1本次课的主要内容第四章 航空燃气涡轮发动机的进气道1.进气道的主要特性参数 2.亚声速进气道的工作 3.超声速进气道的工作 4.超声速进气道不稳定工作状态 5.超声速外压式进气道特性对应教材的第二章对应教材的第二章2.1~2.4节节4.1 进气道的主要特性参数a)进气系统包括：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；进气系统包括：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；b) 进气道的作用：减速增压；进气道的作用：减速增压；c)要求进气道总压损失尽可能小；要求进气道总压损失尽可能小；d) 要求进气道在所有的飞行条件和发动机工作状态下，增压过程应 避免过大的空间和时间上的气流不均匀性；要求进气道在所有的飞行条件和发动机工作状态下，增压过程应 避免过大的空间和时间上的气流不均匀性；e)要求进气道的外部阻力尽可能小；要求进气道的外部阻力尽可能小；f)满足一定的隐身性要求；满足一定的隐身性要求；g)满足与武器系统的兼容性要求；满足与武器系统的兼容性要求；h) 接通反推力装置或矢量喷管时，应满足对发动机本身的排气以及 对外来物进入发动机的最大防护要求等。
接通反推力装置或矢量喷管时，应满足对发动机本身的排气以及 对外来物进入发动机的最大防护要求等 对进气道的作用与基本要求对进气道的作用与基本要求1.总压恢复系数总压恢复系数20t i tp pσ=1 22 0 0112k k t iipkMapπσ−−⎛⎞≡=+⎜⎟⎝⎠a)σσi↑↑, ππi ↑↑, 发动机内所有特征截面气流的总压↑发动机内所有特征截面气流的总压↑, Wa↑↑∝∝σσi↑↑, pt7 ↑↑∝∝σσi↑↑, ππCP ↑↑∝∝σσi↑↑, F ↑↑, sfc↓；↓；b) σσi ↓↓1%, F ↓↓1.5%~2%, sfc↑↑ 0.3%~0.5%；；c)Ma2≈≈0.6~0.7；；d) 在亚声速飞行时，进气道的增压作用不明显，但是在超声速时， 增压作用十分显著在亚声速飞行时，进气道的增压作用不明显，但是在超声速时， 增压作用十分显著2.流量系数流量系数000000i ccC AA C AAρϕρ===实际空气质量流量 捕获面积流量流量系数定义示意图3.阻力系数阻力系数2 00max1 2ii XXC C Aρ==×进气道阻力 自由流动压头 参考面积进气道附加阻力和外罩压差阻力定义示意图idpXXX=+附加阻力外罩阻力()100Ad AXpp dA=−∫()10MAp AXpp dA=−∫4.进气道出口的气流不均匀性进气道出口的气流不均匀性 – 进气畸变进气畸变()100%iib i ibSMϕϕ ϕ−=×5.进气道稳定裕度进气道稳定裕度24.2 亚声速进气道的工作a)一般选取巡航状态为设计状态；一般选取巡航状态为设计状态；b) 亚声速进气道时扩张型通道；亚声速进气道时扩张型通道；c)设计状态下，气流经进气道减速增 压；设计状态下，气流经进气道减速增 压；d) A1通过使通过使C1≈≈0.5C0来确定；来确定；e)进口外减速增压（外压缩）的存在减 小了内通道的流动损失；进口外减速增压（外压缩）的存在减 小了内通道的流动损失；f)扩张角不超过扩张角不超过8°°~ 12°°;g)总压损失取决于扩张角和气流速度；总压损失取决于扩张角和气流速度；h) 扩张角扩张角A1, φφi>1（图（图c）；）；e)C0=0时， φ时， φi→→∞∞（图（图a）；）；f)C0 =C1时，时， A0=A1, φφi=1（图（图b）；）；g)C0>C1时，时，A0Wi，正激波被，正激波被‘吞入吞入’进气道中，总压损失↑ （图进气道中，总压损失↑ （图c）。
三、亚声速进气道在跨声速飞行时的工作三、亚声速进气道在跨声速飞行时的工作4.3 超声速进气道的工作一、 外压式进气道一、 外压式进气道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a)当当Ma0=Ma0,d时，斜激波相交于进气道外罩唇口处， φ时，斜激波相交于进气道外罩唇口处， φi=1（图（图 a,d,g）；）；b) 当当Ma0Ma0,d时，斜激波的波角减小，斜激波进入唇口内，导致附 面层分离和流动损失增加（图时，斜激波的波角减小，斜激波进入唇口内，导致附 面层分离和流动损失增加（图c,f,i） 外压式进气道与飞行马赫数的关系：外压式进气道与飞行马赫数的关系：a)当当Ma0一定时，进气道结尾正激波的位置由一定时，进气道结尾正激波的位置由Wa,cor决定，决定， Wa,cor↑， 正激波越靠近发动机，↑， 正激波越靠近发动机， Wa,cor↓，正激波越向前移；↓，正激波越向前移；b) 临界工作状态：正激波处于唇口处的工作状态（图临界工作状态：正激波处于唇口处的工作状态（图a,d,g）；）；c)超临界工作状态：随着超临界工作状态：随着Wa,cor↑，正激波被吸入进气道扩张通道 中，正激波前↑，正激波被吸入进气道扩张通道 中，正激波前Ma ↑，σ↑，σi↓，↓，Wa→，→，pt2 ↓，（图↓，（图c,f,i）；）；d) 亚临界工作状态：随着亚临界工作状态：随着Wa,cor ↓ ，正激波被推出进气道外，在进气 道前形成弓形波，一部分气流溢出， φ↓ ，正激波被推出进气道外，在进气 道前形成弓形波，一部分气流溢出， φi1.0 因此随着 λ因此随着 λ1 ↑↑, q(λλ1 ) ↓↓,Ath↓ ；↓ ；d) 若喉部面积不可调，当若喉部面积不可调，当Ma0Ath,d，因此喉道出现雍塞，压力升高，迫使进口前形成脱体激波，产生亚 声速溢流；，因此喉道出现雍塞，压力升高，迫使进口前形成脱体激波，产生亚 声速溢流；e)当当Ma0→→Ma0,d时，波后总压时，波后总压()01 th sqAAλσ=? 例：确定例：确定Ma0=2.0时能自起动的收缩比时能自起动的收缩比Ath/A1和最大的喉道正 激波总压恢复系数和最大的喉道正 激波总压恢复系数()()01ththqAqAλλ=()0.72thsqλσ==()00.5925qλ=0.72sσ=()()10ththAAλλ=()100.8229thsAAqλσ==1.5111.7525ththMaλ==0.81thσ=a)增加飞行马赫数使其大于设计点的马赫数，增加飞行马赫数使其大于设计点的马赫数，但是增加的量较多；；b) 调节喉部面积，调节喉部面积，起动前增大喉部面积，起动时逐步缩小喉部面积来实现起动，这种方式在结构上很难实现；c)采用多孔式进气道，采用多孔式进气道，通过小孔放出多余的空气质量流量也可实现进气道的起动，但是气流压力大于外界压力，会产生放气阻力，只适合进气道设计状态马赫数；d) 超临界设计，超临界设计，放大设计点喉道面积，使进气道在设计状态下处于超临界状态，但是正激波位于喉部下游，总压损失大。
实现内压式进气道自起动方法：实现内压式进气道自起动方法：4.4 超声速进气道不稳定工作状态a)喘振是一种内通道压力和空气流量变化的自振荡过程，是以头部 激波周期性破坏斜激波系为前提的；喘振是一种内通道压力和空气流量变化的自振荡过程，是以头部 激波周期性破坏斜激波系为前提的；b) 喘振现象的主要表现：喘振现象的主要表现：①① 正激波在进气道进口内、外迅速往返移动；正激波在进气道进口内、外迅速往返移动；②② 气流的总压呈低频、大幅度的脉动；气流的总压呈低频、大幅度的脉动；③③ 空气质量流量呈忽大忽小的波动；空气质量流量呈忽大忽小的波动；c)喘振可能导致结构破坏，诱发风扇或压气机的喘振以及引起燃烧 室的熄火；喘振可能导致结构破坏，诱发风扇或压气机的喘振以及引起燃烧 室的熄火；d) 喘振一般发生在超音速飞行喘振一般发生在超音速飞行(Ma0>1.4~1.5)且进气道工作于较深亚临界状态下且进气道工作于较深亚临界状态下喘振喘振a)痒振是一种较小振幅的高频压力振荡；痒振是一种较小振幅的高频压力振荡；b) 痒振只能出现在超临界状态下，进气道进入的空气少于发动机所 需的量时；痒振只能出现在超临界状态下，进气道进入的空气少于发动机所 需的量时；c)痒振的出现会导致压气机进口气流的不均匀度和非定常性程度的 增大，喘振裕度降低；痒振的出现会导致压气机进口气流的不均匀度和非定常性程度的 增大，喘振裕度降低；d) 痒振会破坏进气道附近飞机设备的正常工作，给飞行员带来生理 影响。
痒振会破坏进气道附近飞机设备的正常工作，给飞行员带来生理 影响痒振痒振44.5 超声速外压式进气道特性几何不可调超声速外压式进气道特性a)发动机决定的进气道出口流量相似参数确定进气道内结尾正激波 的位置；发动机决定的进气道出口流量相似参数确定进气道内结尾正激波 的位置；b) 由结尾正激波的位置来规定进气道的工作状态：亚临界、临界和 超临界；由结尾正激波的位置来规定进气道的工作状态：亚临界、临界和 超临界；c)临界状态：当正激波位于喉部截面（即唇口）处；临界状态：当正激波位于喉部截面（即唇口）处；d) 亚临界：发动机需用换算流量小于进气道临界换算流量，多余的 流量在进气道前方溢出，使正激波被推出唇口外，σ亚临界：发动机需用换算流量小于进气道临界换算流量，多余的 流量在进气道前方溢出，使正激波被推出唇口外，σi→→, 流量系数↓，深度亚临界可能出现喘振现象；流量系数↓，深度亚临界可能出现喘振现象；e)超临界：发动机需用换算流量大于进气道临界换算流量，正激波 下移， σ超临界：发动机需用换算流量大于进气道临界换算流量，正激波 下移， σi↓↓, pt2 ↓ ，流量系数↑，若正激波太强，可能出现痒振现象。
↓ ，流量系数↑，若正激波太强，可能出现痒振现象 几何不可调进气道的节流特性几何不可调进气道的节流特性作业：作业： P77 P77 第第3 3题题ENDEND。