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航空发动机原理和结构
超音速进气道
当超声速飞机的设计飞行马赫数较大 时，如果仍然使用亚声速进气道会存 在很强的脱体弓形激波，总压恢复系 数很低，发动机的推力损失严重。为 避免大飞行马赫数下的发动机推力严 重损失，通常采用超声速进气道。
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航空发动机原理和结构
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进气系统
由进气道、进气道控制装置、放气门 和辅助进气门、附面层吸除装置和防止 外来物进入的防护装置等组成
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航空发动机原理和结构
进气道的工作对发动机的影响
1、影响发动机的空气流量； 2、流场畸变影响发动机工作特性; 3、影响发动机有效推力.
两侧进气。现代战 斗机最常见的进气 道布局。如美国的 F15，俄罗斯的 MIG-23，中国的 J8Ⅱ等。
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航空发动机原理和结构 背部进气。现役 的有B-2，A-10 等。
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航空发动机原理和结构 发动机短舱进气： 一般运输机与轰炸机 都采用这种进气方式。
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机首进气：
进气道在机头 位置。
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腹部进气：
三代战斗机多采用此种 进气道如美国的F-16， 欧洲的EF-2000，中国 的歼10等
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移动中心体
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二元进气道调节
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亚音速进气道
亚声速进气道主要用于亚声速飞机或飞行马赫数 M a0 < 1.6 ~ 1.7 的低超声速飞机。例如，亚声速军 用运输机和民航机的巡航飞行马赫数 M a ≤ 0.8 ~ 0.9 ， 一般装有亚声速进气道。 跨声速飞机一般具有高亚声速巡航速度和不大 的超声速，为保证其多状态性和机动性的要求， 这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速 进气道。
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航空发动机原理和结构
基本要求
1、小的总压损失，达到减速增压任务； 2、所有飞行条件和发动机工作状态下，避 免气流不均匀； 3、进气道外阻力尽可能小。
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总压恢复系数
进气道出口气流的总压和 未受扰动气流的总压之比。
Pt 2 σi = pt 0
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航空发动机原理和结构
超音速进气道的特性：
超音速进气道工作特性比较 敏感，它取决于飞行马赫数 和发动机工作状态。
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航空发动机原理和结构
飞行马赫数的变化对波系的影响
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扩压段正激波推出口外
当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
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喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频 大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造 成发动机熄火或损坏机件。
嗡鸣
在超临界工况时，产生的高频振动。
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进气道调节
离开了设计点之后，不仅会降 低发动机性能，情况严重时，甚 至使发动机不能正常工作。其主 要的问题是发动机所需要的流量 和进气道所提供的流量不匹配。
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亚声速飞机的进 气道一般选取飞机 的巡航状态为设计 状态，典型的亚声 速进气道是一段扩 张型通道
进气道参数沿流程变化
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01—1： 主要是扩压，然后有一小段收敛， 扩压一般在进气道的前面部分，可使气流速 度下降，减小沿进气道内的流动损失。在压 气机前有一段收敛段是使气流较均匀地进入 压气机。
气动原理： 用多波系代替一道正激波，
将超音速流转变为亚音速气流，减少损 失，提高总压恢复系数。
超音速进气道的类型
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混合式超音速进气道的特点：
1、外形较平直，可以减少进气道的 外阻； 2、最后一道正激波，位置和强度可 调，工作相对稳定； 3、起动容易。
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总压恢复系数是进气道内流损失程度的量度， 总压恢复系数越大，气流在压气机的增压比越高。 总压恢复系数降低1%，使推力下降1.5~2%， 耗油率提高0.3~0.5%。
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进气道在飞机上的安装
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航空发动机原理和结构
第三讲 航空发动机进气系统
Байду номын сангаас
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航空发动机原理和结构
主要内容
1、进气道功用和参数 、进气道在飞机上的安装形式 2、进气道在飞机上的安装形式 3、进气道的结构形式
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航空发动机原理和结构
进气道
进气由飞机的进口（或发动机短舱进口） 至发动机进口所经过的一段管道称为发动机 的进气道。 进气道用于从外界吸入空气，将空气供 给发动机并在较高的飞行马赫数下利用气流 速度减速增压。