发动机部件-进气道课件.ppt

1、飞机发动机及控制飞机发动机及控制发动机部件发动机部件发动机部件发动机部件五大部件（五大部件（componentcomponent）进气道（进气道（inlet ductinlet duct）压气机（压气机（compressorcompressor）燃烧室（燃烧室（burnerburner）涡轮（涡轮（burbineburbine）尾喷管（尾喷管（nozzlenozzle）进气道进气道 进气道进气道进气道的进气道的功用功用是是: : 在各种状态下在各种状态下, , 将将足够量足够量的空气的空气, , 以以最小的流动最小的流动损失损失, , 顺利地引入压气机。顺利地引入压气机。 涡轮发动机进气道涡轮

2、发动机进气道涡轮发动机涡轮发动机进气道的功用：进气道的功用：冲压恢复（压力恢复）冲压恢复（压力恢复）尽可能多的恢复自由气尽可能多的恢复自由气流的总压并输入该压力到压气机。流的总压并输入该压力到压气机。提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作. .当当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, , 通过冲压压缩空气通过冲压压缩空气, , 提高空气的压力。提高空气的压力。 进气道类型进气道类型 进气道组成进气道组成 进气道参数进气道参数 总压恢复系数总压恢复系数 冲压比冲压比 空气流量空气流量 流量系数流量系数进气道的

3、类型进气道的类型亚音进气道亚音进气道超音进气道超音进气道扩张形扩张形收敛形收敛形内压式内压式外压式外压式混合式混合式进气道进气道进气道参数进气道参数总压恢复系数总压恢复系数： i i=P=P1 1* */P/P0 0* *P P1 1* * 进气道出口截面的总压进气道出口截面的总压P P0 0* * 进气道前方来流的总压进气道前方来流的总压飞行中亚音速飞机进气道的总压恢复系数：飞行中亚音速飞机进气道的总压恢复系数： 0.94 0.94i i0.980.98进气道出口流场不均匀会导致压气机喘振、进气道出口流场不均匀会导致压气机喘振、燃烧室熄火。燃烧室熄火。亚音速进气道性能参数亚音速进气道性能参数

4、1.1.总压恢复系数总压恢复系数进气道出口处的总压与来流总压之比。进气道出口处的总压与来流总压之比。总压恢复系数是总压恢复系数是小于小于1 1的一个数字。小于的一个数字。小于1 1的原因由于的原因由于流动流动损失损失，使总压下降的结果。，使总压下降的结果。 流动损失包括有流动损失包括有唇口损失和内部流动损失。唇口损失和内部流动损失。内部流动损失包括粘性摩擦损失和气流内部流动损失包括粘性摩擦损失和气流分离损失。分离损失。 为了减小流动损失为了减小流动损失, , 在维修过程中特别注意不要损坏进气道的形在维修过程中特别注意不要损坏进气道的形面面, , 保持壁面的光滑保持壁面的光滑。 进气道出口处的总

5、压与远前方气流静压的比值进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值2.2.进气道的冲压比进气道的冲压比： i i=P=P1 1* */P/P0 0* *冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩程度越大。程度越大。0*1PPI12211OiRTV冲压比随飞行速度的变化规律冲压比随飞行速度的变化规律影响进气道冲压比的因素有：影响进气道冲压比的因素有：流动损失；飞流动损失；飞行速度和大气温度。行速度和大气温度。流动损失：流动损失：当大气温度和飞行速度一当大气温度和飞行速度一定时，定时，流动流动损失大，冲压比低；损失大，冲压比低；飞行速度：飞行速度：当大气温度和流

6、动损失当大气温度和流动损失一定时，一定时，飞行飞行速度大，冲压比高；速度大，冲压比高；大气温度：大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，当飞行速度和流动损失一定时，大气大气温度高，冲压比低。温度高，冲压比低。 大气温度是随着飞行高度而变化的。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，在当飞行速度和流动损失一定时，在对流层对流层内内, , 随着飞随着飞行高度的增高行高度的增高, , 大气温度下降大气温度下降, , 所以冲压比上升；所以冲压比上升； 在在同温层同温层内内, , 由于大气温度不再随高度而变化由于大气温度不再随高度而变化, , 这时这时进气道的冲压比也就不随高度而变化

7、进气道的冲压比也就不随高度而变化, , 保持常数。保持常数。 亚音速进气道组成亚音速进气道组成亚音速进气道是亚音速进气道是扩张形扩张形的的管道管道。它由。它由壳体壳体和和前整流前整流锥锥组成，进口部分为圆形唇口，内部通道为扩张通组成，进口部分为圆形唇口，内部通道为扩张通道，是气流在进气道内减速增压。道，是气流在进气道内减速增压。 进气道内气流变化规律进气道内气流变化规律前一段气流参数的变化规律前一段气流参数的变化规律是是: 速度下降速度下降, 压压力和温度升高力和温度升高, 也就是空气受到压缩也就是空气受到压缩, 由于空由于空气本身速度降低而受到的压缩叫做气本身速度降低而受到的压缩叫做冲压压缩

8、冲压压缩; 整流锥后整流锥后气流速度稍有上升气流速度稍有上升,压力和温度稍有压力和温度稍有下降下降, 这样可以使气流比较均匀地流入压气机这样可以使气流比较均匀地流入压气机保证压气机的正常工作保证压气机的正常工作 进气道内所进行的能量转换是进气道内所进行的能量转换是动能动能转变为转变为压压力位能力位能和和热能热能 整流锥：整流锥：前整流锥前整流锥和和后整流锥后整流锥。气体经过气体经过“冲压压缩冲压压缩”后，流经整流锥后气体速后，流经整流锥后气体速度稍有上升，压力和温度稍有下降，是气流比较度稍有上升，压力和温度稍有下降，是气流比较均匀的流入压气机保证压气机的正常工作。均匀的流入压气机保证压气机的正

9、常工作。亚音速进气道性能参数亚音速进气道性能参数3.3.空气流量空气流量单位时间流入进气道的空气质量称为单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量空气流量。单位是单位是: :公斤秒。公斤秒。)(0*0*,MaqATpKAVqoam影响流量的因素有影响流量的因素有: : 大气密度大气密度, , 飞行速度飞行速度和和压气机的转速压气机的转速。大气密度越高大气密度越高, , 进入发动机的空气流量越多进入发动机的空气流量越多, ,而大而大气密度受大气温度和飞行高度的影响气密度受大气温度和飞行高度的影响大气温度越高大气温度越高, , 则空气的密度越低；则空气的密度越低；飞行高度越高飞行高度越高, , 空气

10、的密度也越低；空气的密度也越低；飞行速度越大飞行速度越大, , 则进入发动机的空气流量也越多则进入发动机的空气流量也越多; ;压气机转速越高压气机转速越高, , 进入发动机的空气流多。进入发动机的空气流多。 4.4.流量系数流量系数 进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面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积的比值为流量系数流量系数。 进气道流量系数的变化规律进气道流量系数的变化规律 当当V V=0=0，MaMa=0=0时，时， 。 当当MaMai i MaMa时，时， 。 当当MaMai i MaMa时，时， 。 当当MaMai i MaMa时，时， 。 iOiAAiiii亚

11、音速进气道亚音速进气道超音速进气道超音速进气道超音速进气道超音速进气道超音速进气道分为：超音速进气道分为：内压式内压式、外压式和混合式外压式和混合式三种类型三种类型。内压式：内压式：内压式超音速进气道是一个先收敛后扩张形的管内压式超音速进气道是一个先收敛后扩张形的管道。气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。道。气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。使超音速气流变为亚音速利用使超音速气流变为亚音速利用扩压降速扩压降速原理原理内压式进气道存在着所谓内压式进气道存在着所谓“起动起动”问题问题, , 妨碍着它的实妨碍着它的实际应用际应用。 外压式外压式：外压式超音速进气道的原理是利用：外压式超

12、音速进气道的原理是利用一道或多道斜一道或多道斜激波加上最后一道正激波激波加上最后一道正激波使超音速气流变为亚音速。使超音速气流变为亚音速。外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为2.0以下以下时使时使用用。 混合式：混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压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组成。超音速气流在进气道以外压缩后, , 仍然是仍然是超音速超音速, , 再进入进气道以内继续压缩再进入进气道以内继续压缩, , 通过喉部通过喉部或扩张段中的正激波转变为亚音速。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进气道的优点, , 飞行马赫数飞行马赫数大于大于2.02.0 的飞机上的飞机上很多采用混合式进气道很多采用混合式进气道。