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 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

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

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。
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

超音速进气道应用



3.2 超音速进气道

根据对超音速气流减速的不同方法，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


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 收敛段

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。
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 qm ,a VA K 影响因素

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。

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


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
* p1 i * p0

总压恢复系数

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
第三章

进气道
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
* 1,max
p p
* 1
* 1,min
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

冲压比πi

进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
p 表达式 p0
* i
* 1

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 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

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％ 亚音速飞机



冲压作用

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 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

超音速飞机


通道形状

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

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 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。


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 可分为内压式、外压式和混合式三种

超音速进气道

进气道在机身的位置
亚音飞机


吊装机翼下的短舱 飞机尾部 头部、机身两侧、翼 根、腹部等 后三种采用较多，起 遮蔽即隐身作用 遮蔽会使进气不同于 外界大气和可能引起 畸变压气机喘振



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:

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
1 i i 1 Ma 2

1
1 V 2 i 1 2 RT0
1
流动损失、飞行速度和大气温度 影响参数分析
பைடு நூலகம் 流动损失
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

进气道
发动机在试车台上试车
超音飞机



3.1 亚音速进气道

组成

壳体和前整流锥 0－0截面


站位分析

进气道前气流未受扰 动处的截面

01－01截面

进气道的进口
进气道的出口
图3－1 亚音速进气道

1－1截面

整流锥（Spinner)
整流锥（压气机进口锥帽） 1、降低空气阻力的装置。 2、用来帮助气流平顺的进人发动机。

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 1道 斜 激 波 1道 正 激 波 0.600 激波系 2道 斜 激 波 1道 正 激 波 0.760 3道 斜 激 波 1道 正 激 波 0.870


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。

外压式进气道

组成

中心体和外罩
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。

工作原理


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。
课堂习题
1.简述进气道的功用、分类？ 2.亚音速进气道内部气流参数是如何变化的？

* p0
T0*
A0 q( 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 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
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 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。