航空发动机——进气系统

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航空发动机PPT课件

第3章飞行器动力系统
空气喷气发动21 机
压气机
轴流式压气机
叶轮
整流环
2020/2/19
涡轮喷气发动机
叶轮旋转方向
航空航天概论
第3章飞行器动力系统
空气喷气发动22 机
燃烧室
燃料与高压空气混合燃烧的地方
2020/2/19
涡轮喷气发动机
航空航天概论
第3章飞行器动力系统
空气喷气发动23 机
燃烧室
ef 2000
空气喷气发动16 机
Saab35
两侧进气（机身、翼根）
鹞
2020/2/19
涡轮喷气发动机
歼八II
航空航天概论
第3章飞行器动力系统
空气喷气发动17 机
背部进气
X-45
F-117
2020/2/19
涡轮喷气发动机
B-2
航空航天概论
第3章飞行器动力系统
空气喷气发动18 机
短舱正面进气
航空航天概论
第3章飞行器动力系统
2020/2/19
1
3.1 发动机的分类及特点
冲压喷气发燃动气机
涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机涡轮螺桨发动机
活塞式
涡轮发
涡轮桨扇发动机
发动机
航发空动航机天动机
涡轮轴发动机垂直起落发动机
火箭
航空航天
冲压发动机
组合
涡轮
发动机
火箭发动机
化学液体火箭发动机火箭发固体火箭发动机动机固-液混合火箭发动机
驱动喷管沿立轴旋转
2020/2/19
航空航天概论
第3章飞行器动力系统
起花点火燃烧后向上飞升

航空发动机部件-进气道

➢ 外压式：外压式超音速进气道的原理是利用一道或多道斜激波加上最后一道正激波使超音速气流变为亚音速。 ➢外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为2.0以下时使用。
➢混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式组成。超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部或扩张段中的正激波转变为亚音速。
➢由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上很多采用混合式进气道。
亚音速进气道性能参数
➢3.空气流量
➢单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 ➢单位是:公斤／秒。
qm,a AV K
po* T0*
A0q(Ma)
➢影响流量的因素有: 大气密度, 飞行速度和压气机的转速。
➢大气密度越高, 进入发动机的空气流量越多,而大气密度受大气温度和飞行高度的影响
➢流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动损失大，冲压比低；
➢飞行速度：当大气温度和流动损失一定时，飞行速度大，冲压比高；
➢大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，大气温度高，冲压比低。
• 大气温度是随着飞行高度而变化的。
• 当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞行高度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
➢ 大气温度越高, 则空气的密度越低； ➢ 飞行高度越高, 空气的密度也越低；
➢飞行速度越大, 则进入发动机的空气流量也越多;
➢压气机转速越高, 进入发动机的空气流多。
• 4.流量系数
• 进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面积的比值为流量系数。
•
i
AO Ai
• 进气道流量系数的变化规律
• 当V=0，Ma=0时，i

飞机发动机空气系统

为保证防喘装置工作可靠，VBV和VSV反馈钢索必须定期或结合故障进行检查和调整，如行程检查、阻力检查和校装。
2.2 间隙控制系统
目的：保持涡轮叶片叶尖和机匣之间的间隙为最佳，减少漏气损失，提高发动机性能。
方法：在发动机不同的工作状态下，通过引入风扇或压气机不同级的空气，进入涡轮机匣进行冷却，以达到控制涡轮机匣的膨胀量，与叶片在此发动机工作状态下的伸长量相一致。
高压涡轮导向器和叶片冷却：
有单通道、多通道内部对流冷却、冲击冷却、外部气膜冷却等方法。
涡轮盘和轴承冷却：
采用双层壁结构轴承座，引入压气机空气，进入其中的空腔进行循环冷却。冷却空气还提供轴承滑油腔的封严和增压，阻止内部滑油腔的滑油向外泄漏。
附件冷却：
发电机、点火导线；
2.
燃ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ室冷却：
原因：燃气温度太高（1800~2000 OC）不适于进入涡轮导向器叶片。
涡轮冷却：
原因: 材料的耐温极限；涡轮盘温度分布不均匀；
通过冷却进行间隙控制。
意义：在超过材料限制的温度下工作；防止热应力疲劳及不可控的膨胀率和收缩率；控制涡轮间隙，提高发动机性能；延长涡轮导向叶片和涡轮叶片及盘、轴的寿命。
常出现喘振的阶段：启动、加速、减速和反推。
放气活门防喘工作原理：
探测到喘振时，放气活门打开放气，增大放气活门之前各级的气流轴向速度，气流攻角减小，起到防止喘振的作用。脱离喘振区后，放气活门关闭。放气活门还有防止后边各级压气机进入涡轮状态的功能．
放气活门关闭过早或过晚均不利：关闭过早，发动机没有脱离喘振范围，仍可能喘振；关闭过晚，放掉空气，造成浪费。
发动机空气系统发动机冷却空气系统控制发动机坊冰发动机空气系统冷却外部空气系统内部空气系统冷却区域任务内部封严压力平衡内部冷却燃烧室冷却涡轮冷却高压涡轮导向器和叶片冷却涡轮盘和轴冷却轴承腔冷却附件冷却通风整流罩发动机机匣定义

航发原理-第四章进气道

流量系数定义示意图
进气道附加阻力和外罩压差阻力定义示意图
A 1
A
一、亚声速进气道在设计状态的工作
亚声速进气道非设计状态
亚声速进气道设计状态
气流流动示意图
外压式进气道
a)进气道在高亚音速飞行时，外部可能局部存在超声速区，从而
产生激波，使进气道外阻增大；低超音速飞行时，存在弓形脱
体激波；
在不同飞行马赫数和发动机工作状态下外压式进气道的气流流动图形
正常工况未起动
起动
几何不可调超声速外压式进气道特性。

航空发动机进气系统结冰适航性条款研究

ＢＡＩＭｅｎｇ，ＬＩＵＹｕｅ —ｐｉｎｇ
（１．ＣｈｉｎａＡｅｒｏ — Ｐ０ｌｙｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙＥｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００２８，Ｃｈｉｎａ；
２．ＣｈｉｎａＮａｔｉｏｎａｌＳｏｕｔｈＡｖｉａｔｉｏｎＩｎｄｕｓｔｒｙＣＤ．ＬＴＤ，Ｚｈｕｚｈｏｕ４１２００２，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎｄｕｃｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｉｃｉｎｇｃａｎｎｏｒｍａｌｌｙｌｅａｄｔｏｔｈｅｈａｚａｒｄｏｕｓｅｆｆｅｃｔｔｏａｅｒｏ — ｅｎｇｉｎｅｄｕｒｉｎｇｔｈｅｏｐｅｒ－ａｔｉｏｎ．Ｓｏ，ＡｉｒｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓＳｔａｎｄａｒｄＣＣＡＲ３３．６８－ＩｎｄｕｃｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍＩｃｉｎｇｐｒｏｖｉｄｅｓｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｎｅｖｅｙｒａｅｒｏ —ｅｎｇｉｎｅ’ Ｓｏｐｅｒａｔｉｏｎｉｎｔｈｅｉｃｉｎｇｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ．Ｔｏｐｒｏｖｉｄｅａｕｓｅｆｕｌｇｕｉｄｅｌｉｎｅｔｏｔｈｅｄｏｍｅｓｔｉｃｉｎｄｕｓｔｒｙｃｏｍｍｕｎｉｔｙｔｏｉｍｐｒｏｖｅｔｈｅｅｎｇｉｎｅａｎｔｉ —ｉｃｉｎｇｃａｐａｂｉｌｉｔｙ，ｔｈｅａｉｒｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｏｆＩｎｄｕｃｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍＩｃｉｎｇｈａｓｂｅｅｎｉｎｔｅｒｐｒｅｔｅｄ，ｔｈｅｍｅｔｈｏｄｓｏｆａｎｔｉ－ｉｃｉｎｇｈａｖｅｂｅｅｎｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ，ｔｈｅｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｃｒｉｔｉｃａｌｐｏｉｎｔ／

【涨知识】航空发动机工作原理和专业名词简介

【涨知识】航空发动机工作原理和专业名词简介摘要今天小编为大家简单介绍一下航空发动机方面的基础知识，包括它的原理，它有哪些部件组成，以及常见的一些专业名词。

航空发动机的工作原理空气通过进气道减速增压，并以最小的流动损失进入到压气机。

压气机以高速旋转的叶片对空气做功压缩空气，提高空气的压力。

高压空气进入燃烧室，在燃烧室内与燃油充分混合后燃烧，产生高温高压的气体进入涡轮。

高温高压的气体首先在涡轮中膨胀，推动涡轮高速旋转带动风扇（涡扇发动机的主要推力由风扇产生）和压气机。

随后燃气在尾喷管中继续膨胀，提高燃气速度，使之高速喷出，产生推力。

航空发动机的五大部件航空发动机主要分为五大部件，分别是进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，下文将对各大部件逐一进行介绍：进气道航空发动机进气道主要的作用是在各种工作状态下，能够将足够量的空气，以最小的流动损失，引入压气机。

进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道，民航发动机的进气道多为亚音速进气道。

亚音速进气道是扩张型的管道。

它由壳体和整流锥组成。

进气道的前端如图所示是扩张型的管道，而前整流锥的后部管道稍微有些收敛。

气体进入进气道后，速度会下降，压力和温度都会上升，形成减速增压的过程。

经过整流锥后，气体的速度会稍有上升，压力和温度略会降低，气体能较均匀地流入压气机，保证压气的正常工作。

压气机压气机是航空发动机的重要组成部分之一。

它的主要作用是通过高速旋转的叶片对空气做功，对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力，为之后在气体在燃烧室中的燃烧创造条件，以改善发动机的经济性，增加发动机的推力。

压气机从构型上可以分为离心式和轴流式两种。

评定压气机性能的主要指标是增压比、效率、外廓尺寸和重量等。

此外，轴流式压气机较离心式压气机相比，增压比大，效率高，单位空气流量大。

故现役的民航发动机多为轴流式压气机。

航空发动机的压气机部分也可分为低压部分和高压部分。

低压部分包括风扇和低压压气机，高压部分包括高压压气机。

参考资料 - 发动机进排气系统及其设计

以涡扇发动机排气系统为例：
⚫ 内外涵两股排气：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流。
⚫ 排气方式：混合排气：常用在低涵道比发动机上，长外涵，两股气流
由内部混合器充分混合后排出。有利于降低噪音。分开排气：用于高涵道比发动机上，短外涵，两股气流排
出后于大气中混合。见下图：
发动机排气系统分类：
发动机排气系统
乘波飞行理论：对于一个尖楔体，以高速飞机上常见的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像乘在激波上，乘波飞行由此得名。
由于“启动”问题的限制，即使进气道前的脱体激波移动至喉部下游稳定位置，阻碍了其实际的运用。
◆ 外压式进气道
由外罩和中心体组成，如下图2-2所示，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。
结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞机多采用此类型进气道。
➢ 将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气，产生推力。
➢ 对涡喷发动机，涡轮后排气流产生全部推力；对涡扇发动机，风扇排气产生主要推力，涡轮排气产生部分推力；对涡桨发动机，排气流产生的推力更少，主要是靠螺旋桨产生拉力。
➢ 从涡轮出来的排气流，因有高速旋流，为了降低摩檫损失，通常将排气锥和外壁之间的通道设计为扩散的，气流流速降低、压力升高。涡轮后部支板对气流进入喷管之前整流，避免旋涡损失。
◼ 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，因此内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失。

进气系统的工作原理

进气系统的工作原理进气系统包含了空气滤清器、进气歧管、进汽门机构。

空气经空气滤清器过滤掉杂质后，流过空气流量计，经由进气道进入进气歧管，与喷油嘴喷出的汽油混合后形成适当比例的油气，由进汽门送入汽缸内点火燃烧，产生动力。

一、容积效率引擎运转时，每一循环所能获得的空气量多少，是决定引擎动力大小的基本因素，而引擎的进气能力乃是藉由引擎的『容积效率』及『充填效率』来衡量。

『容积效率』的定义是每一个进气行程中，汽缸所吸入的空气在大气压力下所占的体积和汽缸活塞行程容积的比值。

之所以要用在所吸入空气在大气压力下所占的体积为标准，是因为空气进入汽缸时，汽缸内的压力比外在的大气压力为低，而且压力值会有所变化，所以采用一大气压的状态下的体积作为共通的标准。

并且由於在进行吸气行程时，会遭受各种的进气阻力，加上汽缸内的高温作用，因此将吸入汽缸内的空气体积换算成一大气压下的状态时，一定小於汽缸的体积，也就是说自然吸气引擎的容积效率一定小於１。

进气阻力的降低、汽缸内压力的提高、温度降低、排气回压降低、进汽门面积加大都可提高引擎的容积效率，而引擎在高转速运转时则会降低容积效率。

二、充填效率由於空气的密度是因进气系统入口的大气状态（温度、压力）而有所不同，因此容积效率并不能表现实际上进入汽缸内空气的质量，於是我们必须靠"充填效率"来说明。

"充填效率"的定义是每一个进气行程中所吸入的空气质量与标准状态下（1大气压、20℃、密度：1.187Kg/cm2占有汽缸活塞行程容积的干燥空气质量的比值。

在大气压力高、温度低、密度高时，引擎的充填效率也将随之提高。

由此也可看出，容积效率所表现的是引擎构造及运转状态所造成引擎性能的差异，充填效率表现的则是运转当时大气状态所引起引擎性能的变化。

进气岐管与容积效率另一项影响容积效率的重要因素是进气歧管的长度，由此也引发了与容积效率有关的『脉动』及『惯性』两种效应。

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10
11
机首进气：进气
道在机头位置。
12
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
13
14
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。
15
背部进气。现役的有B-2 ，A-10等。
16
第三讲航空发动机进气系统
1
主要内容
1、进气道功用和参数 2、进气道在飞机上的安装形式 3、进气道的结构形式
2
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。
3
4
29
移动中心体
30
二元进气道调节
31
32
33
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。
27
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。
21
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。
22
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。
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
5
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.
6
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。
7
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。
i
Pt 2 pt 0
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%。
8
9
进气道在飞机上的安装
17
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。
18
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
赫一M数般跨装a声0有速亚飞1声，机.6速一进~般气1具.道7有。高亚声速巡航速度和不大的超声速，M为a0保证0其.8多~状态0.9
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。
19
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
20
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。
超音速进气道的类型
23
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。
24
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。
25
飞行马赫数的变化对波系的影响
26
扩压段正激波推出口外