涡轮发动机结构之进气道-亚音速进气道流动损失

亚音速进气道结构类型一亚音速进气道的要求二亚音速进气道内参数变化三PART亚音速进气道的结构类型一亚音速进气道结构类型亚音速进气道壳体前整流锥PART二亚音速进气道的要求进气道要在任何情况下满足气流速度的转变进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定的，而进气道出口的气流速度是由发动机的工作状态决定的；一般情况下，进气道前方气流与出口的速度是不相等的。对进气道最基本性能要求是：飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状态下，进气道都能以最小的总压损失满足发动机对空气流量的要求。亚音速进气道的要求PART进气道内参数变化三亚音速进气道通道形状0-0至01-01间前一段是扩张形的管道前整流锥后的管道稍有收敛进气道内参数变化规律扩张段：速度下降，压力上升，温度上升；收敛断：速度上升，压力下降，温度下降；备注：气流速度稍有上升,压力稍有下降,可以使气流比较均匀地流入压气机保证压气机的正常工作。进气道内参数变化亚音速进气道的流动损失回顾：进气道的功用功用以尽可能小的流动损失，为发动机供应适量的空气

哪些损失类型？说出进气道的主要损失类型目标亚音速进气道超音速进气道超音速进气道的损失二涡轮框架三亚音速进气道的损失一亚音速进气道存在的损失类型主要有：唇口损失摩擦损失激波损失附面层分离损失一亚音速进气道损失亚音速进气道流动损失摩擦损失唇口损失分离损失由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的损失空气存在粘性，产生附面层导致能量损失；逆压力梯度导致附面层分离损失空气粘性、壳体表面粗糙导致摩擦损失一亚音速进气道损失总压恢复系数衡量损失大小飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94－0.98一亚音速进气道损失一般进气道，为了保证气流在流动过程中不产生分离，使其总压恢复系数最大，要求其内壁的半扩散角不能大于4°～5°一亚音速进气道损失总压恢复系数衡量损失大小出口流场不均匀对发动机的稳定工作影响较大,会使压气机喘振和燃烧室熄火出口流场畸变指数一亚音速进气道损失超音速进气道的损失二涡轮框架三亚音速进气道的损失一思考亚音速进气道在超音速飞行时会产生什么问题？二超音速进气道损失亚音速进气道超音速飞行产生弓形激波二超音速进气道损失思考亚音速进气道在超音速飞行时会产生什么问题？二超音速进气道损失总压损失高达80%推力超音速飞行时会产生激波损失二超音速进气道损失超音速进气道存在的损失类型主要有：唇口损失摩擦损失附面层分离损失激波损失二超音速进气道损失小结进气道的损失类型进气道空气流量单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量影响流量的因素有：大气密度、飞行速度和压气机的转速。大气密度越高，进入发动机的空气流量越多；而大气密度受大气温度和飞行高度的影响：大气温度越高，则空气的密度越低；飞行高度越高，空气的密度也越低；飞行速度越大，则进入发动机的空气流量也越多；压气机转速越高，进入发动机的空气流多。空气流量飞机的飞行速度不断地变化，发动机工作状态也由驾驶员操作不断变化，进气道前方可以出现各种流态。进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面积的比值为流量系数。用来评价进气道的流通能力。空气流量C0=0,φ=∞C0<C1,φ>1C0=C1,φ=1C0>C1,φ<1C0：飞行速度C1：压气机进口气流速度流量系数大小决定于：

飞行M数和发动机工作状态0<

<

为适应的变化，减少唇口气流分离，设