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2.12.4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 2 0 t i t p p = 1 2 2 0 0 1 1 2 k k t ii pk Ma p =+ a)i, i , 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, Wai, pt7 i, CP i, F , sfc； b) i 1%, F 1.5%2%, sfc 0.3%0.5%； c)Ma20.60.7； 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 0000 00 i cc C AA C AA = 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 00max 1 2 i i X X C C A = 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 idp XXX=+附加阻力外罩阻力 () 1 0 0 A d A Xpp dA= () 1 0 M A p A Xpp 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 ib SM = 5.进气道稳定裕度进气道稳定裕度 2 4.2 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C10.5C0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10，Ma10.5时， 时， i=0.960.98。
? 用于亚声速飞机或飞行马赫数用于亚声速飞机或飞行马赫数Ma01.61.7的低超声速飞机的低超声速飞机 一、 亚声速进气道在设计状态的工作一、 亚声速进气道在设计状态的工作 亚声速进气道设计状态 气流流动示意图 a)进口前流动状态由进口前流动状态由C0和发动机工作状 态（转速）决定； 和发动机工作状 态（转速）决定； b) C0和和n确定了发动机流量，即确定了发动机流量，即C1； c)Ma0一定时，一定时， n ，Wa ， C1 ； ； d) 0C0A1, i1（图（图c）；）； e)C0=0时， 时， i（图（图a）；）； f)C0 =C1时，时， A0=A1, i=1（图（图b）；）； g)C0C1时，时，A0A1, i1（图（图d） 二、亚声速进气道在非设计状态的工作二、亚声速进气道在非设计状态的工作 亚声速进气道非设计状态 气流流动示意图 a)进气道在高亚音速飞行时，外部可能局部存在超声速区，从而 产生激波，使进气道外阻增大；低超音速飞行时，存在弓形脱 体激波； 进气道在高亚音速飞行时，外部可能局部存在超声速区，从而 产生激波，使进气道外阻增大；低超音速飞行时，存在弓形脱 体激波； b) 若迎面气流全部进入进气道内，正激波则位于进气道进口截面 唇口处， 若迎面气流全部进入进气道内，正激波则位于进气道进口截面 唇口处， i=1（图（图a）；）； c)若若WaWi，一部分气流经激波从进气道外流过，一部分气流经激波从进气道外流过，A0A1, iWi，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， 时，斜激波相交于进气道外罩唇口处， i=1（图（图 a,d,g）；）； b) 当当Ma0Ma0,d时，斜激波的波角加大， 时，斜激波的波角加大， iMa0,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 ，i，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， ，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， i1.0 因此随着 因此随着 1 , q(1 ) ,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Ma0Ma0,d时，波后总压时，波后总压自由流总压，使喉道最大流量自由流总压，使喉道最大流量自由流 流量，进口前脱体激波依然存在。
自由流 流量，进口前脱体激波依然存在 d) 将喉道面积放大将喉道面积放大1/s倍来解决雍塞问题：倍来解决雍塞问题： b) 自起动后存在离体激波，波后总压低于自由流总压：自起动后存在离体激波，波后总压低于自由流总压： 0tst pp= c)喉道不可调时，喉道不可调时，Ath=Ath,d，喉道最大流量小于自由流流量：，喉道最大流量小于自由流流量： () 0 ,10,0 tst a thth ddsa tt pp WKAKAqW TT = ? 内压式进气道自起动的收缩比内压式进气道自起动的收缩比Ath/A1 () ,0,1th dd AqA= a)进气道喉道面积按设计马赫数对应的速度系数确定：进气道喉道面积按设计马赫数对应的速度系数确定： ,th d th S A A =() ,th dthth AqA= ()1.0 ths q= () 01 th s qA A = ? 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 ()() 01thth qAqA= ()0.72 ths q= () 0 0.5925q=0.72 s = ()() 10thth AA= () 10 0.8229 ths AAq= 1.5111.7525 thth Ma= 0.81 th = 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： 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； 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； 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(Ma01.41.5)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 4 4.5 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， 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，i, 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， 超临界：发动机需用换算流量大于进气道。