进气道工作原理.doc

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1、第4章进气道工作原理进气道的功用是以较小的流过损失，把外界足够量的空气顺利地导入压缩器。本章首先说明空气流过进气道时的动力压缩过程；然后，研究亚音速进气道和超音速进气道的工作原理。一、空气流经进气道时的动力压缩器过程(一)什么是动力压缩在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器(见图2—1)。其气道前方未受扰动气流的速度(即图上0—0截面处的气流速度)，与飞行速度大小相等，方向相反。空气流出进气道的速度(c1)就是压缩器的进口气流速度。在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道，流速减小，压力和温度升高，空气受到了压缩。空气由于本身速度降低而受到

2、的压缩，叫做动力压缩。在飞行速度小于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道时，流速增大，压力和温度降低，这时没有动力压缩。目前，飞机平飞时的速度，一般都大于压缩器进口气流速度。因此，在飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。(二)动力压缩器过程中的流动损失空气流经进气道时的流动损失，包括摩擦损失、分离损失和激波损失等三种。1.摩擦损失进气道内的摩擦损失是由于空气具有粘性，在管壁表面形成了附面层而产生的。摩擦损失的大小，除了取决于气流速度以外，还直接与进气道管壁的光滑程度有关。因此，机务人员应当重视进气道的维护工作，注意防止划伤进气道的表面，并且保持进气道

3、的清洁，以免增大摩擦损失，使发动机推力减小。2.分离损失分离损失主要是由于气流在进气道进口的流动方向与进气道前缘内壁的方向不一致而42产生的。当进口的气流方向与进气道前缘内壁的方向不一致时，由于气流转弯时惯性离心力的作用(见图2—2)，进气道前缘内壁附近的空气压力降低，在前缘内壁附近会出现与气流流动方向相反的压力差，发生分离现象，而造成气流分离损失。为了减小气流分离损失，进气道前缘应做成流线形，使气流逐渐地改变流动方向，避免产生严重的分离现象。3.激波损失超音速飞行时，空气以超音速流向进气道。要把超音速气流变成亚音速气流，不可避免地要产生激波损失。在亚音速飞行中

4、，由于亚音速进气道采用较厚的园头流线前缘。当飞行速度较大时，便可能使前缘局部气流速度超过音速，从而引起局部激波损失。摩擦损失、分离损失和激波损失的存在，使空气的一部分机械能不可逆地转换成热，因此，压缩器进口空气总压小于进气道前方未扰动的空气总压。损失越大，压缩器进口空气总压减小得越多。动力压缩过程中流动损失的大小，用压缩器进口空气总压(p1*)与进气道前未扰动的空气总压(p0*)的比值表示。这个比值叫做进气道压力系数，用符号ó进表示。即：(2—1)压力系数ó进的数值大小由试验确定。亚音速飞行时，ó进一般为0.94～0.98，超音速飞行时，由于有激波损失，ó进要更

5、小一些。(三)冲压比和影响冲压比的因素1.冲压比动力压缩的程度，可以用冲压比表示。压缩器进口空气压力(p1)与大气压力(p0)的比值，叫做冲压比，用符号冲表示。即：(2—2)冲压比的大小，说明空气经过冲压压缩以后，压力提高的倍数。冲压比越大，表示空气被压缩得越厉害。为了运算方便，也常用压缩器进口空气总压与大气压力的比值作为冲压比，用符号*冲表示，即：(2—3)用气体动力学的能量方程，可以推导出冲压比的公式如下。考虑到气体在进气道内的流动是绝能的，可以写出气体从0—0截面流到1—1截面的42能量方程为(见图2—3)：将上式等号的左边改用滞止参数，则上式变为：用除上

6、式得：因为，上式可以改写为，(1)绝热过程中，温度比和压力比的关系为：则把(1)式中的温度比换成压力比，就可以得到没有损失时的冲压比公式：上式中，p1理*是没有流动损失时压缩器进口处的空气总压。由于代入上式，得：(2—4)把上式中的飞行速度换成飞行M数，冲压比的公式还可以写成：(2—4a)422.影响冲压比的因素从公式(2—4)可以看出，影响冲压比的因素有飞行速度(V)、大气温度(T0)和流动损失。下面进行分析。(1)飞行速度大气温度不变时，飞行速度越大，空气流过进气道时速度降低得越多，有更多的动能用来提高空气的压力，所以飞行速度增大时冲压比增大。图2—4的曲线

7、表示在没有流过损失的情况下。冲压比随飞行速度变化的情形。图上表明，飞行速度增大时，冲压比增大，而且飞行速度越大，冲压比增加得越快。图2—5(2)大气温度飞行速度保持不变时，大气温度越低，空气越易于压缩，冲压比越大；反之，大气温度越高，冲压比越小。飞行高度变化时，冲压比是否变化，取决于大气温度的变化。在11000米高度以下，飞行高度升高时，大气温度降低，冲压比增大；在11000米高度以上，飞行高度改变时，大气温度保持不变，冲压比也就保持不变。在没有流动损失的情况下，冲压比随飞行高度变化的情形，如图2—5的曲线所示。(3)流动损失动力压缩过程中的流动损失，使压缩器进

8、口的空气总压小于没有流动