第十三章 进气道控制资料

(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
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概述 3. 进气道的主要类型
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②
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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
航空发动机原理
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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
航空发动机原理
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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 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. 亚音速进气道在超音速条件下工作
* 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。
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。
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。
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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。
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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
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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
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概述
亚音速进气道
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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。

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
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。
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概述 2. 进气道的基本参数
4）稳定裕度
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 )
i
航空发动机原理 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