进气道与尾喷管的参数选择

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1、航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式进气道与尾喷管参数选择1航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式飞机总体设计框架主要参数计算主要参数计算设计设计部件外形设计部件外形设计要求发动机选择发动机选择机身机身机翼机翼尾翼尾翼要求布局型式选择布局型式选择起落架起落架进气道进气道分析计算分析计算三面图三面图是否满足重量计算重量计算是否满足部位安排图设计要求？设计要求？气动计算气动计算部位安排图最优最优？？性能计算性能计算结构布置图结构布置图结构分析结构分析2航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式内容提要•进气道参数选择-进气道的功用与要求-进气道的参数及其选择•尾喷管的型式和主要参数选择-尾喷管的功用-尾喷

2、管工作特征的参数-尾喷管的型式-尾喷管主要参数选择3航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式进气道的功用与要求•进气道的功能减速增压，将动能转变为压力能，提供给发动机。注：-亚音速时：进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行-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4航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式进气道的功用与要求•增压过程的压力损失–摩擦–当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换–超音速，因激波的产生而引起压力的损失5航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式进气道的功用与要求•进气道总压恢复系数σ-进气道出口总压与进口总压之比p0出σ=p0入-σ是衡量进气道增压效率的系

3、数，σ越大，气流的压力损失越小。6航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式进气道的功用与要求•设计要求–保证供应发动机所需要的空气流量；–总压恢复系数σ的值最大;–与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽量减小;–进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质良好。7航空宇航学院进气道的参数及其选择单击此处编辑母版标题样式•亚音速进气道的参数选择-几何参数：1.进气道进口的面积S进口2.进气道的长度：从进口至发动机压气机进口的距离L3.唇口前缘的曲率半径8航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式-如何确定这些参数?1）确定进气道的设计点（巡航或最大飞行速度状态);2）确定设计飞行速度V、设计飞行高度H和空

4、气流量m；∞空气3）选择进气道的进口面积S进口根据：m空气=S∞v∞ρH=S进口v进口ρ进口m空气S=进口vρ进口进口v进口＝v进口v∞通常可取v进口=0.59航空宇航学院公式中空气流量m如何确定？单击此处编辑母版标题样式空气在设计点上，根据发动机特性数据表确定发动机所需要空气流量m；或按发动机通常所给空气定的海平面最大推力状态下的空气流量m进0空气行换算。公式中空气流量ρ如何确定？进口按一维定常绝热流的基本关系式进行计算参考“空气动力学”第185页，例题7-110航空宇航学院4.）单击此处编辑母版标题样式选定进气道的长度–内壁的半扩散角不能大于4°～5°–圆柱段长度不能小于0.5～1.0倍发

5、动机的最大直径。5）进气道唇口部分的剖面形状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经验公式选定：r=(0.04~0.05)S进口11航空宇航学院6）对于单击此处编辑母版标题样式两侧进气道，一般应设置附面层隔道目的：为避免机身的附面层进入进气道，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。12航空宇航学院-特点1）所积累的经验表明：总压恢复系数（单击此处编辑母版标题样式=0.97～0.98）。2）结构简单、重量轻，在设计点附近工作时稳定可靠。3）一些跨音速和超音速飞机也可以采用

6、这种形式的进气道，只是其唇口前缘半径较小，L／D要比亚音速进气道大一些。例子：F-16，重量比可调的复杂进气道减轻182kg。在M=0.6～1.2时总压恢复系数高达0.98，M=2时，仅为0.74，损失较大。13航空宇航学院•超音速进气道的参数选择单击此处编辑母版标题样式分类：按进口的截面形状：二元（矩形截面）三元（圆形截面、半圆形截面等）。按波系结构和压缩方式分三种型式：外压式内压式混合式14航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式外压式进气道（M＜2.5）混合式进气道（M＞2.5）15航空宇航学院超音速进气道调节锥或调节板单击此处编辑母版标题样式功用：用调节锥或调节板产生斜激波，使气流第一步先

7、减速至低超音速，然后再经过一道M数接近于1的正激波，达到亚音速。亚音速的扩散段与亚音速进气道没有什么差别。16航空宇航学院单击此处编辑母版标题样式调节锥或调节板上压缩面的数目，即进气道中斜激波的数目，可以做成单级双波系的、二级三波系的或三级四波系。17航空宇航学院超音速进气道总压恢复系数单击此处编辑母版标题样式超音速进气道，压力损失主要是激波损失。其总压恢复系数主要取决于波系结构中总压恢复系数σ。