飞机进气道面面(修改版)word资料6页
第 1 页 飞机进气道面面观 高智/文 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过进气道通过能力时，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。），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。 飞机进气道设计中几个重要的设计指标是总压恢复、流场畸变水平和阻力大小。在进气道设计中，必须参照这几个重要的技术指标，它也是反映飞机整体性能的关键参数。 总压是气流静压和动压之和，表征了气流的机械能，总压恢复是指发动机进口处的气流总压与进气道远前方来流的总压之比，是进气道设计中一个非常重要的参数，表示气流机械能的损失，对于超音速进气道，总压恢复主要与斜板级数和角度所决定的激波的级数和波后流动参数有关。 流场畸变水平表征了进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示，它影响着发动机的喘振裕度，间接关系着飞机的安全。 进气道设计时一般考虑的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在进入进气道的气流量大于发动机所需流量时，由于部分气流从进气道口溢出而导致的阻力。 进气道的形状选择和位置的布置应该满足发动机有较高工作效率的要求，或应保证飞行器具有最佳性能要求或应保证飞行器能达到最佳飞行性能的要求。进气道的设计在科技的带动下有了很大的发展，使得喷气战斗机的飞行速度越来越快，性能越来越高，可以说它的重要性越来越明显，并且已成为飞机机体设计中成为一个独立的组成部分，进气道设计成为飞机性能提高的重要因素之一。 飞机进气道发展到现在主要分为亚音速进气道和超音速进气道。
一、亚音速进气道
亚音速进气道结构较为简单，其进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。其内部的进气通道多为扩散形，在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进气口外面完第 2 页
成，进气通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。喷气发动机出现的初期，它仅作为发动机工作介质的一个通道，保证发动机有足够的进气量即可，所以早期这种进气道结构十分简单。当飞机的速度和性能不断提高，其结构也日趋复杂，其进气通道里增加了附面层抽气系统，防止低能的附面层流进入发动机，造成发动机的喘振甚至失速。对于两侧或腹部进气的进气道，其进气口有一个附面层隔板，或者进气道与机身相隔一小段间隙，其功能是把附面层流引向另处，尽管如此，和后来的超音速进气道相比，亚音速进气道结构仍然比较简单。亚音速进气道不仅用在亚音速战斗机上，也用在早期的超音速战斗机上，亚音速进气道在超音速状态下工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大（激波损失）。激波前速度越大，损失也越大。 喷气式飞机诞生之初，发动机发展还不完善，其性能还不高，它所提供的推力太小，推重比也低（尽管如此，其速度也比螺旋桨飞机快多了），为了减少进气过程的能量损失，飞机进气道多为短粗形式，其进气通道很短。 因为早期喷气飞机都是亚音速，所以其进气道被称为亚音速进气道，其形状各异，但它们在本质上是相同的，不同的形状有一些性能上或达到飞机某些性能有不尽相同的功能。2019年笔者朋友曾经向陈一坚（“飞豹”总设计师）请教“飞豹”的进气道，他说采用圆形的话，罗罗公司畸变指数DC60
最小，但是从工艺性和阻力考虑，“飞豹”选择了类方的形状，所以说只是一些细节问题导致了这些区别。 亚音速进气道总体上分成头部进气和两侧进气。头部分圆形皮托管式进气道、扁圆形进气道、半圆形颌下进气道；两侧进气道分圆形、方形或类方形、半圆形或近似半圆形。 1、机头及两侧圆形 早期亚音速进气道的进气口多为圆形，它的主要优点是结构简单，进
气均匀，能损失小，为了把能量损失减少到最小，飞机布局一般考虑到发动机的工作效率，故此，这一时期飞机发动机布置一般为翼吊式和机身式，翼吊式顾名思义发动机以吊舱式安置在机翼下面，这样的布置方式，可以保持飞机的流线型布局，适合安装电子设备，它的缺点是偏航力矩大，转动惯量也大，不利于战斗机的滚转，另一方面它对战斗机对结构强度要求高，战斗机在做大过载机动时，尤其是流转时机体受力大，所以它并不适合战斗机，世界范围来看这种布局也并不多见，如世界上第一种实用型喷气战斗机ME－262，还有苏联的苏－9（仿制ME－262，苏霍伊设计局重新编号前的苏－9）、伊尔－28。机身式发动机布局就是把发动机安装在机身内，由于考虑到进气效率，所以发动机多布置在这些飞机的头部，发动机喷口在飞机中腹部，飞行员座舱在飞机中后部，视野较差，飞机看起来头重脚轻，这样形成一个明显的阶梯状，故此这种飞机布局被称为阶梯状布局（STEPPED），如苏联的米格－9、雅克－15、拉－150，瑞典的萨伯－29“飞行酒桶”，这些早期的喷气式战斗机除瑞典的萨伯－29外，都是过渡机型，服役时间很短。在发动机的快速发展下，其推力越来越大，进气通道长短不再是主要考虑因素，此时飞机的发动机多布置在尾部，留下空间安排前起落架和座舱，这使得飞机外形更加流线化，但它们的进气口仍然在头部，且圆形居多，如苏联的米格－15、米格－17、苏－7，美国的F－84、F－86（早期型号），英国的“蚊”式、法国的“神秘”IVA。还有一些飞机并非采用机头进气，但进气口依然为圆形，如英国两侧进气的“标枪”战斗机、“掠夺者”战斗轰炸机，采用机翼与发动机一体化布局的“堪培拉”，即美国也生产使用的RB－57，其发动机在机翼的中间。苏联的图－16轰炸机和苏－25攻击机同样为两侧进气的近似圆形进气道。 2、扁圆形 扁圆形进气道代表是F－100战斗机和法国“超神秘”战斗机，这两款战斗外形十分相似。 3、颌下进气半圆形 早期有一些战斗机采用的半圆形颌下进气布局，这种布置方式是一种折衷方式，即保证了进气效率，也便于安装雷达等电子设备，代表性的有美国的F－86D、F－8“十字军战士”，意大利G－91R， 4、方形或类方形 为了在机头安装雷达，一些早期战斗机采用了两侧进气方式，如英国的“蚊
蚋”、“褐雨燕”等，后来的战斗机，如美国的F－5“虎”，英法合作的“美洲虎”，意大利与巴西合作的AMX攻击机，中国“飞豹”和A－5等也采用这种进气道。 第 3 页
5、半圆形形近似半圆形 英国的“鹞”式垂直起落战斗机采用的是两侧半圆形进气道。
6、其它形状 采用两侧进气三角形进气道的 是英国“猎人”战斗机（它属于翼根进气），
不论用什么形状的进气道，它都是与飞机其它结构和设备综合配置的一个妥协方案。 需要说明的是第一代超音速战斗机仍然采用的是亚音速进气道，如美国的F－100、F－105、苏联米格－19、中国的A－5强击机，法国的“超神秘”战斗机等。后来的一些军用飞机因性能上要求不同也采用亚音速进气道，如中国的“飞豹”战斗轰炸机。美国F－16虽为第三代战斗机，但它强调的是跨音速的机动性能，所以它采用的是经改进过的亚音速进气道，称为单一正激波压缩进气道，F－16的动力很强劲，但飞到2.0M非常困难，这个最大速度是最理想状态下的数据，其他的超音速飞机用亚音速进气道也是这种单一正激波进气道。美国B－1A由于早期强调超音速空防能力，其进气道为超音速进气道，作战任务改变后，其进气道也改成了亚音速进气道，同样美国F－5、AMX等都使用的是亚音速进气道。 亚音速进气道的主要特点是进气通道短，进气效率高，结构简单，维修方便，因为来流速度较低，空气可直接引用，不需要进行预压缩，进气口面积也不需要调节，飞机速度在1.4M以下的飞机通常使用这种进气道，飞行速度在1.6－1.7M的飞机也用这种经改进的亚音速进气道。它的缺点是，飞机在做高机动性，如大迎角、大侧滑角飞行时会破坏气流的对称性（各种进气道都有此弊端，而简单的皮托管式进气道恰恰对此不敏感），使进气效率降低，因此，不需要高机动性的战斗轰炸机、攻击机、轰炸机等多选用这种进气道。
二、超音速进气道
超音速进气道在结构上更复杂，它通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。内压式进气道：为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。 对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。 它主要经历了四个阶段： （一）三维轴对称进气道 这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它
(完整word版)NG飞机航后检查参考纯文本版
机身部分1：检查各导航/通讯天线，雷达罩安装牢固且无损伤。
检查天线应无缺失，断裂以及其他形式的损伤。
机身下部天线检查A。
安装牢固；B.外观正常；C。
封严胶状况良好;D。
无大面积或多处脱漆；E.底座无起泡现象。
机身上部天线检查：地面目视检查其安装在位ATC天线：呈小刀形状。
其向地面发送本机高度和接收其他飞机高度信息。
DME天线：外观和ATC完全相同，而且可以互换。
用来测量飞机到地面台的距离。
TCAS天线：用来探测周围飞机的方位.ADF天线：用来测飞机纵轴与地面ADF台的相对夹角。
无线电高度天线：依次为2发、2收、1收、1发。
用来测量飞机到地面的实际距离.VHF天线：视距范围内的通讯（包括飞机与飞机,飞机与地面站台），但距离有限。
气象雷达天线：外观是平板，椭圆形状,用于探测前方气象信息。
HF天线：高频（HF）通信系统提供远距离的声音通信（飞机间或与地面间）MB天线：在飞机飞过航路点上信标时，提供相应指示。
GPS天线：通过卫星给飞机定位.（重点：外形变形，封严脱落，是否有雷击)（位置参见WDM91-01-07）(2) 检查雷达罩上的安装螺钉无丢失,雷达搭接带完好在位（最多允许2条防雷击条缺失或损坏）.无鸟击；雷击的痕迹，没有大面积或多处防静电漆和装饰漆脱落。
（如有异常,参见TASK 05—51-18）(重点:螺钉，凹坑，雷击点,注意区分雷击点和脱漆点）2：检查机组氧气系统释放指示片(绿色）应在位。
当机组氧气瓶压力大于或等于2600PSI时，释放片破裂，释放出超压氧气.会将绿色小片吹掉，必须加以确认指示片在位。
3：检查皮托管（共3）,静压孔(共6）,全温探头（共1），迎角传感器（共2）应无损伤。
总体要求:安装牢固在位、洁净、无损伤、无堵塞、表面无明显烛蚀现象。
皮托管：用来探测飞机的全压信号，该信号用于计算空速，高度数据.检查时应确认皮托管无烧黑(类似钢材烤蓝的颜色是正常加热所致）、烧蚀的痕迹，皮托管无堵塞。
一种带有旁通道的涡桨飞机进气道设计方法
一种带有旁通道的涡桨飞机进气道设计方法下载温馨提示：该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。
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飞机进气道与尾喷管参数设计43页PPT
6、纪律是自由的第一条件。——黑格 尔 7、纪律是集体的面貌，集体的声音， 集体的 动作， 集体的 表情， 集体的 信念。 ——马 卡连柯
8、我们现在必须完全保持党的纪律， 否则一 切都会 陷入污 泥中。 ——马 克思 9、学校没有纪律便如磨坊没有水。— —夸美 纽斯
10、一个人应该：活泼而守纪律，天 真而不 幼稚， 勇敢而 鲁莽， 倔强而 有原则 ，热情 而不冲 动，乐 观而不 盲目。 ——马 克思
谢谢！
36、自己的鞋子，自己知道紧在哪里。——西班牙
ห้องสมุดไป่ตู้
37、我们唯一不会改正的缺点是软弱。——拉罗什福科
xiexie! 38、我这个人走得很慢，但是我从不后退。——亚伯拉罕·林肯
39、勿问成功的秘诀为何，且尽全力做你应该做的事吧。——美华纳
40、学而不思则罔，思而不学则殆。——孔子
31-直升机进气道参数的试验分析(1室 刘洐涛)-(7)
第二十六届（2010）全国直升机年会论文直升机进气道参数的试验分析刘衍涛严军陈雪松（中国直升机设计研究所，景德镇，333001）摘要：针对机身前进气、带集气室进气道，采用试验的方法，通过总压恢复系数和DC60分析在不同来流速度和不同机身攻角状态下各部件对进气道性能的影响,并模拟了进气网罩结冰对进气道性能的影响。
结果表明，当来流速度或进气流量增加的时候，总压恢复系数下降，进气畸变减小；偏流片和进气网罩均使进气畸变减小；附面层泄流槽在前飞时能使进气畸变明显减小；进气网罩堵塞使总压恢复系数下降，同时进气畸变减小。
通过结果分析，得出了进气道优化设计的建议。
关键词：直升机，进气道，集气室，总压恢复，畸变1 引言发动机是直升机的重要部件之一，其功重比直接影响到直升机的性能，并成为直升机分代的重要指标之一。
进气道与发动机之间存在着强烈的交互作用，发动机进气的总压恢复系数与畸变都直接影响到发动机的输出功率与工作稳定性；而发动机工作状态的变化以及压气机的失速与喘振也必然影响到进气道的工作，进而影响到整个动力系统的稳定性和综合性能。
由于直升机采用带前输出轴涡轴发动机，输出轴穿过进气道的设计必然会造成进气道内气流分离加剧，引发出口气流畸变大的问题。
机身前进气，带集气室的进气道设计绕过了输出轴，解决了输出轴穿过进气道的问题，同时也带来了进气通道长，进气转角大的问题。
文献[1]对Dauphin系列的直升机进气道在悬停、前飞状态下进行了实验研究。
结果表明，在高速前飞状态下存在气流分离，且进气畸变较为严重，流动阻力较大，表明了进气畸变对直升机性能的重要性。
国内的进气道研究仅限于机身侧面进气，带前输出轴的进气道研究[3]。
文中通过不同来流速度、不同机身姿态角、不同部件构型以及冰雪天气对机身前进气，带集气室进气道进气性能进行了系统、全面的研究，在国内尚属首次。
通过本次研究，不仅成功地为某型机选定了进气道方案，通过进气道各方案的对比分析，还得出了一系列有意义的结论，对直升机进气道设计与优化具有指导意义。
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。
(完整word版)A320驾驶舱设备以及各系统面板介绍
A320驾驶舱设备以及各系统面板介绍（本介绍仅供学习参考，工作中请以实际机型及相关手册为准）一、驾驶舱总布局图二、仪表板面板三、头顶面板1.大气数据惯性基准系统 (ADIRS)① IR1(2)(3)方式旋钮OFF：ADIRU 未通电，ADR 及IR 数据不可用。
NAV：正常工作方式给飞机各系统提供全部惯性数据。
ATT：在失去导航能力时，IR 方式只提供姿态及航向信息。
必须通过CDU 控制组件输入航向并需不断地更新。
(大约每10 分钟一次)② IR1(2)(3)灯故障灯(FAULT)：当失效影响了相应的IR 时琥珀色灯亮并伴有ECAM 注意信息。
-- 常亮：相应的IR 失去-- 闪亮：在ATT 姿态方式里姿态及航向信息可能恢复校准灯(ALIGN)：-- 常亮：相应的IR 校准方式正常工作-- 闪亮：IR 校准失效或10 分钟后没有输入现在位置，或关车时的位置和输入的经度或纬度差超过1度时-- 熄灭：校准已完毕③电瓶供电指示灯仅当1 个或多个IR 由飞行电瓶供电时，琥珀色灯亮。
在校准的开始阶段。
但不在快速校准的情况下它也会亮几秒钟。
注：当在地面时，至少有一个ADIRU 由电瓶供电的情况下：·一个外部喇叭响·一个在外部电源板上的ADIRU 和AVNCS 蓝色灯亮④数据选择钮该选择钮用来选择将显示在ADIRS 显示窗里的信息测试：输入(ENT)和消除(CLR)灯亮且全部8 字出现TK/GS：显示真航迹及地速PPOS：显示现在的经纬度WIND：显示真风向及风速HDG：显示真航向和完成校准需要的时间(以分为单位)STS：显示措施代码⑤系统选择钮OFF：控制及显示组件(CDU)没有通电。
只要相关的IR 方式选择器没有在OFF(关)位ADIRS 仍在通电状态。
1.2.3：显示选择系统的数据⑥显示显示由数据选择器选择的数据键盘输入将超控选择的显示⑦键盘允许现在位置或在姿态(ATT)方式里的航向输入到选择的系统里字母键：N(北)/S(南)/E(东)/W(西)作为位置输入。
涡轮发动机结构之进气道—亚音速进气道工作原理
亚音速进气道冲压比值最多在1.7左右
M 0 2.0,i 7 M 0 3.0,i 30
高超音速飞机还需要设 置进气道吗
二 亚音速进气道工作原理
？
三 亚音速进气道工作原理
3.进口壳体有吸音材料层
气流高速在发动机内流动产生很大噪音
进口壳体有吸音材料层
二 亚音速进气道工作原理
4.进气口下部拉平
二 亚音速进气道工作原理
亚音速进 气道特点
亚音速进气道结构简单，不需要调节； 在一定范围内工作稳定可靠
小 结 进气道的损失类型
进气道冲压比
冲压比 i
空气由于本身速度降低而受到的压缩，叫动力压缩。
i
P1* P0
p1
气流静压的比值。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 的大小表示气体在进气道内压力提高的程度。 i
冲压比 i
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。 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； 飞行高度：
进气口不是纯圆形，唇部有少许的拉平
因为发动机吊仓的位置比较低，拉平进气口下部，这样就 能使下部能与地面的距离稍许远离，尽可能减少沙砾进入 发动机或者与地面相刮蹭的可能性。
二 亚音速进气道工作原理
5.整流锥上螺旋纹
进气整流锥上的螺旋花纹 （有的俗称鹰眼），用于当 发动机旋转工作时提醒地面 工作人员注意；空中驱鸟
2.确保与发动机流量匹配
进气道供气量 匹配 发动机需气量
进气道出口速度 V出
V进 发动机进口速度
(完整版)飞机手册章节号
ATA 章节号目录5 ．时控．维护．检查22 ．自动飞行32 ．起落架54 ．短舱6 ．尺寸和接近面板23 ．通信33 ．照明55 ．安定面7 ．顶升飞机24 ．电源34 ．导航56 ．窗8 ．称重25 ．设备/ 装饰35 ．氧气73 ．发动机燃油和控制9 ．牵引．滑行26 ．防火36 ．气源74 ．点火10 ．停留，系留．库存27 ．飞行操纵38 ．水/ 污物75 ．空气11 ．铭牌．标称28 ．燃油45 ．中央维护系统77 ．发动机和指示12 ．勤务29 ．液压源49 ．辅助动力装置APU78 ．排气（反推）20 ．标准实（施）践30 ．防冰/ 防雨52 ．舱门79 ．滑油21 ．空调31 ．指示/ 记录53 ．机身（ADF的垂直天线）80 ．起动武汉EMB-145手册清单光盘名称内容文件号光盘名称内容文件号AMM ( 1) 飞机维护手册I (AMM) 2812(1) SB/IB/SNL/PIL 服务通告(SB)/信息通告(IB)AMM (part Ⅱ) 飞机维护手册II (AMM)2812(2) 非常用13种手册 STD(DTD) V-145/STD(13) CMM 部件维护手册(CMM)APM 机场计划手册(APM) 1100 IPC 图解部件目录(IPC) 2261Engine发动机AE3007A SeriesSSM 系统原理图手册(SSM) 2730APUBM APU安装手册(APUBM) 1140 WM / FIM 线路图手册/故障隔离手册2255/2814PPBM动力装置安装手册(PPBM) 1139 SWPM 标准线路施工手册(SWPM)2430 IGFER 地面灭火救援指南(IGFER) 1136 ITEM 工具设备插图手册(ITEM) 1135 RAMP 机坪维护手册(RAMP) 1141 TASK 工卡(TC) TCS-1124SMRD计划的维修要求手册(SMRD) 1137 ESC EMB标准目录(ESC)1638MRB维修评审委员会报告(MRB)1150 CPM 防腐手册(CPM)1132 SRM结构修理手册(SRM) 1142 NDI 无损检查(NDI)1138 CAFF CAFF1284频率武汉塔台：121.65（08.30—17.30）武汉塔台：122.70（17.30—08.30）地面指挥：131.50（6号)东航签派：132.00 ELT测试：121.50常用数据件号导航数据装载：装载AMM34-61-00-2 / 401 测试AMM34-61-00-5 / 501 倒油程序：AMM28-10-00耳机：H10-60 或H10-40 AMM23-51-03放电刷：2-31SCY AMM23-60-01发动机滑油：飞马1号液压油：LD — 4前着陆灯：Q4559X AMM33-41-02主着陆灯：Q4681 AMM33-41-02滑行灯：上部，光面：Q4566 AMM33-42-02 下部，纹面：Q4597航行灯：灯泡(左右)：A-4174-24红色灯罩：A-1233A-2 AMM33-43-02绿色灯罩：A-1233A-3T尾部灯泡：MS35478-1683尾部灯罩：MS23006-2机翼检查灯：GE4626 AMM33-44-02 航徽灯：GE4572 AMM33-46-02 频闪灯：左右：31-8835-1 (或30-2667-1) AMM33-47-03 尾部：31-9129-1防撞灯：上部组件：30-2675-1 AMM33-47-05 下部组件：30-2676-1灯泡：31-8869-1上部灯罩：31-4079-1下部灯罩：31-4079-9泛光灯：10-123B(左) 10-123C(中) 10-123T(右) AMM33-41-02 主轮：第一次力矩：149.1NM或110磅英尺（1319 lb.in）AMM32-49-02 第二次力矩：74.6NM 或55磅英尺（660 lb.in）前轮：第一次力矩：33.9NM 或25磅英尺（300 lb.in）AMM32-49-05 第二次力矩：16.3~39.5NM 或20磅英尺（150 ～350 lb.in）刹车温度传感器：0132AFU AMM32-47-01。
外压式进气道
M 0 小的情况下的 σ s 要低。这是因为 M 0 大，整个激波系强度大，故总压损失大，σ s 低。
另外由图可见，每一 M 0 下都有一个 δ 最佳 ，其时 σ s 最高。而且， M 0 越高， δ 最佳 也越大。 这是因为当 M 0 增大时，如果 δ 不相应地增大，则 δ 及斜激波强度相对说就比较小，斜激 波后的 M 数就比较大，使正激波强度过大，使 σ n 大大下降，导致整个激波系总压恢复系 数 σ s 降低。所以只有当 M 0 增大时，相应的增大 δ 角，使斜激波和正激波的强度均适中， 以保证 σ s 最高。这就是二波系外压式进气道的配波原则。 如果是多波系进气道，各道激波应该如何配置与选择，才能使 σ s 最高？ 对于具有 n − 1 道斜激波、一道正激波的多波系进气道，K. Oswatisch 提出了一个用求
道喉道后扩散通道中的总压恢复系数， σ f 是考虑摩擦损失的总压恢复系数。下面分别讨 论之。 [Ⅰ ]激波系的总压损失 一个已设计好的进气道，根据飞行 M 数及进气道的几何参数，按照气体动力学的激 波理论可以算出气流流经每道激波的总压损失，从而算出整个激波系的总压损失及相应的 总压恢复系数 σ s 。 对于超声速进气道而言，激波系的总压损失占进气道全部总压损失 80%以上。因此合 理地组织激波系使尽 σ s 可能是提高进气道性能的一个重要问题，也就是说，配波问题是 一个重要问题。 以一道斜激波和一道正激波的二波系进气道为例，
δ 1 的压缩面 0-1 时，形成第一
道斜激波 OA ，激波斜角为
β1 。 超声速气流通过第一道斜
图 4-2
激波 OA 后，气流方向平行于 0-1 面，气流转折角δ 1 ，速度由 M 0 降为 M 1 ，静压由 p0 升 为 p1 。斜激波 OA 后的气流仍为超声流，因而压缩面 1-2 产生第二道斜激波 1A，斜激波 角为 β 2 。第二道斜激波 1A 后的气流方向平行于 1-2 面，相应的气流转折、波后速度及波 后压强分别为 δ 2 、 M 2 及 p 2 。同理，第三道斜激波为 2A，其激波斜角为 β 3 ，波后的气 流方向平行于 2-3 面，相应的气流转折、波后速度及波后压强为δ 3 、 M 3 及 p3 。通过最后 一道正激波，气流 M 数由 M 3 降为亚声速流 M 4 ，压强由 p3 升高为 p 4 ，气流方向不变。 超声速气流通过激波系，由超声流 M 0 滞止为亚声流 M 4 ，压强由 p0 升高到 p 4 ，气流总 的转折角 δ = δ1 + δ 2 + δ 3 ，气流经过激波系的总压恢复系数 σ S = σ 1 ⋅ σ 2 ⋅ σ 3 ⋅ σ n 。式中
第7次课 进气道
系统的信号自动作动
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。
5.5 进气道的防冰
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
大， 即
AA应喉进 越 小，才能将 M 0 较高的气流滞止为声速。
反之， M 0 越小，
则
A喉 A进
可以大一些。
图 5-14
图 5-14
（二）内压式进气道
1、内压式进气道的工作原理
如果进气道是按照某一个较高的 M 数设计的，收缩
段收缩比较厉害。当此进气道以小于设计 M 数工作时，
面积比就显得太小，为通过此小于设计M 数 进入进气道
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
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
.5 进气道的防冰
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
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
采用了宽弦风扇叶片的涡扇发动机
5.4 超音速进气道
激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气。其厚度很 小，只有千分之一到万分之一毫米。
第五章 进气道
5.4 超音速进气道