第十三章 进气道控制

亚音速进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作
A0 q(i ) Ai q(0 )
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亚音速进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作
A0 q(i ) Ai q(0 )
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亚音速进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作
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亚音速进气道 4. 亚音速进气道在超音速条件下工作
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超音速进气道 2. 超音速进气道的类型
（b）外压式进气道 •入口气流为超声速； •内部气流通道为扩张 型；
（a）混合式进气道 •入口气流为超声速； •内部气流通道为收敛扩张型；
航空发动机原理
（c）内压式进气道 •入口气流为飞机速度； •内部气流通道为收敛扩张型； • 超音速转变为亚音速 全在气流通道里面完 38 成。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性 （4）嗡鸣 当进气道处于超临界工况时，扩压段中正激波 后移，波的强度加强，当其达到一定强度后， 会出现强分离造成的高频振动，叫做嗡鸣。 造成嗡鸣的原因与上面(3)相反，是转速上升或 进气的总温T1*下降，发动机需要更多的流量， 而流量受到进气道喉道的限制，所以，会使正 激波自动地后移，增加激波强度，使p1*下降， 则使压气机进口的q(1)上升。 当正激波加强到一定的程度时，在扩压段反压 的作用下有可能在激波后出现分离，在分离后 ，总压p1*下降，激波前移，分离消失，这时总 压p1*又不适应发动机需要的密流函数，激波又 后移，由此交替进行，造成压力脉动，出现嗡
(2)当M0增加时， F下降，图(c)表示F <1。 (3)当M0>1时，在进气道前出现脱体激波，如图(d)所 示。气流经过正激波，总压有损失，静压上升，激 波后气流继续滞止，直到进气道进口Ai截面，M数 达到Mi，相应地恰好是发动机对进气道所要求的 q(i)。如果飞行M数有变化，则自动调整激波强度
是推进系统的一个组成部分。虽然有时候它还是飞机 结构的一部分，但那只是结构上的需要而已。
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概述 1. 进气道的必要性

进气道基本功能
引导外界空气进入压气机，输送和调整气流； 调整气流流场，使其出口均匀； 飞机超声速飞行时，减小进气道出口马赫数，扩压。
进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定，进气道 出口气流速度是由发动机的工作状态确定，两者一般不等， 进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。
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超音速进气道
（2）内压式进气道
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超音速进气道
（2）内压式进气道
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（2）内压式进气道
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超音速进气道
（3）混合式进气道
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超音速进气道 3. 超音速进气道特性

超音速进气道的工作特性比较敏感，它取 决于飞行M数和发动机的工作状态。当偏离 设计点后，对于不可调节的超音速进气道， 飞行M数变化不仅会影响波系角度，而且与 发动机工况变化类似，会使进气道出口换算 流量q(1)变化，从而引起进气道工况变化， 从临界转为亚临界或超临界。

在设计条件下的流动模型和 参数沿流程的变化。
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亚音速进气道 1. 进气道的流动模型
M1为压气机进口的M数
M0 Mi M1
，它决定于发动机的转 速和进口的总温T1*； Mi为进气道的进口M数 ，决定于M1，与飞行的 M数M0没有直接的关系 。
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
根据流量连续有
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概述 3. 进气道的主要类型
①
②
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概述 3. 进气道的主要类型
③
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概述 3. 进气道的主要类型
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概述 3. 进气道的主要类型
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概述 3. 进气道的主要类型
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3. 进气道的主要类型
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3. 进气道的主要类型
* p0 A0 q (0 )
K
T
* 0
K
pi* Ai q (i ) Ti
*
等熵条件（总参数不变）得
A0 q(i ) Ai q(0 )
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
A0 q(i ) Ai q(0 )
而q(i)或(Mi)主要是决定于发动机的工作状态
，M0与Mi无直接关系。所以，随着飞行M数的 变化(或q(0)的变化)， 是变化的。
（5）共同工作的特性图
A0 q(0 ) Ai q(0 ) i A1q(1 ) A1 q(1 )

因为是q(1)和M0的函数，所以，总压恢复 系数i可表示为
i f (q(1 ), M 0 )
超音速进气道 3. 超音速进气道特性 （5）共同工作的特性图
超音速进气道与发动机共同工作的特性图
第十三章 进气道控制



进气道是航空发动机动力装置中一个十分重要的部件。现代 飞机动力装置进气道的主要功能是：供给发动机需要的空气 流量；保证发动机在各种状态下都能稳定工作；对进入进气 道的空气进行压缩，使气流的部分动能变为压力能。 气流流过进气道，总要产生压力损失。这种损失是磨擦、形 成涡流（当速度场不均匀，气流分离时）和热交换引起的， 而当超声速气流受到滞止时，还有因产生激波而引起的压力 损失。因为有损失，所在进气道中实际能达到的增压比值小 于理论上可能达到的值。 为了有效而充分的发挥进气效果，现代发动机进气道应该保 证：有尽可能高的总压恢复系数：压气机进口处的流场要足 够地均匀；在各种使用工作状态下都能稳定地工作（没有严 重的气流分离和压力脉动）；外部阻力尽可能小。
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3. 进气道的主要类型
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亚音速进气道
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亚音速进气道 1. 进气道的流动模型
一定的进气道，它的进口 流动模型取决于发动机的工 作状态和飞行的M数。
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概述 2. 进气道的基本参数
1）总压恢复系数
i
* p2 ——进气道出口截面的总压 i * p0 ——进气道前方未扰动气流的总压
压气机进口截面的流量为：
qma
* mp 2 A2 q (2 )
T2*
当发动机工作状况不变 ，q(2 ) 不变时，
* i变 p2 变 qma改变 影响发动机推力
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（3）喘振 正激波被推出口外之后，由于正激波比较 强，与锥面附面层干扰的结果很容易出现 分离，在分离之后，损失增加，使喉道的 有效流通面积减小，流量受堵，迫使激波 更加前移，强度更加加强，激波直往前推 ，直到锥面的顶部附近，附面层比较薄， 波后不再分离了，损失突然减少，喉道通 畅了，激波又后移。 由此交替进行，产生流量和压力的低频大
(a)
(b)
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上
此外，例如轴对称进气道受到气流迎角或侧滑角的
影响时，破坏了波系的对称性，在对称的部位上有 可能同时出现上述两种不同的情况。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（2）扩压段的正激波被推出口外 出现这一现象的原因是发动机所需要的流 量小于进气道所提供的流量，在压气机前 反压增加，正激波前移，直至被推出口外 。 这种现象出现在发动机转速下降或进口总 温T1*增加的时候。 出现这一现象，破坏 了波系的组织，会使i下降， <1，外阻 增加，并可能导致喘振。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（4）嗡鸣
嗡鸣的特点是频率高，振幅小，嗡 鸣本身会使发动机的推力略有下降，一般 来说，危害不大。但超临界工况本身引起 的压力恢复下降，带来推力下降的影响是 不能忽视的。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
喘振与嗡鸣
激波位置 喘振 嗡鸣 前移 后推 频率 低 高 振幅 大 小 危害 大 小
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超音速进气道 1. 超音速进气道基本工作原理
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概述 1. 进气道的必要性
发动机压气机的进气轴向速度都是亚音速，例如在设 计条件下，进口轴向M数不超过0.7，而目前的飞机却 经常在超音速下飞行。 离开设计条件时，压气机进口M数和飞行M数的变化 也是不一致的。这就需要有一段管道，通过它气流减 速扩压，然后进入压气机。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上 当飞行M数下降时，如图(a)所示，激波交点前移，通常 叫做亚临界工作状态， <1，要产生较大的附加阻力。 当飞行M数增加时，如图(b)所示，通常叫超临界工作 状态，这时候i要下降，激波交点进入进气道，有可能 影响进气道的稳定工作。
3）阻力系数 Cxi
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概述 2. 进气道的基本参数
3）阻力系数 Cxi
以下两种情况分别地都会使得外阻明显增加。 超音速飞行时，如果激波不贴口，会有附 加阻力。 进气道唇口的存在使外流急剧加速，有可 能引起气流分离或形成超音速区。
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概述 2. 进气道的基本参数
4）稳定裕度
超音速进气道 3. 超音速进气道特性 （5）共同工作的特性图 当飞行M数上升时，在进气道的前部，斜激波的交点 要落到进气道内，有可能造成不稳定工作，在进气道 的后部，总温T1*上升，q(1)下降，则发动机需要的 流量小于进气道供给的流量，自动地谓整正激波前移 并减弱，这时候有可能把正激波 推出口外，甚至出现喘振。 另一方面，由于飞行M数 的增加，i是下降的。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（5）共同工作的特性图 进气道的工作情况，取决于发动机工作状 态和飞行的M数。总压恢复系数。
A0 q(0 ) Ai q(0 ) i A1q(1 ) A1 q(1 )
式中，A1——压气机进口截面积，与Ai一样，对 于一定的发动机，都是定值。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
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（1）外压式进气道
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超音速进气道
（1）外压式进气道
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（1）外压式进气道
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（2）内压式进气道
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（2）内压式进气道
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超音速进气道
（2）内压式进气道
超音速进气道 3. 超音速进气道特性 （5）共同工作的特性图 当飞行M数一定时，随着发动机转速偏离设计值 而使q(1)下降，i有所增加，当正激波被推出后 ，会使 下降，外阻增加，并有可能出现喘振； 当转速上升时， =1，外阻也不会变化，而i下 降，有可能出现嗡鸣。
A0 q(0 ) Ai q(0 ) i A1q(1 ) A1 q(1 )
超音速进气道 3. 超音速进气道特性 （5）共同工作的特性图
当发动机转速一定时，随着飞行M数偏离设计值而
下降，在进气道的前部，斜激波的交点前移，使下 降，外阻增加，在进气道的后部，总温T1*下降， q(1)上升，则发动机需要的流量大于进气道供给的 流 量，自动地调整正激波 后移，并加强。另一方 面由于飞行M数的下降， i仍然还是有所上升。
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
A0 q(i ) Ai q(0 )
(1)当M0下降时， 增加，可大于1，出现如图(b) 所示的流动模型。若M0=0，则F →∞，流动模 型如图(a)所示，气流从前面各方进入进气道。
亚音速进气道 2. 进气道的流量系数变化
A0 q(i ) Ai q(0 )
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航空发动机原理 表征气体流动的流动损失，亚音速进气道一般为 0.94~0.98。6
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概述 2. 进气道的基本参数 2）流量系数 i
0 c0 A0 A0 i 0 c0 Ai Ai
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概述 2. 进气道的基本参数
3）阻力系数 Cxi
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概述 2. 进气道的基本参数