进气道工作原理

30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31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，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32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：用除上式得：因为1PAkckR，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)332.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，使压缩器进口的空气总压小于没有流动损失时的空气总压，因此流动损失增大，冲压比减小。另外，有了流动损失，由于压缩器进口空气压力的降低，还会引起发动机的空气流量减小。冲压比和空气流量的减小，将导致发动机的推力减小。流动损失越大，发动机推力减小的越多。二、亚音速进气道工作原理亚音速进气道大致可分为收敛形和扩散形两种，进气道的形状不仅对内部流动损失有影34响，而且对外部阻力也有很大影响。下面分析空气在收敛形和扩散形进气道内的流动情形。(一)空气流过收敛形进气道的情形飞行速度大于压缩器进口气流速度时，空气流过收敛形进气道的情形，如图2—6所示。由于飞行速度大于压缩器进口气流速度，空气从未扰动的边界0—0截面开始，0—1′段内进行动力压缩，流速减小。压力和温度相应地升高。空气流入进气道以后，在收敛形管道中，速度略为增大，压力和温度略有降低。由于空气流入压缩器时的速度小于飞行速度，所以空气流入压缩器时的压力和温度比0—0截面处的空气压力和温度高。由此可见，在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况下，采用收敛形进气道，空气的动力压缩完全是在进气道前完成的。飞行速度小于压缩器进口气流速度时，空气不受动力压缩，从0—0截面开始，在整个0—1段内，气流速度从飞行速度增大到压缩器进口气流速度，空气压力和温度则相应地降低，如图2—7所示。(二)空气流过扩散形进气道的情形飞行速度大于压缩器进口气流速度时，空气流过扩散进气道时的情形，如图2—8所35示。由于进气道呈扩散形，空气在进气道前和进气道内，气流速度一直减小，从飞行速度逐渐减小到压缩器进口气流速度，压力和温度相应地升高。由此可见，在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过扩散形进气道时，动力压缩不仅在进气道内进行，而且也在进气道前进行。在飞行速度小于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过扩散形进气道时，从0—0截面开始，在0—1′段内，由于压缩器的吸力作用，气流速度逐渐增大，压力和温度相应地降低；空气流入进气道以后，由于管道扩散，气流速度略为减小，压力和温度略有提高(见图2—9)。然而，由于飞行速度小于压缩器进口气流速度，总的来说，空气流过进气道时，气流速度是增大的，压力和温度有所降低，所以在这种情况下也没有动力压缩。(三)两种进气道的比较1.比较两种进气道内部流动损失大小空气流过扩散形进气道时，空气压力沿流动方向逐渐增大，存在着反压差，容易引起气流分离；而空气流过收敛形进气道时，空气压力沿流动方向逐渐减小，不存在反压差，气流不容易分离。其次当气流加速流向进气道时，对于收敛形进气道，由于气流在进气道前和进气道内都是加速流动，气流在进气道前缘内壁附近流动方向的转折较小，不容易在前缘内壁发生分离，即便发生分离，也由于气流在进气道内加速流动，分离区不会扩大，如图2—10a所示。如果是扩散形进气道，由于气流在进气道前缘内壁附近流动方向的转折较大，容易发生分离，而且一旦发生分离，由于气流在进气道内作减速流动，分离迅速扩大，如图2—10b所示。由此可见，空气流过收敛形进气道时的流动损失比流过扩散形进气道时的小。此外，由于气流在收敛形进气道内作加速流动，压缩器进口气流速度分布也比较均匀。因此，从动力压缩的效果看，采用收敛形进气道比较有利。362.比较两种进气道外部阻力的大小在飞行速度比压缩器进口气流速度大得很多的情况下，收敛形进气道前空气的动力压缩程度很大，气流在进气道前缘外壁附近发生很大的转折(见图2—11)，因而产生严重的气流分离现象，使进气道外部阻力剧烈增大。对于扩散形进气道，由于气流再在进气道内能够进行一定程度的动力压缩，进气道前动力压缩的程度减小，气流扩散的程度随着减小，所以在进气道前缘外壁附近不会发生严重的气流分离现象，外部阻力也就较小。因此，从外部阻力看，采用扩散形进气道比较有利。综上所述，收敛形进气道的内部流动损失较小，但在飞行速度比压缩器进口气流速度大得很多的情况下，外部阻力较大；扩散形进气道的外部阻力较小，但内部的流动损失较大，尤其在飞行速度较小的时候，在进气道前缘内壁附近气流容易分离，而且一旦发生了气流分离现象，分离区将迅速扩大，在这种情况下，内部流动损失更大。由此可见，收敛形进气道和扩散形进气道各有优缺点，究竟采用哪种为好，还必须根据具体情况作具体的分析。根据大量实验材料得知，当飞行速度未超过压缩器进口气流速度的两倍时，采用收敛形进气道，外部阻力不大，内部流动损失又较小，所以比较有利；如果飞行速度超过了压缩器进口气流速度的两倍，则由于收敛形进气道外部阻力过大，采用扩散形进气道就比较有利了。目前在飞行M数小于1.5的超音速飞机上，几乎都是采用亚音速进气道。这是因为，飞行M数小于1.5时，气流通过正激波的压力损失不大，例如飞行M数等于1.5时，正激波压力系数可高达0.931(歼6飞机以M数1.35飞行时，压力系数为0.97)；同时，这种进气道的工作稳定，能适应各种不同的发动机工作状态和飞机的飞行速度；此外，这种进气道不需要调节，构造也简单。三.超音速进气道的工作原理飞机以超音速飞行时，在进气道前方将产生一道弓形激波。飞行M数超过1.5以后，进气道进口前的正激波的强度增大，压力损失剧增，发动机推力迅速减小。为了减小激波损失，在飞行M数大于1.5的飞机上，都采用超音速进气道。它利用激波系增压来达到以最小的压力损失完成冲压压缩过程。按激波系所处的位置不同，超音速进气道可分为三种：激波系全部在进气道唇口外的，叫“外冲压式”超音速进气道；激波系全部在进气道内的，叫“内冲压式”超音速进气道；激波系既在唇口外又在唇口内的，称为“混合式”超音速进气道。下面阐述外冲压式超音速进气道的工作原理。37(一)空气流过外冲压式超音速进气道的情形激波理论指出，激波前的气流M数相同时，气流通过斜激波的压力损失小于通过正激波的压力损失。为了产生斜激波，通常在进气道内安装一个伸到进口外面的锥体，如图2—12所示。超音速气流流过外冲压式进气道的锥体时，发生转折，产生斜激波。气流通过斜激波以后，速度减小，但是仍然大于音速，必须再通过一道正激波，才能降为亚音速。一般都设法使这道正激波产生在进气道的进口，所以进入进气道的是亚音速气流。这股气流沿着管道逐渐向内转折，流向压缩器。可见，外冲压式超音速进气道，实际上是用斜激波和正激波组成的激波系，把气流速度从超音速阻滞为亚音速的。图2—12所示的激波系，由一通斜激波和一道正激波组成，叫做双激波系。这种进气道，叫做双激波系外冲压式超音速进气道。双激波系虽然由两道激波组成，而且其中仍然有正激波，但在相同的飞行M数下，双激波系比一道激波的压力损失要小。这是因为斜激波的压力损失较小，同时斜激波后的气流M数较小，则波系中的正激波强度较弱，其压力损失也较小。例如当飞行M数为2.5时，一道正激波的压力系数为0.5；而由一道激波角为43°的斜激波和一道弱正激波组成的双激波系的压力系数高达0.76。尚若我们在锥面上再做个转折角，则气流通过第一道斜激波后，遇到锥面上的转折角，又将发生一次转折而产生第二道斜激波和第三道正激波，如图2—13所示。这样的进气道，叫做三激波系外冲压式超音速进气道。这种进气道，在第一道斜激波和一道更弱的正激波的压力损失，小于双激波系中的正激波的压力损失