第二章进气道

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
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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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。
* 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
* 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。
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，
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。
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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 *
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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
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
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, 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
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。
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
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:
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
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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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。
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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。
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