第6次课 进气道(1)

度超过音速，从而引起局部激波损失。
(二)动力压缩器过程中的流动损失
3.激波损失 激波损失的大小用激波后气体的总压与激波前气体 总压的比值来表示。即“激波压力系数”。

* p波后 激 * p波前
(5—1)


激波压力系数越接近于1，激波损失越小；激波压力 损失越小于1，激波损失越大。
(二)动力压缩器过程中的流动损失

VA0 A 实际空气流量 0 通过捕获面积的空气流 量 VA01 A01
5.1 概述
性能参数 (11km)
远前方 进气道出口 性能参数
总压 34521 静压 22632
Ma 0.8
34176 28007
0.54
0.99
in 1.51
0.898
总压 176939 158892 静压 22632 Ma 2.0 144918 0.54

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

(二)动力压缩器过程中的流动损失
空气流经进气道时的流动损失，包括摩擦损失、分离 损失和激波损失等三种。 1.摩擦损失 进气道内的摩擦损失是由于空气具有粘性，在管壁 表面形成了附面层而产生的。摩擦损失的大小，除了取 决于气流速度以外，还直接与进气道管壁的光滑程度有 关。因此，机务人员应当重视进气道的维护工作，注意 防止划伤进气道的表面，并且保持进气道的清洁，以免 增大摩擦损失，使发动机推力减小。

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

(一)什么是动力压缩
在飞行速度大于压气机进口气流速度的情况下，空气 流过进气道，流速减小，压力和温度升高，空气受到了 压缩。空气由于本身速度降低而受到的压缩，叫做动力 压缩。在飞行速度小于压气机进口气流速度的情况下， 空气流过进气道时，流速增大，压力和温度降低，这时 没有动力压缩。 目前，飞机平飞时的速度，一般都大于压气机进口气 流速度。因此，在飞行中空气流过进气道时，一般都受 到动力压缩。



(5—2)
冲压比的大小，说明空气经过冲压压缩以后，压力提 高的倍数。冲压比越大，表示空气被压缩得越厉害。

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： (5—3) 用气体动力学的能量方程，可以推导出冲压比的公式如下。 考虑到气体在进气道内的流动是绝能的，可以写出气体 从0—0截面流到1—1截面的能量方程为(见图5—3)：
(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：
(1)

(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：

(三)冲压比和影响冲压比的因素
上式中，p1理*是没有流动损失时压缩器进口处的空气总压。 由于
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。

(三)冲压比和影响冲压比的因素
(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
2.影响冲压比的因素
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
3.激波损失
超声速气流流过激波后，虽压力升高，但气体受到猛烈
撞击，速度突然减小，有一部分机械能转换成热能。所以， 气体通过激波后，总压下降，这种由于激波而引起的总压 损失叫激波损失。 超音速飞行时，空气以超音速流向进气道。要把超音速 气流变成亚音速气流，不可避免地要产生激波损失。 在亚音速飞行中，由于亚音速进气道采用较厚的圆头 流线前缘。当飞行速度较大时，便可能使前缘局部气流速
降低，还会引起发动机的空气流量减小。 冲压比和空气流量的减小，将导致发动机的推力减小。 流动损失越大，发动机推力减小的越多。
5.3 亚音速进气道
亚音速进气道举例
5.3 亚音速进气道
亚音速进气道举例
5.3 亚音速进气道
亚声速进气道是在亚声速和低超声速（Ma＜1.5）飞行范 围内使用的进气道。 亚音速进气道大致可分为收敛形和扩散形两种，进气道的

(二)动力压缩器过程中的流动损失

2.分离损失 进气道前缘内壁附近的空气压力降 低，在前缘内壁附近会出现与气流 流动方向相反的压力差，发生分离
现象，而造成气流分离损失。为了
减小气流分离损失，进气道前缘应 做成流线形，使气流逐渐地改变流 动方向，避免产生严重的分离现象。
(二)动力压缩器过程中的流动损失
2.影响冲压比的因素
，冲压比越大；反之，大气温度越高，冲压比越小。
飞行高度变化时，冲压比是否变化，取决于大气温度的
变化。在11000米高度以下，飞行高度升高时，大气温度降 低，冲压比增大；在11000米高度以上，飞行高度改变时， 大气温度保持不变，冲压比也就保持不变。

(三)冲压比和影响冲压比的因素
而且也在进气道前进行。
在飞行速度小于压缩器进口气流速度的情况下，空气流 过扩散形进气道时，从0—0截面开始，在0—1′段内，由于压 缩器的吸力作用，气流速度逐渐增大，压力和温度相应地降 低；空气流入进气道以后，由于管道扩散，气流速度略为减

涡轮喷气发动机的进气道分类


5.1 概述

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。 损失越小，发动机的增压比越高，推力越大；而 外部阻力小则会直接增大发动机的有效推力。

使气流以均匀的速度和压力进入压气机。从而保持压气
应地升高。
5.3 亚音速进气道
(一)空气流过收敛形进气道的情形
空气流入进气道以后，在收敛形管道中，速度略为增大，
压力和温度略有降低。由于空气流入压缩器时的速度小于飞 行速度，所以空气流入压缩器时的压力和温度比0—0截面处 的空气压力和温度高。 由此可见，在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况
下，采用收敛形进气道，空气的动力压缩完全是在进气道前
飞行速度大于压缩器进口气流速
度时，空气流过扩散进气道时的情形， 如图2—8所示。 由于进气道呈扩散形，空气在进 气道前和进气道内，气流速度一直减
小，从飞行速度逐渐减小到压缩器进
口气流速度，压力和温度相应地升高。
5.3 亚音速进气道
(二)空气流过扩散形进气道的情形 由此可见，在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况下， 空气流过扩散形进气道时，动力压缩不仅在进气道内进行，
5.1 概述
性能参数
2、总压恢复系数（掌握）
进气道出口总压 p1* * 进气道进口总压 p0
总压恢复系数是描述气流经过进气道时流动损失大小的
指标。由于气流流过进气道时总会有各种原因引起的能量 损失，所以，总压恢复系数总小于1。
5.1 概述
性能来自百度文库数
3、冲压比（掌握）
* * p0 出口总压 p1 k 1 2 k 1 in (1 Ma ) 远前方来流静压 p0 p0 2 k
第五章 进气道
5.1 概述

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 本课程中所指的一般为进气系统
5.1 概述

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; 当飞行马赫数大于压气机进口处的气流马赫数时, 通过冲压 压缩空气, 提高空气的压力。 亚音速进气道 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 超音速进气道 可分为内压式、外压式和混合式三种
影响冲压比的因素有3个：流动损失、飞行速度、大气温度。
5.1 概述
性能参数
4、畸变指数
流场出口截面中最高总压和最低总压之差与最高总压之 比叫畸变指数。它是描述进气道出口气流分布状态的参数。 畸变指数越小，说明出口流场越均匀。
* * p1max p1 min D * p1max
D

5、流量系数（了解）
形状不仅对内部流动损失有影响，而且对外部阻力也有很大
影响。下面分析空气在收敛形和扩散形进气道内的流动情形。 (一)空气流过收敛形进气道的情形 飞行速度大于压缩器进口气流速度时，空气流过收敛形 进气道的情形，如图2—6所示。
5.3 亚音速进气道
(一)空气流过收敛形进气道的情形 由于飞行速度大于压缩器进 口气流速度，空气从未扰动的边界 0—0截面开始，0—1′段内进行动 力压缩，流速减小，压力和温度相
in 0.97
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

(一)什么是动力压缩
在飞行中，发动机前方 的空气经进气道流过压气 机(见图2—1)。进气道前 方未受扰动气流的速度(即 图上0—0截面处的气流速 度)，与飞行速度大小相等， 方向相反。空气流出进气 道的速度(c1)就是压气机的 进口气流速度。
速度增大时冲压比增大。

(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

(三)冲压比和影响冲压比的因素
(2)大气温度 飞行速度保持不变时，大气温度越低，空气越易于压缩
代入上式，得：
(5—4)
把上式中的飞行速度换成飞行M数，冲压比的公式还可 以写成：

(三)冲压比和影响冲压比的因素
2.影响冲压比的因素 从公式(5—4)可以看出，影响冲压比的因素有飞行速度(V) 、大气温度(T0)和流动损失。下面进行分析。 (1)飞行速度 大气温度不变时，飞行速度越大，空气流过进气道时速度 降低得越多，有更多的动能用来提高空气的压力，所以飞行
摩擦损失、分离损失和激波损失的存在，使空气的一
部分机械能不可逆地转换成热，因此，压气机进口空气总 压小于进气道前方未扰动的空气总压。损失越大，压气机 进口空气总压减小得越多。
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
动力压缩的程度，可以用冲压比表示。压缩器进口空 气压力(p1)与大气压力(p0)的比值，叫做冲压比，用符号π 冲表示。即：
机有较高的效率和工作稳定。

在各种非设计状态和较大的工作范围内保证稳定工作， 尤其对超声速进气道。
性能参数

5.1 概述
1、空气流量 qm：每秒中流过进气道的空气质量。 qm,a VA 计算公式 影响因素 大气密度ρ, 飞行速度V和压气机的转速n 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的影响 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, 进入发动机的空气流量越多 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。
in 7.02
5.1 概述
性能参数(0km)
远前方 进气道出口 性能参数
总压 101325 100311 静压 101325 86420
Ma 0 0.466
0.99
in 0.99
0.97
总压 101325 98285 静压 101325 83696 Ma 0 0.484

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

(二)动力压缩器过程 中的流动损失
2.分离损失 分离损失主要是由 于气流在进气道进口的流 动方向与进气道前缘内壁 的方向不一致而产生的。 当进口的气流方向与进气 道前缘内壁的方向不一致 时，由于气流转弯时惯性 离心力的作用(见图2—2)，
完成的。
5.3 亚音速进气道
(一)空气流过收敛形进气道的情形 飞行速度小于压缩器进口气流 速度时，空气不受动力压缩，从0— 0截面开始，在整个0—1段内，气流 速度从飞行速度增大到压缩器进口 气流速度，空气压力和温度则相应
地降低，如图2—7所示。
5.3 亚音速进气道
(二)空气流过扩散形进气道的情形