1、飞机推进系统原理第1讲 超音速进气道的工作原理 Fig.1 A Whittle-type turbo-jet engine4进气系统的基本工作原理123超音速进气道特性超音速进气道不稳定工作超音速进气道的调节理解（难点）掌握（重点）知道DEEPLYHOWWHYWHAT 进气系统是什么 -功用 -组成 -要求 为什么要研究 -发动机的需要 -空气流动品质影响发动机性能 基本工作原理 -性能参数 -基本工作原理 -超音速进气道的种类 外压式超音速进气道工作原理 带喉部的外压式超音速进气道苏-27(PLA Air Force)苏-30(PLA Air Force)F-16(U.S.Air Force
2、)幻影2000幻影IVF-14(U.S.Air Force)F-15(U.S.Air Force)F-18(U.S.Air Force)F-22(U.S.Air Force)X-43F-35(U.S.Air Force)X-32X-45AX-47BB-2F-117Tu-22MTu-160C-17C-5波音-777 组成v 进气道v 辅助进气系统v 辅助放气系统v 进气道防喘调节系统v 附面层控制系统 功用v 吸气，以较小的损失向发动机提供所需要的空气；v 压缩空气。损失小（内部、外部）；工作稳定性好（所有状态下）；高流通能力；提供均匀的气流流场；RCS小，隐身效果好；重量轻、尺寸小、结构简单；
3、工作可靠，维修简便。（1）进气道总压恢复系数进气道捕获面积示意图11*1*0ipp表征气体流动的流动损失（1）进气道总压恢复系数总压恢复和冲压比与马赫数关系1等熵压缩2激波系（标准条件下总压恢复与马赫数关系）3正激波（2）进气道外部阻力系数max20021AVFCxxi外部阻力附加阻力壳体阻力放气阻力附面层泄除阻力表征进气道外部阻力的大小（3）进气道冲压比00.511.522.530510152025303540MachPi进气道冲压比随Mach数的变化曲线1200*1)211(Mppiv表征进气道增压能力的大小（4）进气道流量系数进气道捕获面积示意图11表征进气道流通能力的大小iiaaiAA
4、VAVAWW000000max（5）进气道流场畸变指数 流场畸变：进气道出口截面气流参数的不均匀性。稳态、动态压力、温度、速度周向、径向流场畸变指数表征进气道出口流场品质的好坏。（5）进气道流场畸变指数 -400-2000200400-400-300-200-1000100200300400707580859095进气道出口截面典型压力图谱（5）进气道流场畸变指数G.E.公司*av,1*min,1*max,1PPPD n1in1i*av,1*1DA)i(r1)i(r)i(P)i(PK1mincr*av,1*av,1crq)(PP)(DC-400-2000200400-400-300-200-1
5、000100200300400707580859095R.R.公司俄罗斯0W一道正激波+一道斜激波一道正激波0.78S0.93S超音速气流一次转折与两次转折总压恢复的比较激 波 波 系波后M数总压恢复总压恢复正激波0.5770.720.72一道斜激波正激波楔板角120441.160.870.866正激波0.8680.996二道斜激波正激波楔板角110361.6170.980.926楔板角212391.120.947正激波0.89650.9982来流马赫数M0=2.0用一个精心组织的激波系来代替强的正激波，实现减速增压。正激波斜激波1M1M超声速压缩区亚声速压缩区斜激波正激波 二元进气道轴对称进
6、气道 F-18E/F/G X-43外压式进气道后掠双斜面压缩 F-22F-16飞机进气道总压恢复各种类型进气道的i随设计飞行M数Md的变化趋势阻滞面“N1”波系阻滞面斜激波反压正激波 斜激波位置对气流流动的影响斜激波的有利位置：交于唇口 正激波位置对气流流动的影响正激波的有利位置：进口端面 带喉部的外压式进气道ttttmmqATpKqATpK*00*0*0iiisttAAppTT0*0*0*、itisittqqAAA0isopttqA0,附面层对进气道的影响及其控制技术 附面层对进气道的影响及其控制技术 飞机/进气系统/发动机既相互独立又紧密相联，进气系统工作好坏直接影响发动机的性能；进气道的
7、基本性能参数定义及其物理含义；（掌握）超音速进气道工作原理是用一个精心组织的激波系来代替强的正激波，实现减速、增压的目的；（理解）外压式进气道的波系形成与最佳位置。（理解）版权单位空军工程大学制作单位空军工程大学拍摄时间2013.6.26 S S弯（蛇形）进气装置弯（蛇形）进气装置The Versatile Integrated Inlet Propulsion Aerodynamics Rig S S弯（蛇形）进气装置弯（蛇形）进气装置Mach number contours along the centerline plane of the AIFC inlet and fan第2讲 超音
8、速进气道特性及调节 掌握知道理解（重难点）工作状态 工作状态的划分 工作状态的判断 波系图 变化规律 变化原因分析 喘振现象及机理 痒振现象及机理 稳定工作裕度 为什么要调节？调节机理 调节方法节流特性不稳定工作非设计调节 几个概念v 超音速进气道特性v 节流特性v 速度特性 外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的划分M0=M0d临界工作状态 特征：喉部达音速，闭合激波位于唇口前缘临界工作状态波系图 外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的划分M0=M0d超临界工作状态 特征：喉部超音速，闭合激波位于唇口前缘，扩散段有结尾激波超临界工作状态波系图 外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的划分
9、M0=M0d亚临界工作状态 特征：喉部亚音速，闭合激波离开唇口亚临界工作状态波系图 外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的划分M0M0d三种工作状态波系图 外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的划分 外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的划分共同点 M数决定唇口前斜激波系位置；发动机流通能力决定闭合激波和结尾激波位置。进气道工作状态取决于发动机的工作状态。外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的判断临界流通能力：q(1)cr1()crqcrmttttmqATpKqATpK)()(11*1*1*)()(11ttcrqAAq1ataWWtt11闭合激波正好处于喉道或唇口时进气道出口流通能力。
10、外压式进气道的三种工作状态v 工作状态的判断由发动机工作状态确定：q(1)由A1、At和 t 确定：q(1)cr比较：q(1)=q(1)cr：临界 q(1)q(1)cr：超临界 q(1)q(1)cri=1.0 i(id )Cxi=Cxid(最小)外压式进气道的节流特性分析亚临界状态需气量闭合激波前移管外损失先减后增。q(1)q(1)cri Cxid 外压式进气道的节流特性 M0Md时的情况v 特性线上移v iMd时的情况 特性线下移i 普遍减小 Cxi普遍减小 稳定工作范围急降 外压式进气道的不稳定工作：喘振v 时机：超音速（），亚临界v 现象：气流轴向、低频（515Hz）、大幅度振荡（平均值
11、的3050），机头有爆音，剧烈抖动，产生周期性推力脉动。v 危害：进气道打坏，严重时压气机喘振，主燃烧室熄火。0M 1.4 1.5 外压式进气道的不稳定工作：喘振 v 机理节流闭合激波前移破坏斜激波系滑流层进入压缩流管反压 气流喷出（溢流）完全破坏斜激波系反压闭合激波后移发动机状态不变，如此反复滑流层 外压式进气道的不稳定工作 v 喘振的预防根据滑流层准则设计；开设附面层抽吸孔；扰流器。v 喘振的消除采用可调节的进气道 打开放气门：q(1)e 锥体或斜板伸出：q(1)cr 增大发动机状态：q(1)e 减小来流马赫数：q(1)e q(1)cr 外压式进气道的不稳定工作：痒振（嗡鸣）v 时机：超临
12、界工作状态v 现象：气流高频(100250Hz)，小幅(平均值的5%15%)振动。v 危害：压气机稳定工作裕度降低，影响飞行员生理。v 机理内通道附面层与结尾激波相互作用，形成脱体区的非定常性。外压式进气道的不稳定工作 v 痒振的预防和消除吸除附面层；发动机节流；进气道调节（收回锥体或斜板）。进气道的稳定工作裕度 迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响正面轴对称进气道阶梯锥体统流的对称性遭到破坏，使内通道空气流动性质改变；气流非定常性和周向不均匀性，导致i、i 和和SMi降低；正攻角、负攻角和侧滑角一样敏感。迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响二元进气道的典型布局A 机身侧楔板垂直布局B 机身侧楔板
13、水平布局C 机翼下楔板水平布局D 机翼上楔板水平布局ABCD 迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响楔板上水平布局BB 迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响楔板上水平布局BB不同迎角下的节流特性 迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响楔板垂直布局局部洗流角大于攻角；在斜吹风下，尖楔绕流成空间；迎风面形成激波，背风面形成膨胀波；i、i 降低，出口流场不均匀性急剧增大。A A 迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响翼下布局超音速进气道具有最好的大迎角特性；在迎角达1520前，总压恢复不降低；迎角减小（负攻角）时，特性变差。C 迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响翼上布局超音速进气道为降低雷达对目标的发现设计的；以
14、损失进气道性能为代价的；大迎角时，进气道前附面层增厚，出现脱体区，加剧发动机进口处气流的不均匀性和非定常性。D 迎角、侧滑角变化对进气道特性的影响典型超音速进气道布局总压恢复与迎角关系1轴对称进气道2机身侧布局二元进气道3机翼下楔板水平布局4机翼上楔板水平布局唇口气流分离大 损失；严重时将引起喉道壅塞，产生闭合激波 损失。措施：唇口外缘可调（适用于二元进气道）；设置辅助进气门。涡流区激波 为什么需要调节？调节的基本原理v 改变进气道的q(1)cr，使其与发动机进口流量系数基本保持一致，即：q(1)cr q(1)e 调节原则v 让进气道始终处于轻微的超临界工作状态，使进气道在保持性能良好的条件下
15、具有足够的工作稳定性。调节方法v 内通道流动 Atcrq)(1creiqqq)()()(111放气减轻亚临界状态增大流通能力 调节方法v 外通道流动l减小外部阻力斜激波位置 具体调节措施v 调节进气道斜板角度（苏27、30飞机采用）具体调节措施v 调节中心锥体位置（歼7飞机采用）具体调节措施v 辅助调节措施 外压式进气道三种工作状态（临界、亚临界、超临界）及其判断方法；（掌握）外压式进气道的节流特性；（掌握）外压式进气道的不稳定工作；（理解）超声速进气道的调节机理、方法及措施。（掌握）研讨主题v 超音速二元斜板进气道最佳波系的选择 思路：v 激波损失的计算方法；v 最佳波系选择的理论；v 确定最佳波系（斜板角度）。
