亚音速进气道的工作原理
航空发动机部件-进气道
➢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
《超音速进气道的工作原理》微课程
而对F－22这类的“◇”形进 气道，它的上壁和内壁各产生一 道斜激波并平滑过渡，最终只会 在外下侧产生溢流，使得产生溢 流的地方从一条线减少成一个点， 这样压力损失就更小。
F－22的Caret进气道跟它的机身 高度融合，使得弹仓的空间能做到最 大化。
Caret进气道结构简单，可以很容易 的跟飞机的边线条融为一体，隐身性 也很好。
Bump进气道
• 早期的X－35进气道外唇是个非常复杂的 四边形唇口，这是为了最大化配合激波 的形状。
Bump进气道
• 但飞机还要有机动性，需要做仰角，侧 滑等动作，需要综合考虑，所以生产型F －35外唇口变成了三唇口
Bump进气道
• F35上的鼓包没有小孔，为了隐身。
Bump进气道
Bump进气道
台风战斗机的斜 板上开了很多小 孔，这些小孔是 用来吸附斜板自 身产生的附面层 的。
F-22斜切口进气道 的奥妙之处
F-22斜切口进气道
斜切口进气道也称为后掠双 斜面进气道（CARET进气道）。
对于一个矩形进 气道，在水平方 向和垂直方向各 斜切一次，就形 成了后掠双斜面 进气道。
由于发动机进口的气流必须是亚 声速气流。
在飞行M数小于1.5的超音速 飞机上，气流通过正激波减速时 的压力损失不大。
但是，随着飞行速度的增大， 直接采用正激波减速的气动损失 增大，尤其是马赫数较高时，损 失更大。
当飞行M数大于1.5以后， 采用正激波减速的亚声速进气 道是不行的。
该怎么办呢？ 如何减小损失呢？
由于斜激波也可以使 气流减速，而且损失较小。
斜激波与正激波会在进气道的外 下侧相交，相交处会产生滑流层。
为避免滑流层进入进气道，通 常都会精心设计使得正激波面裸露 在进气道外一点点，好让滑流层沿 着相交的外下侧流走。
【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。
engine
单轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、 单轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制 回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点） 回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）
– n=const, A8=const – Tt4=const, A8=const – n=const, Tt4=const
控制规律
控制规律制定的目的和制定原则
为控制共同工作点在工作线上的落点 最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机 确保发动机工作安全 因推力正比于转速、涡轮前温度、加力温度，且代表最大负荷， 因推力正比于转速、涡轮前温度、加力温度，且代表最大负荷， 因此通常被选择为被控参数 – 调节中介为燃烧室燃油流量（包括主、加力燃烧室）、喷管喉 调节中介为燃烧室燃油流量（包括主、加力燃烧室）、 ）、喷管喉 道面积 – – – –
能量转换及效率（定义、能量损失形式） 能量转换及效率（定义、能量损失形式） –热机－有效效率 热机－ 热机 –热能→循环有效功 热能→ 热能 –热焓形式损失（排热损失） 热焓形式损失（ 热焓形式损失 排热损失） –推进器－推进效率 推进器－ 推进器 –机械能→推进功率 机械能→ 机械能 –动能形式损失（余速损失） 动能形式损失（ 动能形式损失 余速损失） –发动机－总效率 发动机－ 发动机 –总效率与耗油率的关系 总效率与耗油率的关系 –提高有效效率的措施（发动机热力循环） 提高有效效率的措施（ 提高有效效率的措施 发动机热力循环） –提高推进效率的措施（质量附加原理） 提高推进效率的措施 提高推进效率的措施（质量附加原理）
大气压力和温度对性能参数的影响
– 气压低，推力小（高原起飞） 气压低，推力小（高原起飞） – 温度高，推力低，耗油率高 温度高，推力低，
发动机工作状态相似准则及台架性 能换算
进气道与尾喷管的参数选择
第七章 进气道与尾喷管的参数选择进气道、尾喷管和发动机是飞机动力装置的三个主要组成部分，其中发动机是核心。
航空发动机本身就带有进气道和尾喷管，发动机的设计工作者也要进行进气道和尾喷管的设计，所以进气道和尾喷管可说成是飞机设计和发动机设计的结合部，由于它们同时直接与飞机的飞行状态（飞行速度和高度等）和发动机的工作状态都有关系，所以比较复杂，存在着相互协调和匹配的问题。
随着飞行M 数的提高，进气道和尾喷管在动力装置中所占的地位也越来越重要，有的超音速飞机，在最大加力状态下，进气道和尾喷管所产生的推力已占相当大的比重，越来越引起飞机设计工作者的重视。
§7.1 进气道的参数选择进气道是喷气飞机动力装置的主要组成部分之一，它直接影响发动机的正常工作和最大效率的发挥，同时也在很大程度上影响飞机的飞行性能。
随着现代飞机和发动机性能的不断提高，对进气道的要求也越来越高，进气道与发动机工作的协调和匹配问题也日益复杂，越来越需要把整个飞机的动力装置做为一个整体，进行一体化的设计，这方面有专门的文献资料。
本章内容仅限于简要介绍常规的对进气道参数进行初步选择的基本方法，以满足飞机总体方案初步设计的需要。
进气道的功能是将流入进气道的空气减速增压，将一部分动能转变为压力能，然后提供给发动机。
在亚音速飞行时，进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行，在进气道中的增压作用不大。
但随着飞行速度的增大，进气道的增压作用则越来越大，当飞行M 数加大到M=1.2～1.4时，进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同了。
当飞机以更高的飞行速度飞行时，进气道的增压作用更强。
比如当M＞3时，进气道对气流的增压比已接近40:l，此时压气机的增压作用就变成次要的了。
可见对进气道的增压作用不能忽视。
气流在进气道增压过程中，总是要有压力损失的。
这是由于有摩擦，当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换而引起的。
在超音速时，还会因激波的产生而引起压力的损失。
涡轮发动机结构之进气道—超音速进气道激波产生
超音速进气道激波系
二 激波系的产生
增加一个阻滞 面，激波系如
何变化？
• 锥体上增加一道阻滞面， 就会增加一道斜激波
三波系超音速进气道
小 结 超音速进气道激波系产生
超音速进气道的类型和结构
内压式
超音速进气道
外压式
混合式
超音速进气道—内压式
超音速进气道—外压式
超音速进气道—外压式
二维可调斜板式超音速进气道
一 超音速进气道外形特点
F22尖脊式超音速进气道
一 超音速进气道外形特点 对比观察：
中心锥
一 超音速进气道外形特点
二
激波系的产生
二 激波系的产生
1. 中心锥体式超音速进气道激波系的产生
• 超音速气流遇到锥体顶 点，产生第一道斜激波
• 发动机进口一般要求是亚 音速气流，因而在进气道 唇口产生一道正激波，波 后气流变成亚音速
超音速进气道 激波系的产生
回顾：亚音速进气道在超音速飞行的问题
亚音速进气道超音速飞行产生脱体激波
回顾：亚音速进气道在超音速飞行的问题
推力
超音速飞机应 超音速进气道
目标
说明超音速进气道激波系产生
一 超音速进气道外形特点
二
激波系的产生
一 超音速进气道外形特点一来自超音速进气道外形特点一 超音速进气道外形特点
第7次课 进气道
❖超音速进气道
Ma来流 =2.0 Ma需求=0.55
1
5.4 超音速进气道
激波：超声速气流中的强压缩波。 经过激波，气体的压强、密度、温 度都会突然升高，流速则突然下降。 激波按形状来分有正激波、斜激波。 正激波：波阵面与来流垂直。超音 速气流经正激波后，速度突跃式地 变为亚音速，经过激波的流速指向 不变。弓形激波的中间一段可近似 为正激波。
14
5.4 超音速进气道
(一)外冲压式超音速进气道
因此，在实践中一般是根据设计飞行M数的大小，按照 尽量减小内部损失和外部阻力的原则来适当选择激波系。飞 行M数在1.5—2的范围内，采用双激波系。如：歼6—Ⅲ型 飞机(设计M数为1.6)的进气道就是双激波系的。当飞行M数 大于2以后，则采用三激波系的或四激波系的比较有利。如 歼7飞机(设计M数为2.05)和歼8飞机(设计M数为2.2)的进气 道均采用三激波系。
图5—13
13
5.4 超音速进气道
(一)外冲压式超音速进气道
在一般情况下，增加波系中斜激波的数目，是可以减小 压力损失的。但增加斜激波的数目，会使气流的总转折角增 大，为使气流顺利地流入进气道，进气道外壳的内壁必须与 波系后的气流方向平行。因此，激波数目增多，进气道外壳 的扩散程度也要增大。这就迫使流过进气道周围的超音速气 流转折角增大，产生强的斜激波，造成较大的外部激波阻力。
利用斜激波，减小气流沿激波 法线方向的速度分量，从而降低了 激波强度。
7
第五章 进气道
5.4 超音速进气道
按激波系所处的位置不同，超音速进气道可分为三种： 内冲压式：激波系全部在进气道内的超音速进气道；（a） 外冲压式：激波系全部在进气道唇口外的超音速进气道；(b) 混合式 ： 激波系既在唇口外又在唇口内的超音速进气道。(c)
航空发动机原理
CDAVTC
亚音速进气道
组成 壳体和前整流锥 站位分析 0－0截面
• 进气道前气流未受扰动处 的截面 进气道的进口 进气道的出口
01－01截面
• •
1－1截面
CDAVTC
进气道的要求
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。
流动损失
出口流场的崎变指数
D
p
* 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
CDAVTC
冲压作用
冲压作用 冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的 过程。 亚音速飞机 • 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 超音速飞机 • 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
CDAVTC
CDAVTC
CDAVTC
采用了宽弦风扇叶片的涡扇发动机 由于叶片稠度较小,而且采取了防外来物打伤的措施,故这些
发动机的进气整流锥都没有防冰装置
维修 在对进气道进行维修时要特别注意进气道内不能有多余物 同时还要注意保持进气道的形面，不要用硬的工具敲打进 气道
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亚音速进气道的工作原理
亚音速进气道是一种用于飞机发动机的进气系统，在飞机飞行时起到了关键的作用。
它的工作原理主要是通过减慢、加速和压缩空气，为发动机提供所需的燃料和氧气，从而保证发动机的正常运转。
亚音速进气道的工作原理可以分为三个主要步骤：压缩、加速和减速。
亚音速进气道通过设计合理的空气收集器或进气口，将外部空气引导到进气道中。
收集到的空气经过滤网等设备进行过滤和清理，确保进入发动机的空气质量良好。
接下来，进入到进气道中的空气会经过压缩阶段。
在这个阶段，进气道中通常会设置一些压缩装置，例如压气机或涡轮增压器。
这些装置可以将空气压缩到更高的压力，提高进气道的效率。
通过压缩，空气分子之间的间隔变小，使得更多的空气可以进入到发动机中，为燃料的燃烧提供更多的氧气，从而提高发动机的功率和效率。
在经过压缩后，空气会进入到加速阶段。
在这个阶段，通常会通过进气道的设计和形状来加速空气的流动。
例如，进气道可以采用喷嘴或喷管的形式，通过收缩和扩张来加速空气的流动速度。
加速后的空气流动更快，可以更快地进入到发动机中，提供更多的氧气和燃料供应。
进入到发动机中的空气会经过减速阶段。
在这个阶段，为了使空气能够平稳地进入到发动机中，通常会设置一些减速装置，例如扩散器或扩压器。
这些装置可以将高速流动的空气减速，使其能够更平缓地流入到发动机中，避免因过快进气而对发动机造成损坏。
总的来说，亚音速进气道的工作原理是通过压缩、加速和减速空气，为发动机提供所需的燃料和氧气。
它的设计和结构能够有效地提高进气道的效率和性能，保证发动机的正常运转。
同时，亚音速进气道的工作原理也在不断地改进和优化，以适应不同类型的飞机和发动机，提高整个飞机系统的性能和安全性。