内压式进气道

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1、第三章内压式进气道第三章内压式进气道上一章讨论了亚声速进气道的工作情况及有关问题，下面我们来讨论超声速进气道的工作原理及有关问题。对于超声速进气道来说，主要的问题是如何将迎面超声速来流滞止为亚声流，将气流的动能有效地转变为压力能，并使进气道出口气流的M数及均匀度符合发动机的要求。同时注意使进气道阻力尽可能减少。如果我们采用皮托式进气道于超声速飞行，在进气道前会产生一道弓形激波(图3-1)。超声速气流通过弓形激波被滞止为亚声速，但伴随有很大的总压损失，s很低。因此，BX飞行M数较高的飞机进气道(M>1.5)不宜采用皮托式进气道。0图3-1由气体动力

2、学可知，超声速气流通过一组斜激波及一道弱正激波滞止为亚声速，其总压损失比通过一道强正激波滞止超声速气流要少。斜激波数目越多，超声速气流滞止为亚声速的总压损失就越小。超声速进气道形式尽管各不相同，但是它们的基本思想都是合理地组织激波系，用适当的斜激波系来代替强正激波滞止超声速气流以获得较高的总压恢复系数s。下面先讨论内压式进气道的工作原理与特点。BX§3-1内压式进气道的工作原理如图3-2，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-65-进气道原理

3、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。早在第二次世界大战期间，德国的Oswatisch和Eggink以及美国的Kantrowitz和Donaldson就各自提出了这种设想。图3-2如图3-2所示，收—扩形管道进口为1-1截面，其截面积为A；管道截面积最小的地1方叫作喉道，喉道面积记为A。为了分析方便，我们假定：t(1)截面上的气流参数分布均匀，可按一维流来分析内压式进气道的工作。(2)不考虑气流粘性，因而不考虑附面层及摩擦损失。内压式进气道的内型面设计成使超声速气流在

4、收缩段内由M经过一系列马赫波(无0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。写下远前方来流与喉道截面间的连续方程**Kpq(l)AKpq(l)A000ttt=**TT0t**由于T=T，故0t-66-第三章内压式进气道*Aq(l)pq(l)t000=×=*A0q(lt)ptq(lt)sA0引入流量系数f=，代

5、入上式可得A1AAAq(l)ftt00=×=×(3-1)AAAq(l)s101t在理想情况下，q(l)=1，s=1，f=1，故tAöt÷=q(l)(3-2)÷0A1ø理此式表明，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M决0At定。M越大，越小；M越小，00A1At越大。其变化关系见图3-3。A1从物理意义上说，飞行M数越高，需要的通道收敛度越大，即图3-3AtA=应越小，才能将M较高的t0A1At气流滞止为声速。反之，M越小，则A=可以大一些。0tA1如果进气道是按照某一个较高的M数设计的，相应的A比较小，收缩段收缩

6、比较厉tAt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A1进入进气道的全部空气流量，喉道面积A就显得太小。这时喉道堵塞，限制了进入进气道t-67-进气道原理的空气流量。因而在超声速进气道前出现脱体激波，如图3-4所示。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。此时自由流管¢面积和流量系数均减少为A及0¢A0f¢=，溢流量为A1¢(A-A)rv。由于进气道有正0000激波，气流通过正激波的总压损失很大，s低，与皮托式进气道BX在超声流中工作相似。由于正激波图3-4后扩张形流管上的压强大

7、，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”。需要指出，进气道“未起动”是由于飞行M数小于设计M数M时，喉道面积好像“变D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。下面通常都按喉道处保持声速这样的条件来分析和讨论问题。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At设计M数。如果内压式进气道几何形状不变，即A=不变

8、，就会出现内压式进气道“未tA1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。§3-2非设计状态下内