航空发动机部件-进气道
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发动机部件-进气道
发动机部件.进气道1.简介进气道是发动机中的重要部件之一，其主要功能是引入空气与燃油混合供给发动机燃烧，以产生动力。
2.进气道分类2.1 直喷进气道直喷进气道采用喷油器将燃油直接喷射到缸内，实现汽油直接喷射燃烧的技术，提高了燃烧效率和动力性能。
2.2 间接喷射进气道间接喷射进气道使用喷油嘴将燃油喷入进气道，然后与空气混合进入缸内燃烧。
2.3 进气道布局进气道的布局可以分为直列布局、V形布局和W形布局等多种形式，根据发动机设计和性能需求进行选择。
3.进气道构成3.1 进气管进气管连接发动机与进气滤清器，通过管道将空气引入发动机供给燃烧。
3.2 进气滤清器进气滤清器用于过滤空气中的颗粒物和污染物，保持进气道的清洁，并延长发动机寿命。
3.3 进气歧管进气歧管将进气管中的空气分流到不同的气缸，保证每个气缸能够得到充分的进气，并平衡气缸间的压力。
3.4 进气阀门进气阀门用于控制空气的流量和进入缸内的时间，确保正確的燃烧条件和发动机功率输出。
4.进气道管理系统4.1 进气门控制系统进气门控制系统通过调节进气阀门的开闭时间和幅度，实现进气量的控制和气缸充填的优化，提高燃烧效率。
4.2 进气压力调节器进气压力调节器用于调节进气管中的空气压力，以保证空燃比的稳定。
5.附件本文档附带以下附件：●进气道示意图●进气道布局图●进气道构成部件清单●进气道管理系统结构图6.法律名词及注释●进气道：指引入空气与燃油混合供给发动机燃烧的管道系统。
●直喷进气道：采用喷油器将燃油直接喷射到缸内的进气道。
●间接喷射进气道：使用喷油嘴将燃油喷入进气道，然后与空气混合进入缸内燃烧的进气道。
●进气管：连接发动机与进气滤清器的管道，将空气引入发动机供给燃烧。
●进气滤清器：用于过滤空气中的颗粒物和污染物的装置，用于保持进气道的清洁和延长发动机寿命。
●进气歧管：将进气管中的空气分流到不同的气缸并平衡气缸间的压力的部件。
●进气阀门：用于控制空气流量和进入缸内时间的阀门，以确保正常燃烧条件和发动机功率输出。
航空发动机的工作原理
航空发动机的工作原理
航空发动机是现代飞机的核心组成部分，它的作用类似于人体的心脏，是飞机能够正常起飞、飞行和降落的关键装备。
航空发动机的工作原理可以分为四个主要部分：进气、压缩、燃烧和推进。
进气
飞机在飞行时需要空气来提供动力，因此航空发动机需要通过进气道将外界空气引入到发动机中。
这个过程是通过高速飞行时的空气压缩产生的，这个原理与气压阀门差不多类似。
进入发动机的空气必须被过滤，以避免发动机受到污染和异物的影响。
压缩
在进入发动机之后，空气会被压缩，以提高它的密度和压力。
这个过程需要一个紧密配合的可移动套筒，具体的就不再赘述。
当气体被压缩时，它会变得非常热，因此需要通过冷却系统来冷却气体。
燃烧
接下来，空气进入到燃烧室中，在这里与燃料混合并被点燃。
燃料可以是各种液体或气体，如喷气燃料、天然气、煤气等等。
燃烧产生的高温和高压气体会冲击推进器，产生推力。
推进
最后，高温高压气体在要求的发动机策略中，被推到发动机的尾部，进入纵贯发动机的推进器。
这个过程是通过反冲发动机的原理来实现的，也就是将气体推出去的同时，发动机自己的反弹力就会推动发动机向前运动。
推进器会将这些气体加速并通过喷管喷出，产生巨大的推力，推动飞机飞行。
综上所述，航空发动机的工作原理相对复杂，但可以简单归纳为进气、压缩、燃烧和推进四个主要部分。
为了确保发动机正常运行和飞机的安全，航空发动机的压缩比、温度和燃料混合比等参数都需要严格控制。
目前，航空发动机在技术上也在不断创新和改进，例如不断优化材料、提高效率和推进力等，从而让飞机能够更加安全、舒适、节能和环保。
航空发动机的组成
航空发动机的组成航空发动机作为飞机的“心脏”，是飞机起飞、巡航和着陆不可或缺的重要组成部分。
它所拥有的强大动力能够使飞机在空中运转，并帮助飞机完成各种任务。
那么，航空发动机由哪些部分组成呢？下面将分步骤为大家阐述。
第一步：气体进口系统航空发动机的气体进口系统是航空发动机能量产生的源头，其主要组成部分有进气道、空气过滤器、鼓风机和燃油喷油嘴等。
进气道的作用是采集高速气流，将其传送到发动机内部。
空气过滤器的作用是保证进气口不收到杂质的影响。
鼓风机的作用是向进气道提供大量的气流，为燃烧提供支撑。
燃油喷油嘴的作用是将燃油雾化，并通过燃烧产生高温高压气体。
第二步：压气机系统航空发动机的压气机系统是负责将大气中的空气压缩成高压气体的部分。
压气机系统包括低压压气机、高压压气机和驱动压气机三部分。
低压压气机主要负责将气体压缩至1-2大气压力，而高压压气机则负责将气体压缩至15-20大气压力。
最后，驱动压气机将已经压缩后的气体压缩至更高的压力。
第三步：燃烧室系统燃烧室系统是航空发动机最重要的部分之一，负责将压缩后的气体和燃油混合并燃烧，进而释放出高温高压气体。
燃烧室的设计可以影响气体的高热效能和低燃油消耗率。
燃烧室中通常有喷油器、火花器、燃烧室壁、引导环等组成部分。
第四步：涡轮系统涡轮系统是航空发动机的最后一个组成部分。
它主要包括高压涡轮、低压涡轮和下行运动涡轮三部分。
它们的作用是将燃烧后的气体流向推出发动机，从而产生动力。
高压涡轮和低压涡轮之间通过轴连接。
下行运动涡轮则负责将燃烧后的气体排放出机外。
综上所述，航空发动机的组成由气体进口系统、压气机系统、燃烧室系统和涡轮系统四个部分组成。
它们各司其职，协作发挥着强大的动力，成为飞行的物理支撑。
随着科学技术的不断突破，航空发动机的组成也在不断更新升级，使得它们更加高效、可靠和安全。
航空发动机原理与构造
航空发动机原理与构造
航空发动机是飞机的核心动力装置，是实现飞行的关键部件。
它的原理和构造包括以下几个方面：
1. 空气进气系统：航空发动机通过空气进气系统将大量空气引入发动机内部，提供所需的氧气。
空气进气系统通常包括进气道、进气口和进气滤清器。
2. 压气机：压气机是航空发动机的核心部件之一，负责将进气的空气进行压缩，增加其密度和压力。
常见的压气机有离心式压气机和轴流式压气机两种类型。
3. 燃烧室：燃烧室是航空发动机中进行燃烧反应的地方，通过将燃料和空气混合并点燃，产生高温高压的燃烧气体。
燃烧室通常包括燃烧室壁、燃烧室蓄压器、喷嘴等组成部分。
4. 高压涡轮：高压涡轮是航空发动机中的重要组成部分，负责驱动压气机和燃烧室。
它通过从排气气流中获得的能量，将其转化为机械能驱动发动机的其他部件。
5. 排气系统：排气系统将燃烧后的废气排出发动机，通常包括排气管和喷口。
排气系统的设计能够减少噪音和排放，提高发动机的效率。
航空发动机的构造复杂，设计精密，能够根据不同的飞行要求提供合适的推力。
它由众多的零部件组成，如涡轮盘、轴承、涡管、压气机叶片、燃烧器等。
这些部件经过严格的工艺加工
和精密装配，以确保发动机的正常工作和高效性能。
总之，航空发动机的原理和构造是复杂而精密的，它是现代航空技术的关键之一。
通过不断的技术创新和改进，航空发动机的效率和可靠性不断提高，为飞机的飞行提供强大的动力支持。
飞机发动机进气道的作用
飞机发动机进气道的作用
飞机发动机进气道是连接外界空气和发动机的重要通道，扮演着关键的作用。
它的主要功能是将空气引入发动机内部，为燃烧提供氧气，从而推动发动机正常运转。
发动机进气道的设计非常重要，因为它直接影响到发动机的性能和效率。
设计合理的进气道可以提高发动机的燃烧效率，提高推力，减少燃料消耗和废气排放。
此外，进气道还可以降低噪音和震动，提高飞机的舒适性。
进气道的形状和长度也是影响其性能的关键因素。
在设计时，需要考虑飞行高度、气压、温度等因素，以确保进气道能够提供足够的空气流量和压力。
同时，还需要考虑进气道的重量和强度，以确保其能够承受高速飞行和复杂气流的影响。
总之，飞机发动机进气道是飞机发动机系统中不可或缺的部分，它的设计和性能直接影响飞机的性能和效率。
因此，在研发和制造飞机时，需要高度重视进气道的设计和制造工艺，以确保飞行安全和舒适性。
发动机部件-进气道
发动机部件-进气道进气道是发动机部件中的重要组成部分，它起着将空气引入发动机燃烧室的作用。
本文将详细介绍进气道的结构、功能、常见问题以及维护保养方法。
一、结构1、进气管道：进气管道是连接空气滤清器和进气歧管的管道，其主要作用是将过滤后的空气引入发动机。
进气管道通常由金属或塑料制成，具有一定的强度和耐热性。
2、进气歧管：进气歧管是连接进气管道和各个气缸进气口的部件，它起到分配空气的作用，使每个气缸都能获得足够的进气量。
3、气门：进气道中的气门控制着空气的流动，它们的开合时间由发动机控制系统根据发动机工况进行调整。
气门通常由高强度材料制成，能够承受高温和高压的工作环境。
4、进气凸轮轴：进气凸轮轴是控制气门开合的关键部件，它通过配合凸轮和气门机构的工作，实现进气过程的精确控制。
进气凸轮轴通常由合金钢制成，具有优异的强度和耐磨性。
二、功能1、引入空气：进气道的主要功能是引入充足的空气供给发动机燃烧所需。
通过精确控制进气量，可以提高发动机的动力输出和燃烧效率。
2、分配空气：进气歧管的设计使空气可以均匀分配给各个气缸，确保每个气缸的燃烧状态一致，提高发动机的运行平稳性。
3、调整进气时间：进气凸轮轴的控制能够实现不同工况下的进气时间调整，使发动机在不同转速和负荷条件下都能获得最佳的进气效果。
三、常见问题及解决方法1、进气泄漏：进气泄漏会导致发动机运行不稳定或失去动力，可能的原因包括密封件老化、破裂或松动。
解决方法是检查和更换受损的密封件，确保进气系统的密封性。
2、进气道堵塞：进气道中的积碳和污垢会导致空气流动受阻，影响发动机的正常工作。
清洁进气道可以使用专业的清洁剂或拆卸部件进行清洁。
3、气门漏气：气门漏气会导致燃烧室压力不稳定，影响发动机的燃烧效率。
解决方法是检查并更换受损的气门密封圈或气门芯片。
四、维护保养方法1、定期更换空气滤清器：空气滤清器的定期更换可以有效阻止杂质进入发动机，保证空气的清洁度。
2、定期清洁进气道：定期清洁进气道可以防止进气道积碳和污垢的堆积，保持空气流通畅。
参考资料 - 发动机进排气系统及其设计
以涡扇发动机排气系统为例：
⚫ 内外涵两股排气：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流。
⚫ 排气方式： 混合排气：常用在低涵道比发动机上，长外涵，两股气流
由内部混合器充分混合后排出。有利于降低噪音。 分开排气：用于高涵道比发动机上，短外涵，两股气流排
出后于大气中混合。 见下图：
发动机排气系统分类：
发动机排气系统
乘波飞行理论：对于一个尖楔体，以高速飞机上常见 的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产 生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成 一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区 的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压 区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像 乘在激波上，乘波飞行由此得名。
由于“启动”问题的限制，即使进气道前的脱体激波 移动至喉部下游稳定位置，阻碍了其实际的运用。
◆ 外压式进气道
由外罩和中心体组成，如下图2-2所示，利用中心体 产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正激波使超音 速气流变为亚音速气流而减速增压。
结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞 机多采用此类型进气道。
➢ 将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气， 产生推力。
➢ 对涡喷发动机，涡轮后排气流产生全部推力；对涡扇发动 机，风扇排气产生主要推力，涡轮排气产生部分推力；对 涡桨发动机，排气流产生的推力更少，主要是靠螺旋桨产 生拉力。
➢ 从涡轮出来的排气流，因有高速旋流，为了降低摩檫损失， 通常将排气锥和外壁之间的通道设计为扩散的，气流流速 降低、压力升高。涡轮后部支板对气流进入喷管之前整流， 避免旋涡损失。
◼ 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，因 此内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失。
飞机发动机维护—进气道
图8. 典型发动机的热空气防冰系统
二 典型发动机进 气道维护介绍
PART
过渡页
Transition Page
1、典型发动机进气道 的部件识别
1.1 典型发动机的进气道
图9. 典型发动机的进气道
1.2 典型发动机的防冰空气管
图10. 典型发动机的防冰空气管
2、典型发动机进气道 的维护及安全注意事项
1、亚音速进气道
1.1 亚音速进气道的组成和工作原理
图3. 亚音速进气道
图4. 流量系数和流线谱
1.2 亚音速进气道的主要参数： 1）进气道总压恢复系数σi*——进气道出口总压与远前方未受扰动界 面气流总压之比，衡量进气道流动损失大小。 2）冲压比Πi*——进气道出口总压与远前方气流静压之比。
2、超音速进气道
图2. 战斗机的进气道
进气道的功用：进气道的基本功用：1）在各种状态下，捕获足够的空 气流量并以最小的流动损失顺利引导进入压气机；2）利用冲压作用适 当提高空气压力。
进气道的分类：亚音速和超音速进气道两大类；超音速进气道又分为： 内压式、外压式和混合式三种。民航飞机的进气道几乎全是亚音速进 气道。
2.）外压式——由中心体和外罩组成。利用中心体产生的一道或多道 斜激波及唇口处的一道正激波将超音速气流降为亚音速之后在扩张管 内继续减速增压。激波系中的激波数越多，则在同样的飞行马赫数下， 总压损失越小，总压恢复系数越大。M<2.0时使用此类进气道。
图6. 外压式超音速进气道
3.）混合式——兼具外压和内压式的特点。先进行外压，经过斜激波 以超音速进入唇口，开始内压，通过喉部或扩张段的正激波降为亚音 速气流。M>2.0时使用此类进气道。
图7. 混合式超音速进气道 Nhomakorabea3、进气道防冰
飞机的发动机工作原理
飞机的发动机工作原理
飞机的发动机是实现飞行动力的关键部件，它的工作原理可以大致分为以下几个步骤。
1. 空气进气：飞机发动机通过进气道从大气中吸入空气。
进气道通常位于飞机机身前部，确保空气能够顺畅地进入发动机内部。
2. 压缩空气：进入发动机后，空气会被压缩。
通常使用多级压气机来将空气压缩成较高压力的气体，提高燃烧效率。
3. 燃烧燃料：将液体燃料（通常为航空煤油）喷入燃烧室内，然后与高压空气混合。
在燃烧室内，燃料与空气发生化学反应，产生高温高压的燃气。
4. 燃气膨胀：高温高压的燃气通过涡轮机，使其旋转并从发动机尾部排出。
在此过程中，燃气的能量被转化为机械能，推动涡轮机的旋转。
5. 推力产生：由于涡轮机与压缩空气产生连动，推动同一轴上的风扇。
风扇将大量空气从后方吸入，再从发动机喷出，产生巨大的推力。
这种推力可以推动飞机前进并克服阻力，从而实现飞行。
这就是飞机发动机的工作原理，通过压缩和燃烧空气，将燃料的能量转化为机械能，最终推动飞机飞行。
不同类型的飞机发动机可能在细节上有所不同，但基本原理相似。
(整理)飞机进气道面面(修改版)
飞机进气道面面观高智/文喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。
其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。
螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。
在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。
随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。
进气道分为不可调进气道和可调进气道。
不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。
在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。
当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。
当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。
严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。
为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。
航空发动机原理与构造-精选文档
动系统
起动系统的工作 1、地面起动 2、冷开车 3、油封冷开车 4、空中开车
六、压缩器与涡轮的共同工作
稳定工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、发动机稳定工作条件 2、用压缩器通用特性曲线研究压缩器 与涡轮的共同工作
六、压缩器与涡轮的共同工作
过渡工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、如何使加速时间短 影响加速时间的因素 怎样增大剩余功率 2、减速状态下压缩器与涡轮的共同工作
航空发动机原理与构造
飞机工艺教研室
主要内容
主要机件 滑油系统 燃料系统 工作状态操纵系统 起动系统 压缩机与涡轮的共同工作 涡论喷气发动机的特性 发动机的发展 发动机自动调节概述 发动机自动调节元件分析 发动机自动调节系统分析 喷嘴理论
一、主要机件
3、主燃料系统
供油量调节部分 用来调节发动机各种工作状态下的供油 量，保证发动机在各种条件下都能正常 工作。 包括：低压转子转速调节器、液压延迟 器、油量调节器、升压限制器和 启动供油调节装置等。
3、主燃料系统
放油活门和放气活门
4、加力燃料系统
加力供油部分 加力供油量调节部分 高压转子最大转速限制器 放气活门
概述 滑油系统的功用是将足够数量和适当 黏度的清洁滑油连续不断地喷到轴承和传 动齿轮的齿合处进行润滑和散热。
主要附件 滑油系统的维护
1、概述
组成 进油泵、滑油滤、主回油泵、油气分 离器、离心通风器和燃料滑油附件（包 括滑油箱、滑油散热器和燃料滤）等。 工作路线 滑油循环使用。 供油、回油、通气、放油。 主要数据
2、压缩器
压缩器是用来压缩进入发动机的空 气提高空气的压力，供给燃烧室以大量 高压空气的机件。压缩器提高空气压力 的目的是为燃气在发动机内部膨胀创造 有利条件。
起动系统的工作 1、地面起动 2、冷开车 3、油封冷开车 4、空中开车
六、压缩器与涡轮的共同工作
稳定工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、发动机稳定工作条件 2、用压缩器通用特性曲线研究压缩器 与涡轮的共同工作
六、压缩器与涡轮的共同工作
过渡工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、如何使加速时间短 影响加速时间的因素 怎样增大剩余功率 2、减速状态下压缩器与涡轮的共同工作
航空发动机原理与构造
飞机工艺教研室
主要内容
主要机件 滑油系统 燃料系统 工作状态操纵系统 起动系统 压缩机与涡轮的共同工作 涡论喷气发动机的特性 发动机的发展 发动机自动调节概述 发动机自动调节元件分析 发动机自动调节系统分析 喷嘴理论
一、主要机件
3、主燃料系统
供油量调节部分 用来调节发动机各种工作状态下的供油 量，保证发动机在各种条件下都能正常 工作。 包括：低压转子转速调节器、液压延迟 器、油量调节器、升压限制器和 启动供油调节装置等。
3、主燃料系统
放油活门和放气活门
4、加力燃料系统
加力供油部分 加力供油量调节部分 高压转子最大转速限制器 放气活门
概述 滑油系统的功用是将足够数量和适当 黏度的清洁滑油连续不断地喷到轴承和传 动齿轮的齿合处进行润滑和散热。
主要附件 滑油系统的维护
1、概述
组成 进油泵、滑油滤、主回油泵、油气分 离器、离心通风器和燃料滑油附件（包 括滑油箱、滑油散热器和燃料滤）等。 工作路线 滑油循环使用。 供油、回油、通气、放油。 主要数据
2、压缩器
压缩器是用来压缩进入发动机的空 气提高空气的压力，供给燃烧室以大量 高压空气的机件。压缩器提高空气压力 的目的是为燃气在发动机内部膨胀创造 有利条件。
第6次课 进气道(1)知识讲解
第五章 进气道
5.1 概述
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
本课程中所指的一般为进气系统
5.1 概述
0.99
144918
Ma 2.0
0.54
0.898
in 7.02
5.1 概述
性能参数(0km)
远前方 进气道出口 性能参数
总压 101325 100311
静压 101325 86420
Ma 0
0.466
0.99
in 0.99
飞行速度V越大, 则进入发动机的空气流量也越多
压气机转速n越高, 进入发动机的空气流量越多
▪ 压气机的转速n将影响压气机进口处气流参数及 进气道前方气流的流动状况。
5.1 概述
性能参数
2、总压恢复系数（掌握）
进气道出口总压 进气道进口总压
p1* p0*
总压恢复系数是描述气流经过进气道时流动损失大小的 指标。由于气流流过进气道时总会有各种原因引起的能量 损失，所以，总压恢复系数总小于1。
超音速进气道 可分为内压式、外压式和混合式三种
5.1 概述
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流量的要 求。 损失越小，发动机的增压比越高，推力越大；而 外部阻力小则会直接增大发动机的有效推力。
使气流以均匀的速度和压力进入压气机。从而保持压气 机有较高的效率和工作稳定。
(二)动力压缩器过程中的流动损失
5.1 概述
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
本课程中所指的一般为进气系统
5.1 概述
0.99
144918
Ma 2.0
0.54
0.898
in 7.02
5.1 概述
性能参数(0km)
远前方 进气道出口 性能参数
总压 101325 100311
静压 101325 86420
Ma 0
0.466
0.99
in 0.99
飞行速度V越大, 则进入发动机的空气流量也越多
压气机转速n越高, 进入发动机的空气流量越多
▪ 压气机的转速n将影响压气机进口处气流参数及 进气道前方气流的流动状况。
5.1 概述
性能参数
2、总压恢复系数（掌握）
进气道出口总压 进气道进口总压
p1* p0*
总压恢复系数是描述气流经过进气道时流动损失大小的 指标。由于气流流过进气道时总会有各种原因引起的能量 损失，所以，总压恢复系数总小于1。
超音速进气道 可分为内压式、外压式和混合式三种
5.1 概述
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流量的要 求。 损失越小，发动机的增压比越高，推力越大；而 外部阻力小则会直接增大发动机的有效推力。
使气流以均匀的速度和压力进入压气机。从而保持压气 机有较高的效率和工作稳定。
(二)动力压缩器过程中的流动损失
飞机发动机进气道的作用
知识创造未来
飞机发动机进气道的作用
飞机发动机进气道的作用是将空气引入发动机进行燃烧，产生推力。
进气道起到以下几个重要的作用：
1. 收集空气：进气道负责收集周围的空气，将其引导至发动机中进
行燃烧。
2. 过滤空气：进气道内设有过滤器，用于过滤空气中的杂质和颗粒物，防止它们进入发动机内部造成损坏。
3. 增压：一些飞机（如喷气式飞机）需要通过进气道将空气增压，
以提高发动机的效率和推力。
4. 调节气流：进气道内部有各种导流板、导叶和喷嘴，可以调节空
气的流动速度和方向，使其符合发动机的需求。
这有助于优化燃烧
过程和提高发动机的性能。
总之，进气道在飞机发动机的正常运行中起到了至关重要的作用，
它确保了发动机能够获取足够的清洁空气，并将其适当地引导和加工，以产生所需的推力和动力。
1。
航空发动机——进气系统
21
超音速进气道
当超声速飞机的设计飞行马赫数较大时，如果仍然使用 亚声速进气道会存在很强的脱体弓形激波，总压恢复系 数很低，发动机的推力损失严重。为避免大飞行马赫数 下的发动机推力严重损失，通常采用超声速进气道。
22
气动原理： 用多波系代替一道正激波，将超音速流转变
为亚音速气流，减少损失，提高总压恢复系数。
免气流不均匀； 3、进气道外阻力尽可能小。
7
总压恢复系数
进气道出口气流的总压和未受扰动气流的 总压之比。
i
Pt 2 pt 0
总压恢复系数是进气道内流损失程度的量度，总压恢复系数越大，气流在 压气机的增压比越高。
总压恢复系数降低1%，使推力下降1.5~2%，耗油率提高0.3~0.5%。
8
9
进气道在飞机上的安装
当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
27
喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造成发动机熄火或损坏机件 。
嗡鸣
在超临界工况时，产生的高频振动。
28
进气道调节
离开了设计点之后，不仅会降 低发动机性能，情况严重时，甚 至使发动机不能正常工作。其主 要的问题是发动机所需要的流量 和进气道所提供的流量不匹配。
性和机动性的要求，这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速进气道。
19
亚声速飞机的进气道一般选 取飞机的巡航状态为设计状态 ，典型的亚声速进气道是一段 扩张型通道
进气道参数沿流程变化
20
01—1： 主要是扩压，然后有一小段收敛，扩压一般在进气道的前面 部分，可使气流速度下降，减小沿进气道内的流动损失。在压气机前 有一段收敛段是使气流较均匀地进入压气机。
超音速进气道
当超声速飞机的设计飞行马赫数较大时，如果仍然使用 亚声速进气道会存在很强的脱体弓形激波，总压恢复系 数很低，发动机的推力损失严重。为避免大飞行马赫数 下的发动机推力严重损失，通常采用超声速进气道。
22
气动原理： 用多波系代替一道正激波，将超音速流转变
为亚音速气流，减少损失，提高总压恢复系数。
免气流不均匀； 3、进气道外阻力尽可能小。
7
总压恢复系数
进气道出口气流的总压和未受扰动气流的 总压之比。
i
Pt 2 pt 0
总压恢复系数是进气道内流损失程度的量度，总压恢复系数越大，气流在 压气机的增压比越高。
总压恢复系数降低1%，使推力下降1.5~2%，耗油率提高0.3~0.5%。
8
9
进气道在飞机上的安装
当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
27
喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造成发动机熄火或损坏机件 。
嗡鸣
在超临界工况时，产生的高频振动。
28
进气道调节
离开了设计点之后，不仅会降 低发动机性能，情况严重时，甚 至使发动机不能正常工作。其主 要的问题是发动机所需要的流量 和进气道所提供的流量不匹配。
性和机动性的要求，这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速进气道。
19
亚声速飞机的进气道一般选 取飞机的巡航状态为设计状态 ，典型的亚声速进气道是一段 扩张型通道
进气道参数沿流程变化
20
01—1： 主要是扩压，然后有一小段收敛，扩压一般在进气道的前面 部分，可使气流速度下降，减小沿进气道内的流动损失。在压气机前 有一段收敛段是使气流较均匀地进入压气机。
战斗机两边都有个圆的或是方的洞，是干什么的？
战斗机两边都有个圆的或是方的洞，是干什么的？
战斗机上边的洞其实都是“进气道”，存在的目的就是为发动机气缸的燃烧提供足够大空气。
其实不仅仅是喷气式战斗机需要这种进气道，就连二战时期的螺旋桨战斗机也同样需要进气道。
以上两款主流战机都设计了进气口，由于当时的活塞式战机需求的空气并不是很多，因此进气道设计的并不像喷气式战机那样夸张，他们存在的作用是一样的就是为机舱提供空气，满足发动机运转需要。
另外发动机的冷却工作也需要进气道吹进去的气流帮助实现。
进入喷气时代以后进气道就是战机的标配了，由于喷气式航空发动机的耗油量远非活塞式发动机可以相比，相应的对空气的需求量也是大幅度提高，这就需要更大的进气道满足需求。
其实对于飞机来说进气道是雷达波反射的主要产生地，也是空气阻力产生的主要部位，设计师当然希望去掉这个碍事的设备。
但是只要是烧油的发动机就肯定离不了进气道保证空气供应，至少现在还没有出现替代技术。
不过，设计时会尽可能的把进气道设计的小一点，减轻对雷达波的反射作用并减小阻力。
具体大小会经过精确计算，一般来说飞机在高速之下会造成进气量下降，所以高速飞行的飞行器一般都不会有太小的进气道。
F-35之所以被外界诟病就有进气道的原因，闪电的进气道的确很小很隐身，但是过小的进气道似乎在高速我们它并不具备超音速飞行巡航能力。
中国的枭龙战机也采用小巧的蚌式进气道，估计高速性能也不是太好。
F-22硕大的进气道可以保证各种速度之下的进气量问题。
大号进气道也有助于方便地勤人员维护发动机设备，。
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➢ 外压式：外压式超音速进气道的原理是利用一道或多道斜 激波加上最后一道正激波使超音速气流变为亚音速。 ➢外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为2.0以下时使 用。
➢混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式 组成。超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是 超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部 或扩张段中的正激波转变为亚音速。
➢由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式 进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上 很多采用混合式进气道。
亚音速进气道性能参数
➢3.空气流量
➢单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 ➢单位是:公斤／秒。
qm,a AV K
po* T0*
A0q(Ma)
➢影响流量的因素有: 大气密度, 飞行速度和 压气机的转速。
➢大气密度越高, 进入发动机的空气流量越多,而大 气密度受大气温度和飞行高度的影响
➢流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动 损失大，冲压比低；
➢飞行速度：当大气温度和流动损失一定时，飞行 速度大，冲压比高；
➢大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，大气 温度高，冲压比低。
• 大气温度是随着飞行高度而变化的。
• 当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞 行高度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
➢ 大气温度越高, 则空气的密度越低； ➢ 飞行高度越高, 空气的密度也越低；
➢飞行速度越大, 则进入发动机的空气流量也越多;
➢压气机转速越高, 进入发动机的空气流多。
• 4.流量系数
• 进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面 积的比值为流量系数。
•
i
AO Ai
• 进气道流量系数的变化规律
• 当V=0，Ma=0时，i
• 总压恢复系数 • 冲压比 • 空气流量 • 流量系数
进气道的类型
亚音进气道
进气道 超音进气道
扩张形 收敛形
内压式 外压式 混合式
进气道参数
➢总压恢复系数：
σi=P1*/P0*
➢P1*— 进气道出口截面的总压 ➢P0*— 进气道前方来流的总压
➢飞行中亚音速飞机进气道的总压恢复系数：
0.94<σi<0.98 ➢进气道出口流场不均匀会导致压气机喘振、
涡轮发动机进气道
➢涡轮发动机进气道的功用：
➢冲压恢复（压力恢复）—尽可能多的恢复自由气 流的总压并输入该压力到压气机。
➢提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.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。
• 进气道类型 • 进气道组成 • 进气道参数
➢整流锥后气流速度稍有上升,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
➢进气道内所进行的能量转换是动能转变为压 力位能和热能
➢整流锥：前整流锥和后整流锥。
➢气体经过“冲压压缩”后，流经整流锥后气体速 度稍有上升，压力和温度稍有下降，是气流比较 均匀的流入压气机保证压气机的正常工作。
飞机发动机及控制
发动机部件
发动机部件
➢五大部件（component） ➢进气道（inlet duct） ➢压气机（compressor） ➢燃烧室（burner） ➢涡轮（burbine） ➢尾喷管（nozzle）
进气道
进气道
➢进气道的功用是:
➢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。
燃烧室熄火。
亚音速进气道性能参数
➢1.总压恢复系数
➢进气道出口处的总压与来流总压之比。 ➢总压恢复系数是小于1的一个数字。小于1的原因由于流动
损失，使总压下降的结果。
➢ 流动损失包括有唇口损失和内部流动损失。 ➢ 内部流动损失包括粘性摩擦损失和气流分离损失。 ➢ 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
• 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。
亚音速进气道组成
➢ 亚音速进气道是扩张形的管道。它由壳体和前整流 锥组成，进口部分为圆形唇口，内部通道为扩张通 道，是气流在进气道内减速增压。
进气道内气流变化规律
➢前一段气流参数的变化规律是: 速度下降, 压 力和温度升高, 也就是空气受到压缩, 由于空 气本身速度降低而受到的压缩叫做冲压压缩;
。
• 当Mai ＞ Ma时，i ＞１。
• 当Mai ＝ Ma时，i ＝１。
• 当Mai ＜ Ma时，i ＜１。
亚音速进气道
超音速进气道
超音速进气道
➢超音速进气道分为：内压式、外压式和混合式 三种类型。
➢ 内压式：内压式超音速进气道是一个先收敛后扩张形的管 道。气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。 ➢使超音速气流变为亚音速利用扩压降速原理 ➢内压式进气道存在着所谓“起动”问题, 妨碍着它的实 际应用。
面, 保持壁面的光滑。
➢进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 ➢2.进气道的冲压比：
∏i=P1*/P0*
I
P1* P0
ห้องสมุดไป่ตู้ i 1
1 V 2
2 RTO
1
➢冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩 程度越大。
冲压比随飞行速度的变化规律
➢影响进气道冲压比的因素有：流动损失；飞 行速度和大气温度。
➢混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式 组成。超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是 超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部 或扩张段中的正激波转变为亚音速。
➢由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式 进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上 很多采用混合式进气道。
亚音速进气道性能参数
➢3.空气流量
➢单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 ➢单位是:公斤／秒。
qm,a AV K
po* T0*
A0q(Ma)
➢影响流量的因素有: 大气密度, 飞行速度和 压气机的转速。
➢大气密度越高, 进入发动机的空气流量越多,而大 气密度受大气温度和飞行高度的影响
➢流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动 损失大，冲压比低；
➢飞行速度：当大气温度和流动损失一定时，飞行 速度大，冲压比高；
➢大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，大气 温度高，冲压比低。
• 大气温度是随着飞行高度而变化的。
• 当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞 行高度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
➢ 大气温度越高, 则空气的密度越低； ➢ 飞行高度越高, 空气的密度也越低；
➢飞行速度越大, 则进入发动机的空气流量也越多;
➢压气机转速越高, 进入发动机的空气流多。
• 4.流量系数
• 进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面 积的比值为流量系数。
•
i
AO Ai
• 进气道流量系数的变化规律
• 当V=0，Ma=0时，i
• 总压恢复系数 • 冲压比 • 空气流量 • 流量系数
进气道的类型
亚音进气道
进气道 超音进气道
扩张形 收敛形
内压式 外压式 混合式
进气道参数
➢总压恢复系数：
σi=P1*/P0*
➢P1*— 进气道出口截面的总压 ➢P0*— 进气道前方来流的总压
➢飞行中亚音速飞机进气道的总压恢复系数：
0.94<σi<0.98 ➢进气道出口流场不均匀会导致压气机喘振、
涡轮发动机进气道
➢涡轮发动机进气道的功用：
➢冲压恢复（压力恢复）—尽可能多的恢复自由气 流的总压并输入该压力到压气机。
➢提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.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。
• 进气道类型 • 进气道组成 • 进气道参数
➢整流锥后气流速度稍有上升,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
➢进气道内所进行的能量转换是动能转变为压 力位能和热能
➢整流锥：前整流锥和后整流锥。
➢气体经过“冲压压缩”后，流经整流锥后气体速 度稍有上升，压力和温度稍有下降，是气流比较 均匀的流入压气机保证压气机的正常工作。
飞机发动机及控制
发动机部件
发动机部件
➢五大部件（component） ➢进气道（inlet duct） ➢压气机（compressor） ➢燃烧室（burner） ➢涡轮（burbine） ➢尾喷管（nozzle）
进气道
进气道
➢进气道的功用是:
➢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。
燃烧室熄火。
亚音速进气道性能参数
➢1.总压恢复系数
➢进气道出口处的总压与来流总压之比。 ➢总压恢复系数是小于1的一个数字。小于1的原因由于流动
损失，使总压下降的结果。
➢ 流动损失包括有唇口损失和内部流动损失。 ➢ 内部流动损失包括粘性摩擦损失和气流分离损失。 ➢ 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
• 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。
亚音速进气道组成
➢ 亚音速进气道是扩张形的管道。它由壳体和前整流 锥组成，进口部分为圆形唇口，内部通道为扩张通 道，是气流在进气道内减速增压。
进气道内气流变化规律
➢前一段气流参数的变化规律是: 速度下降, 压 力和温度升高, 也就是空气受到压缩, 由于空 气本身速度降低而受到的压缩叫做冲压压缩;
。
• 当Mai ＞ Ma时，i ＞１。
• 当Mai ＝ Ma时，i ＝１。
• 当Mai ＜ Ma时，i ＜１。
亚音速进气道
超音速进气道
超音速进气道
➢超音速进气道分为：内压式、外压式和混合式 三种类型。
➢ 内压式：内压式超音速进气道是一个先收敛后扩张形的管 道。气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。 ➢使超音速气流变为亚音速利用扩压降速原理 ➢内压式进气道存在着所谓“起动”问题, 妨碍着它的实 际应用。
面, 保持壁面的光滑。
➢进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 ➢2.进气道的冲压比：
∏i=P1*/P0*
I
P1* P0
ห้องสมุดไป่ตู้ i 1
1 V 2
2 RTO
1
➢冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩 程度越大。
冲压比随飞行速度的变化规律
➢影响进气道冲压比的因素有：流动损失；飞 行速度和大气温度。