第7次课进气道(2)（课堂PPT）

5.4超音速进气道,超音速进气道,Ma来流=2.0,Ma需求=0.55,1,5.4超音速进气道,激波：超声速气流中的强压缩波。经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。激波按形状来分有正激波、斜激波。正激波：波阵面与来流垂直。超音速气流经正激波后，速度突跃式地变为亚音速，经过激波的流速指向不变。弓形激波的中间一段可近似为正激波。,2,5.4超音速进气道,斜激波：波阵面与来流不垂直。弓形激波除中间一小段是正激波外,其余部分都是斜激波,与正激波相比，气流经过斜激波时变化较小，或者说斜激波比正激波为弱。此外，气流经过斜激波时指向必然突然折转。因而有两个角度，一个是波阵面与来流指向之间的夹角，或称激波斜角,另一个是波后气流折离原指向的折转角。角越大,激波越强。,3,5.4超音速进气道,激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气。其厚度很小，只有千分之一到万分之一毫米。,4,第五章进气道,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。,5.4超音速进气道,5,5.4超音速进气道,超音速进气道的工作原理：合理的组织激波把超音速气流降低到亚音速；再通过扩张型管道，使得流速进一步降低。,超音区：多道斜激波减速,亚音区：扩张通道减速,6,5.4超音速进气道,超声速气流流过正激波后，必然变为亚声速气流。气流流过正激波比流过任何斜激波的压力损失都大，所以利用斜激波代替正激波就能减小压力损失。利用斜激波，减小气流沿激波法线方向的速度分量，从而降低了激波强度。,斜激波原理,7,第五章进气道,按激波系所处的位置不同，超音速进气道可分为三种：内冲压式：激波系全部在进气道内的超音速进气道；（a）外冲压式：激波系全部在进气道唇口外的超音速进气道；(b)混合式：激波系既在唇口外又在唇口内的超音速进气道。(c),5.4超音速进气道,8,5.4超音速进气道,亚音速进气道,轴对称超音速进气道,二元超音速进气道,9,5.4超音速进气道,1、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。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。,一、外冲压式超音速进气道的工作原理,10,5.4超音速进气道,(一)外冲压式超音速进气道激波理论指出，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512图所示。,图512,11,5.4超音速进气道,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。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513所示。这样的进气道，叫做三激波系外冲压式超音速进气道。,(一)外冲压式超音速进气道,12,5.4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。所以三激波系的压力损失比双激波系的压力损失小。,(一)外冲压式超音速进气道,图513,13,5.4超音速进气道,在一般情况下，增加波系中斜激波的数目，是可以减小压力损失的。但增加斜激波的数目，会使气流的总转折角增大，为使气流顺利地流入进气道，进气道外壳的内壁必须与波系后的气流方向平行。因此，激波数目增多，进气道外壳的扩散程度也要增大。这就迫使流过进气道周围的超音速气流转折角增大，产生强的斜激波，造成较大的外部激波阻力。,(一)外冲压式超音速进气道,14,5.4超音速进气道,因此，在实践中一般是根据设计飞行M数的大小，按照尽量减小内部损失和外部阻力的原则来适当选择激波系。飞行M数在1.52的范围内，采用双激波系。如：歼6型飞机(设计M数为1.6)的进气道就是双激波系的。当飞行M数大于2以后，则采用三激波系的或四激波系的比较有利。如歼7飞机(设计M数为2.05)和歼8飞机(设计M数为2.2)的进气道均采用三激波系。,(一)外冲压式超音速进气道,15,超音速气流经过中心体产生的一道或多道斜激波，减速增压，但气流仍为超音速；再经过一道正激波变为亚音速气流，然后在扩张形的管道内继续减速增压；在设计状态下，正激波位于进口处，斜激波波系交于唇部。外压式超音速进气道结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞机多采用这种形式的进气道。,16,5.4超音速进气道,小结：外压式超音速进气道特点：波系由多道斜激波和一道正激波组成超音区气流单方向偏转激波全部在进气道外优点：结构形式简单起动性能好缺点：气流偏转角较大，阻力较大,(一)外冲压式超音速进气道,17,（二）内压式进气道,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内压式超音速进气道的气流为定熵绝能的流动过程，气流参数的变化是连续的，总压保持不变，即没有总压损失。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。,18,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理内压式进气道是一个具有内型面的管道。它的截面积先收缩后扩张，外表面是平直的。高压空气在先收缩后扩张的超声速喷管中能基本上等熵膨胀为超声流，人们就自然地试图将收扩喷管倒过来使用，使超声速来流在收扩形管道内基本上等熵滞止为亚声流，这就是内压式进气道的基本设想。,19,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理内压式进气道的内型面设计成使超声速气流在收缩段内由M0经过一系列马赫波(无限弱斜激波)等熵地滞止为声速。喉道前为超声速，喉道处为声速，喉道后为亚声速，然后在扩张段内进一步扩压减速。由于气流的滞止是通过一系列马赫波，气流参数是连续变化的，过程是等熵的，因而没有总压损失。速度下降时，静压及温度相应地上升，而总温是不变的。这种情况我们叫作内压式进气道的理想情况。,20,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理为了使进气道正前方的气流能够全部进入进气道，不致在进气道前产生脱体激波，造成压力、流量损失，在结构上需要根据设计飞行Ma数，确定适当的喉部面积与进口面积比，即“收敛断面积比”此式表明，按理想情况工作的内压式进气道，它的喉道面积和进口面积的比值由飞行M数M0决定。M0越大，越小；M0越小；越大。其变化关系见图5-14,21,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理从物理意义上说，飞行M数越高，需要的通道收敛度越大，即应越小，才能将M0较高的气流滞止为声速。反之，M0越小，则可以大一些。图5-14,图5-14,22,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理如果进气道是按照某一个较高的M数设计的，收缩段收缩比较厉害。当此进气道以小于设计M数工作时，面积比就显得太小，为通过此小于设计M数进入进气道的全部空气流量，喉道面积就显得太小。这时喉道堵塞，限制了进入进气道的空气流量。因而在超声速进气道前出现脱体激波，如图5-15所示。,图5-15,23,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理进口前的正激波(弓形波)后是亚声流，通过亚声速溢流，减少进入进气道的流量。由于正激波后扩张形流管上的压强大，故进气道附加阻力也很大。此时进气道进口截面的流速是亚声速，进气道内的气流参数与理想情况也大不相同。这种情况称为内压式进气道“未起动”。,图5-15,24,（二）内压式进气道,1、内压式进气道的工作原理进气道“未起动”是由于飞行M数小于设计M数MD时，喉道面积好像“变小”，喉道堵塞，迫使进气道前溢流，并不是由于发动机需要流量太小而造成的。发动机能吸入进气道喉道所能通过的最大流量，也就是说，内压式进气道喉道处仍然保持为声速。由于飞行总是有起飞、爬升、加速、巡航、俯冲和下滑降落等各种状态，必然会偏离设计M数。如果内压式进气道几何形状不变，就会出现内压式进气道“未起动”状态，进气道性能很差。内压式进气道的“起动”问题是其实际应用的一个基础障碍。,25,（三）混合式进气道,混合式进气道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,26,混合式超音速进气道外罩的折转角比较小，因此，外罩的波阻比外压式的小波系中的斜激波数目较多，总压损失较小，总压恢复系数较高；内压部分的气流马赫数较低，起动也比较容易飞行马赫数大于2的飞机大都采用混合式的进气道。,27,（三）混合式进气道,特点：波系由多道斜激波和一道正激波组成；气流偏转小于外压式；部分激波在外，部分在内；优点：阻力小于外压式进气道；进气道内部的正激波可以根据发动机工作状态自动调整位置和强度，工作比较稳定；进气道内部Ma较小，缓和了“起动”问题；,28,（四）超音速进气道的调节,超音速进气道的三种工作状态临界状态结尾正激波位于喉道超临界状态Ma增加或背压下降所致正激波强度增加，总压损失增大产生高频振动-痒振亚临界状态Ma下降或背压上升所致结尾正激波被推出口外外流阻力增大产生低频振动-喘振,29,（四）超音速进气道的调节,高Ma，进气锥向前移动低Ma，进气锥向后移动,30,（五）进气道总结,1）亚音速进气道：结构简单，重量轻在Ma=0.6-1.2之间，总压恢复系数可达0.97-0.98在Ma=1.5左右，总压恢复系数约为0.93采用可调的复杂超音速进气道增重约200公斤。一些低超音速飞机也采用亚音速进气道2）超音速进气道：用调节锥或者调节板产生斜激波将高超声速气体减速至低超声速再用一道弱正激波将气流减速至亚音速超音速进气道扩压段与亚音速进气道没有区别,31,5.5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。,32,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,5.5进气道的防冰,33,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。,5.5进气道的防冰,34,5.5进气道的防冰,35,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流锥都没有防冰装置采用了宽弦风扇叶片的涡扇发动机由于叶片稠度较小,而且采取了防外来物打伤的措施,故这些发动机的进气整流锥都没有防冰装置维修在对进气道进行维修时要特别注意进气道内不能有多余物同时还要注意保持进气道的形面，不要用硬的工具敲打进气道,36,5.6进气道喘振,进气道喘振是一种故障现象。发生进气道喘振时，气流将在管道内发生激烈的振动，正激波在进气口内外迅速地前后移动，以致能听到飞机头部传来“膨膨”的响声。进气道喘振不但会引起燃烧室熄火，而且可能损坏飞机和发动机的结构。,37,5.6进气道喘振,进气道喘振的根本原因：流入进气道的空气流量与发动机需要的空气流量之间发生了矛盾。在飞行M数小于1.5时，激波的强度不大，流入进气道的空气流量与发动机需要的空气流量之间的矛盾不很突出，因此不会引起进气道喘振。当M数1.5时，如果流入进气道的空气流量大于发动机需要的空气流量时，进气道出口反压升高，到了一定程度，就将正激波推到唇口外，形成三叉形激波，出现了溢流，使进气量下降。而正激波的前移，使锥体上的附面层内有一层气流受到阻滞，并发生倒流现象，于是气流从锥体上分离，沿流动方向逐渐扩张，如下图所示。,38,5.6进气道喘振,进气道喘振的根本原因是：这会使喉道有效面积减小，这样，流入的空气量又低于发动机的需气量，进气道出口反压急降，正激波被吸入管道内(气流分离层也被吸除)，溢流现象消离。此时，流入进气道的空气量又超过发动机的需气量，正激波再次被推出，如此循环往复，使管道内气流压力和流量随之反复脉动，即进入喘振喘态。,39,5.6进气道喘振,防止进气道喘振的基本原理：防止进气道出口处反压增大和防止锥面上的气流发生分离。例如，用于歼7飞机上的涡喷7发动机设有油门杆制动锁，飞行M数在1.5以上时，它使油门杆不能收到低压转子转速和n197%的位置，以免发动机需气量减少过多，进气道出口处反压增大，将正激波推出唇口外。,40,5.6进气道喘振,又如歼7飞机在23框间机身两侧各设置一放气门(见下图)，在飞行M数1.5的情况下断开加力或拉驾驶杆使水平尾翼前缘向下偏过201时自动打开，排出进气道内的多余空气，避免进气道出口处反压增大，正激波被推出唇口。,41,5.6进气道喘振,再如，把中心锥体的表面做得粗糙些，并在其上安装扰流器(见下图)，目的在于提前把靠近锥体表面的层流附面层变成絮流附面层。使附面层内速度很小的气流层变薄，不致有很多空气收到阻滞，这样就能推迟和减小气流在锥面上的分离，有利于消除喘振。,42,5.7歼七飞机的超音速进气道,歼-7飞机采用了带中心锥体的两激波系外冲压式三级可调节超音速进气道，以适应飞机高空超音速飞行的要求。只有实现进气道和发动机之间相匹配，才能保证发动机在各种飞行条件下稳定工作。此前的亚音速和跨音速的歼-5、歼-6飞机所采用的是亚音速进气道，空气流量和发动机能相协调，所以不需要专门的空气流量调节系统。,43,5.7歼七飞机的超音速进气道,而歼-7飞机为两倍音速的飞机，当飞行速度不断增加超过M1.5后，进入进气道的空气超过了发动机所需的流量，必须设法有效地改变进气道口截获气流的面积并排出多余的气流。此外由于进气道口在超音速条件下已经产生激波，进气的激波损耗较大，需要将产生较大阻力的正激波转变为阻力较小的斜激波。,44,5.7歼七飞机的超音速进气道,为此采用了超音速尖锐唇口设计并在圆形截面进气道的中心加装一个锥体，中心锥体可以根据不同的飞行速度前后进行移动。这样不但可以改变进气道口气流截获面积，而且可以产生所需要的斜激波并将其保持在给定的位置上。歼-7飞机的进气道唇口较为尖锐，唇口半径为0.5毫米，这种结构适应高空高速飞行，但在低空机动飞行时易发生气流分离，因此歼-7I型飞机将进气道唇口改钝，唇口半径由0.5毫米增加到2.0毫米，改善了低速飞行状态下的进气特性。,45,5.7歼七飞机的超音速进气道,调节锥安装在机头罩内进气道的中心，由调节锥、导筒和作动筒组成。调节锥的锥体有35度和50度两级锥角（歼-7III的调节锥体积进一步加大了），由于雷达测距器天线安装在调节锥内，因此采用了具有重量轻、强度大以及高频电磁波穿透性能好等特点的玻璃钢材质。锥体内外层均为玻璃布胶板，中间是蜂窝夹层结构。,46,5.7歼七飞机的超音速进气道,歼七飞机调节锥,调节锥用一圈螺钉固定在导筒套上，通过导筒套由信号发送器、液电阀、液压作动筒来带动，可以沿导筒前后滑动。当锥体伸出时使座舱的调节锥伸出信号灯亮，飞行员就可以了解调节锥所处的位置。中心锥的最大调节行程为200毫米，中心锥和进气道轴线相对机身水平基准线下倾3度。,47,5.7歼七飞机的超音速进气道,进气道和发动机相容性不好不仅会降低飞机的性能，还能够引起进气道和发动机不稳定工作，严重时甚至引起发动机失速、喘振或停车，危及飞行安全。调锥系统就是为了使进气道进气流量与发动机所需流量供求相匹配，保证发动机的进气需要。歼-7飞机的调锥系统是根据飞行M数进行调节的开关式系统，设有三级调节，由M数传感器感受飞机的飞行M数来控制进气道中心锥的运动。当飞机的飞行M数小于1.5时调节锥在液压作动筒的作用下始终保持收进位置，调节锥伸出进气口的距离为60毫米。,48,5.7歼七飞机的超音速进气道,当M数等于1.5时，调节锥在液压作动筒的作用下使调节锥伸出并保持在M1.5的位置。当M数大于1.9时，调节锥在液压作动筒作用下伸出并保持最大的位置，调节锥伸出进气口的距离为170毫米。歼-7I型飞机的调锥系统由三级调节改为无级调节，实现了调节锥运动与发动机进气需求的同步匹配，更好地提高了进气性能。飞行M数参数由空速管向调锥系统提供，歼-7E型飞机改为由大气数据计算机提供，调锥系统由包括大气数据计算机、信号,49,5.7歼七飞机的超音速进气道,发送器、液电阀、液压作动筒等电子、电气和液压附件组成的闭合自动调节系统。歼-7III型飞机的调锥系统则改为根据发动机压气机静增压比进行无级自动调节，进一步改善了进气道与发动机的匹配准确性，提高了进气道与发动机工作的稳定性，更加有效地防止了发动机出现喘振和空中停车现象。,50,5.7歼七飞机的超音速进气道,为了保证在起飞或低空进气量的需要，在机身两侧壁各设有一个靠进气道内外压差来调节开关的辅助进气门。另外还设有进气道防喘放气门，当飞行M数大于1.7切断发动机加力时，为防止在短时间内发动机转速降低，空气流量减小引起进气道和发动机喘振而自动打开防喘放气门。歼-7飞机的进气道是典型的机头迎面式轴对称进气道，其优点是波阻小、迎面空气来流不受机身干扰、进气总压畸变很小。,51,5.7歼七飞机的超音速进气道,但在大迎角飞行时，中心锥产生的激波角发生变化。迎风一侧激波角增加，背风一侧则减少，迎角同时使进气道唇口倾斜，气流被迫绕过尖唇口将会产生较严重的气流分离，最终使迎风面激波射人唇口并在管内形成复杂的波系，进气道口激波系状态恶化将引起进气道不稳定工作，从而使总压恢复大幅度降低并引起畸变而影响进气道与发动机的匹配性能。另外超音速飞行时，迎角的增大会降低进气道的最大流量系数，使溢流增大，严重时会诱发进气道喘振而造成发动机空中停车。因此歼-7飞机在飞行M数大于1.5、发动机全加力状态下，当水平尾翼前缘向下偏转20度时防喘放气门也都将自动打开。,52,5.8超音速进气道主要经历的四个阶段,（一）三维轴对称进气道这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位置是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。如歼七、F104。美国“黑鸟”也采用这种三维轴对称进气道，但安装在机翼上。,53,5.8超音速进气道主要经历的四个阶段,（一）三维轴对称进气道随着战斗机性能不断提高，其对进气要求也越来越严格，三维轴对称进气道在某方面存在着一些不足，无法满足现代飞机高机动性的飞行要求，第一、它速度调节范围小。由于三维轴对称进气道是利用中心锥在轴上前后移动来调节进气的，因此，调节范围小，若改变中心锥截面积的调节方法，则构造复杂，黑鸟的解决方式是混压式进气道；第二、它抗进气畸变的能力弱。正常飞行时，进气均匀，畸变小，但作高机动飞行时，迎角和侧滑角动作都会破坏气流的对称性，使进气道效率降低；第三、如果进气口安置在头部，则不利于电子设备的这安装，其进气通道也太长，能量损失较多，空间浪费严重，机头进气方式基本上已不再使用。,54,5.8超音速进气道主要经历的四个阶段,（二）二维矩形进气道为了克服三维轴对称进气道的缺点，六十年代又出现了二维矩形进气道，其进气口形状为矩形或近似矩形。最早采用二维矩形进气道的是美国F4“鬼怪”战斗机；二维进气道通过固定的或者可调的斜板来调节激波，激波的参数随斜板的角度改变，所以调节也就是调节斜板的角度。二维进气道的优点是利用铰接的压缩斜板移动调节进气的，因此，其速度调节范围大，通过附面层隔板和楔形进气口的转动，可使进气道在机动飞行时的适应范围得到改善，抗进气畸变能力增加，大迎角飞行特性好等。矩形：歼8、楔形：F14/F15、米格29、苏27,55,5.8超音速进气道主要经历的四个阶段,歼8,F15,米格29,F4,矩形,楔形,56,5.8超音速进气道主要经历的四个阶段,（三）CARET进气道CARET就是卡尔特进气道，中文叫做后掠双斜面超音速进气道或者双斜切乘波进气道(还有叫尖脊进气道的)。一般而言，超音速进气道就是以上常见的两类，但是近些年来，随着人们对隐身性能的要求和新一代作战飞机的研制，CARET进气道得到了越来越多的重视，并已经在F-18E/F和F-22两种飞机