第二章进气道

γ − 1 V γ −1 γ −1 γ −1 π = σ i 1 + Ma = σ i 1 + 2 2 γRT0
∗ i 2
γ
γ
影响参数
流动损失、 流动损失、飞行速度和大气温度
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影响参数分析
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, 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; 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, 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
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飞行速度V 飞行速度V:
当大气温度和流动损失一 定时, 飞行速度越大, 定时, 飞行速度越大, 则冲 压比越高。 压比越高。 在没有流动损失的情况下, 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
随着飞行速度的增大, 随着飞行速度的增大, 冲 压比变大 而且飞行速度越大, 而且飞行速度越大,冲压 比增加的越快。 比增加的越快。
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进气道
发动机在试车台上试车
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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, 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, 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; 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, 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。 压缩空气, 提高空气的压力。
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流量系数φ 流量系数φi
几何一定的进气道, 几何一定的进气道, 其进口流动模型取决于发动机 的工作状态和飞行马赫数 根据流量连续方程有
K
∗ p0
T
∗ 0
A0 q (Ma ) = K
p1∗ T
∗ 1
A1q (Ma1 )
* * 从0截面到01截面的流动是定熵绝能过程，有 p 0 = p 01 T0* = T01 截面到01截面的流动是定熵绝能过程，有 *
大气密度ρ越高, 大气密度ρ越高, 进入发动机的空气流量越多 大气密度受大气温度和飞行高度H 大气密度受大气温度和飞行高度H的影响 大气温度越高空气密度越低。 大气温度越高空气密度越低。 飞行高度越高空气密度也越低 飞行速度V越大, 飞行速度V越大, 则进入发动机的空气流量也越多 压气机转速n越高, 压气机转速n越高, 进入发动机的空气流量越多 压气机的转速n 压气机的转速n将影响压气机进口处气流参数及进气道前方气流 的流动状况，也会影响进入发动机的空气流量 的流动状况，
* p0 定义： 定义：进气道总压恢复系数是是进气道出口处气流的总 压与来流总压之比 总压恢复系数小于１ 进气道总压降低） 总压恢复系数小于１（进气道总压降低） 总压恢复系数大，说明流动损失小；总压恢复系数小， 总压恢复系数大，说明流动损失小；总压恢复系数小， 说明流动损失小。 说明流动损失小。 飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94－0.98。 飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94－0.98。
在对流层内, 随着飞行高度H的增高, 大气温度下降, 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； 压比上升； 在同温层内, 由于大气温度不再随高度而变化, 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。 冲压比也就不随高度而变化,保持常数。
p ∗ 1,max p ∗ 1,min ∗ p1
—进气道出口气流总压的最大值 —进气道出口气流总压的最小值 —进气道出口气流总压的平均值
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冲压比π 冲压比πi
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 * p1 表达式 π i* = p0 冲压比越大, 冲压比越大, 表示空气在压气机前的冲压压缩程度越大 根据气体动力学总、 根据气体动力学总、静压以及马赫数与因速之间关系
定义： 定义：
进气道远前方截面的面积A 与进气道唇口处的面积A 进气道远前方截面的面积A0与进气道唇口处的面积A01 又叫捕捉面积）的比值为流量系数, 用符号φ （又叫捕捉面积）的比值为流量系数, 用符号φi表示 表达式 A0 q( Ma01 )
φi =
A01 = 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 代表进气道流通能力的大小。 与捕捉流量（最大可能空气流量）的比值。 与捕捉流量（最大可能空气流量）的比值。
冲压比随飞行速度的变化
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大气温度T 大气温度T0
当飞行速度和流动损失一定时, 大气温度越高, 当飞行速度和流动损失一定时, 大气温度越高, 冲压 比越低。 比越低。 由于大气温度是随着飞行高度而变化的, 所以, 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, 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: 压比变化规律:
第二章 进气道
定义
狭义：飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一段 狭义： 管道（对于涡喷发动机） 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） 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 广义：指进气系统，除了上述管道之外， 喘装置、附面层吸除装置、自动控制装置、 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 本课程中所指的一般为进气系统
收敛断
气流速度稍有上升, 气流速度稍有上升, 压力和温度稍有 下降, 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。 入压气机保证压气机的正常工作。
进气道内进行的能量交换
动能转变为压力位能和热能
气流参数沿流程的变化
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性能参数
空气流量
计算公式 qm ,a = ρVA = K A0 q( Ma ) 影响因素 T0* 大气密度ρ 大气密度ρ, 飞行速度V 和压气机的转速n
涡轮喷气发动机的进气道分类
亚音速进气道
主要用于民用航空发动机 大多采用扩张形的亚音速进气道
超音速进气道
可分为内压式、外压式和混合式三种 可分为内压式、
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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 01－01截面
进气道的进口
亚音速进气道
1－1截面
进气道的出口
* p0
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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，使气流不易离体。 通常采用圆头较厚的唇口，使气流不易离体。
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, 内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失
进气道进口流动模型(流线谱 进气道进口流动模型 流线谱) 流线谱
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进气道进口流动模型(流线谱 进气道进口流动模型 流线谱) 流线谱
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当Ma01＝Ma0时, 气流 速度在管外保持不变, 速度在管外保持不变, 所以A 所以A0＝A01, φi＝１ 当Ma01＜Ma0时, 气流 在管外应减速, 在管外应减速, 亚音速 气流要减速, 气流要减速, 流道形状 必须扩张, 所以A 必须扩张, 所以A0＜ A01, φi＜１
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通道形状
进气道前（ 进气道前（0-0与01-01间）是一段扩张 01-01间 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
速度V下降，压力P和温度T升高， 速度V下降，压力P和温度T升高，也 就是空气受到压缩。 就是空气受到压缩。由于空气本身速 度降低而受到的压缩叫做冲压压缩。 度降低而受到的压缩叫做冲压压缩。
σi =
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出口流场的崎变指数
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， 影响, 会使压气机喘振和燃烧室熄火，因此要求进 气道出口气流流场应均匀。 气道出口气流流场应均匀。 描写流场均匀度的参数是畸变指数。 描写流场均匀度的参数是畸变指数。
D=
* * p1,max − p1,min * p1
气流分离损失
由气流附面层离体而产生的, 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
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气流流过进气道外壁面时, 气流流过进气道外壁面时, 也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 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, 坏进气道的形面, 保持壁面的光滑 * 总压恢复系数 p1
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流量系数φ 流量系数φi 的变化规律
当在地面工作时: 当在地面工作时: V＝０ Ma＝ Ma＝ ０, A0＝∞, φi＝∞
表明气流从前面各方进入进气道
当Ma01＞Ma0时, 唇口处气流 马赫数大于飞行马赫数， 马赫数大于飞行马赫数，气流 在管外应加速, 在管外应加速, 亚音速气流要 加速, 流道形状必须收敛, 加速, 流道形状必须收敛, 所 以A0＞A01, φi＞１