航空发动机原理ppt课件
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▪ 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。
7
CDAVTC
❖ 通道形状 ▪ 0-0与01-01间前一段是 扩张形的管道 ▪ 前整流锥后的管道稍有 收敛
❖ 进气道内参数变化规律 ▪ 扩张段 ▪ 收敛断
• 气流速度稍有上升, 压力 和温度稍有下降, 这样可 以使气流比较均匀地流入 压气机保证压气机的正常 工作。
8
CDAVTC
亚音速进气道内部气体流动示意图
9
23
CDAVTC
❖ 进气道的起动过程也就是如何消除进气道进口前 的脱体弓形波，建立起最佳流动的过程。
❖ 有两种途径可以建立起进气道的最佳流动状态 ❖一种是增大迎面气流的 Ma 数； ❖ 另一种是增大喉部截面面积。
10
CDAVTC
流动损失
▪ 气流流过进气道外壁面时, 存在粘性摩擦损失和 分离损失
▪ 为了减小流动损失, 在维修过程中特别注意不要 损坏进气道的形面, 保持壁面的光滑
❖ 总压恢复系数
i
p1* p0*
▪ 总压恢复系数小于１
▪ 飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为 0.94－0.98。
11
CDAVTC
▪ 超音速进气道 • 可分为内压式、外压式和混合式三种
5
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
▪ 01－01截面
• 进气道的进口
▪ 1－1截面
• 进气道的出口
6
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
21
CDAVTC
超音速进气道
❖ 根据不同对超音速气流减速方法，超音速进气道 分为内压式、外压式和混合式三种基本类型
22
CDAVTC
内压式进气道
由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成 ▪ 在设计状态下不考虑粘性时, 特殊型面可以保证超音速 气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定熵地减速, 在管道最小截面处达到音速, 之后在扩张段气流继续减 速扩压 ▪ 但由于内压式超音速进气道存在着所谓“起动”问题防 碍了它的实际应用。
3
CDAVTC
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。
4
CDAVTC
进气道分类
▪ 亚音速进气道 • 主要用于民用航空发动机，而且为单状态飞机 • 大多采用扩张形、几何不可调的亚音速进气道
流动损失
❖ 出口流场的崎变指数
D
p* 1,max
p* 1,min
p1*
▪ 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
12
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
• 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。
15
CDAVTC
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:
17
CDAVTC
亚声速进气道前方气流流动图
18
CDAVTC
❖ 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
19
CDAVTC
亚声速进气道前方气流流动图
20
CDAVTC
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
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
13
CDAVTC
冲压比
❖ 冲压比πi ▪ 进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
– 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；
– 在同温层内, 由于大气温度不再随高度而变化, 这时进气道的 冲压比也就不随高度而变化,保持常数。
16
CDAVTC
❖ 亚音速进气道工作状态影响因素 ▪ 远前方未扰动截面气流速度（即飞行速度） ▪ 发动机工作状态
• 决定压气机进口流量 • 决定了进气道唇口速度c01
▪ ▪
表冲达压式比越大i* ,表pp10*示空气在压气机前的冲压压缩的程度越
大
Hale Waihona Puke Baidu
▪
影响参数 i
i
1
1 2
Ma 1
i 1
1 2
V2
RT0
1
• 流动损失、飞行速度和大气温度 • 影响参数分析
14
CDAVTC
冲压比随飞行速度的变化
❖ 飞行速度V: ▪ 当大气温度和流动损失 一定时, 飞行速度越大, 则冲压比越高。 ▪ 在没有流动损失的情况 下,进气道的冲压比随飞 行速度的变化规律
AERO-ENGINE —INLET
航空发动机原理与结构
张驰
主要内容
亚音速进气道
超音速进气道
进气道防冰
2
CDAVTC
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
CDAVTC
流动损失
▪ 唇口损失
• 由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的 • 有时气流还会离体 • 通常采用圆头较厚的唇口
▪ 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 – 内壁面应做得尽可能的光滑, 以减 小摩擦损失
• 气流分离损失
– 由气流附面层离体而产生的, 当通道内扩张度过大时就容易产生 – 因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角
▪ 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。
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CDAVTC
❖ 通道形状 ▪ 0-0与01-01间前一段是 扩张形的管道 ▪ 前整流锥后的管道稍有 收敛
❖ 进气道内参数变化规律 ▪ 扩张段 ▪ 收敛断
• 气流速度稍有上升, 压力 和温度稍有下降, 这样可 以使气流比较均匀地流入 压气机保证压气机的正常 工作。
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CDAVTC
亚音速进气道内部气体流动示意图
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CDAVTC
❖ 进气道的起动过程也就是如何消除进气道进口前 的脱体弓形波，建立起最佳流动的过程。
❖ 有两种途径可以建立起进气道的最佳流动状态 ❖一种是增大迎面气流的 Ma 数； ❖ 另一种是增大喉部截面面积。
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CDAVTC
流动损失
▪ 气流流过进气道外壁面时, 存在粘性摩擦损失和 分离损失
▪ 为了减小流动损失, 在维修过程中特别注意不要 损坏进气道的形面, 保持壁面的光滑
❖ 总压恢复系数
i
p1* p0*
▪ 总压恢复系数小于１
▪ 飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为 0.94－0.98。
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CDAVTC
▪ 超音速进气道 • 可分为内压式、外压式和混合式三种
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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
▪ 01－01截面
• 进气道的进口
▪ 1－1截面
• 进气道的出口
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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
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CDAVTC
超音速进气道
❖ 根据不同对超音速气流减速方法，超音速进气道 分为内压式、外压式和混合式三种基本类型
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CDAVTC
内压式进气道
由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成 ▪ 在设计状态下不考虑粘性时, 特殊型面可以保证超音速 气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定熵地减速, 在管道最小截面处达到音速, 之后在扩张段气流继续减 速扩压 ▪ 但由于内压式超音速进气道存在着所谓“起动”问题防 碍了它的实际应用。
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CDAVTC
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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CDAVTC
进气道分类
▪ 亚音速进气道 • 主要用于民用航空发动机，而且为单状态飞机 • 大多采用扩张形、几何不可调的亚音速进气道
流动损失
❖ 出口流场的崎变指数
D
p* 1,max
p* 1,min
p1*
▪ 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
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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
• 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。
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CDAVTC
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:
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CDAVTC
亚声速进气道前方气流流动图
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CDAVTC
❖ 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
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CDAVTC
亚声速进气道前方气流流动图
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CDAVTC
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
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
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CDAVTC
冲压比
❖ 冲压比πi ▪ 进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
– 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；
– 在同温层内, 由于大气温度不再随高度而变化, 这时进气道的 冲压比也就不随高度而变化,保持常数。
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CDAVTC
❖ 亚音速进气道工作状态影响因素 ▪ 远前方未扰动截面气流速度（即飞行速度） ▪ 发动机工作状态
• 决定压气机进口流量 • 决定了进气道唇口速度c01
▪ ▪
表冲达压式比越大i* ,表pp10*示空气在压气机前的冲压压缩的程度越
大
Hale Waihona Puke Baidu
▪
影响参数 i
i
1
1 2
Ma 1
i 1
1 2
V2
RT0
1
• 流动损失、飞行速度和大气温度 • 影响参数分析
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CDAVTC
冲压比随飞行速度的变化
❖ 飞行速度V: ▪ 当大气温度和流动损失 一定时, 飞行速度越大, 则冲压比越高。 ▪ 在没有流动损失的情况 下,进气道的冲压比随飞 行速度的变化规律
AERO-ENGINE —INLET
航空发动机原理与结构
张驰
主要内容
亚音速进气道
超音速进气道
进气道防冰
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CDAVTC
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
CDAVTC
流动损失
▪ 唇口损失
• 由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的 • 有时气流还会离体 • 通常采用圆头较厚的唇口
▪ 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 – 内壁面应做得尽可能的光滑, 以减 小摩擦损失
• 气流分离损失
– 由气流附面层离体而产生的, 当通道内扩张度过大时就容易产生 – 因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角