第十三章 进气道控制
第三章 进气道压气机涡轮
第3章进气道、压气机和涡轮inlet 、Compressor and turbine第3.1节进气道Inlet一. 概述(Introduction)进气道的作用是引导外界空气进入压气机。
对进气道的要求是使气流流经进气道时具有尽可能小的流动损失，并使气流在进气道出口处(即压气机进口处)具有尽可能均匀的气体流场。
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，一般情况下两者是不相等的。
进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。
进气道进出口气流状态瞬息万变，而进气道的形状不可能随着变化，因此，空气流经进气道时产生流动损失是不可避免的。
进气道的流动损失用进气道总压恢复系数σi来表示:(3.1-1)式中p2* ─ 进气道出口截面的总压；p1* ─ 进气道前方来流的总压。
根据压气机进口截面的流量公式：(3.1-2) 可以看出，当发动机工作状态不变时(q(λ2)为定值)，进气道流动损失的大小改变了气流总压p2*，直接影响进入发动机的空气流量qma，从而影响发动机推力的大小。
因此设计进气道时应该尽可能减小气流的总压损失。
对进气道最基本的性能要求是：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。
二. 亚声进气道(Subsonic Inlet)亚声进气道是为在亚声速或低超声速范围内飞行的飞机所设计的进气道。
它的进口部分为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压。
图3.1.1 亚声速进气道简图使用亚声进气道的喷气飞机其飞行速度可达到或略超过声速(约为300～350m/s)，与之相比，压气机进口的气流速度往往较低，一般轴流压气机进口处气流速度为180～200m/s。
因此，迎面气流在进入压气机前需要在进气道中减速扩压，气流减速不一定都要在进气道内部进行，因为，若进气道内部扩张角太大，容易使气流分离造成总压损失，所以往往使气流在进气道前方就开始减速扩压，进气道前方气流的减速扩压过程可以近似的认为是理想绝热过程。
进气道设计.doc
喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。
其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。
螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。
在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。
随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。
进气道分为不可调进气道和可调进气道。
不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。
在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。
当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。
当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。
严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。
为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。
飞机进气道控制系统综述(续完)
飞机进气道控制系统综述(续完)
于在洋
【期刊名称】《飞机设计》
【年(卷),期】1999()2
【摘要】4 斜板数字式控制系统4.1 系统简介斜板数字式控制系统,以数字机取代了斜板模拟式控制系统中的压气机增压比解算装置,系统其余部分基本同斜板模拟式控制系统。
由先进的高精度的振动筒式压力传感器分别感受发动机压气机进、出口的绝对静压P_1、P_2。
通过频率/数字转换,将这两个信号送入中心处理部件中;
【总页数】3页(P46-48)
【关键词】飞机;进气道;控制系统;数字式;综述;斜板
【作者】于在洋
【作者单位】沈阳飞机研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V233.755
【相关文献】
1.飞机可变几何形状进气道控制系统综合研究 [J], 蔡小斌;王红;胡飞;于洪利;胡超杰
2.乱花渐欲迷人眼——喷气式飞机进气道设计大观—野百合的春天—喷气式飞机进气道设计概述 [J], 高智
3.飞机进气道控制系统控制规律的灵活性及其设定 [J], 于在洋
4.飞机进气道控制系统综述 [J], 于在洋
5.某型飞机进气道控制系统改进问题的研究 [J], 吴超;吴敬伟
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内压式进气道
q (λt ) = 1 ，根据连续方程可得，
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进 气 道 原 理
A0 A0 At = ⋅ A1 At A1
图 3-5
利用(3-3)式，上式可以改写为，
A0 1 = ⋅ q( λ s ) A1 q (λ0 )
今 λ0 > λs ，且 λ0 < 1.0 ，故 q ( λ0 ) > q (λs ) ，所以
图 3-1
由气体动力学可知，超声速气流通过一组斜激波及一道弱正激波滞止为亚声速，其总 压损失比通过一道强正激波滞止超声速气流要少。斜激波数目越多，超声速气流滞止为亚 声速的总压损失就越小。超声速进气道形式尽管各不相同，但是它们的基本思想都是合理 地组织激波系，用适当的斜激波系来代替强正激波滞止超声速气流以获得较高的总压恢复 系数 σ BX 。下面先讨论内压式进气道的工作原理与特点。
(3-1)
在理想情况下， q (λt ) = 1 ， σ = 1 ， φ = 1 ，故
At = q( λ0 ) A1 理
此式表明 ，按理想情况工作的 内压式进气道，它的喉道面积和进 口面积的比值由飞行 M 数 M 0 决 定。 M 0 越大，
(3-2)
At 越小； M 0 越小， A1
At 就显得太小， 为通过此小于设计 M 数 A1
进入进气道的全部空气流量，喉道面积 At 就显得太小。这时喉道堵塞，限制了进入进气道
-67-
进 气 道 原 理
的空气流量。 因而在超声速进气道 前出现脱体激波，如图 3-4 所示。 进口前的正激波 ( 弓形波 ) 后 是亚声流， 通过亚声速溢流， 减少 进入进气道的流量。 此时自由流管 面积和流量系数均减少为 A0 及
气道前的激波不消失也不贴口。由(3-1)式，
第6次课 进气道(1)知识讲解
5.1 概述
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
5.1 概述
0.99
144918
Ma 2.0
0.54
0.898
in 7.02
5.1 概述
性能参数(0km)
远前方 进气道出口 性能参数
总压 101325 100311
静压 101325 86420
Ma 0
0.466
0.99
in 0.99
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。
5.1 概述
性能参数
2、总压恢复系数（掌握）
进气道出口总压 进气道进口总压
p1* p0*
总压恢复系数是描述气流经过进气道时流动损失大小的 指标。由于气流流过进气道时总会有各种原因引起的能量 损失，所以，总压恢复系数总小于1。
超音速进气道 可分为内压式、外压式和混合式三种
5.1 概述
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。 损失越小，发动机的增压比越高，推力越大；而 外部阻力小则会直接增大发动机的有效推力。
使气流以均匀的速度和压力进入压气机。从而保持压气 机有较高的效率和工作稳定。
(二)动力压缩器过程中的流动损失
涡轮发动机结构之进气道—进气道防冰
一 防冰方法
热空气防冰 引压气机出口热空气加热整 流锥或发动机进口导向叶片
热空气防冰
一 防冰方法
进气道防冰系 统空气出口
一 防冰方法
电加热防冰 电加温垫粘接在整流罩的外蒙皮上，为
了防止加温垫受到雨水腐蚀，在它的表 面涂有特殊的聚氨基甲酸乙酯漆涂层
电加热防冰
一 防冰方法
观察 图中所用的进气道防冰方 法有哪些？
• 接通防冰电门前，应接通发动机点火电门防止熄火；如果空 中打开防冰，飞行后要对进气装置和风扇叶片进行检查
小 结 进气防冰系统
➢ 结冰的原因：
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。
➢ 进气道结冰对发动机的影响：
1. 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；
二 防冰系统工作原理
二 防冰系统工作原理
高压压气机热空气
防冰活门
需要防冰部件
热空气排出机外或重新进 入发动机进口
二 防冰系统工作原理
高压压气机热空气
防冰活门
需要防冰部件
热空气排出机外或重新进 入发动机进口
• 防冰活门由人工选择电门或根据防冰探测系统信号自动开启
• 防冰引气会消耗发动机功率，因此不能同时打开所有发动机的防 冰电门，依次打开
现代发动机防冰方式
➢ 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。
2. 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。
发动机电控4.1 进气控制系统
程 进行通、断控制。
• 低速时，电磁真空通道阀电路不通，真空通道关 闭，真空罐的真空度不能进入真空电动机，受真 空电动机控制的进气增压控制阀处于关闭状态。 此时进气管长，压力波长大，以适应低速区域形 成气体动力增压效果。
• 高速时，ECU接通电磁真空通道阀的电路，真空通 道打开，真空罐的真空度进入真空电动机，吸动膜 片，从而将进气增压控制阀打开，由于大容量空气 室的参与，缩短了压力波的传播距离，使发动机在 高速区域也得到较好的气体动力增压效果。
• 发动机ECU根据发动机转速、进气量、节气 门位置和水温计算出一个最优气门正时，凸 轮轴正时机油控制阀根据发动机ECU的控制 指令选择至VVT-i控制器的不同油路以处于 提前、滞后或保持这三个不同的工作状态。
• 此外，发动机ECU根据来自凸轮轴位置传感 器和曲轴位置传感器的信号检测实际的气门 正时，从而尽可能地进行反馈控制，以获得 预定的气门正时。
保持状态
控制器工作情况
控制阀工作情况
说明：预定的气门正时被设置后，发动机ECU使凸轮轴正时机 油控制阀处于空挡位置（提前与滞后的中间位置），由此保持 预定的气门正时。
正时提前
正时推迟
正时保持
VVT-i结构原理flash
故障诊断与排除
• 当VVT-i 发生故障时，会产生三个有关故障码： 1. 故障码P1346：曲轴位置传感器性能问题、凸轮
控 制 电 路
• 由电控单元、VTEC电磁阀总成和压力开关等组成。 • 发动机控制ECU根据有关传感器信号控制VTEC电
磁阀，通过电磁阀调节摇臂活塞液压系统，利用中 低速用和高速用两组不同的气门驱动凸轮同时改变 进气门的正时与升程。
VTEC电磁阀总成 （控制电磁阀、液压执行阀）
发动机部件-进气道
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 2.进气道的冲压比： ∏i=P1*/P0*
I
2 * P 1 V 1 i 1 P 2 RTO 0
1
冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩 程度越大。
冲压比随飞行速度的变化规律
影响进气道冲压比的因素有：流动损失；飞 行速度和大气温度。
qm ,a AV K
* po
T
* 0
A0 q ( 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
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。
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。
进气道
进气道
进气道的功用是:
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。
涡轮发动机进气道
涡轮发动机进气道的功用：
冲压恢复（压力恢复）—尽可能多的恢复自由气 流的总压并输入该压力到压气机。 提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.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。
亚音速进气道性能参数
1.总压恢复系数
进气道出口处的总压与来流总压之比。 总压恢复系数是小于1的一个数字。小于1的原因由于流动 损失，使总压下降的结果。