《航空发动机原理》PPT课件

AERO-ENGINEINLET,CDAVTC,主要内容,亚音速进气道,超音速进气道,进气道防冰,CDAVTC,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,CDAVTC,在各种状态下,将足够量的空气,以最小的流动损失,顺利地引入压气机并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机叶片的振动和压气机失速;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。,进气道的功用,CDAVTC,亚音速进气道主要用于民用航空发动机，而且为单状态飞机大多采用扩张形、几何不可调的亚音速进气道超音速进气道可分为内压式、外压式和混合式三种,进气道分类,CDAVTC,亚音速进气道,组成壳体和前整流锥站位分析00截面进气道前气流未受扰动处的截面0101截面进气道的进口11截面进气道的出口,CDAVTC,进气道的要求,进气道要在任何情况下满足气流速度的转变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，进气道前方气流与出口的速度是不相等的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。,CDAVTC,通道形状0-0与01-01间前一段是扩张形的管道前整流锥后的管道稍有收敛进气道内参数变化规律扩张段收敛断气流速度稍有上升,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。,CDAVTC,亚音速进气道内部气体流动示意图,CDAVTC,流动损失,唇口损失由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的有时气流还会离体通常采用圆头较厚的唇口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内壁面应做得尽可能的光滑,以减小摩擦损失气流分离损失由气流附面层离体而产生的,当通道内扩张度过大时就容易产生因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角,CDAVTC,流动损失,气流流过进气道外壁面时,存在粘性摩擦损失和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面,保持壁面的光滑总压恢复系数总压恢复系数小于飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.940.98。,CDAVTC,流动损失,出口流场的崎变指数进气道出口流场不均匀对发动机的稳定工作有很大影响,会使压气机喘振和燃烧室熄火出口总压参数衡量进气道出口气流流场应均匀,描写流场均匀度的参数,CDAVTC,冲压作用冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。亚音速飞机进气道出口静压P1与P0比值最多在1.7左右冲压作用不是很明显超音速飞机Ma2.0，P1/P0=7;Ma3.0，P1/P0=30;几何可调以防止较大的反压梯度下分离,冲压作用,CDAVTC,冲压比,冲压比i进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值表达式冲压比越大,表示空气在压气机前的冲压压缩的程度越大影响参数流动损失、飞行速度和大气温度影响参数分析,CDAVTC,冲压比随飞行速度的变化,飞行速度V:当大气温度和流动损失一定时,飞行速度越大,则冲压比越高。在没有流动损失的情况下,进气道的冲压比随飞行速度的变化规律随着飞行速度的增大,冲压比变大而且飞行速度越大,冲压比增加的越快。,CDAVTC,冲压比随飞行速度的变化,大气温度T0当飞行速度和损流动失一定时,大气温度越高,冲压比越低。由于大气温度是随着飞行高度而变化的,所以,当飞行速度和流动损失一定时,随着飞行高度的变化,冲压比变化规律:在对流层内,随着飞行高度H的增高,大气温度下降,所以冲压比上升；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。,CDAVTC,亚音速进气道工作状态影响因素远前方未扰动截面气流速度（即飞行速度）发动机工作状态决定压气机进口流量决定了进气道唇口速度c01,CDAVTC,亚声速进气道前方气流流动图,CDAVTC,亚音速进气道成为超音速飞行阻碍超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强的正激波，使总压恢复系数降低,CDAVTC,亚声速进气道前方气流流动图,CDAVTC,超音速进气道,超音速进气道应用要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的特性性能以及与发动机匹配工作设计和使用过程中遇到问题比亚音速复杂设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的损失,CDAVTC,超音速进气道,根据不同对超音速气流减速方法，超音速进气道分为内压式、外压式和混合式三种基本类型,CDAVTC,由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成在设计状态下不考虑粘性时,特殊型面可以保证超音速气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定熵地减速,在管道最小截面处达到音速,之后在扩张段气流继续减速扩压但由于内压式超音速进气道存在着所谓“起动”问题防碍了它的实际应用。,内压式进气道,CDAVTC,进气道的起动过程也就是如何消除进气道进口前的脱体弓形波，建立起最佳流动的过程。有两种途径可以建立起进气道的最佳流动状态一种是增大迎面气流的Ma数；另一种是增大喉部截面面积。,CDAVTC,外压式进气道,组成中心体和外罩工作原理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的。,CDAVTC,外压式进气道,激波系中的激波数目越多，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。,CDAVTC,混合式超音速进气道综合了内压式和外压式的特点先进行一段外压，然后经过斜激波以超音速进入唇口，开始内压最后在喉部或者扩张段经过正激波变为亚音速,混合式进气道,CDAVTC,进气道的防冰,为什么要设置防冰系统当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的地面工作时，发动机和进气道前缘处会结冰结冰会减少进入发动机的空气流量，引起发动机性能损失并可能会使发动机发生故障脱落下来的冰块被吸入发动机或撞击进气道吸音材料衬层时可能造成损坏,CDAVTC,防冰系统要求必须能有效地防止冰的生成工作可靠，易于维护，不会过分增加重量，在工作中不会引起发动机严重的性能损失涡喷发动机防冰部位：进气整流罩，前整流锥和压气机的进气导向器防冰方法：热空气防冰电加温或热空气与电加温混合型,CDAVTC,举例：热空气防冰系统防冰系统的热空气通常取自高压压气机，通过调节活门用导管输至需要防冰的部件防冰系统用过的空气排入压气机进口调节活门由人工选择电磁作动或根据飞机防冰探测系统的信号自动作动管道上可有压力、温度传感器监视防冰热空气的温度和压力，一旦超限给出信号。,CDAVTC,CDAVTC,RB211,CFM56和V2500等发动机防冰由于压气机进口处没有导流叶片,只有和风扇叶片一起旋转的进气整流锥SPINNER整流锥分为两段,前段为复合材料制成,后段为钛合金制成,用连接螺栓固定在一起试验结果表明,这种整流锥结冰的可能性很小,所以,这些发动机的进气整