第三部分涡喷发动机典型部件.pptVIP

航空发动机原理; 绪论 航空发动机发动机发展回顾与展望 第11章 第一部分 热力学和气体动力学基础 第1章 第二部分 航空燃气轮机的工作原理 第2章 第三部分 发动机部件工作特性 第3,4章 第四部分 典型发动机工作特性 第5,6,7,8,9章 第五部分 其他发动机机简介 第10章;§ 3.1 进气道 § 3.2 压气机 §3.3 涡轮 § 3.4 燃烧室 §3.5 加力燃烧室 §3.6 尾喷管 ;§ 3.1 进气道 ;*;*;*;;;*;*;*;*;*;*;3.1.1 概述;3.1.1 概述;3.1.1 概述;3. 进气道的主要类型 ;3. 进气道的主要类型 ;3. 进气道的主要类型 ;3. 进气道的主???类型 ;3. 进气道的主要类型 ;3.1.2 亚音速进气道 ;3.1.2 亚音速进气道 ;M1为压气机进口的M数，它决定于发动机的转速和进口的总温T1*； Mi为进气道的进口M数，决定于M1，与飞行的M数M0没有直接的关系。;根据流量连续有 等熵条件（总参数不变）得 ;而q(li)或(Mi)主要是决定于发动机的工作状态，M0与Mi无直接关系。所以，随着飞行M数的变化(或q(l0)的变化)， f是变化的。;(1)当M0下降时， f增加，可大于1，出现如图(b)所示的流动模型。若M0=0，则F →∞，流动模型如图(a)所示，气流从前面各方进入进气道。;(2)当M0增加时， F下降，图(c)表示F 1。 (3)当M01时，在进气道前出现脱体激波，如图(d)所示。气流经过正激波，总压有损失，静压上升，激波后气流继续滞止，直到进气道进口Ai截面，M数达到Mi，相应地恰好是发动机对进气道所要求的q(li)。如果飞行M数有变化，则自动调整激波强度和相对位置。;3.1.2 亚音速进气道 ;3.1.2 亚音速进气道 ;3.1.2 亚音速进气道 ;3.1.2 亚音速进气道 ;3.1.2 亚音速进气道 ;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;*;（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上 当飞行M数下降时，如图(a)所示，激波交点前移，通常叫做亚临界工作状态， f1，要产生较大的附加阻力。 当飞行M数增加时，如图(b)所示，通常叫超临界工作状态，这时候si要下降，激波交点进入进气道，有可能影响进气道的稳定工作。 ; （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。 ;（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si下降， f1，外阻增加，并可能导致喘振。 ;（3）喘振 正激波被推出口外之后，由于正激波比较强，与锥面附面层干扰的结果很容易出现分离，在分离之后，损失增加，使喉道的有效流通面积减小，流量受堵，迫使激波更加前移，强度更加加强，激波直往前推，直到锥面的顶部附近，附面层比较薄，波后不再分离了，损失突然减少，喉道通畅了，激波又后移。 由此交替进行，产生流量和压力的低频大振幅脉动，这就是进气道喘振。 它的危害甚大，不仅使发动机性能下降，面且有可能造成发动机熄火或损坏机件。 ;（4）嗡鸣 当进气道处于超临界工况时，扩压段中正激波后移，波的强度加强，当其达到一定强度后，会出现强分离造成的高频振动，叫做嗡鸣。 造成嗡鸣的原因与上面(3)相反，是转速上升或进气的总温T1*下降，发动机需要更多的流量，而流量受到进气道喉道的限制，所以，会使正激波自动地后移，增加激波强度，使p1*下降，则使压气机进口的q(l1)上升。 当正激波加强到一定的程度时，在扩压段反压的作用下有可能在激波后出现分离，在分离后，总压p1*下降，激波前移，分离消失，这时总压p1*又不适应发动机需要的密流函数，激波又后移，由此交替进行，造成压力脉动，出现嗡鸣。;（4）嗡鸣 嗡鸣的特点是频率高，振幅小，嗡鸣本身会使发动机的推力略有下降，一般来说，危害不大。但超临界工况本身引起的压力恢复下降，带来推力下降的影响是不能忽视的。;喘振与嗡鸣;（5）共同工作的特性图 进气道的工作情况，取决于发动机工作状态和飞行的M数。总压恢复系数。 式中，A1——压气机进口截面积，与Ai一样，对于一定的发动机，都是定值。; 因为s是q(l1)和M0的函数，所以，总压恢复系数si可表示为 ;超