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第七章 进气道与尾喷管的参数选择

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第七章 进气道与尾喷管的参数选择 进气道、尾喷管和发动机是飞机动力装置的三个主要组成部分，其中发动机是核心。航空发动机本身就带有进气道和尾喷管，发动机的设计工作者也要进行进气道和尾喷管的设计，所以进气道和尾喷管可说成是飞机设计和发动机设计的结合部，由于它们同时直接与飞机的飞行状态（飞行速度和高度等）和发动机的工作状态都有关系，所以比较复杂，存在着相互协调和匹配的问题。 随着飞行M数的提高，进气道和尾喷管在动力装置中所占的地位也越来越重要，有的超音速飞机，在最大加力状态下，进气道和尾喷管所产生的推力已占相当大的比重，越来越引起飞机设计工作者的重视。

§7.1 进气道的参数选择 进气道是喷气飞机动力装置的主要组成部分之一，它直接影响发动机的正常工作和最大效率的发挥，同时也在很大程度上影响飞机的飞行性能。 随着现代飞机和发动机性能的不断提高，对进气道的要求也越来越高，进气道与发动机工作的协调和匹配问题也日益复杂，越来越需要把整个飞机的动力装置做为一个整体，进行一体化的设计，这方面有专门的文献资料。本章内容仅限于简要介绍常规的对进气道参数进行初步选择的基本方法，以满足飞机总体方案初步设计的需要。 进气道的功能是将流入进气道的空气减速增压，将一部分动能转变为压力能，然后提供给发动机。 在亚音速飞行时，进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行，在进气道中的增压作用不大。但随着飞行速度的增大，进气道的增压作用则越来越大，当飞行M数加大到M=1.2～1.4时，进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同了。当飞机以更高的飞行速度飞行时，进气道的增压作用更强。比如当M＞3时，进气道对气流的增压比已接近40:l，此时压气机的增压作用就变成次要的了。可见对进气道的增压作用不能忽视。 气流在进气道增压过程中，总是要有压力损失的。这是由于有摩擦，当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换而引起的。在超音速时，还会因激波的产生而引起压力的损失。因为在气流流经进气道时有压力损失，所以，气流在进气道出口处的总压总是小于进气

道进口处的总压。进气道出口总压与进口总压之比，称为进气道的总压恢复系数出0p入0pσ。

即： 入出00

p

p

=σ （7.1）

实际上，σ是一个衡量进气道增压效率的系数，σ越大，说明在进气道中气流的压力损失越小。 在进行进气道的参数选择时，主要应考虑满足以下几方面的要求： · 107 · 1．使进气道能保证供应发动机所需要的空气流量，在飞机的全部飞行范围内和在发动机的各种工作状态下，进气道的工作应始终稳定可靠，因此，在按主设计点选择进气道的参数时，还要考虑兼顾非设计点的情况； 2．应尽量使气流在进气道中减速增压时的能量损失最小，也就是要求进气道的总压恢复系数σ的值最大；

3. 要考虑与飞机的总体布置相协调，并且能使进气道的外部阻力尽量减小； 4．要求进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质良好。

一、亚音速进气道的参数选择 亚音速进气道通常是简单不可调的扩散式进气道，如图7.1所示。

图7.1 亚音速进气道 首先要选定的几何参数是进气道进口的面积。 进口S

在具体进行进气道的参数选择之前，需要考虑按哪一种飞行状态来设计进气道的问题。也就是说，首先要确定进气道的设计点或设计工作状态。当然，进气道的设计点或设计工作状态，总是对应于飞机最重要的飞行状态的，例如巡航状态或最大飞行速度状态。 进气道的设计点确定以后，设计飞行速度、设计飞行高度H和发动机的空气流量

等参数，均为已知的常量。按设计点的要求选定进气道的参数和所设计的进气道，自然可以保证进气道在飞机最重要的飞行状态下，处于最佳工作状态，工作效率提高。

∞v空气m

当然，进气道并不总是在设计点上工作，还要经常在非设计点上工作，所以，在按设计点的要求选择进气道的参数时，还需要考虑兼顾非设计点的情况，使之有足够宽的工作范围。 进气道的进口面积，按在设计工作状态下，发动机的空气流量来确定。

进口S空气m

根据质量守恒定律，按图7.l所示，

进口进口进口空气

ρρvSvSm

H==∞∞

进口进口空气进口ρv

mS= （7.2）

由（7.2）式可知，为了求出进气道的进口面积，需要选定进口处的气流速度，或者与飞行速度之比值，即进口处的相对速度进口v进口v进口v。 · 108 · ∵

进口

进口vvv=

∞

∴ ∞vvv进口进口＝ (7.3)

进口处的气流相对速度进口v的大小与飞行状态有关，在所选定的设计状态下，是某一个定值，由设计者根据飞机的设计要求和所选用的发动机情况来选定。 进口v

从进口v的含意来说，它代表了气流在进气道进口前面被阻滞和压缩的程度，进口v取值越小，则意味着气流在进气口外面减速增压的比例越大。例如当取进口v=0.5时，气流大约有75％的速度冲压将是在进气口以前完成的。在选定进口v时，应考虑发动机压气机进口速度的需要，以及进气道长短等方面的影响因素。 根据经验，进口v的取值范围，在进气道的设计点上或者说在设计工作状态下，进口v=0.3～0.7。通常，在对亚音速进气道的参数进行初步选择时，可取进口v=0.5。

进口v选定后，确定了值，然后对在设计高度上，气流由设计速度减小到时的空气密度进口v∞v进口v进口ρ进行计算。得到进口ρ后，即可由（7.2）式求出进气道的进口面积。 进口S

在用（7.2）式计算时，需要知道在进气道设计点上发动机所需要的空气流量。如果在所选用的发动机特性数据表中没有给出此值，则需要按发动机通常所给定的海平面最大推力状态下的空气流量进行换算，求出进气道设计状态下的空气流量。

进口S空气m

进口0m空气m 另一个需要选定的参数是进气道的长度，即从进口至发动机压气机进口的距离L。 亚音速进气道的长度，要根据发动机在机身内或是在吊舱中的部位安排情况及对进气道内壁扩散角及收敛角的要求而定。一般进气道，为了保证气流在流动过程中不产生分离，使其总压恢复系数σ最大，要求其内壁的半扩散角不能大于4°～5°。假如管道需要转弯和弯曲，

则其横截面面积的变化应是平滑的，并且在最后一段的管道轴线应与发动机压气机的轴线重合，最后一段不能再使气流扩散，而应有一定的收敛角或是设计成圆柱段，以保证气流在进入压气机前速度场的均匀和稳定。对于发动机安装在机身内的情况，这一段的长度不能小于0.5～1.0倍发动机的最大直径。 进气道唇口部分的剖面形状对进气道的性能也有较大的影响，应按不产生气流分离的要求进行选择。唇口前缘的曲率半径可按下面的经验公式选定：

进口Sr)05.0~04.0(= （7.4）

进气口前缘的外表剖面形状应与机身或吊舱的外形平滑过渡。进气道外部的剖面形状应按保证外部阻力最小的要求设计，并不决定于进气道内管道的形状。 进气道唇口的前缘半径r和前缘部分的剖面形状选定后，则进气道的喉道面积也就确定了。此时，应对喉道处的气流速度进行验算，对于高速飞机而言，在任何飞行状态下都不能在喉道附近产生局部激波，否则会使

喉S

σ急剧下降。

此外，如果进气道在机身两侧，为避免机身的附面层进入进气道，应设置附面层隔道，隔板与机身之间的间隙大小，与进气口距机头的距离有关。初步设计时，隔道的间隙可按距

· 109 · 机头每米不小于10mm的标准来选取，例如进气口距机头4m，则隔道间隙应为40mm。 应该指出，上面所引用的确定进气道基本参数的关系式和数据都是近似的，只能供飞机初步方案设计或进行毕业设计时参考和选用。考虑实际气流全部特性的进气道的理论相当复杂，许多问题还只能靠试验来解决。 设计和使用亚音速进气道所积累的经验表明，如果设计得完善，这类进气道可以达到很高的总压恢复系数（σ=0.97～0.98）。

这种进气道没有复杂的调节系统，其优点是结构简单、重量轻，在设计点附近工作时稳定可靠。因此，一些M＜l.6的跨音速飞机及某些飞行M数较大但主要设计点选在跨音速范围的超音速飞机，也可以采用这种形式的进气道，其参数的选择方法基本上与上述步骤相同，只是其唇口前缘半径较小，即进气口前缘比较尖，并且通常L／D要比亚音速进气道大一些。 这种进气道，在超音速状态下工作时，进口前形成正激波，气流经过激波后，减至亚音速再进入进气道，如图7.2所示。

图7.2 进气口前出现正激波 据外刊报道，美国的F-16战斗机采用的就是这种结构简单的进气道，使其质量比可调的复杂进气道减轻了182kg，在M=0.6～1.2时总压恢复系数高达0.98，但是当M=2时，σ仅为

0.74，损失较大。

二、超音速进气道的参数选择 在进行具体参数选择之前，首先要根据飞机的设计要求和总体布置情况，选定进气道的型式，包括其压缩方式、波系结构和调节方案。按进口的截面形状，超音速进气道可分为两类：二元的（矩形截面的）和三元的（圆形截面的、半圆形截面的等）。按波系结构和压缩方式分，进气道可分为外压式、内压式和混合式三种型式，二元或三元的进气道都可能有这三种不同的压缩型式。如图7.3所示。 外压式进气道，调节比较简单，调节系统不很复杂，重量也比较轻，所以在超音速飞机上得到了广泛的应用。 内压式进气道需要很复杂的调节系统，并且难于起动和进入设计状态，因此，虽然其σ值

可能比较高，但目前仍末得到实际的应用。 混合式进气道对工作状态的变化和各种干扰也很敏感，当飞机作机动飞行、迎角变化很大以及打开或关闭发动机加力燃烧室时，都会对进气道的工作产生影响。这种进气道适用于工作状态比较单一的超音速飞机。

· 110 ·

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第七章燃烧室的空气流动

第七章燃烧室的空气流动


5. 冷却火焰筒壁面用气：占35%
作用：隔热、吸收冷却 由于耐热材料的发展及涡轮冷却技术的改进，使α逐渐 减少，T4*不断提高，这就要求保护在高温下工作的火焰筒， 因此大量采用壁面气膜冷却技术，有引导地并分段接力地将 冷却空气沿火焰筒内壁面流动，一则用于隔热，二则用于吸 热冷却，从当前大量实验和使用情况看，效果较好。 随着航空发动机向高参数发展（所谓高温高压和高速） ，燃烧室进口和出口温度都有不断提高的趋势，可用于冷却 的空气也越少，这将是未来火焰筒设计面临的又一困难问题 。
•
• 扩压器的性能必须对以下两点不敏感：进口速度 分布和燃烧室相对于前置扩压器出口流路位置的 几何变化。 • 对于高进口马赫数的扩压器，增加扩压器长度可 以有效地降低压力损失。但为了减少发动机的长 度和重量，扩压器长度必须短。一个好的扩压器 设计必须兼顾考虑压力损失和发动机长度之间的 矛盾。
扩压器设计要求
• 必需接受压气机出口高马赫数的燃烧室扩压器，其主要设 计要求如下： – 压力损失小。通常，扩压器压力损失应该小于压气机出 口总压的2%。 – 长度短。可以使用一些特殊结构，例如环形分流片，以 缩短长度。 – 没有流动分离（短突扩区除外）。 – 流动均匀，包括周向和径向。 – 在所有的工作状态下，具有动态流动稳定性。 – 对压气机出口流或出口流动状况的变化不敏感。
图9 二维扩压器压力损失 18
图10 压气机出口动压头与出口马赫数的关系
P P 3.0 1 1 AR 2 CP P 3.0 PS 3.0 P 3.0 T T T
19
（二）空气动力学扩压器
• 这种空气动力学扩压器在压气机下游有一个短的前置扩压 器和一个较长与前置扩压器出口截面连起来的燃烧室整流 罩。前置扩压器典型的面积比一般为1.5-2.0，这样可以在 燃烧室进气斗的进口截面降低速度头，并可以提供沿着进 气斗的边缘平滑的流动转向，没有太大雍塞效应。进气斗 的内外通道设计成给以后的扩压流路提供平滑过渡，以免 出现流动分离。进入中间通道的气流在一个短直扩压器内 扩压，然后倾倒入头部区域。 • 空气动力学扩压器的内外通道的压力损失较小，但是中间 气流压力损失通常高于环形突扩扩压器。空气动力学扩压 器对机械公差也很敏感。燃烧室整流罩较小的径向位置改 变可以导致通道面积分布显著的改变。
航空发动机总资料

航空发动机总资料

第一章概论航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。

P3空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。

不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。

涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。

在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。

P4燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。

由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。

涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。

按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。

P5航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。

对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。

第十三章 进气道控制资料

第十三章 进气道控制资料

第十三章 进气道控制



进气道是航空发动机动力装置中一个十分重要的部件。现代 飞机动力装置进气道的主要功能是：供给发动机需要的空气 流量；保证发动机在各种状态下都能稳定工作；对进入进气 道的空气进行压缩，使气流的部分动能变为压力能。 气流流过进气道，总要产生压力损失。这种损失是磨擦、形 成涡流（当速度场不均匀，气流分离时）和热交换引起的， 而当超声速气流受到滞止时，还有因产生激波而引起的压力 损失。因为有损失，所在进气道中实际能达到的增压比值小 于理论上可能达到的值。 为了有效而充分的发挥进气效果，现代发动机进气道应该保 证：有尽可能高的总压恢复系数：压气机进口处的流场要足 够地均匀；在各种使用工作状态下都能稳定地工作（没有严 重的气流分离和压力脉动）；外部阻力尽可能小。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性 （5）共同工作的特性图 当飞行M数上升时，在进气道的前部，斜激波的交点 要落到进气道内，有可能造成不稳定工作，在进气道 的后部，总温T1*上升，q(1)下降，则发动机需要的 流量小于进气道供给的流量，自动地谓整正激波前移 并减弱，这时候有可能把正激波 推出口外，甚至出现喘振。 另一方面，由于飞行M数 的增加，i是下降的。
(a)
(b)
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上
此外，例如轴对称进气道受到气流迎角或侧滑角的
影响时，破坏了波系的对称性，在对称的部位上有 可能同时出现上述两种不同的情况。
超音速进气道 3. 超音速进气道特性
（2）扩压段的正激波被推出口外 出现这一现象的原因是发动机所需要的流 量小于进气道所提供的流量，在压气机前 反压增加，正激波前移，直至被推出口外 。 这种现象出现在发动机转速下降或进口总 温T1*增加的时候。 出现这一现象，破坏 了波系的组织，会使i下降， <1，外阻 增加，并可能导致喘振。
第三章 进气道压气机涡轮

第三章 进气道压气机涡轮

第3章进气道、压气机和涡轮inlet 、Compressor and turbine第3.1节进气道Inlet一. 概述(Introduction)进气道的作用是引导外界空气进入压气机。

对进气道的要求是使气流流经进气道时具有尽可能小的流动损失，并使气流在进气道出口处(即压气机进口处)具有尽可能均匀的气体流场。

进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定的，而进气道出口的气流速度是由发动机的工作状态决定的，一般情况下两者是不相等的。

进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。

进气道进出口气流状态瞬息万变，而进气道的形状不可能随着变化，因此，空气流经进气道时产生流动损失是不可避免的。

进气道的流动损失用进气道总压恢复系数σi来表示:(3.1-1)式中p2* ─ 进气道出口截面的总压；p1* ─ 进气道前方来流的总压。

根据压气机进口截面的流量公式：(3.1-2) 可以看出，当发动机工作状态不变时(q(λ2)为定值)，进气道流动损失的大小改变了气流总压p2*，直接影响进入发动机的空气流量qma，从而影响发动机推力的大小。

因此设计进气道时应该尽可能减小气流的总压损失。

对进气道最基本的性能要求是：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。

二. 亚声进气道(Subsonic Inlet)亚声进气道是为在亚声速或低超声速范围内飞行的飞机所设计的进气道。

它的进口部分为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压。

图3.1.1 亚声速进气道简图使用亚声进气道的喷气飞机其飞行速度可达到或略超过声速(约为300～350m/s)，与之相比，压气机进口的气流速度往往较低，一般轴流压气机进口处气流速度为180～200m/s。

因此，迎面气流在进入压气机前需要在进气道中减速扩压，气流减速不一定都要在进气道内部进行，因为，若进气道内部扩张角太大，容易使气流分离造成总压损失，所以往往使气流在进气道前方就开始减速扩压，进气道前方气流的减速扩压过程可以近似的认为是理想绝热过程。