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1、第十三章 进气道控制v进气道是航空发动机动力装置中一个十分重要的部件。现代飞机动力装置进气道的主要功能是：供给发动机需要的空气流量；保证发动机在各种状态下都能稳定工作；对进入进气道的空气进行压缩，使气流的部分动能变为压力能。v气流流过进气道，总要产生压力损失。这种损失是磨擦、形成涡流（当速度场不均匀，气流分离时）和热交换引起的，而当超声速气流受到滞止时，还有因产生激波而引起的压力损失。因为有损失，所在进气道中实际能达到的增压比值小于理论上可能达到的值。v为了有效而充分的发挥进气效果，现代发动机进气道应该保证：有尽可能高的总压恢复系数：压气机进口处的流场要足够地均匀；在各种使用工作状态下都能稳定
2、地工作（没有严重的气流分离和压力脉动）；外部阻力尽可能小。2 进气道进气道 2 概述概述 亚音速亚音速进气道进气道 超音速超音速进气道进气道 2024/7/28航空发动机原理32024/7/283概述概述44 概述概述1. 进气道的必要性进气道的必要性发动机压气机的进气轴向速度都是亚音速，例如在设发动机压气机的进气轴向速度都是亚音速，例如在设计条件下，计条件下，进口轴向进口轴向M数不超过数不超过0.7，而目前的飞机却，而目前的飞机却经常在超音速下飞行。经常在超音速下飞行。离开设计条件时，压气机进口离开设计条件时，压气机进口M数和飞行数和飞行M数的变化数的变化也是不一致的。这就需要有一段管道，通
3、过它气流减也是不一致的。这就需要有一段管道，通过它气流减速扩压，然后进入压气机。速扩压，然后进入压气机。是推进系统的一个组成部分。虽然有时候它还是飞机是推进系统的一个组成部分。虽然有时候它还是飞机结构的一部分，但那只是结构上的需要而已。结构的一部分，但那只是结构上的需要而已。55 进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定，进气道进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定，进气道出口气流速度是由发动机的工作状态确定，两者一般不等，出口气流速度是由发动机的工作状态确定，两者一般不等，进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。u 进气道基本功能进气道基本功能
4、引导外界空气进入压气机，输送和调整气流；引导外界空气进入压气机，输送和调整气流； 调整气流流场，使其出口均匀；调整气流流场，使其出口均匀； 飞机超声速飞行时，减小进气道出口马赫数，扩压。飞机超声速飞行时，减小进气道出口马赫数，扩压。 概述概述1. 进气道的必要性进气道的必要性航空发动机原理662. 进气道的基本参数进气道的基本参数1）总压恢复系数）总压恢复系数 进气道出口截面的总压进气道出口截面的总压进气道前方未扰动气流的总压进气道前方未扰动气流的总压压气机进口截面的流量为：压气机进口截面的流量为：当发动机工作状况不变当发动机工作状况不变 ， 不变时，不变时， 表征气体流动的流动损失，亚音速进
5、气道一般为表征气体流动的流动损失，亚音速进气道一般为0.940.98。概述概述航空发动机原理772. 进气道的基本参数进气道的基本参数2）流量系数）流量系数 概述概述航空发动机原理88 概述概述2. 进气道的基本参数进气道的基本参数3）阻力系数）阻力系数 Cxi航空发动机原理99概述概述2. 进气道的基本参数进气道的基本参数3）阻力系数）阻力系数 Cxi1010概述概述2. 进气道的基本参数进气道的基本参数 以下两种情况分别地都会使得外阻明显增加。以下两种情况分别地都会使得外阻明显增加。 超音速飞行时，如果激波不贴口，会有附超音速飞行时，如果激波不贴口，会有附加阻力。加阻力。 进气道唇口的存在
6、使外流急剧加速，有可进气道唇口的存在使外流急剧加速，有可能引起气流分离或形成超音速区能引起气流分离或形成超音速区。3）阻力系数）阻力系数 Cxi1111概述概述2. 进气道的基本参数进气道的基本参数4）稳定裕度）稳定裕度 1212概述概述3. 进气道的主要类型进气道的主要类型 1313概述概述3. 进气道的主要类型进气道的主要类型 航空发动机原理14 概述概述3. 进气道的主要类型进气道的主要类型 航空发动机原理15概述概述3. 进气道的主要类型进气道的主要类型 航空发动机原理16概述概述3. 进气道的主要类型进气道的主要类型 2024/7/28航空发动机原理173. 进气道的主要类型进气道的
7、主要类型 2024/7/28航空发动机原理183. 进气道的主要类型进气道的主要类型 2024/7/28航空发动机原理193. 进气道的主要类型进气道的主要类型 航空发动机原理203. 进气道的主要类型进气道的主要类型 2024/7/28航空发动机原理3. 进气道的主要类型进气道的主要类型 航空发动机原理22 亚音速进气道亚音速进气道 23亚音速亚音速进气道进气道 1. 进气道的流动模型进气道的流动模型l一定的进气道，它的进口一定的进气道，它的进口流动模型取决于流动模型取决于发动机的工发动机的工作状态和飞行的作状态和飞行的M数数。 在设计条件下的流动模型和在设计条件下的流动模型和参数沿流程的变
8、化。参数沿流程的变化。vM1为为压气机压气机进口的进口的M数，数，它决定于发动机的转速它决定于发动机的转速和进口的总温和进口的总温T1*；vMi为为进气道进气道的进口的进口M数，数，决定于决定于M1，与飞行的，与飞行的M数数M0没有直接的关系。没有直接的关系。亚音速亚音速进气道进气道 1. 进气道的流动模型进气道的流动模型M1MiM0v根据根据流量连续有流量连续有等等熵条件（总参数不变）得熵条件（总参数不变）得亚音速亚音速进气道进气道 2. 进气道的流量系数变化进气道的流量系数变化而而q(l li)或或(Mi)主要是决定于发动机的工作状态，主要是决定于发动机的工作状态，M0与与Mi无直接关系。
9、所以，随着飞行无直接关系。所以，随着飞行M数的变数的变化化(或或q(l l0)的变化的变化)， f f是变化的。是变化的。亚音速亚音速进气道进气道 2. 进气道的流量系数变化进气道的流量系数变化(1)当当M0下降时，下降时， f f增加，可大于增加，可大于1，出现如图，出现如图(b)所示的流动模型。若所示的流动模型。若M0=0，则，则F F ，流动模，流动模型如图型如图(a)所示，气流从前面各方进入进气道。所示，气流从前面各方进入进气道。亚音速亚音速进气道进气道 2. 进气道的流量系数变化进气道的流量系数变化(2)当当M0增加时，增加时， F F下降，图下降，图(c)表示表示F F 1时，在进
10、气道前出现脱体激波，如图时，在进气道前出现脱体激波，如图(d)所所示。气流经过正激波，总压有损失，静压上升，激示。气流经过正激波，总压有损失，静压上升，激波后气流继续滞止，直到进气道进口波后气流继续滞止，直到进气道进口Ai截面，截面，M数数达到达到Mi，相应地恰好是发动机对进气道所要求的，相应地恰好是发动机对进气道所要求的q(l li)。如果飞行如果飞行M数有变化，则自动调整激波强度和数有变化，则自动调整激波强度和相对位置。相对位置。亚音速亚音速进气道进气道 2. 进气道的流量系数变化进气道的流量系数变化29亚音速亚音速进气道进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作亚音速进气道在亚音速条件
11、下工作30亚音速亚音速进气道进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作亚音速进气道在亚音速条件下工作31亚音速亚音速进气道进气道 3. 亚音速进气道在亚音速进气道在亚音速亚音速条件下工作条件下工作32亚音速亚音速进气道进气道 4. 亚音速进气道在亚音速进气道在超音速超音速条件下工作条件下工作亚音速亚音速进气道进气道 3. 亚音速进气道在亚音速条件下工作亚音速进气道在亚音速条件下工作2024/7/28航空发动机原理3434超音速超音速进气道进气道 1. 超音速进气道基本工作原理超音速进气道基本工作原理航空发动机原理3535超音速超音速进气道进气道 1. 超音速进气道基本工作原理超音速进气道基本
12、工作原理航空发动机原理3636超音速超音速进气道进气道 1. 超音速进气道基本工作原理超音速进气道基本工作原理航空发动机原理3737超音速超音速进气道进气道 1. 超音速进气道基本工作原理超音速进气道基本工作原理航空发动机原理38超音速超音速进气道进气道 2. 超音速进气道的类型超音速进气道的类型 （a a）混合式进气道）混合式进气道入口气流为超声速；入口气流为超声速；内部气流通道为收敛内部气流通道为收敛-扩张型；扩张型；（b）外压式进气道）外压式进气道入口气流为超声速；入口气流为超声速；内部气流通道为扩张内部气流通道为扩张型；型；（c）内压式进气道）内压式进气道入口气流为飞机速度；入口气流为
13、飞机速度；内部气流通道为收敛内部气流通道为收敛-扩张型；扩张型； 超音速转变为亚音速超音速转变为亚音速全在气流通道里面完全在气流通道里面完成。成。航空发动机原理超音速超音速进气道进气道 （1）外压式进气道）外压式进气道 航空发动机原理超音速超音速进气道进气道 （1）外压式进气道）外压式进气道 航空发动机原理超音速超音速进气道进气道 （1）外压式进气道）外压式进气道 航空发动机原理42超音速超音速进气道进气道 （1）外压式进气道）外压式进气道 航空发动机原理43超音速超音速进气道进气道 （2）内压式进气道）内压式进气道 航空发动机原理超音速超音速进气道进气道 （2）内压式进气道）内压式进气道 4
14、545超音速超音速进气道进气道 （2）内压式进气道）内压式进气道 航空发动机原理超音速超音速进气道进气道 （2）内压式进气道）内压式进气道 航空发动机原理超音速超音速进气道进气道 （2）内压式进气道）内压式进气道 2024/7/28航空发动机原理482024/7/28超音速超音速进气道进气道 （2）内压式进气道）内压式进气道 航空发动机原理49超音速超音速进气道进气道 （3）混合式进气道）混合式进气道 超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性n 超音速进气道的工作特性比较敏感，超音速进气道的工作特性比较敏感，它取决它取决于飞行于飞行M数和发动机的工作状态。数和发动机的工
15、作状态。当偏离设当偏离设计点后，对于不可调节的超音速进气道，飞计点后，对于不可调节的超音速进气道，飞行行M数变化不仅会影响数变化不仅会影响波系角度波系角度，而且与发，而且与发动机工况变化类似，会使进气道出口换算流动机工况变化类似，会使进气道出口换算流量量q(l l1)变化，从而引起变化，从而引起进气道工况进气道工况变化，从变化，从临界转为亚临界或超临界。临界转为亚临界或超临界。（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上波系角度变化，交点不再落在唇口上v 当飞行当飞行M数下降时，如图数下降时，如图(a)所示，激波交点前移，通所示，激波交点前移，通常叫做常叫做亚临界工作状态亚临界工作状态， f f1，
16、要产生较大的附加阻力。，要产生较大的附加阻力。v 当飞行当飞行M数增加时，如图数增加时，如图(b)所示，通常叫所示，通常叫超临界工作超临界工作状态状态，这时候，这时候s si要下降，激波交点进入进气道，有可能要下降，激波交点进入进气道，有可能影响进气道的稳定工作。影响进气道的稳定工作。 超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性(a)(b) （1）波系角度变化，交点不再落在唇口上波系角度变化，交点不再落在唇口上l此外，例如轴对称进气道受到气流迎角或侧滑角的影此外，例如轴对称进气道受到气流迎角或侧滑角的影响时，破坏了波系的对称性，在对称的部位上有可能响时，破坏了波系的对称性
17、，在对称的部位上有可能同时出现上述两种不同的情况。同时出现上述两种不同的情况。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（2）扩压段的正激波被推出口外扩压段的正激波被推出口外l出现这一现象的原因是发动机所需要的流出现这一现象的原因是发动机所需要的流量小于进气道所提供的流量，在压气机前量小于进气道所提供的流量，在压气机前反压增加，正激波前移，直至被推出口外。反压增加，正激波前移，直至被推出口外。 l这种现象出现在发动机转速下降或进口总这种现象出现在发动机转速下降或进口总温温T1*增加的时候增加的时候。 出现这一现象，破坏出现这一现象，破坏了波系的组织，会使了波系的组织，会使
18、si下降，下降， f f1，外阻，外阻增加，并可能导致增加，并可能导致喘振喘振。 超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（3）喘振喘振l正激波被推出口外之后，由于正激波比较正激波被推出口外之后，由于正激波比较强，与锥面附面层干扰的结果很容易出现强，与锥面附面层干扰的结果很容易出现分离分离，在分离之后，损失增加，使喉道的，在分离之后，损失增加，使喉道的有效流通面积减小，流量受堵，迫使激波有效流通面积减小，流量受堵，迫使激波更加前移，强度更加加强，激波直往前推，更加前移，强度更加加强，激波直往前推，直到锥面的顶部附近，附面层比较薄，波直到锥面的顶部附近，附面层比较薄，波后
19、不再分离了，损失突然减少，喉道通畅后不再分离了，损失突然减少，喉道通畅了，激波又后移。了，激波又后移。l由此交替进行，由此交替进行，产生流量和压力的低频大产生流量和压力的低频大振幅脉动，这就是进气道喘振振幅脉动，这就是进气道喘振。 它的危害甚大，不仅使发动机性能下它的危害甚大，不仅使发动机性能下降，面且有可能造成发动机熄火或损坏机降，面且有可能造成发动机熄火或损坏机件。件。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（4）嗡鸣嗡鸣l 当进气道处于当进气道处于超临界工况时超临界工况时，扩压段中正激波扩压段中正激波后移，波的强度加强，当其达到一定强度后，后移，波的强度加强，当其
20、达到一定强度后，会出现强分离造成的高频振动，叫做嗡鸣。会出现强分离造成的高频振动，叫做嗡鸣。l 造成嗡鸣的原因与上面造成嗡鸣的原因与上面(3)相反，是转速上升或相反，是转速上升或进气的总温进气的总温T1*下降，发动机需要更多的流量，下降，发动机需要更多的流量，而流量受到进气道喉道的限制，所以，会使而流量受到进气道喉道的限制，所以，会使正正激波自动地后移激波自动地后移，增加激波强度，使，增加激波强度，使p1*下降，下降，则使压气机进口的则使压气机进口的q(l l1)上升。上升。l当正激波加强到一定的程度时，在扩压段反压当正激波加强到一定的程度时，在扩压段反压的作用下有可能在的作用下有可能在激波后
21、出现分离激波后出现分离，在分离后，在分离后，总压总压p1*下降，下降，激波前移，分离消失激波前移，分离消失，这时总压，这时总压p1*又不适应发动机需要的密流函数，又不适应发动机需要的密流函数，激波又后激波又后移移，由此交替进行，造成压力脉动，出现嗡鸣。，由此交替进行，造成压力脉动，出现嗡鸣。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（4）嗡鸣嗡鸣 嗡鸣的特点是频率高，振幅小，嗡鸣嗡鸣的特点是频率高，振幅小，嗡鸣本身会使发动机的推力略有下降，一般来本身会使发动机的推力略有下降，一般来说，危害不大。但超临界工况本身引起的说，危害不大。但超临界工况本身引起的压力恢复下降，带来推
22、力下降的影响是不压力恢复下降，带来推力下降的影响是不能忽视的。能忽视的。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性喘振与嗡鸣激波位置激波位置频率频率振幅振幅危害危害喘振喘振前移前移低低大大大大嗡鸣嗡鸣后推后推高高小小小小超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（5）共同工作的特）共同工作的特性性图图v进气道的工作情况，取决于发动机工作状进气道的工作情况，取决于发动机工作状态和飞行的态和飞行的M数数。总压恢复系数。总压恢复系数。 式中，式中，A1压气机进口截面积，与压气机进口截面积，与Ai一样，对一样，对于一定的发动机，都是定值。于一定的发动机，都是
23、定值。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性v 因为因为s s是是q(l l1)和和M0的函数，所以，总压恢复的函数，所以，总压恢复系数系数s si可表示为可表示为超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（5）共同工作的特）共同工作的特性性图图超音速进气道与发动机共同工作的特性图超音速进气道与发动机共同工作的特性图超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（5）共同工作的特）共同工作的特性性图图当飞行当飞行M数一定时，随着发动机转速偏离设计值数一定时，随着发动机转速偏离设计值而使而使q(l l1)下降，下降，s si有所增
24、加，当正激波被推出后，有所增加，当正激波被推出后，会使会使 f f下降，外阻增加，并有可能出现喘振；当转下降，外阻增加，并有可能出现喘振；当转速上升时，速上升时， f f =1，外阻也不会变化，而，外阻也不会变化，而s si下降，下降，有可能出现嗡鸣。有可能出现嗡鸣。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（5）共同工作的特）共同工作的特性性图图当发动机转速一定时，随着飞行当发动机转速一定时，随着飞行M数偏离设计值而数偏离设计值而下降，在进气道的前部，斜激波的交点前移，使下降，在进气道的前部，斜激波的交点前移，使f f下下降，外阻增加，在进气道的后部，总温降，外阻增加，
25、在进气道的后部，总温T1*下降，下降，q(l l1)上升，则发动机需要的流量大于进气道供给的流上升，则发动机需要的流量大于进气道供给的流量，自动地调整正激波量，自动地调整正激波后移，并加强。另一方后移，并加强。另一方面由于飞行面由于飞行M数的下降，数的下降， s si仍然还是有所上升。仍然还是有所上升。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（5）共同工作的特）共同工作的特性性图图当飞行当飞行M数上升时，在进气道的前部，斜激波的交点数上升时，在进气道的前部，斜激波的交点要落到进气道内，有可能造成不稳定工作，在进气道要落到进气道内，有可能造成不稳定工作，在进气道的后部，总
26、温的后部，总温T1*上升，上升，q(l l1)下降，则发动机需要的下降，则发动机需要的流量小于进气道供给的流量，自动地谓整正激波前移流量小于进气道供给的流量，自动地谓整正激波前移并减弱，这时候有可能把正激波并减弱，这时候有可能把正激波 推出口外，甚至出现喘振。推出口外，甚至出现喘振。 另一方面，由于飞行另一方面，由于飞行M数数 的增加，的增加，s si是下降的。是下降的。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（5）共同工作的特）共同工作的特性性图图如何得到共同工作的特性图如何得到共同工作的特性图v计算计算v试验试验超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速
27、进气道特性（5）共同工作的特）共同工作的特性性图图（6）调节调节v 从前面的介绍中，可以了解进气道的工作从前面的介绍中，可以了解进气道的工作性能与发动机的工作状态和飞行性能与发动机的工作状态和飞行M数有密切数有密切联系。离开了设计点之后，不仅会降低发动联系。离开了设计点之后，不仅会降低发动机性能，情况严重时，甚至使发动机不能正机性能，情况严重时，甚至使发动机不能正常工作。其中主要的问题是发动机所需要的常工作。其中主要的问题是发动机所需要的流量和进气道所提供的流量不匹配。流量和进气道所提供的流量不匹配。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性调节方案之一是移动中心体，如图
28、所示。当飞调节方案之一是移动中心体，如图所示。当飞行行M数下降时，中心体后移。使斜激波仍然相数下降时，中心体后移。使斜激波仍然相交于唇口，并增大喉道面积，满足发动机的流交于唇口，并增大喉道面积，满足发动机的流量要求。量要求。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（6）调节调节v二元进气道调节的方式，同时改变楔形扳的角度和喉道的二元进气道调节的方式，同时改变楔形扳的角度和喉道的面积，其意义与移动中心体类似。调节方案之二是开放旁面积，其意义与移动中心体类似。调节方案之二是开放旁路门，这对于超音速或亚音速进气道都同样有意义。路门，这对于超音速或亚音速进气道都同样有意义。超音
29、速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（6）调节调节v如图所示，还表示处在如图所示，还表示处在起飞和爬高等亚音速飞起飞和爬高等亚音速飞行时，可以打开旁路门行时，可以打开旁路门进气，一方面可改善唇进气，一方面可改善唇口的流动，另一方面可口的流动，另一方面可直接增加流量以满足增直接增加流量以满足增加推力的要求。加推力的要求。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性（6）调节调节v相反的情况，当飞行相反的情况，当飞行M数上数上升，超音速飞行时，可从升，超音速飞行时，可从另一方向打开旁路门放气，另一方向打开旁路门放气，以防止正激波被推出口外。以防止正激波被推出口外。对于亚音速进气道，打开对于亚音速进气道，打开旁路门往往是专门供地面旁路门往往是专门供地面状态使用，以改善起飞性状态使用，以改善起飞性能。能。超音速超音速进气道进气道 3. 超音速进气道特性超音速进气道特性小结v 进气道的分类进气道的分类v总压恢复系数总压恢复系数s siv流动模型流动模型v工作原理工作原理v喘振与嗡鸣喘振与嗡鸣v超音速进气道与发动机共同工作的特性图超音速进气道与发动机共同工作的特性图v调节调节 进气道进气道
