空气
防冰活门
需要防冰部件
热空气排出机外或重新进 入发动机进口
二 防冰系统工作原理
高压压气机热空气
防冰活门
需要防冰部件
热空气排出机外或重新进 入发动机进口
• 防冰活门由人工选择电门或根据防冰探测系统信号自动开启
• 防冰引气会消耗发动机功率，因此不能同时打开所有发动机的防 冰电门，依次打开
现代发动机防冰方式
➢ RB211,CFM56和V2500等发动机防冰
由于压气机进口处没有导流叶片,只有和风扇叶片一起旋转的进气整流锥； 整流锥分为两段,前段为复合材料制成,后段为钛合金制成,用连接螺栓固定在一起。 试验结果表明,这种整流锥结冰的可能性很小,所以,这些发动机的进气整流锥都没 有防冰装置。
2. 脱落下来的冰块被吸入发动机或撞击进气道吸音材料衬层时可 能造成损坏。
实训项目三 进气系统控制
③打开点火开关，用万用表电压档检查发动机ECU侧接线端 子的电压，并画图、填表，与资料对照。 ④关闭点火开关，使用自制跨接导线将传感器插头的2、3、 4、5号端子与线束插头的2、3、4、5号端子连接。（也 可在不断开接线器情况下，将探针从接线器后刺入3、5号 端子。） ⑤检查确认各端子间不会出现短路或短路。 ⑥将点火开关置于“ON”档。 ⑦使用电吹风机向空气流量计的进风口吹风，同时用万用表 电压档测量端子3和5之间的电压，观察其值变化，并记录。 ⑧将电吹风机缓慢向后移动，使其与传感器入口的距离逐渐 增大，观察其3和5两端子之间电压值的变化，并记录。 ⑨关闭点火开关，取下测试线，并接好接线器。
【实训活动】 热膜式空气流量计试验 下面以桑塔纳2000GSi型轿车热膜空气流量计为例，加以 说明。如图3-4所示，该传感器有五个端子，其中1号端子为 备用端子，没有连接导线，2号端子连接的为+12v电源线，3 号端子连接的为搭铁线，4号端子连接的为ECU输出给传感器 的5v电源线，5号端子为空气流量计的信号输出端子。 1．试验设备 万用表、桑塔纳 2000GSi型轿车、四根自制跨 接导线和电吹风机。 2．试验步骤 ①将点火开关置于“OFF”档。 ②拔下空气流量计的导线连接器， 从发动机上拆下空气流量计。
1．节气门位置传感器G69 节气门位置传感器直接连接 在节气门轴上，与驾驶员操纵 的加速踏板联动。通过安装在 节气门轴一端的滑臂在电位计 电阻上滑动，将节气门开度转 换为电信号输送给电控单元。 如图3-14所示。 2．节气门怠速位置传感器G88 传感器安装在节气门内，与 怠速控制电机连接在一起，可 将节气门怠速时的开度位置信 号输送给电控单元，当怠速节 气门电位计到达调节范围极限 时，电位计不再移动，节气门 仍可继续开启。如图3-15所示。
发动机部件-进气道
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 2.进气道的冲压比： ∏i=P1*/P0*
I
2 * P 1 V 1 i 1 P 2 RTO 0
1
冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩 程度越大。
冲压比随飞行速度的变化规律
影响进气道冲压比的因素有：流动损失；飞 行速度和大气温度。
qm ,a AV K
* po
T
* 0
A0 q ( 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
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。
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。
进气道
进气道
进气道的功用是:
在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动 损失, 顺利地引入压气机。
涡轮发动机进气道
涡轮发动机进气道的功用：
冲压恢复（压力恢复）—尽可能多的恢复自由气 流的总压并输入该压力到压气机。 提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.当 压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时 , 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力。
亚音速进气道性能参数
1.总压恢复系数
进气道出口处的总压与来流总压之比。 总压恢复系数是小于1的一个数字。小于1的原因由于流动 损失，使总压下降的结果。
进气道概述——精选推荐
进气道 进气道的功用是：在各种状态下，将足够量的空气，以最小的流动损失，顺利地引入压气机；当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压力；在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性，以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阻力应尽可能小。
军用飞机的进气道还有“隐身”性要求，包括噪声抑制和具有降低雷达目标性的要求等；进气道在发动机上的配置，应考虑与所采用武器系统的相容性；接通反推力装置和推力矢量偏转装置时，应满足对发动机本身的排气以及对外来物进入发动机的最大防护要求等。
涡轮喷气发动机的进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道两大类。
而超音速进气道又可分为内压式、外压式和混合式三种。
目前，我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道都采用扩张形的亚音速进气道。
进气道的工作，对整台发动机的性能有重要的影响。
进气系统的组成：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。
一般来说，不对进气系统和进气道进行区分。
进气道的主要性能参数1、总压恢复系数进气道的流动损失用总压恢复系数来描写，进气道的总压恢复系数是进气道出口处的总压*2p 与来流未受到扰动气流处的总压*0p 之比，用符号i σ表示，即i σ＝*0*2p p 总压恢复系数i σ是小于1的一个数字，i σ大，说明流动损失小；i σ小，说明流动损失大；飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94-0.98。
总压恢复系数是进气道内流损失程度的度量，总压恢复系数越大，则在一定的飞行马赫数下，气流在进气道中的增压比i π越高，即i π＝0*2p p ＝120)211(--+γγγσMa i ＝102211-⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-+γγγγσRT V i 由此式可以看出，影响进气道冲压比的因素有：流动损失、飞行速度和大气温度。
流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动损失大，总压恢复系数小，则冲压比减小；另外，由于流动损失大，使压气机进口的空气压力低，还会引起进入发动机的空气流量减小。
涡轮发动机结构之进气道—亚音速进气道工作原理
亚音速进气道冲压比值最多在1.7左右
M 0 2.0,i 7 M 0 3.0,i 30
高超音速飞机还需要设 置进气道吗
二 亚音速进气道工作原理
？
三 亚音速进气道工作原理
3.进口壳体有吸音材料层
气流高速在发动机内流动产生很大噪音
进口壳体有吸音材料层
二 亚音速进气道工作原理
4.进气口下部拉平
二 亚音速进气道工作原理
亚音速进 气道特点
亚音速进气道结构简单，不需要调节； 在一定范围内工作稳定可靠
小 结 进气道的损失类型
进气道冲压比
冲压比 i
空气由于本身速度降低而受到的压缩，叫动力压缩。
i
P1* P0
p1
气流静压的比值。冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩程度越 大。
冲压比 的大小表示气体在进气道内压力提高的程度。 i
冲压比 i
影响进气道冲压比的因素有：流动损失，飞行速度和大气温度。 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； 飞行高度：
进气口不是纯圆形，唇部有少许的拉平
因为发动机吊仓的位置比较低，拉平进气口下部，这样就 能使下部能与地面的距离稍许远离，尽可能减少沙砾进入 发动机或者与地面相刮蹭的可能性。
二 亚音速进气道工作原理
5.整流锥上螺旋纹
进气整流锥上的螺旋花纹 （有的俗称鹰眼），用于当 发动机旋转工作时提醒地面 工作人员注意；空中驱鸟
2.确保与发动机流量匹配
进气道供气量 匹配 发动机需气量
进气道出口速度 V出
V进 发动机进口速度
第十三章 进气道控制资料
进气道是航空发动机动力装置中一个十分重要的部件。现代 飞机动力装置进气道的主要功能是：供给发动机需要的空气 流量；保证发动机在各种状态下都能稳定工作；对进入进气 道的空气进行压缩，使气流的部分动能变为压力能。 气流流过进气道，总要产生压力损失。这种损失是磨擦、形 成涡流（当速度场不均匀，气流分离时）和热交换引起的， 而当超声速气流受到滞止时，还有因产生激波而引起的压力 损失。因为有损失，所在进气道中实际能达到的增压比值小 于理论上可能达到的值。 为了有效而充分的发挥进气效果，现代发动机进气道应该保 证：有尽可能高的总压恢复系数：压气机进口处的流场要足 够地均匀；在各种使用工作状态下都能稳定地工作（没有严 重的气流分离和压力脉动）；外部阻力尽可能小。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性 （5）共同工作的特性图 当飞行M数上升时，在进气道的前部，斜激波的交点 要落到进气道内，有可能造成不稳定工作，在进气道 的后部，总温T1*上升，q(1)下降，则发动机需要的 流量小于进气道供给的流量，自动地谓整正激波前移 并减弱，这时候有可能把正激波 推出口外，甚至出现喘振。 另一方面，由于飞行M数 的增加，i是下降的。
(a)
(b)
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上
此外，例如轴对称进气道受到气流迎角或侧滑角的
影响时，破坏了波系的对称性，在对称的部位上有 可能同时出现上述两种不同的情况。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（2）扩压段的正激波被推出口外 出现这一现象的原因是发动机所需要的流 量小于进气道所提供的流量，在压气机前 反压增加，正激波前移，直至被推出口外 。 这种现象出现在发动机转速下降或进口总 温T1*增加的时候。 出现这一现象，破坏 了波系的组织，会使i下降， <1，外阻 增加，并可能导致喘振。
进气道(课堂PPT)
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(三)冲压比和影响冲压比的因素
2.影响冲压比的因素 (2)大气温度
在没有流动损失的情 况下，冲压比随飞行高度变 化的情形，如图2—5的曲线 所示。
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(三)冲压比和影响冲压比的因素
2.影响冲压比的因素 (3)流动损失
动力压缩过程中的流动损失，使压缩器进口的空气总压 小于没有流动损失时的空气总压，因此流动损失增大，冲压 比减小。另外，有了流动损失，由于压缩器进口空气压力的 降低，还会引起发动机的空气流量减小。
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(三)冲压比和影响冲压比的因素
2.影响冲压比的因素 (1)飞行速度 图2—4的曲线表示在没有流 动损失的情况下。冲压比随飞行 速度变化的情形。图上表明，飞 行速度增大时，冲压比增大，而 且飞行速度越大，冲压比增加得 越快
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(三)冲压比和影响冲压比的因素
从0—0截面流到1—1截面的能量方程为(见图5—3)：
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(三)冲压比和影响冲压比的因素
将上式等号的左边改用滞止参数，则上式变为：
用
除上式得：
(ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ)
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(三)冲压比和影响冲压比的因素
绝热过程中，温度比和压力比的关系为：
把(1)式中的温度比换成压力比，就可以得到没有损失时 的冲压比公式：
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5.2 进气道工作原理
一、空气流经进气道时的动力压缩器过程
(三)冲压比和影响冲压比的因素
1.冲压比
为了运算方便，也常用压缩器进口空气总压与大气压
力的比值作为冲压比，用符号π*冲表示，即：
进气道.完美版PPT
❖ 站位分析 由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的
在对流层内, 随着飞行高度H的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升； 压气机转速n越高, 进入发动机的空气流量越多
0－0截面 大进气气密 道度进ρ口, 流飞动行模速型度(V流和线压谱气) 机的转速n
气通流常流 采过用进圆气头道较外厚壁的面唇进时口，, 气也使存气道在流粘前不性易气摩离擦体流损。失未和受分离扰损失动处 的截面 大气密度受大气温度和飞行高度H的影响
描写流场均匀度的参数是畸变指数。
D
p p * 1,ma x
* 1,min
p1*
p 1,max —进气道出口气流总压的最大值
p 1,min —进气道出口气流总压的最小值
p 1
—进气道出口气流总压的平均值
9
冲压比πi
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
表达式
* i
p
* 1
p0
冲压比越大, 表示空气在压气机前的冲压压缩程度越大
表达式
i
A0 A01
q(Ma01) q(Ma)
φi代表进气道流通能力的大小。即流过进气道的实际流量 与捕捉流量（最大可能空气流量）的比值。
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Hale Waihona Puke 流量系数φi 的变化规律当在地面工作时: V＝０ Ma＝ ０, A0＝∞, φi＝∞
第二章进气道
1
进气道
发动机在试车台上试车
2
❖ 进气道的功用
在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地 引入压气机,并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机 叶片的振动和压气机失速;
当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压 压缩空气, 提高空气的压力。
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在设计条件下的流动模型和 参数沿流程的变化。
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亚音速进气道 1. 进气道的流动模型
M1为压气机进口的M数
M0 Mi M1
，它决定于发动机的转 速和进口的总温T1*； Mi为进气道的进口M数 ，决定于M1，与飞行的 M数M0没有直接的关系 。
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
根据流量连续有
进气道
概述
亚音速进气道
超音速进气道
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概述
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航空发动机原理
3
3
概述 1. 进气道的必要性
发动机压气机的进气轴向速度都是亚音速，例如在设 计条件下，进口轴向M数不超过0.7，而目前的飞机却 经常在超音速下飞行。 离开设计条件时，压气机进口M数和飞行M数的变化 也是不一致的。这就需要有一段管道，通过它气流减 速扩压，然后进入压气机。
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3. 进气道的主要类型
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3. 进气道的主要类型
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3. 进气道的主要类型
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亚音速进气道
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亚音速进气道 1. 进气道的流动模型
一定的进气道，它的进口 流动模型取决于发动机的工 作状态和飞行的M数。
11
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概述 3. 进气道的主要类型
①
②
12
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概述 3. 进气道的主要类型
③
13
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概述 3. 进气道的主要类型
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概述 3. 进气道的主要类型
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概述 3. 进气道的主要类型
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3. 进气道的主要类型
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3. 进气道的主要类型
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
A0 q(i ) Ai q(0 )
(1)当M0下降时， 增加，可大于1，出现如图(b) 所示的流动模型。若M0=0，则F →∞，流动模 型如图(a)所示，气流从前面各方进入进气道。
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
A0 q(i ) Ai q(0 )
3）阻力系数 Cxi
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概述 2. 进气道的基本参数
3）阻力系数 Cxi
以下两种情况分别地都会使得外阻明显增加。 超音速飞行时，如果激波不贴口，会有附 加阻力。 进气道唇口的存在使外流急剧加速，有可 能引起气流分离或形成超音速区。
10
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概述 2. 进气道的基本参数
4）稳定裕度
是推进系统的一个组成部分。虽然有时候它还是飞机 结构的一部分，但那只是结构上的需要而已。
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概述 1. 进气道的必要性
进气道基本功能
引导外界空气进入压气机，输送和调整气流； 调整气流流场，使其出口均匀； 飞机超声速飞行时，减小进气道出口马赫数，扩压。
进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定，进气道 出口气流速度是由发动机的工作状态确定，两者一般不等， 进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。
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概述 2. 进气道的基本参数
1）总压恢复系数
i
* p2 ——进气道出口截面的总压 i * p0 ——进气道前方未扰动气流的总压
压气机进口截面的流量为：
qma
* mp 2 A2 q (2 )
T2*
当发动机工作状况不变 ，q(2 ) 不变时，
* i变 p2 变 qma改变 影响发动机推力
* p0 A0 q (0 )
K
T
* 0
K
pi* Ai q (i ) Ti
*
等熵条件（总参数不变）得
A0 q(i ) Ai q(0 )
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
A0 q(i ) Ai q(0 )
而q(i)或(Mi)主要是决定于发动机的工作状态
，M0与Mi无直接关系。所以，随着飞行M数的 变化(或q(0)的变化)， 是变化的。
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亚音速进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作
超音速进气道 1. 超音速进气道基本工作原理
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超音速进气道 1. 超音速进气道基本工作原理
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超音速进气道 1. 超音速进气道基本工作原理
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超音速进气道 1. 超音速进气道基本工作原理
亚音速进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作
A0 q(i ) Ai q(0 )
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亚音速进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作
A0 q(i ) Ai q(0 )
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亚音速进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作
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亚音速进气道 4. 亚音速原理 表征气体流动的流动损失，亚音速进气道一般为 0.94~0.98。6
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概述 2. 进气道的基本参数 2）流量系数 i
0 c0 A0 A0 i 0 c0 Ai Ai
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概述 2. 进气道的基本参数
3）阻力系数 Cxi
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概述 2. 进气道的基本参数
第十三章 进气道控制
进气道是航空发动机动力装置中一个十分重要的部件。现代 飞机动力装置进气道的主要功能是：供给发动机需要的空气 流量；保证发动机在各种状态下都能稳定工作；对进入进气 道的空气进行压缩，使气流的部分动能变为压力能。 气流流过进气道，总要产生压力损失。这种损失是磨擦、形 成涡流（当速度场不均匀，气流分离时）和热交换引起的， 而当超声速气流受到滞止时，还有因产生激波而引起的压力 损失。因为有损失，所在进气道中实际能达到的增压比值小 于理论上可能达到的值。 为了有效而充分的发挥进气效果，现代发动机进气道应该保 证：有尽可能高的总压恢复系数：压气机进口处的流场要足 够地均匀；在各种使用工作状态下都能稳定地工作（没有严 重的气流分离和压力脉动）；外部阻力尽可能小。
(2)当M0增加时， F下降，图(c)表示F <1。 (3)当M0>1时，在进气道前出现脱体激波，如图(d)所 示。气流经过正激波，总压有损失，静压上升，激 波后气流继续滞止，直到进气道进口Ai截面，M数 达到Mi，相应地恰好是发动机对进气道所要求的 q(i)。如果飞行M数有变化，则自动调整激波强度