超音速进气道 ppt课件

5.4 超音速进气道
亚音速进气道
轴对称超音速进气道 二元超音速进气道
5.4 超音速进气道
一、外冲压式超音速进气道的工作原理
1、外压式进气道
组成
中心体和外罩
工作原理
利用中心体产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道 正激波使超音速气流变为亚音速气流而减速增压的。
激波系中的激波数目越多，则在同样的飞行马赫数 下，总压损失越小，总压恢复系数越大。
图5—13
5.4 超音速进气道
(一)外冲压式超音速进气道
在一般情况下，增加波系中斜激波的数目，是可以减小 压力损失的。但增加斜激波的数目，会使气流的总转折角增 大，为使气流顺利地流入进气道，进气道外壳的内壁必须与 波系后的气流方向平行。因此，激波数目增多，进气道外壳 的扩散程度也要增大。这就迫使流过进气道周围的超音速气 流转折角增大，产生强的斜激波，造成较大的外部激波阻力。
5.4 超音速进气道
(一)外冲压式超音速进气道
因此，在实践中一般是根据设计飞行M数的大小，按照 尽量减小内部损失和外部阻力的原则来适当选择激波系。飞 行M数在1.5—2的范围内，采用双激波系。如：歼6—Ⅲ型 飞机(设计M数为1.6)的进气道就是双激波系的。当飞行M数 大于2以后，则采用三激波系的或四激波系的比较有利。如 歼7飞机(设计M数为2.05)和歼8飞机(设计M数为2.2)的进气 道均采用三激波系。
5.4 超音速进气道
❖超音速进气道的工作原理：
▪ 合理的组织激波把超音速气流降低到亚音速； ▪ 再通过扩张型管道，使得流速进一步降低。
超音区： 多道斜激波 减速
亚音区： 扩张通道减速
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❖斜激波原理
超声速气流流过正激波后，必
然变为亚声速气流。 气流流过正激wk.baidu.com比流过任何斜
激波的压力损失都大，所以利用斜 激波代替正激波就能减小压力损失。
1、内压式进气道的工作原理
内压式进气道是一个具有
内型面的管道。它的截面积先
收缩后扩张，外表面是平直的。
高压空气在先收缩后扩张的超
声速喷管中能基本上等熵膨胀
为超声流，人们就自然地试图
5.4 超音速进气道
❖超音速进气道
Ma来流 =2.0 Ma需求=0.55
5.4 超音速进气道
激波：超声速气流中的强压缩波。 经过激波，气体的压强、密度、温 度都会突然升高，流速则突然下降。 激波按形状来分有正激波、斜激波。 正激波：波阵面与来流垂直。超音 速气流经正激波后，速度突跃式地 变为亚音速，经过激波的流速指向 不变。弓形激波的中间一段可近似 为正激波。
5.4 超音速进气道
(一)外冲压式超音速进气道 激波理论指出，激波前的气流M数相同时，气流通过
斜激波的压力损失小于通过正激波的压力损失。为了产生 斜激波，通常在进气道内安装一个伸到进口外面的锥体， 如图5—12图所示。
图5—12
5.4 超音速进气道
(一)外冲压式超音速进气道
超音速气流流过外冲压式进气道的锥体时，发生转折， 产生斜激波。气流通过斜激波以后，速度减小，但是仍然大 于音速，必须再通过一道正激波，才能降为亚音速。一般都 设法使这道正激波产生在进气道的进口，所以进入进气道的 是亚音速气流。这股气流沿着管道逐渐向内转折，流向压缩 器。
5.4 超音速进气道
斜激波：波阵面与来流不垂直。弓形 激波除中间一小段是正激波外,其余部分 都是斜激波,与正激波相比，气流经过斜 激波时变化较小，或者说斜激波比正激 波为弱。此外，气流经过斜激波时指向 必然突然折转。因而有两个角度，一个 是波阵面与来流指向之间的夹角，或称 激波斜角β,另一个是波后气流折离原指 向的折转角δ。β角越大,激波越强。
气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定熵地减速, 在管道最小截面处达到音速, 之后在扩张段气流继续减速 扩压 内压式超音速进气道的气流为定熵绝能的流动过程，气 流参数的变化是连续的，总压保持不变，即没有总压损失。 但由于内压式超音速进气道存在着所谓“起动”问题防碍 了它的实际应用。
（二）内压式进气道
利用斜激波，减小气流沿激波 法线方向的速度分量，从而降低了 激波强度。
第五章 进气道
5.4 超音速进气道
按激波系所处的位置不同，超音速进气道可分为三种： 内冲压式：激波系全部在进气道内的超音速进气道；（a） 外冲压式：激波系全部在进气道唇口外的超音速进气道；(b) 混合式 ： 激波系既在唇口外又在唇口内的超音速进气道。(c)
尚若我们在锥面上再做个转折角，则气流通过第一道斜 激波后，遇到锥面上的转折角，又将发生一次转折而产生第 二道斜激波和第三道正激波，如图5—13所示。这样的进气 道，叫做三激波系外冲压式超音速进气道。
5.4 超音速进气道
(一)外冲压式超音速进气道
这种进气道，在第一道斜激波和一道更弱的正激波的压 力损失，小于双激波系中的正激波的压力损失。所以三激波 系的压力损失比双激波系的压力损失小。
5.4 超音速进气道
激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气。其厚度很 小，只有千分之一到万分之一毫米。
第五章 进气道
5.4 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。
(一)外冲压式超音速进气道
小结：外压式超音速进气道 特点： 波系由多道斜激波和一道正激波组成 超音区气流单方向偏转 激波全部在进气道外 优点： 结构形式简单 起动性能好 缺点： 气流偏转角较大，阻力较大
（二）内压式进气道
由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成 在设计状态下不考虑粘性时, 特殊型面可以保证超音速
超音速气流经过中心体产生的一道或多道斜激波，减速增 压，但气流仍为超音速；再经过一道正激波变为亚音速气 流，然后在扩张形的管道内继续减速增压；
在设计状态下，正激波位于进口处，斜激波波系交于唇部。 外压式超音速进气道结构简单，工作稳定性好，飞行马赫
数在2.5以下的飞机多采用这种形式的进气道。
5.4 超音速进气道