燃气涡轮发动机(第二版)第3章
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整理测取数据 容积流量 增压比 效率 一定进气条件的特性 等转速线 等效率线 稳定边界线
通用特性线
相似理论
几何相似
相似准则
动力相似
运动相似
3.2.5
压气机喘振
1.攻角和流量系数
1）叶型的几何参数
最大相对厚度Cmax 及其相对位置e ： 叶型中直径最大的 内切圆的直径为 Cmax，其圆心到叶 型前缘的距离为e 2）叶栅的几何参数 在工程中，往往应用叶栅稠度τ和几何进口角β1K 和几何出口角β2K来表示。
影响流量的因素：空 气密度 ρ， 飞 行速度 ν，压气机转 速n
装前后整流锥
3.1.3
超音速进气道
飞机以超音速飞行时，在进气道前方 将产生一道弓形激波。飞行M数超过 1.5以后，进气道进口前的正激波的 强度增大，压力损失剧增，发动机推 力迅速减小。为了减小激波损失，在 飞行M数大于1.5的飞机上，都采用超 音速进气道。它利用激波系增压来达 到以最小的压力损失完成冲压压缩过 程。
扩压器
位于叶轮的出口处 ,其通道是扩张形的,空气 在流过它时, 速度下降, 压力和温度都上升
集气管
使气流变为轴向, 将空气引入燃烧室
空气在离心式压气机中的流动： 空气在导流器中的流动 单面进气的离心式压气机叶轮的进口直接与进气道 的出口相接 双面进气离心式压气机的进气装置一般由预旋片和 分气盆构成 预旋片的作用在于造成工作轮进口有一定规律的气 流切向速度分布 分气盆的作用则在于将经过预旋片的空气分为数层 , 以便将空气较均匀地充满工作轮叶片的进口 进气装置中的流道做成略有收敛,使空气经过它后, 速度略有增大，以减少流动损失。
燃气涡轮发动机（第二版）
第3章 发动机部件 刘成英
• 航空燃气涡轮喷气发动机主要由进气道（Intake）、压气 机（compressor）、燃烧室（combustion chamber）、涡 轮（turbine）、喷管（Exhaust）等部分构成。
•
3.1
• 3.1.1 1.类型 类型和参数
定义：
空气在工作叶轮内沿远 离叶轮旋转中心的方向 流动
组成：
由进气装置, 工作叶轮, 扩压器, 集气管等部分 组成 叶轮和扩压器是其中两 个主要部件
离 心 式 压 气 机
双级离心压气机、环形回流燃烧室、单级 燃气涡轮、双级轴流式动力涡轮 涡轴 16发动机，直-10武装直升机
离心式压气机的组成
•
亚音速进气道
• 亚音速进气道工作原理：
在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器（见图）。其气道 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)就是压缩器的进口气 流速度。
•
在飞行速度大于压缩器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。 • 在飞行速度小于压缩器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。
防止进气道喘振的基本原理:
防止进气道出口处反压增大和防 止锥面上的气流发生分离。
例如：1.歼7飞机在2～3框间机身两 侧各设置一放气门(见图2—18)。 2.把中心锥体的表面做得粗糙 些，并在其上安装扰流器(见图2—19)
3/8/2019
3.2
压气机
• 3.2.1 压气机概述 • 功能概况： • 主要功能：提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作
分类
单转子压气机 三转子压气机 双转子压气机
2. 工作原理 空气被吸入压气机 旋转的叶片使空气 提速，加压
空气在静子通道中 减速，扩压 最后一排静子叶片 矫直空气 空气均匀的轴向速 度进入燃烧室
3.2.4
轴流式压气机的特性
1.基元级叶栅
级: 一排转子叶片 + 一排静子叶
片
基元级 : 以 ab 为母线绕压气机轴
3）基元级叶片的攻角和落后角
①流入角β1和流出角 β2：分别表示流入叶栅的 气流和流出叶栅的气流与 叶栅额线的夹角。 ②攻角i：流入叶栅的 气流方向与叶型中弧线前 缘切线之间的夹角。 ③落后角δ：流出叶栅 的气流方向与叶型中弧线 后缘切线之间的夹角。
2.失速与堵塞
压气机转速一定，如果压气机 出口反压降低，进入压气机的空 气流量增加，使速度c上升时，攻 角i下降，反压下降到一定程度后， 可以使攻角为负值。当攻角负值 过大，气流会从叶盆处分离，叶 片通道被分离区所占，进入压气 机的空气流量不再增加。 如果压气机出口反压增加，进入压 气机的空气流量减少，使速度c下 降时，攻角i增大。攻角过大时， 气流从叶背分离，称为失速。失速 可使压气机效率明显下降，甚至会 使压气机出现不稳定工作(旋转失 速和喘振)。
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。
3.1.2
3. 基元级增压原理
轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力 在静子叶片中的增压原理：减速增压 在转子叶片中的增压原理：加功、增速、增压
动叶加功量
Lu ucu uwu
4.多级轴流式压气机
由于轴流式压气机的单级增压能力是有限的，特别是亚音 速级，每级增压比只有1.15—1.3，最高也不大于1.4（超音 速级可以高一些），所以，采用多级式轴流压气机，使增压 比高达17—30。
压气机特性实验
实验设备 压气机试验台
qma A1V1a 1 f (qv )
* c f1 (qv , n) * c f 2 (qv , n)
实验过程 在一定的压力、温度下： • 固定转速，改变容积流量 • 测取进口和出口 气流总温、总压 • 流量测量管测取流量
压气机转轴扭矩
进气装置
安装在叶轮的进口处， 其通道是收敛形的
功用
使气流拐弯并以一定 方向均匀进入工作叶 轮, 以减小流动损失 此过程中气流加速， 防止出现拐弯分离流
气流参数变化
空气在流过它时速度 增大,而压力和温度 下降
叶轮：
1. 单面叶轮 2. 双面叶轮 叶轮高速旋转，对流过的空气做功，加速空气的 流速，同时提高空气压力。
•
目前，飞机平飞时的速度，一般都大于压缩器进口气流速度。因此，在 飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。
亚音速进气道内部通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压。
•
空气流量：单位时间 流入进气道的空气质 量。用qm，a表示 qm，a=ρνA ρ：空气密度 飞行速度 A：面积 ν：
Baidu Nhomakorabea
进气道组成：壳体和整流锥，有的 分前整流锥和后整流锥。 注意：亚音速亚音速进气道的唇口 必须做得较为圆滑。 进气道和整流锥由压气机引气防冰。
3.2.3 轴流式压气机
1. 组成
它由转子和静子（又称整 流器）两部分组成。由一排 转子叶片和一排静子叶片组 成一级，单级的增压比很小， 为了获得较高的增压比，一 般都采用的多级结构。空气 在压气机中被逐级增压后， 密度和温度也逐级提高。 多级组成，每一级由工作 轮与静子组成。 工作轮（转子〕：叶片、 盘、轴 静子（导向器〕：叶片、 机匣 转子在前、静子在后，交 错排列
旋转所切割的压气机级称为基元级
平面叶栅: 在平面上展开的基元
级叶栅
平面叶栅:
动叶叶栅 静叶叶栅 截面编号 1 动叶进口 2 动叶出口（静叶进口） 3 静叶出口
2. 基元级速度三角形 决定速度三角形变化的主 要参数： （1）工作叶轮进口处绝 对速度在发动机轴线方向 的分量c，a （2） 工作叶轮进口处 绝对速度在切线方向的分 量 c ，u （3） 圆周速度u，其大 小与发动机转速n有关： u= π Dn/60 u越大，叶片对空气的加 功量越多。
进气道
亚音速进气道
进气道
超音速进气道
内压式 外压式 混合式
2.性能参数 σ i = p*1/ p*0 σ i ：进气道总压恢复系数
来流的总压 π i =
p*1
：进气道出口面积的总压
p*0
：进气道前方
p*1/ p0 p0
π i ：冲压比
：远方气流静压 * * * 畸变指数 ：（ p 1（max）－p 1（min））/p 1(平均值）
(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，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。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。
离心式压气机的主要优 点
单级增压比高 一级的增压比 可达4:1－5:1, 甚至更高 同时离心式压气机稳定的工 作范围宽 结构简单可靠 重量轻, 所需要的起动功率 小
离心式压气机的主要缺 点
它的流动损失大, 尤其是级 间损失更大, 不适于用多级, 最 多两级 效率较低, 一般离心式压气 机的效率最高只有83％－85％, 甚至不到80％ 单位面积的流通能力低, 故 迎风面积大, 阻力大。
叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高，为燃 气膨胀做功创造条件。
• 次要功能：1.
• •
供应冷气冷却热部件。 2. 供应热气防冰。 3. 机舱增压‚ 空调，燃油系统除冰，发动机启 动气源。
• 压气机分类：
• • 1. 2. 离心式压气机 轴流式压气机
3.2.1
离心式压气机
离心式压气机的特点及应用 与轴流压气机相比具有迎风面积尺寸大、效率低的特点 不宜用于高速飞行的大推力发动机上 具有特性平缓、结构简单、工艺性好等优点 在早期中小推力发动机以及近期小型发动机上得到了应用 早期离心式压气机单级增压比为3.0-4.5，效率为0.750.78 60年代借助于数值流场计算技术使增压比达到15:1，效率 为0.83-0.85. 组合压气机（前面加上1-2级超跨音速轴流压气机），应 用于性能良好的小型风扇发动机
按激波系所处的位置不同，超音速进 气道可分为三种：激波系全部在进气 道唇口外的，叫“外冲压式”超音速 进气道；激波系全部在进气道内的， 叫“内冲压式”超音速进气道；激波 系既在唇口外又在唇口内的，称为 “混合式”超音速进气道。
进气道喘振：
进气道喘振是一种故障现象。发生进气道喘振时，气流将在管道 内发生激烈的振动，正激波在进气口内外迅速地前后移动，以致能听到飞 机头部传来“膨膨…”的响声。进气道喘振不但会引起燃烧室熄火，而且 可能损坏飞机和发动机的结构。
总增压比=各级增压比乘积
5.压气机通用特性 压气机工况变化时，各主要参数(转速、增压比、空气流 量、压气机效率)之间的变化关系曲线称为压气机的特性线。 各种工况下的压气机特性线组成压气机特性图。 压气机特性: 压气机性能参数随工作参数的变化规律。
引起性能参数变化的原因：
外界条件：进气总温、进气总压 工作转速 压气机空气流量
进气道喘振的根本原因:
流入进气道的空气流量与发动机需要的空气流量之间发生了矛盾。 如果流入进气道的空气流量大于发动机需要的空气流量时，进气道出口反 压升高，到了一定程度，就将正激波推到唇口外，形成三叉形激波，出现 了溢流，使进气量下降。而正激波的前移，使锥体上的附面层内有一层气 流受到阻滞，并发生倒流现象，于是气流从锥体上分离，沿流动方向逐渐 扩张，如图2—17所示。这会使喉道有效面积减小，这样，流入的空气量 又低于发动机的需气量，进气道出口反压急降，正激波被吸入管道内(气 流分离层也被吸除)，溢流现象消离。此时，流入进气道的空气量又超过 发动机的需气量，正激波再次被推出，如此循环往复，使管道内气流压力 和流量随之反复脉动，即进入喘振喘态。
影响冲压比的因素
• 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，所以飞行速 度增大时冲压比增大。 • 图2—4的曲线表示在没有流过损失的情况下。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
通用特性线
相似理论
几何相似
相似准则
动力相似
运动相似
3.2.5
压气机喘振
1.攻角和流量系数
1）叶型的几何参数
最大相对厚度Cmax 及其相对位置e ： 叶型中直径最大的 内切圆的直径为 Cmax，其圆心到叶 型前缘的距离为e 2）叶栅的几何参数 在工程中，往往应用叶栅稠度τ和几何进口角β1K 和几何出口角β2K来表示。
影响流量的因素：空 气密度 ρ， 飞 行速度 ν，压气机转 速n
装前后整流锥
3.1.3
超音速进气道
飞机以超音速飞行时，在进气道前方 将产生一道弓形激波。飞行M数超过 1.5以后，进气道进口前的正激波的 强度增大，压力损失剧增，发动机推 力迅速减小。为了减小激波损失，在 飞行M数大于1.5的飞机上，都采用超 音速进气道。它利用激波系增压来达 到以最小的压力损失完成冲压压缩过 程。
扩压器
位于叶轮的出口处 ,其通道是扩张形的,空气 在流过它时, 速度下降, 压力和温度都上升
集气管
使气流变为轴向, 将空气引入燃烧室
空气在离心式压气机中的流动： 空气在导流器中的流动 单面进气的离心式压气机叶轮的进口直接与进气道 的出口相接 双面进气离心式压气机的进气装置一般由预旋片和 分气盆构成 预旋片的作用在于造成工作轮进口有一定规律的气 流切向速度分布 分气盆的作用则在于将经过预旋片的空气分为数层 , 以便将空气较均匀地充满工作轮叶片的进口 进气装置中的流道做成略有收敛,使空气经过它后, 速度略有增大，以减少流动损失。
燃气涡轮发动机（第二版）
第3章 发动机部件 刘成英
• 航空燃气涡轮喷气发动机主要由进气道（Intake）、压气 机（compressor）、燃烧室（combustion chamber）、涡 轮（turbine）、喷管（Exhaust）等部分构成。
•
3.1
• 3.1.1 1.类型 类型和参数
定义：
空气在工作叶轮内沿远 离叶轮旋转中心的方向 流动
组成：
由进气装置, 工作叶轮, 扩压器, 集气管等部分 组成 叶轮和扩压器是其中两 个主要部件
离 心 式 压 气 机
双级离心压气机、环形回流燃烧室、单级 燃气涡轮、双级轴流式动力涡轮 涡轴 16发动机，直-10武装直升机
离心式压气机的组成
•
亚音速进气道
• 亚音速进气道工作原理：
在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器（见图）。其气道 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)就是压缩器的进口气 流速度。
•
在飞行速度大于压缩器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。 • 在飞行速度小于压缩器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。
防止进气道喘振的基本原理:
防止进气道出口处反压增大和防 止锥面上的气流发生分离。
例如：1.歼7飞机在2～3框间机身两 侧各设置一放气门(见图2—18)。 2.把中心锥体的表面做得粗糙 些，并在其上安装扰流器(见图2—19)
3/8/2019
3.2
压气机
• 3.2.1 压气机概述 • 功能概况： • 主要功能：提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作
分类
单转子压气机 三转子压气机 双转子压气机
2. 工作原理 空气被吸入压气机 旋转的叶片使空气 提速，加压
空气在静子通道中 减速，扩压 最后一排静子叶片 矫直空气 空气均匀的轴向速 度进入燃烧室
3.2.4
轴流式压气机的特性
1.基元级叶栅
级: 一排转子叶片 + 一排静子叶
片
基元级 : 以 ab 为母线绕压气机轴
3）基元级叶片的攻角和落后角
①流入角β1和流出角 β2：分别表示流入叶栅的 气流和流出叶栅的气流与 叶栅额线的夹角。 ②攻角i：流入叶栅的 气流方向与叶型中弧线前 缘切线之间的夹角。 ③落后角δ：流出叶栅 的气流方向与叶型中弧线 后缘切线之间的夹角。
2.失速与堵塞
压气机转速一定，如果压气机 出口反压降低，进入压气机的空 气流量增加，使速度c上升时，攻 角i下降，反压下降到一定程度后， 可以使攻角为负值。当攻角负值 过大，气流会从叶盆处分离，叶 片通道被分离区所占，进入压气 机的空气流量不再增加。 如果压气机出口反压增加，进入压 气机的空气流量减少，使速度c下 降时，攻角i增大。攻角过大时， 气流从叶背分离，称为失速。失速 可使压气机效率明显下降，甚至会 使压气机出现不稳定工作(旋转失 速和喘振)。
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。
3.1.2
3. 基元级增压原理
轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力 在静子叶片中的增压原理：减速增压 在转子叶片中的增压原理：加功、增速、增压
动叶加功量
Lu ucu uwu
4.多级轴流式压气机
由于轴流式压气机的单级增压能力是有限的，特别是亚音 速级，每级增压比只有1.15—1.3，最高也不大于1.4（超音 速级可以高一些），所以，采用多级式轴流压气机，使增压 比高达17—30。
压气机特性实验
实验设备 压气机试验台
qma A1V1a 1 f (qv )
* c f1 (qv , n) * c f 2 (qv , n)
实验过程 在一定的压力、温度下： • 固定转速，改变容积流量 • 测取进口和出口 气流总温、总压 • 流量测量管测取流量
压气机转轴扭矩
进气装置
安装在叶轮的进口处， 其通道是收敛形的
功用
使气流拐弯并以一定 方向均匀进入工作叶 轮, 以减小流动损失 此过程中气流加速， 防止出现拐弯分离流
气流参数变化
空气在流过它时速度 增大,而压力和温度 下降
叶轮：
1. 单面叶轮 2. 双面叶轮 叶轮高速旋转，对流过的空气做功，加速空气的 流速，同时提高空气压力。
•
目前，飞机平飞时的速度，一般都大于压缩器进口气流速度。因此，在 飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。
亚音速进气道内部通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压。
•
空气流量：单位时间 流入进气道的空气质 量。用qm，a表示 qm，a=ρνA ρ：空气密度 飞行速度 A：面积 ν：
Baidu Nhomakorabea
进气道组成：壳体和整流锥，有的 分前整流锥和后整流锥。 注意：亚音速亚音速进气道的唇口 必须做得较为圆滑。 进气道和整流锥由压气机引气防冰。
3.2.3 轴流式压气机
1. 组成
它由转子和静子（又称整 流器）两部分组成。由一排 转子叶片和一排静子叶片组 成一级，单级的增压比很小， 为了获得较高的增压比，一 般都采用的多级结构。空气 在压气机中被逐级增压后， 密度和温度也逐级提高。 多级组成，每一级由工作 轮与静子组成。 工作轮（转子〕：叶片、 盘、轴 静子（导向器〕：叶片、 机匣 转子在前、静子在后，交 错排列
旋转所切割的压气机级称为基元级
平面叶栅: 在平面上展开的基元
级叶栅
平面叶栅:
动叶叶栅 静叶叶栅 截面编号 1 动叶进口 2 动叶出口（静叶进口） 3 静叶出口
2. 基元级速度三角形 决定速度三角形变化的主 要参数： （1）工作叶轮进口处绝 对速度在发动机轴线方向 的分量c，a （2） 工作叶轮进口处 绝对速度在切线方向的分 量 c ，u （3） 圆周速度u，其大 小与发动机转速n有关： u= π Dn/60 u越大，叶片对空气的加 功量越多。
进气道
亚音速进气道
进气道
超音速进气道
内压式 外压式 混合式
2.性能参数 σ i = p*1/ p*0 σ i ：进气道总压恢复系数
来流的总压 π i =
p*1
：进气道出口面积的总压
p*0
：进气道前方
p*1/ p0 p0
π i ：冲压比
：远方气流静压 * * * 畸变指数 ：（ p 1（max）－p 1（min））/p 1(平均值）
(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，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。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。
离心式压气机的主要优 点
单级增压比高 一级的增压比 可达4:1－5:1, 甚至更高 同时离心式压气机稳定的工 作范围宽 结构简单可靠 重量轻, 所需要的起动功率 小
离心式压气机的主要缺 点
它的流动损失大, 尤其是级 间损失更大, 不适于用多级, 最 多两级 效率较低, 一般离心式压气 机的效率最高只有83％－85％, 甚至不到80％ 单位面积的流通能力低, 故 迎风面积大, 阻力大。
叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高，为燃 气膨胀做功创造条件。
• 次要功能：1.
• •
供应冷气冷却热部件。 2. 供应热气防冰。 3. 机舱增压‚ 空调，燃油系统除冰，发动机启 动气源。
• 压气机分类：
• • 1. 2. 离心式压气机 轴流式压气机
3.2.1
离心式压气机
离心式压气机的特点及应用 与轴流压气机相比具有迎风面积尺寸大、效率低的特点 不宜用于高速飞行的大推力发动机上 具有特性平缓、结构简单、工艺性好等优点 在早期中小推力发动机以及近期小型发动机上得到了应用 早期离心式压气机单级增压比为3.0-4.5，效率为0.750.78 60年代借助于数值流场计算技术使增压比达到15:1，效率 为0.83-0.85. 组合压气机（前面加上1-2级超跨音速轴流压气机），应 用于性能良好的小型风扇发动机
按激波系所处的位置不同，超音速进 气道可分为三种：激波系全部在进气 道唇口外的，叫“外冲压式”超音速 进气道；激波系全部在进气道内的， 叫“内冲压式”超音速进气道；激波 系既在唇口外又在唇口内的，称为 “混合式”超音速进气道。
进气道喘振：
进气道喘振是一种故障现象。发生进气道喘振时，气流将在管道 内发生激烈的振动，正激波在进气口内外迅速地前后移动，以致能听到飞 机头部传来“膨膨…”的响声。进气道喘振不但会引起燃烧室熄火，而且 可能损坏飞机和发动机的结构。
总增压比=各级增压比乘积
5.压气机通用特性 压气机工况变化时，各主要参数(转速、增压比、空气流 量、压气机效率)之间的变化关系曲线称为压气机的特性线。 各种工况下的压气机特性线组成压气机特性图。 压气机特性: 压气机性能参数随工作参数的变化规律。
引起性能参数变化的原因：
外界条件：进气总温、进气总压 工作转速 压气机空气流量
进气道喘振的根本原因:
流入进气道的空气流量与发动机需要的空气流量之间发生了矛盾。 如果流入进气道的空气流量大于发动机需要的空气流量时，进气道出口反 压升高，到了一定程度，就将正激波推到唇口外，形成三叉形激波，出现 了溢流，使进气量下降。而正激波的前移，使锥体上的附面层内有一层气 流受到阻滞，并发生倒流现象，于是气流从锥体上分离，沿流动方向逐渐 扩张，如图2—17所示。这会使喉道有效面积减小，这样，流入的空气量 又低于发动机的需气量，进气道出口反压急降，正激波被吸入管道内(气 流分离层也被吸除)，溢流现象消离。此时，流入进气道的空气量又超过 发动机的需气量，正激波再次被推出，如此循环往复，使管道内气流压力 和流量随之反复脉动，即进入喘振喘态。
影响冲压比的因素
• 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，所以飞行速 度增大时冲压比增大。 • 图2—4的曲线表示在没有流过损失的情况下。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