航空发动机原理.ppt

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1、AERO-ENGINE—INLET主要内容亚音速进气道超音速进气道进气道防冰CDAVTC定义狭义：从飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一段管道（对于涡喷发动机）短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机）广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防喘装置、附面层吸除装置、自动控制装置、防止外来物进入的防护装置等CDAVTC在各种状态下,将足够量的空气,以最小的流动损失,顺利地引入压气机并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机叶片的振动和压气机失速;当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,提高空气的压力。进气道的功用CDAVTC亚音速进气道主要用于民用航

2、空发动机，而且为单状态飞机大多采用扩张形、几何不可调的亚音速进气道超音速进气道可分为内压式、外压式和混合式三种进气道分类CDAVTC亚音速进气道组成壳体和前整流锥站位分析0－0截面进气道前气流未受扰动处的截面01－01截面进气道的进口1－1截面进气道的出口CDAVTC进气道的要求进气道要在任何情况下满足气流速度的转变进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定的，而进气道出口的气流速度是由发动机的工作状态决定的一般情况下，进气道前方气流与出口的速度是不相等的对进气道最基本性能要求是：飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状态下，进气道都能以最小的总压损失满足发动机对空气

3、流量的要求。CDAVTC通道形状0-0与01-01间前一段是扩张形的管道前整流锥后的管道稍有收敛进气道内参数变化规律扩张段收敛断气流速度稍有上升,压力和温度稍有下降,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。CDAVTC亚音速进气道内部气体流动示意图CDAVTC流动损失唇口损失由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的有时气流还会离体通常采用圆头较厚的唇口内部流动损失粘性摩擦损失由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的内壁面应做得尽可能的光滑,以减小摩擦损失气流分离损失由气流附面层离体而产生的,当通道内扩张度过大时就容易产生因而它取决于通道内气流

4、的压力梯度和通道的扩张角CDAVTC流动损失气流流过进气道外壁面时,存在粘性摩擦损失和分离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面,保持壁面的光滑总压恢复系数总压恢复系数小于１飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94－0.98。CDAVTC流动损失出口流场的崎变指数进气道出口流场不均匀对发动机的稳定工作有很大影响,会使压气机喘振和燃烧室熄火出口总压参数衡量进气道出口气流流场应均匀,描写流场均匀度的参数CDAVTC冲压作用冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。亚音速飞机进气道出口静压P1与P0比值最多在1.7左右冲压作用不是很明

5、显超音速飞机Ma＝2.0，P1/P0=7;Ma＝3.0，P1/P0=30;几何可调以防止较大的反压梯度下分离冲压作用CDAVTC冲压比冲压比πi进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值表达式冲压比越大,表示空气在压气机前的冲压压缩的程度越大影响参数流动损失、飞行速度和大气温度影响参数分析CDAVTC冲压比随飞行速度的变化飞行速度V:当大气温度和流动损失一定时,飞行速度越大,则冲压比越高。在没有流动损失的情况下,进气道的冲压比随飞行速度的变化规律随着飞行速度的增大,冲压比变大而且飞行速度越大,冲压比增加的越快。CDAVTC冲压比随飞行速度的变化大气温度T0当飞行速度和损

6、流动失一定时,大气温度越高,冲压比越低。由于大气温度是随着飞行高度而变化的,所以,当飞行速度和流动损失一定时,随着飞行高度的变化,冲压比变化规律:在对流层内,随着飞行高度H的增高,大气温度下降,所以冲压比上升；在同温层内,由于大气温度不再随高度而变化,这时进气道的冲压比也就不随高度而变化,保持常数。CDAVTC亚音速进气道工作状态影响因素远前方未扰动截面气流速度（即飞行速度）发动机工作状态决定压气机进口流量决定了进气道唇口速度c01CDAVTC亚声速进气道前方气流流动图CDAVTC亚音速进气道成为超音速飞行阻碍超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强的正激波，使总压恢

7、复系数降低CDAVTC亚声速进气道前方气流流动图CDAVTC超音速进气道超音速进气道应用要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的特性性能以及与发动机匹配工作设计和使用过程中遇到问题比亚音速复杂设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的损失CDAVTC超音速进气道根据不同对超音速气流减速方法，超音速进气道分为内压式、外压式和混合式三种基本类型CDAVTC由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成在设计状态下不考虑粘性时,特殊型面可以保证超音速气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定熵地减速,在管道最小截面处达到音速,之后在扩张段气流继续减速扩压但由于内压式