第6次課 進氣道(1).ppt

1、第五章 進氣道,定義 狹義：從飛機或發(fā)動機短艙進口到壓氣機進口的一段管道（對于渦噴發(fā)動機） 短艙進口到風扇進口（對于渦扇發(fā)動機） 廣義：指進氣系統(tǒng)，除了上述管道之外，還包括防喘裝置、附面層吸除裝置、自動控制裝置、防止外來物進入的防護裝置等 本課程中所指的一般為進氣系統(tǒng),5.1 概述,5.1 概述,進氣道的功用 在各種狀態(tài)下, 將足夠量的空氣, 以最小的流動損失, 順利地引入壓氣機，并在壓氣機進口形成均勻的流場以避免壓氣機葉片的振動和壓氣機失速; 當飛行馬赫數(shù)大于壓氣機進口處的氣流馬赫數(shù)時, 通過沖壓壓縮空氣, 提高空氣的壓力。 渦輪噴氣發(fā)動機的進氣道分類 亞音速進氣道 主要用于民用航空發(fā)動機，

2、而且為單狀態(tài)飛機 大多采用擴張形、幾何不可調的亞音速進氣道 超音速進氣道 可分為內壓式、外壓式和混合式三種,5.1 概述,對進氣道最基本性能要求是： 飛機在任何飛行狀態(tài)以及發(fā)動機在任何工作狀態(tài)下，進氣道都能以最小的總壓損失滿足發(fā)動機對空氣流量的要求。 損失越小，發(fā)動機的增壓比越高，推力越大；而外部阻力小則會直接增大發(fā)動機的有效推力。 使氣流以均勻的速度和壓力進入壓氣機。從而保持壓氣機有較高的效率和工作穩(wěn)定。 在各種非設計狀態(tài)和較大的工作范圍內保證穩(wěn)定工作，尤其對超聲速進氣道。,5.1 概述,1、空氣流量 qm：每秒中流過進氣道的空氣質量。 計算公式 影響因素 大氣密度, 飛行速度V和壓氣機的轉

3、速n 大氣密度越高, 進入發(fā)動機的空氣流量越多 大氣密度受大氣溫度和飛行高度H的影響 飛行速度V越大, 則進入發(fā)動機的空氣流量也越多 壓氣機轉速n越高, 進入發(fā)動機的空氣流量越多 壓氣機的轉速n將影響壓氣機進口處氣流參數(shù)及進氣道前方氣流的流動狀況。,性能參數(shù),性能參數(shù) 2、總壓恢復系數(shù)（掌握）,5.1 概述,總壓恢復系數(shù)是描述氣流經(jīng)過進氣道時流動損失大小的指標。由于氣流流過進氣道時總會有各種原因引起的能量損失，所以，總壓恢復系數(shù)總小于1。,性能參數(shù) 3、沖壓比（掌握） 影響沖壓比的因素有3個：流動損失、飛行速度、大氣溫度。,5.1 概述,性能參數(shù) 4、畸變指數(shù) 流場出口截面中最高總壓和最低總壓

4、之差與最高總壓之比叫畸變指數(shù)。它是描述進氣道出口氣流分布狀態(tài)的參數(shù)?；冎笖?shù)越小，說明出口流場越均勻。 5、流量系數(shù)（了解）,5.1 概述,5.1 概述,性能參數(shù) (11km),5.1 概述,性能參數(shù)(0km),5.2 進氣道工作原理,(一)什么是動力壓縮 在飛行中，發(fā)動機前方的空氣經(jīng)進氣道流過壓氣機(見圖21)。進氣道前方未受擾動氣流的速度(即圖上00截面處的氣流速度)，與飛行速度大小相等，方向相反?？諝饬鞒鲞M氣道的速度(c1)就是壓氣機的進口氣流速度。,一、空氣流經(jīng)進氣道時的動力壓縮器過程,5.2 進氣道工作原理,(一)什么是動力壓縮 在飛行速度大于壓氣機進口氣流速度的情況下，空氣流過進氣

5、道，流速減小，壓力和溫度升高，空氣受到了壓縮。空氣由于本身速度降低而受到的壓縮，叫做動力壓縮。在飛行速度小于壓氣機進口氣流速度的情況下，空氣流過進氣道時，流速增大，壓力和溫度降低，這時沒有動力壓縮。 目前，飛機平飛時的速度，一般都大于壓氣機進口氣流速度。因此，在飛行中空氣流過進氣道時，一般都受到動力壓縮。,一、空氣流經(jīng)進氣道時的動力壓縮器過程,5.2 進氣道工作原理,(二)動力壓縮器過程中的流動損失 空氣流經(jīng)進氣道時的流動損失，包括摩擦損失、分離損失和激波損失等三種。 1.摩擦損失 進氣道內的摩擦損失是由于空氣具有粘性，在管壁表面形成了附面層而產(chǎn)生的。摩擦損失的大小，除了取決于氣流速度以外，還

6、直接與進氣道管壁的光滑程度有關。因此，機務人員應當重視進氣道的維護工作，注意防止劃傷進氣道的表面，并且保持進氣道的清潔，以免增大摩擦損失，使發(fā)動機推力減小。,一、空氣流經(jīng)進氣道時的動力壓縮器過程,5.2 進氣道工作原理,(二)動力壓縮器過程中的流動損失 2.分離損失 分離損失主要是由于氣流在進氣道進口的流動方向與進氣道前緣內壁的方向不一致而產(chǎn)生的。當進口的氣流方向與進氣道前緣內壁的方向不一致時，由于氣流轉彎時慣性離心力的作用(見圖22)，,一、空氣流經(jīng)進氣道時的動力壓縮器過程,(二)動力壓縮器過程中的流動損失,2.分離損失 進氣道前緣內壁附近的空氣壓力降低，在前緣內壁附近會出現(xiàn)與氣流流動方向相

7、反的壓力差，發(fā)生分離現(xiàn)象，而造成氣流分離損失。為了減小氣流分離損失，進氣道前緣應做成流線形，使氣流逐漸地改變流動方向，避免產(chǎn)生嚴重的分離現(xiàn)象。,(二)動力壓縮器過程中的流動損失,3.激波損失 超聲速氣流流過激波后，雖壓力升高，但氣體受到猛烈撞擊，速度突然減小，有一部分機械能轉換成熱能。所以，氣體通過激波后，總壓下降，這種由于激波而引起的總壓損失叫激波損失。 超音速飛行時，空氣以超音速流向進氣道。要把超音速氣流變成亞音速氣流，不可避免地要產(chǎn)生激波損失。 在亞音速飛行中，由于亞音速進氣道采用較厚的圓頭流線前緣。當飛行速度較大時，便可能使前緣局部氣流速度超過音速，從而引起局部激波損失。,(二)動力壓

8、縮器過程中的流動損失,3.激波損失 激波損失的大小用激波后氣體的總壓與激波前氣體總壓的比值來表示。即“激波壓力系數(shù)”。 (51) 激波壓力系數(shù)越接近于1，激波損失越??；激波壓力損失越小于1，激波損失越大。,(二)動力壓縮器過程中的流動損失,摩擦損失、分離損失和激波損失的存在，使空氣的一部分機械能不可逆地轉換成熱，因此，壓氣機進口空氣總壓小于進氣道前方未擾動的空氣總壓。損失越大，壓氣機進口空氣總壓減小得越多。,5.2 進氣道工作原理,(三)沖壓比和影響沖壓比的因素 1.沖壓比 動力壓縮的程度，可以用沖壓比表示。壓縮器進口空氣壓力(p1)與大氣壓力(p0)的比值，叫做沖壓比，用符號沖表示。即： (

9、52) 沖壓比的大小，說明空氣經(jīng)過沖壓壓縮以后，壓力提高的倍數(shù)。沖壓比越大，表示空氣被壓縮得越厲害。,一、空氣流經(jīng)進氣道時的動力壓縮器過程,5.2 進氣道工作原理,(三)沖壓比和影響沖壓比的因素 1.沖壓比 為了運算方便，也常用壓縮器進口空氣總壓與大氣壓力的比值作為沖壓比，用符號*沖表示，即： (53) 用氣體動力學的能量方程，可以推導出沖壓比的公式如下。 考慮到氣體在進氣道內的流動是絕能的，可以寫出氣體從00截面流到11截面的能量方程為(見圖53)：,一、空氣流經(jīng)進氣道時的動力壓縮器過程,(三)沖壓比和影響沖壓比的因素,將上式等號的左邊改用滯止參數(shù)，則上式變?yōu)椋?用 除上式得：,(1),(三

10、)沖壓比和影響沖壓比的因素,絕熱過程中，溫度比和壓力比的關系為：,把(1)式中的溫度比換成壓力比，就可以得到?jīng)]有損失時的沖壓比公式：,(三)沖壓比和影響沖壓比的因素,上式中，p1理*是沒有流動損失時壓縮器進口處的空氣總壓。由于,把上式中的飛行速度換成飛行M數(shù)，沖壓比的公式還可以寫成：,代入上式，得：,(54),(三)沖壓比和影響沖壓比的因素,2.影響沖壓比的因素 從公式(54)可以看出，影響沖壓比的因素有飛行速度(V)、大氣溫度(T0)和流動損失。下面進行分析。 (1)飛行速度 大氣溫度不變時，飛行速度越大，空氣流過進氣道時速度降低得越多，有更多的動能用來提高空氣的壓力，所以飛行速度增大時沖壓

11、比增大。,(三)沖壓比和影響沖壓比的因素,2.影響沖壓比的因素 (1)飛行速度 圖24的曲線表示在沒有流動損失的情況下。沖壓比隨飛行速度變化的情形。圖上表明，飛行速度增大時，沖壓比增大，而且飛行速度越大，沖壓比增加得越快,(三)沖壓比和影響沖壓比的因素,2.影響沖壓比的因素 (2)大氣溫度 飛行速度保持不變時，大氣溫度越低，空氣越易于壓縮，沖壓比越大；反之，大氣溫度越高，沖壓比越小。 飛行高度變化時，沖壓比是否變化，取決于大氣溫度的變化。在11000米高度以下，飛行高度升高時，大氣溫度降低，沖壓比增大；在11000米高度以上，飛行高度改變時，大氣溫度保持不變，沖壓比也就保持不變。,(三)沖壓比

12、和影響沖壓比的因素,2.影響沖壓比的因素 (2)大氣溫度 在沒有流動損失的情況下，沖壓比隨飛行高度變化的情形，如圖25的曲線所示。,(三)沖壓比和影響沖壓比的因素,2.影響沖壓比的因素 (3)流動損失 動力壓縮過程中的流動損失，使壓縮器進口的空氣總壓小于沒有流動損失時的空氣總壓，因此流動損失增大，沖壓比減小。另外，有了流動損失，由于壓縮器進口空氣壓力的降低，還會引起發(fā)動機的空氣流量減小。 沖壓比和空氣流量的減小，將導致發(fā)動機的推力減小。流動損失越大，發(fā)動機推力減小的越多。,亞音速進氣道舉例,5.3 亞音速進氣道,亞音速進氣道舉例,5.3 亞音速進氣道,5.3 亞音速進氣道,亞聲速進氣道是在亞聲

13、速和低超聲速（Ma1.5）飛行范圍內使用的進氣道。 亞音速進氣道大致可分為收斂形和擴散形兩種，進氣道的形狀不僅對內部流動損失有影響，而且對外部阻力也有很大影響。下面分析空氣在收斂形和擴散形進氣道內的流動情形。 (一)空氣流過收斂形進氣道的情形 飛行速度大于壓縮器進口氣流速度時，空氣流過收斂形進氣道的情形，如圖26所示。,5.3 亞音速進氣道,(一)空氣流過收斂形進氣道的情形 由于飛行速度大于壓縮器進口氣流速度，空氣從未擾動的邊界00截面開始，01段內進行動力壓縮，流速減小，壓力和溫度相應地升高。,5.3 亞音速進氣道,(一)空氣流過收斂形進氣道的情形 空氣流入進氣道以后，在收斂形管道中，速度略

14、為增大，壓力和溫度略有降低。由于空氣流入壓縮器時的速度小于飛行速度，所以空氣流入壓縮器時的壓力和溫度比00截面處的空氣壓力和溫度高。 由此可見，在飛行速度大于壓縮器進口氣流速度的情況下，采用收斂形進氣道，空氣的動力壓縮完全是在進氣道前完成的。,5.3 亞音速進氣道,(一)空氣流過收斂形進氣道的情形 飛行速度小于壓縮器進口氣流速度時，空氣不受動力壓縮，從00截面開始，在整個01段內，氣流速度從飛行速度增大到壓縮器進口氣流速度，空氣壓力和溫度則相應地降低，如圖27所示。,5.3 亞音速進氣道,(二)空氣流過擴散形進氣道的情形 飛行速度大于壓縮器進口氣流速度時，空氣流過擴散進氣道時的情形，如圖28所

15、示。 由于進氣道呈擴散形，空氣在進氣道前和進氣道內，氣流速度一直減小，從飛行速度逐漸減小到壓縮器進口氣流速度，壓力和溫度相應地升高。,5.3 亞音速進氣道,(二)空氣流過擴散形進氣道的情形 由此可見，在飛行速度大于壓縮器進口氣流速度的情況下，空氣流過擴散形進氣道時，動力壓縮不僅在進氣道內進行，而且也在進氣道前進行。 在飛行速度小于壓縮器進口氣流速度的情況下，空氣流過擴散形進氣道時，從00截面開始，在01段內，由于壓縮器的吸力作用，氣流速度逐漸增大，壓力和溫度相應地降低；空氣流入進氣道以后，由于管道擴散，氣流速度略為減小，壓力和溫度略有提高(見圖29)。,5.3 亞音速進氣道,(二)空氣流過擴散

16、形進氣道的情形 然而，由于飛行速度小于壓縮器進口氣流速度，總的來說，空氣流過進氣道時，氣流速度是增大的，壓力和溫度有所降低，所以在這種情況下也沒有動力壓縮。,5.3 亞音速進氣道,(三)兩種進氣道的比較 1.比較兩種進氣道內部流動損失大小 空氣流過擴散形進氣道時，空氣壓力沿流動方向逐漸增大，存在著反壓差，容易引起氣流分離；而空氣流過收斂形進氣道時，空氣壓力沿流動方向逐漸減小，不存在反壓差，氣流不容易分離。其次當氣流加速流向進氣道時，對于收斂形進氣道，由于氣流在進氣道前和進氣道內都是加速流動，氣流在進氣道前緣內壁附近流動方向的轉折較小，不容易在前緣內壁發(fā)生分離，即便發(fā)生分離，也由于氣流在進氣道內

17、加速流動，分離區(qū)不會擴大，如圖210a所示。,5.3 亞音速進氣道,(三)兩種進氣道的比較 1.比較兩種進氣道內部流動損失大小 如果是擴散形進氣道，由于氣流在進氣道前緣內壁附近流動方向的轉折較大，容易發(fā)生分離，而且一旦發(fā)生分離，由于氣流在進氣道內作減速流動，分離迅速擴大，如圖210b所示。由此可見，空氣流過收斂形進氣道時的流動損失比流過擴散形進氣道時的小。此外，由于氣流在收斂形進氣道內作加速流動，壓縮器進口氣流速度分布也比較均勻。因此，從動力壓縮的效果看，采用收斂形進氣道比較有利。,5.3 亞音速進氣道,(三)兩種進氣道的比較 2.比較兩種進氣道外部阻力的大小 在飛行速度比壓縮器進口氣流速度大

18、得很多的情況下，收斂形進氣道前空氣的動力壓縮程度很大，氣流在進氣道前緣外壁附近發(fā)生很大的轉折(見圖211)， 因而產(chǎn)生嚴重的氣流分離現(xiàn)象， 使進氣道外部阻力劇烈增大。,5.3 亞音速進氣道,(三)兩種進氣道的比較 2.比較兩種進氣道外部阻力的大小 對于擴散形進氣道，由于氣流再在進氣道內能夠進行一定程度的動力壓縮，進氣道前動力壓縮的程度減小，氣流擴散的程度隨著減小，所以在進氣道 前緣外壁附近不會發(fā)生嚴重的 氣流分離現(xiàn)象，外部阻力也就 較小。因此，從外部阻力看， 采用擴散形進氣道比較有利。,5.3 亞音速進氣道,(三)兩種進氣道的比較 綜上所述，收斂形進氣道的內部流動損失較小，但在飛行速度比壓縮器進口氣流速度大得很多的情況下，外部阻力較大；擴散形進氣道的外部阻力較小，但內部的流動損失較大，尤其在飛行速度較小的時候，在進氣道前緣內壁附近氣流容易分離，而且一旦發(fā)生了氣流分離現(xiàn)象，分離區(qū)將迅速擴大，在這種情況下，內部流動損失更大。由此可見，收斂形進氣道和擴散形進氣道各有優(yōu)缺點，究竟采用哪種為好，還必須根據(jù)具體情況作具體的分析。,5.3 亞音速進氣道,(三)兩種進氣道的比較 根據(jù)大量實驗材料得知，當飛行速度未超過壓縮器進口氣