077进气道

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。
对于设计马赫数Ma0d存在设计喉道面积Ath,d
Ath,d q(0d ) A1
当飞行马赫数小于设计马赫数时，其喉道面积至少为：
影响参数分析
流动损失
当大气温度和飞行速度一定时, 流动损失大, 总压恢 复系数小, 则冲压比减小;
由于流动损失大, 使压气机进口的空气压力低, 还会 引起进入发动机的空气流量减小
飞行速度V:
当大气温度和流动损失一 定时, 飞行速度越大, 则冲 压比越高。
在没有流动损失的情况下, 进气道的冲压比随飞行速 度的变化规律
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。
当飞行马赫数为3时，不同波系的总压恢复系
数为：

1道正激波 0.328
随着飞行速度的增大, 冲 压比变大
而且飞行速度越大,冲压 比增加的越快。
图3－4 冲压比随飞行速度的变化
大气温度T0
当飞行速度和损流动失一定时, 大气温度越高, 冲压 比越低。
由于大气温度是随着飞行高度而变化的, 所以,当飞 行速度和流动损失一定时, 随着飞行高度的变化, 冲 压比变化规律:
管道上可有压力、温度传感器监视防冰热空气的温度和 压力，一旦超限给出信号。
RB211,CFM56和V2500等发动机防冰
由于压气机进口处没有导流叶片,只有和风扇叶片一起旋转 的进气整流锥
整流锥分为两段,前段为复合材料制成,后段为钛合金制成,用连 接螺栓固定在一起
试验结果表明,这种整流锥结冰的可能性很小,所以,这些发动 机的进气整流锥都没有防冰装置
3.2 超音速进气道
根据不同对超音速气流减速方法，超音速进气 道分为内压式、外压式和混合式三种基本类型
图3－6 超音速进气道的类型
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
第三章 进气道
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
第三章 进气道
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
流动损失
唇口损失
由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的 有时气流还会离体 通常采用圆头较厚的唇口
内部流动损失
粘性摩擦损失
由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的 内壁面应做得尽可能的光滑, 以减 小摩擦损失
采用了宽弦风扇叶片的涡扇发动机
由于叶片稠度较小,而且采取了防外来物打伤的措施,故这些 发动机的进气整流锥都没有防冰装置
维修
在对进气道进行维修时要特别注意进气道内不能有多余物
同时还要注意保持进气道的形面，不要用硬的工具敲打进气 道
空气流量并未增大，但是总压下降了，发动机推力减小
3.2 超音速进气道
亚音速进气道成为超音速飞行阻碍
超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强的正 激波，使总压恢复系数降低
超音速进气道应用
要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的特性 性能以及与发动机匹配工作
设计和使用过程中遇到问题比亚音速复杂 设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的损失
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;
当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压 压缩空气, 提高空气的压力。
涡轮喷气发动机的进气道分类
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
冲压比πi
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
表达式

* i

p1* p0
冲压比越大, 表示空气在压气机前的冲压压缩的程
度越大
影响参数



i


i

1


1 2
Ma 2
1


i 1


1 2
V2
RT0
1
流动损失、飞行速度和大气温度
在对流层内, 随着飞行高度H的增高, 大气温度下降, 所以冲 压比上升；
在同温层内, 由于大气温度不再随高度而变化, 这时进气道的 冲压比也就不随高度而变化,保持常数。
流量系数φi
几何一定的进气道, 其进口流动模型取决于发动机 的工作状态和飞行马赫数
定义：
进气道远前方截面的面积A0与进气道唇口处的面积A01
涡喷发动机
防冰部位：进气整流罩，前整流锥和压气机的进气 导向器
防冰方法：
热空气防冰 电加温或热空气与电加温混合型
举例：热空气防冰系统
防冰系统的热空气通常取自高压压气机，通过调节 活门用导管输至需要防冰的部件
防冰系统用过的空气排入压气机进口
调节活门由人工选择电磁作动或根据飞机防冰探测 系统的信号自动作动
一般情况下，进气道前方气流与出口的速度是不相 等的
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。
总压损失
总压恢复系数
进气道总压损失1％，发动机推力损失1.25％
冲压作用
亚音速飞机
进气道出口静压P1与P0比值最多在1.7左右 冲压作用不是很明显
图3－5 流量系数和流线谱
流量系数φi 的变化规律是:
当在地面工作时: V＝０ Ma＝０, A0＝∞, φi＝∞
表明气流从前面各方进入进气道
当Ma01＞Ma0时, 气流在管外应加速, 亚音速气流要 加速, 流道形状必须收敛, 所以A0＞A01, φi＞１
当Ma01＝Ma0时, 气流速度在管外保持不变, 所以A0 ＝A01, φi＝１
总压恢复系数小于１
飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94－ 0.98。
出口流场的崎变指数
D
p* 1,max

p* 1,min
p1*
进气道出口流场不均匀对发动机的稳定工作有很大
影响, 会使压气机喘振和燃烧室熄火
出口总压参数
衡量进气道出口气流流场应均匀, 描写流场均匀度 的参数
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
混合式进气道
混合式超音速进气道综合了内压式和外压式的特点
先进行一段外压，然后经过斜激波以超音速进入唇 口，开始内压
当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的地面 工作时，发动机和进气道前缘处会结冰
结冰会减少进入发动机的空气流量，引起发动机性 能损失并可能会使发动机发生故障
脱落下来的冰块被吸入发动机或撞击进气道吸音材 料衬层时可能造成损坏
防冰系统要求
必须能有效地防止冰的生成
工作可靠，易于维护，不会过分增加重量，在工作 中不会引起发动机严重的性能损失
当Ma01＜Ma0时, 气流在管外应减速, 亚音速气流要 减速, 流道形状必须扩张, 所以A0＜A01, φi＜１
φi＜１时, 进气道有附加阻力
当飞行速度增大到音速时
进气道外存在超音速区，产生激波，波阻增大
飞行速度超过音速时
唇口产生正激波， φi＝１ 进气道前方会产生一道弓形激波，φi<１ 进气道内部产生正激波，1-1截面位于进气道内部
（又叫捕捉面积）的比值为流量系数, 用符号φi表示
表达式
i

A0 A01
φi代表进气道流通能力的大小。即流过进气道的实际流量 与捕捉流量（最大可能空气流量）的比值。
亚音速进气道工作状态影响因素
远前方未扰动截面气流速度（即飞行速度） 发动机工作状态
决定压气机进口流量 决定了进气道唇口速度c01
失
qm
m
p Ath,d T
m s p0q 0
T
A1
sqm0
若将临界面积增大 1/ s倍（设计马赫数正激波 总压恢复系数），此时喉道面积增大，就可以 使直接捕获的流量全部通过喉道
进气道内部气体将不堵塞，也就不会产生较高 的背压而引起激波
进口处离体正激波吸入进气道建立起正常的工 作过程，也就是进气道的起动
激波系
1道斜激波 2道斜激波

1道正激波 1道正激波

0.600 0.760
3道斜激波 1道正激波 0.870
外压式超音速进气道由外罩和中心体组成，中 心体是一个锥角或多个锥角的锥体，如图3-7
所示，是三斜一正波系的外压式超音速进气道。
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
气流分离损失
由气流附面层离体而产生的, 当通道内扩张度过大时就容易产生 因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角
气流流过进气道外壁面时, 存在粘性摩擦损失和分 离损失
为了减小流动损失, 在维修过程中特别注意不要损 坏进气道的形面, 保持壁面的光滑
总压恢复系数
i

p1* p0*
喉道不可调，直接捕获流量不能从喉道通过，因此喉道前气
体堵塞，压力升高，迫使进口前形成离体激波，对于流量溢
出口外
Ath q 0 A1 Ath,d
不断增大飞行马赫数，但是由于离体激波存在，引起总压损
失，喉道处所能通过的最大流量仍然小于自由流直接进入进
气道进口的流量，即使加速到设计马赫数，激波仍然不能消
最后在喉部或者扩张段经过正激波变为亚音速
混合式超音速进气道外罩的折转角比较小，因此，外 罩的波阻比外压式的小
波系中的斜激波数目较多，总压损失较小，总压恢复 系数较高；
内压部分的气流马赫数较低，起动也比较容易
飞行马赫数大于2的飞机大都采用混合式的进气道。
2.3 进气道的防冰
为什么要设置防冰系统
图3－2 气流参数沿流程的变化
3.1.2 性能参数
空气流量
计算公式 影响因素
qm,a VA K
p0* T0*
A0q( Ma )
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
超音速进气道 可分为内压式、外压式和混合式三种
3.1 亚音速进气道
组成
壳体和前整流锥
站位分析
0－0截面
进气道前气流未受扰动处 的截面
Biblioteka Baidu01－01截面
进气道的进口
1－1截面
进气道的出口
图3－1 亚音速进气道
进气道要在任何情况下满足气流速度的转变
进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定的， 而进气道出口的气流速度是由发动机的工作状态决 定的
超音速飞机
Ma＝2.0， P1/P0=7; Ma＝3.0， P1/P0=30; 几何可调以防止较大的反压梯度下分离
通道形状
0-0与01-01间前一段是扩 张形的管道
前整流锥后的管道稍有收 敛
进气道内参数变化规律
扩张段
收敛断
气流速度稍有上升, 压力 和温度稍有下降, 这样可 以使气流比较均匀地流入 压气机保证压气机的正常 工作。