动力装置及燃油系统课件.pptVIP

*8.4.1進氣系統設計進氣系統的主要用途把進來的空氣在能量損失最小的情況下減速到壓氣機要求的進口速度（Ma0.4~0.5）*8.4.1進氣系統設計衡量進氣道工作效率的重要參數進氣道出口總壓恢復，一般定義為進氣道出口氣流平均總壓與自由流總壓之比進氣道出口流場畸變，表示進氣道出口流場中最低總壓值與最高總壓值（或平均總壓值）之間的相對差別進氣道阻力，包括外罩阻力、附加阻力、放氣阻力和排除附面層產生的阻力等對於超聲速進氣道還有工作穩性的要求，即防止進氣道喘振總結：總壓恢復高，出口畸變小，阻力低，工作穩定*8.4.1進氣系統設計進氣道基本形式—亞音速進氣道NACA平貼式進氣道總壓恢復係數一般不超過90%，已很少使用皮託管式進氣道亞音速時可達到接近100%的總壓恢復值*8.4.1進氣系統設計進氣道基本形式—超音速進氣道低超音速時也可採用皮託管式進氣道錐形進氣道（中心體進氣道或軸對稱進氣道）一般在Ma2.0以上使用二維斜板式進氣道使用速度一般到Ma2.0*8.4.1進氣系統設計外壓式進氣道超聲速壓縮過程在進口以外進行，進口以內只進行亞聲速擴散壓縮從超聲速過渡到亞聲速總是要通過正激波來實現的一道斜激波＋一道正激波＝二波系進氣道兩道斜激波＋一道正激波＝三波系進氣道......採用的斜激波數量越多，總壓恢復越大*8.4.1進氣系統設計外壓式進氣道先選用起始斜板角（10°~20°），再根據標準的激波曲線圖和激波搭唇口的原則確定外部的尺寸*8.4.1進氣系統設計外壓式可變幾何形狀進氣道使亞、跨聲速時的進氣道總壓恢復達0.98以上內壓式進氣道由一對內部斜板產生一組斜激波，並在末尾正激波前相交啟動問題和不穩定性使其應用受限*8.4.1進氣系統設計混合壓縮式進氣道在較寬的馬赫數範圍內提供高的總壓恢復和低的外部阻力，並具有可接受的外部氣流轉折量已用於Ma2.5的飛機，如B-70、SR-71同樣存在“不啟動”問題，設計和調節複雜*8.4.1進氣系統設計進氣道形式選用準則*8.4.1進氣系統設計進氣道主要參數確定—進口面積進氣道進口面積也稱捕獲面積，是進氣道進口的迎面投影面積對初步佈局和粗略分析而言，可以基於設計馬赫數和發動機品質流量估算進口面積*8.4.1進氣系統設計教材P.140最後一行表述與圖8.13的不一致“如果發動機品質流量不知道，可以按發動機進口前端面直徑平方（cm2）的0.183倍來初估，或者按發動機最大直徑平方的0.12倍來初估。”（設計示例中提到的圖10.13）*8.4.1進氣系統設計公制下的新圖表根據設計Ma查出Ac/qm,fdj（m2/(kg/s)）如果品質流量未知，可以按發動機進口前端面直徑平方（m2）的127倍來初估*8.4.1進氣系統設計進氣道主要參數確定—外罩無論超聲速進氣道還是亞聲速進氣道，其外罩進口前端面可以不垂直於發動機軸線，而是大致垂直於巡航狀態下當地的氣流方向如果飛機要在大迎角下工作，就需要在這些迎角和巡航狀態迎角之間進行折衷*8.4.1進氣系統設計進氣道主要參數確定—唇緣對於超聲速進氣道，外罩唇緣應該接近尖的。典型地說，其唇緣半徑應該是進口前端面半徑3%~5%對於亞聲速進氣道，其唇緣半徑應該是進口前端面半徑6%~10%內側唇緣半徑往往大於外側唇緣半徑，內側半徑多半在8%，外側半徑多半在4%進氣道進口下側部分，其唇緣半徑比上側唇緣半徑大50%，這有利於減小起飛著陸和機動飛行過程中迎角的不利影響*8.4.1進氣系統設計進氣道主要參數確定—喉道面積針對超聲速進氣道初步設計時，喉道面積可按發動機前端面積的70%-80%確定*8.4.1進氣系統設計進氣道主要參數確定—內管道參數內管道也稱擴壓器或擴散段，是從喉道到發動機進口部分採用皮托式進氣道的亞音速民機內部擴散角不應超過10°擴散段的長度約等於其前端面的直徑*8.4.1進氣系統設計進氣道主要參數確定—內管道參數超聲速進氣道最大效率的理論擴散段長度約為前端面直徑的8倍擴散段長度短於直徑的4倍時，可能發生內流分離，但可以帶來重量上的較大收益對於長的擴散段，應檢查從進氣道進口到發動機進口的氣流通路橫截面面積分佈是否光滑地增加*8.4.1進氣系統設計附面層抽吸及隔道任何在空氣中運動的物體的表面都會有附面層，附面層抽吸通常是從壓縮斜板上除去低能量的附面層氣流，以防止激波誘導分離除非進口很接近機頭（