外压式进气道

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1、进气道原理第四章外压式进气道与内压式进气道不同，这一种进气道是在进气道外、通过激波将气流从超声速滞止为亚声速，故称为外压式进气道。流入外压式进气道的气流是亚声速流，气流在进气道内继续扩压。外压式进气道是获得广泛应用的进气道。从气动力角度看，常见的有两种外压式进气道，如图4-1所示。一种是扩压式进气道，或称皮托式进气道。它与亚声速进气道形状相似，在进口前形成脱体正激波，正激波后是亚声流，流入进气道。由于气流经过正激波的总压损失大，故一般只适合于M<1.6的跨声速或低超声速范围内使用，如米格-19，F-160等飞机进气道就是这一类。另一种是外斜激波系进气道，如图4-1(b)，进气道

2、由罩壳及二维楔形板组成。超声速进气流进入进气道前，先通过二维楔形板产生的两道斜激波滞止和偏转，然后再通过在进口外的一弱正激波，将超声流转变为亚声流进入进气道内，在扩散形内通道内继续滞止扩压，再流向发动机。图4-1超声速气流通过斜激波系及一道弱正激波滞止为亚声流比通过一道正激波滞止为亚声流的总压损失要小，因而外斜激波系式进气道的性能比皮托式进气道要好得多，尤其是高M数时性能改善更多。例如M=2.5，通过一道正激波的总压恢复系数s=0.5，0BXo而通过一道激波角b=43的斜激波和一道弱激波组成的激波系，其总压恢复系数s=0.76。外斜激波系进气道实质上是用进气道外的由斜激波和一道

3、弱正激波组成的激BX波系来代替一道弓形正激波，使超声速气流以较小的总压损失滞止为亚声速气流。二维外斜激波系进气道的斜激波由二维楔形板产生，进气道可做成戽斗式的，如F-14和米格-25飞机的进气道。也可以做成三维的(轴对称的)外斜激波系进气道，斜激波由进气-86-第四章外压式进气道道的前伸的中心锥体产生。如米格-21、SR-71飞机的进气道。由于斜激波系外压式进气道性能比较好，而且不存在起动问题，所以应用很广泛。§4-1外压式进气道的工作原理现在示例分析一个四波系(3斜激波+1正激波)外压式进气道的工作情况。这是一个二维进气道，由三级中心楔0-1-2-3及外罩组成。中心楔角分别为

4、d、d及d(图4-2)。122超声速气流流向楔角为d的压缩面0-1时，形成第一1道斜激波OA，激波斜角为图4-2b。超声速气流通过第一道斜1激波OA后，气流方向平行于0-1面，气流转折角d，速度由M降为M，静压由p升1010为p。斜激波OA后的气流仍为超声流，因而压缩面1-2产生第二道斜激波1A，斜激波1角为b。第二道斜激波1A后的气流方向平行于1-2面，相应的气流转折、波后速度及波2后压强分别为d、M及p。同理，第三道斜激波为2A，其激波斜角为b，波后的气2223流方向平行于2-3面，相应的气流转折、波后速度及波后压强为d、M及p。通过最后333一道正激波，气流M数由M降为亚

5、声速流M，压强由p升高为p，气流方向不变。3434超声速气流通过激波系，由超声流M滞止为亚声流M，压强由p升高到p，气流总0404的转折角d=d+d+d，气流经过激波系的总压恢复系数s=s×s×s×s。式中123S123ns、s及s分别代表通过第一、第二和第三道斜激波的总压恢复系数，s代表通过最123n后一道正激波的总压恢复系数。为了保证在进口处形成正激波，必须将罩壳内表面安排得与M气流方向(即压缩面3-87-进气道原理2-3的方向)一致。通常我们将各道斜激波在设计M数时均与外罩唇口A相交，这样可以保持流量系数等于1.0以及避免有害的附加阻力。正激波后的气流情况可以有两种安排。

6、第一种是进气道的内通道截面积逐步增大，气流在扩张形通道内不断地滞止到进气道出口的M数(对于涡轮喷气发动机，进气道出口M数约为0.5左右。对于冲压发动机，则为0.3左右)。进气道进口是亚声速流(M<1.0)，4从进气道进口到发动机进口的内通道全长度内也都是亚声流，因此进气道出口(发动机进口)的压力和流量的扰动会一直传播到进气道进口处，会影响进气道进口处的正激波的位置。如果进气道出口的反压使得正激波正好位于进气道进口处，称为临界状态。如果进气道出口反压大于临界值，即发动机流量减少时，正激波被推离进口，这种情况为亚临界状态。通过正激波后的亚声速溢流和流管扩张来适应进气道出口反压的增大

7、和实现流量平衡。如果进气道出口反压小于临界值，即发动机流量增大时，正激波进入进气道内，这种情况叫超临界状态。由于正激波进入扩张形内通道，激波的强度增大，s下降，故总的总压恢复n系数s下降，和进气道出口流量增大(q(l)BX增大)相适应。进气道出口反压的下降并不破坏进气道进口前的流动情况，只影响通道内正激波的位置。如图4-3所示，进气道三种工作状态由正激波位置来决定。第二种是进气道内通道截面积先收缩后扩张，在进口下游不远处有个临界截面(即喉道)。如图4-4所示。图4-3进气道进口处的气流为亚声