第7次课 进气道(2)

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1、5.4 超音速进气道,超音速进气道,Ma来流 =2.0,Ma需求=0.55,5.4 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。,5.4 超音速进气道,斜激波：波阵面与来流不垂直。弓形激波除中间一小段是正激波外,其余部分都是斜激波,与正激波相比，气流经过斜激波时变化较小，或者说斜激波比正激波为弱。此外，气流经过斜激波时指向必然突然折转。因而有两个角度，一个是波阵面与来流

2、指向之间的夹角，或称激波斜角,另一个是波后气流折离原指向的折转角。角越大,激波越强。,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,飞机以超音速飞行时，在进气道前方将产生一道弓形激波。飞行M数超过1.5以后，进气道进口前的正激波的强度增大，压力损失剧增，发动机推力迅速减小。为了减小激波损失，在飞行M数大于1.5的飞机上，都采用超音速进气道。它利用激波系增压来达到以最小的压力损失完成冲压压缩过程。,5.4 超音速进气道,5.4 超音速进气道,超音速进气道的工作原理： 合理的组织激波把超音速气流降低到亚音速； 再通过扩

3、张型管道，使得流速进一步降低。,超音区： 多道斜激波减速,亚音区： 扩张通道减速,5.4 超音速进气道,超声速气流流过正激波后，必然变为亚声速气流。 气流流过正激波比流过任何斜激波的压力损失都大，所以利用斜激波代替正激波就能减小压力损失。 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。,斜激波原理,第五章 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),5.4 超音速进气道,5.4 超音速进气

4、道,亚音速进气道,轴对称超音速进气道,二元超音速进气道,5.4 超音速进气道,1、外压式进气道 组成 中心体和外罩 工作原理 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的。 激波系中的激波数目越多，则在同样的飞行马赫数下，总压损失越小，总压恢复系数越大。,一、外冲压式超音速进气道的工作原理,5.4 超音速进气道,(一)外冲压式超音速进气道 激波理论指出，激波前的气流M数相同时，气流通过斜激波的压力损失小于通过正激波的压力损失。为了产生斜激波，通常在进气道内安装一个伸到进口外面的锥体，如图512图所示。,图512,5.4 超音速进气道,超音速气流流

5、过外冲压式进气道的锥体时，发生转折，产生斜激波。气流通过斜激波以后，速度减小，但是仍然大于音速，必须再通过一道正激波，才能降为亚音速。一般都设法使这道正激波产生在进气道的进口，所以进入进气道的是亚音速气流。这股气流沿着管道逐渐向内转折，流向压缩器。 尚若我们在锥面上再做个转折角，则气流通过第一道斜激波后，遇到锥面上的转折角，又将发生一次转折而产生第二道斜激波和第三道正激波，如图513所示。这样的进气道，叫做三激波系外冲压式超音速进气道。,(一)外冲压式超音速进气道,5.4 超音速进气道,这种进气道，在第一道斜激波和一道更弱的正激波的压力损失，小于双激波系中的正激波的压力损失。所以三激波系的压力

6、损失比双激波系的压力损失小。,(一)外冲压式超音速进气道,图513,5.4 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。,(一)外冲压式超音速进气道,5.4 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1.52的范围内，采用双激波系。如：歼6

7、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。,(一)外冲压式超音速进气道,超音速气流经过中心体产生的一道或多道斜激波，减速增压，但气流仍为超音速；再经过一道正激波变为亚音速气流，然后在扩张形的管道内继续减速增压； 在设计状态下，正激波位于进口处，斜激波波系交于唇部。 外压式超音速进气道结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞机多采用这种形式的进气道。,5.4 超音速进气道,小结：外压式超音速进气道 特点： 波系由多道斜激波和一道正激波

8、组成 超音区气流单方向偏转 激波全部在进气道外 优点： 结构形式简单 起动性能好 缺点： 气流偏转角较大，阻力较大,(一)外冲压式超音速进气道,（二）内压式进气道,由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成 在设计状态下不考虑粘性时, 特殊型面可以保证超音速气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定熵地减速, 在管道最小截面处达到音速, 之后在扩张段气流继续减速扩压 内压式超音速进气道的气流为定熵绝能的流动过程，气流参数的变化是连续的，总压保持不变，即没有总压损失。 但由于内压式超音速进气道存在着所谓“起动”问题防碍了它的实际应用。,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理 内压式进气道是一

9、个具有内型面的管道。它的截面积先收缩后扩张，外表面是平直的。高压空气在先收缩后扩张的超声速喷管中能基本上等熵膨胀为超声流，人们就自然地试图将收 扩喷管倒过来使用，使超声速来流在收 扩形管道内基本上等熵滞止为亚声流，这就是内压式进气道的基本设想。,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理 内压式进气道的内型面设计成使超声速气流在收缩段内由 M 0 经过一系列马赫波(无限弱斜激波)等熵地滞止为声速。喉道前为超声速，喉道处为声速，喉道后为亚声速，然后在扩张段内进一步扩压减速。 由于气流的滞止是通过一系列马赫波，气流参数是连续变化的，过程是等熵的，因而没有总压损失。速度下降时，静压及温度相应地上

10、升，而总温是不变的。这种情况我们叫作内压式进气道的理想情况。,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理 为了使进气道正前方的气流能够全部进入进气道，不致在进气道前产生脱体激波，造成压力、流量损失，在结构上需要根据设计飞行Ma数，确定适当的喉部面积与进口面积比，即“收敛断面积比” 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， 越小； M 0 越小 ； 越大。其变化关系见图 5-14,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理 从物理意义上说，飞行 M 数越 高， 需要的通道收敛度越大， 即 应越小，才能将 M 0

11、较高的气流滞止为声速。反之， M 0 越小， 则 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 进入进气道的全部空气流量，喉道面积 就显得太小。这时喉道堵塞， 限制了进入进气道的空气流量。 因而在超声速进气道前出现脱 体激波，如图 5-15 所示。,图 5-15,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理 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。由于正激波后扩张形流管上

12、的压强大，故进气道附加阻力也很大。此时进气道进口截面的流速是亚声速， 进气道内的气流参数与理想 情况也大不相同。这种情况 称为内压式进气道“未起动”。,图 5-15,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理 进气道“未起动”是由于飞行 M 数小于设计 M 数 M D 时，喉道面积好像“变小”，喉道堵塞，迫使进气道前溢流，并不是由于发动机需要流量太小而造成的。发动机能吸入进气道喉道所能通过的最大流量，也就是说，内压式进气道喉道处仍然保持为声速。 由于飞行总是有起飞、爬升、加速、巡航、俯冲和下滑降落等各种状态，必然会偏离设计 M 数。如果内压式进气道几何形状不变，就会出现内压式进气道“未起动

13、”状态，进气道性能很差。内压式进气道的“起动”问题是其实际应用的一个基础障碍。,（三）混合式进气道,混合式进气道 混合式超音速进气道综合了内压式和外压式的特点 先进行一段外压，然后经过斜激波以超音速进入唇口，开始内压 最后在喉部或者扩张段经过正激波变为亚音速,混合式超音速进气道外罩的折转角比较小，因此，外罩的波阻比外压式的小 波系中的斜激波数目较多，总压损失较小，总压恢复系数较高； 内压部分的气流马赫数较低，起动也比较容易 飞行马赫数大于2的飞机大都采用混合式的进气道。,（三）混合式进气道,特点： 波系由多道斜激波和一道正激波组成； 气流偏转小于外压式； 部分激波在外，部分在内； 优点： 阻力

14、小于外压式进气道； 进气道内部的正激波可以根据发动机工作状态自动调整位置和强度，工作比较稳定； 进气道内部Ma较小，缓和了“起动”问题；,（四）超音速进气道的调节,超音速进气道的三种工作状态 临界状态 结尾正激波位于喉道 超临界状态 Ma增加或背压下降所致 正激波强度增加，总压损失增大 产生高频振动-痒振 亚临界状态 Ma下降或背压上升所致 结尾正激波被推出口外 外流阻力增大 产生低频振动-喘振,（四）超音速进气道的调节,高Ma，进气锥向前移动 低Ma，进气锥向后移动,（五）进气道总结,1）亚音速进气道： 结构简单，重量轻 在Ma=0.6-1.2之间，总压恢复系数可达0.97-0.98 在Ma

15、=1.5左右，总压恢复系数约为0.93 采用可调的复杂超音速进气道增重约200公斤。 一些低超音速飞机也采用亚音速进气道 2）超音速进气道： 用调节锥或者调节板产生斜激波 将高超声速气体减速至低超声速 再用一道弱正激波将气流减速至亚音速 超音速进气道扩压段与亚音速进气道没有区别,5.5 进气道的防冰,为什么要设置防冰系统 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 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 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。,防冰系统要求 必须能有效地防止冰的生成 工作可靠，易

16、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,5.5 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 防冰系统用过的空气排入压气机进口 调节活门由人工选择电磁作动或根据飞机防冰探测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,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 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 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