推重比也是评定发动机推力性能的指标之一。1.2.2.2经济性能指标燃料消耗量发动机在单位时间内消耗的燃油量称为燃料消耗量，单位是千克/秒或千克/小时。......
2023-07-30
航空发动机工程通论：进气道类型
【摘要】：图2-14飞机进气道形状图2-15亚声进气道示意图图2-16亚声速时在不同飞行速度下的流线形态示意图图2-17超声速进气道内弱斜激数量对气流损失的影响超声速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。混合式进气道是内外压式的折中。扩压器面积最小的地方被称为进气道的喉道。捕获面积决定了无内部堵塞情况下亚声速进气道应该捕获的最大空气流量。
前面讲到的发动机推力属于发动机的非安装推力。当发动机安装在飞机上时，飞机进气道、发动机和飞机排气装置就共同组成推进系统，此时称为发动机安装推力或称为可用推力。发动机安装推力即发动机的非安装推力减去从发动机引气和提取功率（用于飞机有关功能）的推力损失，并减去进气道阻力、尾喷管和飞机后体阻力。现代战斗机大多具有非常高的速度，而且飞行高度也很高，高空的空气稀薄、氧气含量低，而且在高速运行时飞机的空气用量大；压气机和燃烧室对进入的空气条件要求相当苛刻，需要对高速空气来流进行减速增压，并且发动机在不同高度、速度飞行时进气量需适应性变化，等等，这就需要通过进气道来对进入发动机的空气进行调节。
飞行器的用途决定了其进气道的形状［1］［6］。民航客机和亚声速飞机通常采用较短的轴对称皮托式进气道，如图2－14（a）所示。皮托式进气道在飞行器的设计点状态下具有性能好、重量轻的特点，但对飞行器的机动能力具有较大限制。高性能的超声速飞机通常采用矩形或轴对称的可变几何进气道，其通过改变几何形状实现较宽马赫数范围内的高效工作。图 2－14（b）所示为轴对称形进气道，图 2－14（c）所示为矩形进气道。空中优势战斗机通常采用与机体高度融合的保形进气道，如图2－14（d）所示。
亚声速进气道：不同飞行速度下，发动机进口流线呈现出不同的形态。对于亚声声气道，为减少唇口气体分离，通常设计成钝圆形唇口，如图2－15 所示。在亚声速飞行速度下，不同飞行速度产生不同的进气道入口的流线形态，如图2－16 所示。当来流速度V0小于设计速度V1时，相当于进气道面积大于设计状态所需面积，发动机进气道处于吸气状态；当来流速度V0等于设计速度V1时，进气道面积等于设计状态所需面积，发动机进气道处于设计点，效率最高；当来流速度V0大于设计速度V1时，相当于进气道面积小于设计状态所需面积，发动机进气道处于溢流状态。
超声速进气道：飞机超声速飞行时，因其进气道入口气流是超声速，而发动机所需要的入口气流为亚声速，所以进气道往往要通过一道正激波加多道较弱的斜激波来实现超声速气流的减速增压。在正激波之前，气流经过仅一道斜激波减速，如图2－17 中n=1 的曲线，损失最大；经过多道斜激波（n=3 或 4）减速，可有效减小流动损失［6］。
图2-14 飞机进气道形状
图2-15 亚声进气道示意图
图2-16 亚声速时在不同飞行速度下的流线形态示意图
图2-17 超声速进气道内弱斜激数量对气流损失的影响
超声速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。外压式进气道：超声速减速在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚声速扩散段。内压式进气道：超声速气流的减速增压主要在进口以内实现，内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难［这个起动，是指进气道达到正常行驶功能状态。内压式进气道不能起动，就不能把来流的超声速气流降到亚声速（因为压气机入口通常设计成来流为亚声速）］，故很少采用。混合式进气道是内外压式的折中。一般的超声速进气道都有中心锥或者压缩斜板来调节进气量和调节激波的位置。
下面以图2－14（a）中所示的通用进气道为例，介绍描述几何和流场特性的一些名词定义，参考坐标系被固定于进气道上，上游空气从左侧向右流向位于下游的发动机进口。进气道的外侧被称为唇罩，而唇罩最上游的部分则被称为唇口。唇口位置将进气道的流动区间沿流向分为两部分：从唇口到发动机进口的这一段称为内通道，而从自由来流到唇口的部分则称为外压段，并且唇口对应高度捕获的来流在唇口位置发生分流，一部分从唇罩外流过，而剩下的则进入内通道。进气道的捕获流线开始于自由来流，终止于唇口上的驻点，它是流向唇罩外的流体和进入内通道流体的分界线。在进气道的设计中，自由流到发动机进口整个区间的流动情况都必须加以考虑，因为该区内的流动状态均可能发生变化。在涡轮发动机的标准站位标记方法中，下标0 表示来流，下标1 表示唇口处，而下标2 表示发动机进口，如图2－15 所示。
以图2－14（c）中所示的为燃气涡轮发动机供气的矩形进气道为例展开分析，假设进气道外部流道的宽度恒定，那么其各横截面，包括唇口平面均为矩形。在进气道的内部，其型面将从唇口截面的矩形过渡到发动机进口截面的圆形，并且该型面被设计为扩张管道的形式，即发动机进口的面积比唇口截面要大。扩压器面积最小的地方被称为进气道的喉道。为了减少在压气机中的流动损失，发动机进口马赫数通常被限制在0.6以下。
下面我们来考虑通过图2－18 中所示进气道的气流情况，流过任意横截面的空气流量由可压缩流流量公式计算，即
式中，
——质量流量；
A——横截面积；
pt0——当地总压；
Tt0——当地总温；
Ma——当地的马赫数；
R——气体常数；
γ——比热比。
将唇口截面逆着自由来流截面方向投影，可得到进气道的理论捕获面积，在图2－18 中用Ac标记。捕获面积决定了无内部堵塞情况下亚声速进气道应该捕获的最大空气流量。理论捕获流线在图2－18 中用虚线示出。进入进气道内的空气流量m1一部分被直接供给发动机使用，另外一部分用于飞行器环境控制、发动机旁路放气以及进气道边界层吸除。实际进入进气道内的气流可向前追溯到自由来流中，得到图2－18 中的进气道实际捕获面积A0。这样，自由流流过A0的空气流量m0等于进气道的实际捕获流量m1，而进气道流量系数为实际捕获流量与理论捕获面Ac捕获流量之比。于是可得到
即进气道的流量系数随着发动机流量需求的变化而变化。
图2-18 进气道的几何和气动参数定义
有关航空发动机工程通论的文章
- 详细阅读
-
航空发动机环境适应性 | 工程通论详细阅读
5.4.2.3电磁环境效应发动机将承受来源于飞机内部和飞机外部的各种各样的电磁环境，由于内部产生的干扰或者对外部电磁场和电压的敏感性，电气设备或电子设备的性能可能会降低，甚至可能丧失功能。......
2023-07-30
-
航空发动机工程通论-环形燃烧室详细阅读
图3-13环形燃烧室1—火焰筒；2—燃烧室外机匣；3—涡轮导向器叶片；4—涡轮机匣安装边；5—稀释空气孔；6—燃油总管；7—压气机机匣安装边；8—燃油喷嘴；9—燃烧室内机匣；10—高压气机出口导向叶片图3－13 给出了典型双壳概念的航空发动机燃烧室的构造。在燃烧室温度改变时，火焰筒会产生热膨胀。......
2023-07-30
-
航空发动机工程通论：离心式压气机详细阅读
离心式压气机主要由叶轮、扩压器和进气系统组成，如图3－3 所示。图3-3双面离心压气机示意图1—前进气机匣；2—压气机排气机匣；3—旋转叶轮；4—连接涡轮的叶轮轴；5—进气斜槽；6—后进气机匣；7—扩压器；8—涡流导叶；9—叶轮叶轮含有一锻造的盘，在一侧或两侧上有整体式径向配置的导向叶片，与压气机机匣一起形成了收敛通道。扩压器组件可以和压气机机匣制造成一整体件，或者是一单独连接的组件。......
2023-07-30
-
航空发动机划代说明-航空发动机工程通论详细阅读
为便于发动机划代分析，先简要介绍一下战斗机的划代情况。刘永泉［23］对战斗机发动机用涡喷、涡扇发动机的发展作了详细论述，见表1－1。这一代涡喷发动机的推重比只有2～3，均为单转子发动机，一部分为离心式发动机，一部分为轴流式发动机。F119 是最为典型的第三代军用涡扇发动机，推重比超过9，能够为飞机提供不加力超音速巡航的能力。......
2023-07-30
-
航空发动机工程通论：压气机分类详细阅读
每一对转子和静子在一起称为轴流式压气机的“一级”。图2-22压气机的形式轴流式；离心式；斜流式2.5.1.1轴流式压气机轴流式压气机通常由几排叶片组成，且每排叶片沿圆周方向分布。......
2023-07-30
-
航空发动机工程通论：推力产生原理详细阅读
图2-1航空发动机工作原理图［1］燃气涡轮发动机利用连续吸气和供油的方式工作。图2－1 所示为最简单的燃气涡轮发动机的示意图。如果燃气经涡轮完全膨胀，则输出功的主要部分被用于驱动压气机，其余部分被用于驱动风扇或螺旋桨推动飞机前进。如果燃气在涡轮中部分膨胀就能够产生足够的功驱动压气机，那么剩余的高温高压燃气就可以通过喷管提供高速射流。所以为了提高推力，可行的途径是提高进气流量或者提高排气速度。......
2023-07-30
- 详细阅读
相关推荐