发动机原理(第二章进气道)PPT
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6
三、超音速进气道
1、气动设计原理 利用激波的性质，设计为多波系结构， 即先利用损失小的斜激波，逐步将高超 音流滞止为低超音流，再利用一道弱的 正激波将超音流滞止为亚音流。 减小因激波引起的总压损失 波系结构
7
来流M数＝2.0
正激波
激波波系
波后M数
0.577
0.72 0.72
一道斜激波 正激波
5
激波的性质
共性
强压缩波：经激波后静参数突变，总压下降 波前M数越高，激波越强，参数变化越剧烈
个性
经正激波，波后M<1；经斜激波，波后一般仍为M>1。 对相同超音速来流，经正激波的总压损失大于斜激波 来流M1＝1.5 正激波：s=0.92 M2=0.7 斜激波： (楔形物＝108’,=57), s=0.986，M2=1.107 对于斜激波，越大， 越大，激波越强，损失越大 经正激波，气流方向不变；经斜激波气流向波面转折 相交与反射
15
4、超音速进气道特性
（2）结尾正激波位于 喉道(临界状态)
（3)结尾正激波被吸向 后移(超临界状态) 总压损失加大 嗡鸣
（4)结尾正激波被推出 口外(亚临界状态) 亚音溢流阻力加大 喘振
16
4、超音速进气道特性
17
5、调节
轴对称
移动中心锥体
二元
调节楔角板角度 外罩角度 放气门 辅助进气门
18
2、流动模型
K p0*A0q(0) K p0*1A01q(01)
T0*
T0*1
流量系数
大小决定于飞行M数
A0 q(01)
Baidu Nhomakorabea
和发动机工作状态
A01 q(0)
0 <<
为适应 的变化，减少分离，具有钝圆形唇口。
2
V0
3
三、 超音速进气道
4
激波
产生：超音速气流受到压缩产生的强压 缩波
内凹壁面 楔形物和锥形物 流向高压区 分类：正激波、斜激波、弓形波
二道斜激波 正激波
楔板角1＝2044 正激波
楔板角1＝1036 楔板角2＝1239 结尾正激波
1.16 0.868 1.617 1.12 0.8965
0.87 0.866 0.996 0.98 0.926 0.947 0.9982
8
F15 超音速进气道
9
2、基本类型
轴对称
二元（矩形）
10
3、工作原理
19
超音亚音：全部在 口外完成；
外阻较大。
13
混压式超音进气道
超音亚音：介乎于 前两者之间； 外罩平直，外阻小； 结尾正激波可自动调 节，工作稳定； 起动较容易。
14
4、超音速进气道特性
（1）斜波系角度变化 交点不再位于唇口 低超音速飞行，激 波交点前移，超音 溢流阻力加大。 高超音速飞行，激 波交点后移，激波 损失加大。
第四节 进气道
一、功能、设计要求
1、功能 引入空气
高亚音或超音速飞行时 减速 2、设计要求 损失小（内流、外阻） 工作稳定性好 高流通能力 出口流场尽量均匀
温度畸变 压力畸变
3、位置 亚音飞机：短舱、尾部等 超音飞机：头部、机身两侧
、翼根、腹部等。
4、分类 亚音 超音
1
二、亚音进气道
1、结构形式 皮托管式
Ma>1Ma<1 收敛—扩张
dAA(Ma2
1)
dV V
三种类型 混压式 外压式 内压式
11
内压式超音进气道
➢ 超音亚音：全部在口内完成； ➢ 理想状况：总压损失小 ➢ 因起动问题，较少实用。
12
外压式超音进气道
超音气流经过2道斜 激波后，气流速度减 小，压力提高，再经 过一道位于进口处的 正激波降为亚音流， 在口内的扩张通道内 进一步减速增压；
三、超音速进气道
1、气动设计原理 利用激波的性质，设计为多波系结构， 即先利用损失小的斜激波，逐步将高超 音流滞止为低超音流，再利用一道弱的 正激波将超音流滞止为亚音流。 减小因激波引起的总压损失 波系结构
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来流M数＝2.0
正激波
激波波系
波后M数
0.577
0.72 0.72
一道斜激波 正激波
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激波的性质
共性
强压缩波：经激波后静参数突变，总压下降 波前M数越高，激波越强，参数变化越剧烈
个性
经正激波，波后M<1；经斜激波，波后一般仍为M>1。 对相同超音速来流，经正激波的总压损失大于斜激波 来流M1＝1.5 正激波：s=0.92 M2=0.7 斜激波： (楔形物＝108’,=57), s=0.986，M2=1.107 对于斜激波，越大， 越大，激波越强，损失越大 经正激波，气流方向不变；经斜激波气流向波面转折 相交与反射
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4、超音速进气道特性
（2）结尾正激波位于 喉道(临界状态)
（3)结尾正激波被吸向 后移(超临界状态) 总压损失加大 嗡鸣
（4)结尾正激波被推出 口外(亚临界状态) 亚音溢流阻力加大 喘振
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4、超音速进气道特性
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5、调节
轴对称
移动中心锥体
二元
调节楔角板角度 外罩角度 放气门 辅助进气门
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2、流动模型
K p0*A0q(0) K p0*1A01q(01)
T0*
T0*1
流量系数
大小决定于飞行M数
A0 q(01)
Baidu Nhomakorabea
和发动机工作状态
A01 q(0)
0 <<
为适应 的变化，减少分离，具有钝圆形唇口。
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V0
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三、 超音速进气道
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激波
产生：超音速气流受到压缩产生的强压 缩波
内凹壁面 楔形物和锥形物 流向高压区 分类：正激波、斜激波、弓形波
二道斜激波 正激波
楔板角1＝2044 正激波
楔板角1＝1036 楔板角2＝1239 结尾正激波
1.16 0.868 1.617 1.12 0.8965
0.87 0.866 0.996 0.98 0.926 0.947 0.9982
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F15 超音速进气道
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2、基本类型
轴对称
二元（矩形）
10
3、工作原理
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超音亚音：全部在 口外完成；
外阻较大。
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混压式超音进气道
超音亚音：介乎于 前两者之间； 外罩平直，外阻小； 结尾正激波可自动调 节，工作稳定； 起动较容易。
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4、超音速进气道特性
（1）斜波系角度变化 交点不再位于唇口 低超音速飞行，激 波交点前移，超音 溢流阻力加大。 高超音速飞行，激 波交点后移，激波 损失加大。
第四节 进气道
一、功能、设计要求
1、功能 引入空气
高亚音或超音速飞行时 减速 2、设计要求 损失小（内流、外阻） 工作稳定性好 高流通能力 出口流场尽量均匀
温度畸变 压力畸变
3、位置 亚音飞机：短舱、尾部等 超音飞机：头部、机身两侧
、翼根、腹部等。
4、分类 亚音 超音
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二、亚音进气道
1、结构形式 皮托管式
Ma>1Ma<1 收敛—扩张
dAA(Ma2
1)
dV V
三种类型 混压式 外压式 内压式
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内压式超音进气道
➢ 超音亚音：全部在口内完成； ➢ 理想状况：总压损失小 ➢ 因起动问题，较少实用。
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外压式超音进气道
超音气流经过2道斜 激波后，气流速度减 小，压力提高，再经 过一道位于进口处的 正激波降为亚音流， 在口内的扩张通道内 进一步减速增压；