外压式进气道.pdf

进 气 道 原 理 - 86- 第四章 外压式进气道 与内压式进气道不同，这一种进气道是在进气道外、通过激波将气流从超声速滞止为 亚声速，故称为外压式进气道流入外压式进气道的气流是亚声速流，气流在进气道内继 续扩压 外压式进气道是获得广泛应用的进气道从气动力角度看，常见的有两种外压式进气 道，如图 4- 1 所示一种是扩压式进气道，或称皮托式进气道它与亚声速进气道形状相 似，在进口前形成脱体正激波，正激波后是亚声流，流入进气道由于气流经过正激波的 总压损失大， 故一般只适合于6 . 1 0 M的跨声速或低超声速范围内使用， 如米格- 19， F- 16 等飞机进气道就是这一类另一种是外斜激波系进气道，如图 4- 1(b)，进气道由罩壳及二 维楔形板组成超声速进气流进入进气道前，先通过二维楔形板产生的两道斜激波滞止和 偏转，然后再通过在进口外的一弱正激波，将超声流转变为亚声流进入进气道内，在扩散 形内通道内继续滞止扩压，再流向发动机 图 4- 1 超声速气流通过斜激波系及一道弱正激波滞止为亚声流比通过一道正激波滞止为亚 声流的总压损失要小，因而外斜激波系式进气道的性能比皮托式进气道要好得多，尤其是 高M数时性能改善更多。

例如5 . 2 0 =M，通过一道正激波的总压恢复系数5 . 0= BX σ， 而通过一道激波角 o 43=β的斜激波和一道弱激波组成的激波系，其总压恢复系数 76. 0= BX σ 外斜激波系进气道实质上是用进气道外的由斜激波和一道弱正激波组成的激 波系来代替一道弓形正激波，使超声速气流以较小的总压损失滞止为亚声速气流 二维外斜激波系进气道的斜激波由二维楔形板产生，进气道可做成戽斗式的，如 F- 14 和米格- 25 飞机的进气道 也可以做成三维的(轴对称的)外斜激波系进气道， 斜激波由进气 第四章 外压式进气道 - 87- 道的前伸的中心锥体产生如米格- 21、SR- 71 飞机的进气道 由于斜激波系外压式进气道性能比较好，而且不存在起动问题，所以应用很广泛 §4- 1 外压式进气道的工作原理 现在示例分析一个四波系(3 斜激波+1 正激波)外压式进气道的工作情况这是一个二 维进气道 ， 由三级中心楔 0- 1- 2- 3 及外罩组成 中心楔角 分别为 1 δ、 2 δ及 2 δ(图 4- 2) 超声速气流流向楔角为 1 δ的压缩面 0- 1 时，形成第一 道斜激波 OA，激波斜角为 1 β。

超声速气流通过第一道斜 激波 OA 后，气流方向平行于 0- 1 面，气流转折角 1 δ，速度由 0 M降为 1 M，静压由 0 p升 为 1 p斜激波 OA 后的气流仍为超声流，因而压缩面 1- 2 产生第二道斜激波 1A，斜激波 角为 2 β第二道斜激波 1A 后的气流方向平行于 1- 2 面，相应的气流转折、波后速度及波 后压强分别为 2 δ、 2 M及 2 p同理，第三道斜激波为 2A，其激波斜角为 3 β，波后的气 流方向平行于 2- 3 面，相应的气流转折、波后速度及波后压强为 3 δ、 3 M及 3 p通过最后 一道正激波，气流M数由 3 M降为亚声速流 4 M，压强由 3 p升高为 4 p，气流方向不变 超声速气流通过激波系，由超声流 0 M滞止为亚声流 4 M，压强由 0 p升高到 4 p，气流总 的转折角 321 δδδδ++=，气流经过激波系的总压恢复系数 nS σσσσσ⋅⋅⋅= 321 式中 1 σ、 2 σ及 3 σ分别代表通过第一、第二和第三道斜激波的总压恢复系数， n σ代表通过最 后一道正激波的总压恢复系数 为了保证在进口处形成正激波，必须将罩壳内表面安排得与 3 M气流方向(即压缩面 图 4- 2 进 气 道 原 理 - 88- 2- 3 的方向)一致。

通常我们将各道斜激波在设计M数时均与外罩唇口 A 相交，这样可以 保持流量系数等于 1.0 以及避免有害的附加阻力 正激波后的气流情况可以有两种安排第一种是进气道的内通道截面积逐步增大，气 流在扩张形通道内不断地滞止到进气道出口的M数(对于涡轮喷气发动机， 进气道出口M 数约为 0.5 左右对于冲压发动机，则为 0.3 左右)进气道进口是亚声速流(0 . 1 4 M)， 从进气道进口到发动机进口的内通道全长度内也都是亚声流， 因此进气道出口(发动机进口) 的压力和流量的扰动会一直传播到进气道进口处，会影响进气道进口处的正激波的位置 如果进气道出口的反压使得正激波正好 位于进气道进口处，称为临界状态如果进气 道出口反压大于临界值，即发动机流量减少 时，正激波被推离进口，这种情况为亚临界状 态 通过正激波后的亚声速溢流和流管扩张来 适应进气道出口反压的增大和实现流量平衡 如果进气道出口反压小于临界值， 即发动机流 量增大时，正激波进入进气道内，这种情况叫 超临界状态由于正激波进入扩张形内通道， 激波的强度增大， n σ下降，故总的总压恢复 系数 BX σ下降， 和进气道出口流量增大()(λq 增大)相适应。

进气道出口反压的下降并不破 坏进气道进口前的流动情况， 只影响通道内正 激波的位置如图 4- 3 所示，进气道三种工作 状态由正激波位置来决定 第二种是进气道内通道截面积先收缩后 扩张，在进口下游不远处有个临界截面(即喉 道)如图 4- 4 所示 进气道进口处的气流为亚声速， 在收缩形 内通道中加速， 于喉道截面tt −处加速到声速， 气流在喉道后扩张形通道内加速到超声流， 通过结尾正激波气流转变为亚声速 当进气道出口反压变化时(相应的进气道出口的)( 2 λq 及发动机折合流量发生变化)， 正是靠结尾正激波在扩张段内的位置变动， 使进气道进口前 保持设计状态时的流动情况进气道出口反压降低时，结尾激波向下游移动，激波强度增 大， 激波损失增大， BX σ下降； 反之， 进气道出口反压增大时， 结尾激波向上游移动， BX σ 增大通过结尾激波位置的移动，使进气道与发动机流量相匹配 图 4- 3 第四章 外压式进气道 - 89- 图 4- 4 - - - - - 无临界截面 - x- x- x- x- 进口 E- E 截面无激波 只要进气道出口的反压的大小，不超过使结尾激波位于喉道截面的值，进气道进口前 设计状态时的流动情况可以保持不变。

如果进气道出口的反压超过此值，结尾激波消失 进一步增大进气道出口反压，进口处的正激波被推离进口 由上面的分析可见，对于进气道内通道内没有喉道截面的外压式进气道，进气道出口 的扰动(例如反压增大)会直接影响进气道进口前的流动情况，使进入进气道的流量减少， 附加阻力增大对于进气道内通道内有喉道截面的外压式进气道，进气道出口的扰动可以 通过结尾激波位置的变动(相应的喉道后超声区长度的变化)来实现进气道与发动机的流量 匹配而不致破坏进气道进口前的流动情况在这里，喉道后的超声区的作用好像是个缓冲 器但是需要指出，这是靠结尾激波移动来实现的，因而就增加了结尾激波引起的总压损 失，以及由于结尾激波增强引起的激波附面层干扰现象和相应的气流畸变增大也就是说 稳定工作范围的扩大是靠增加总压损失和恶化进气道出口畸变情况来达到的 通道内没有喉道截面的外压式进气道的工作特点是，只要干扰一旦消除，进气道出口 反压回复到设计值，则正激波就会回到进气道进口处，流动即回复到设计状态这个问题 在上一章第三节中已经讨论过 对于通道内有喉道的外压式进气道，如果进气道出口反压能够保证结尾激波在喉道下 游，反压变化的扰动消失时，可以回复到设计状态，即使进气道出口反压增高，使结尾激 波消失，甚至将进口处的正激波推向进气道进口上游，当反压降低，正激波可以逐步移向 进口，如果反压回复到设计状态，结尾激波仍可回复到喉道下游扩散段内，整个进气道的 流动情况也回复到设计状态时的流动情况。

进气道的这种自动恢复到设计状态下流动情况的性质叫作“自起动” ，这是外压式进 气道的特点，也是它的一大优点 §4- 2 外压式进气道的流动损失 进 气 道 原 理 - 90- 进气道内部流动的损失的大小可以用总压恢复系数 BX σ来描述我们知道， BX σ对于 发动机的推力和耗油率有重要的影响因此，争取尽可能高的 BX σ是进气道设计的一个基 本目标 进气道内流的总压损失包括激波系的总压损失、喉道以后通道中的总压损失和壁面摩 擦损失 fksBX σσσσ⋅⋅= (4- 1) 式中 s σ是从 0- 0 截面到进气道喉道 t- t 截面间、激波系的总压恢复系数 ns σσσσ⋅ ⋅ ⋅ ⋅⋅= 21 (4- 2) 1 σ， 2 σ⋯是各道斜激波的总压恢复系数， n σ是正激波的总压恢复系数式中 k σ是进气 道喉道后扩散通道中的总压恢复系数， f σ是考虑摩擦损失的总压恢复系数下面分别讨 论之 [Ⅰ]激波系的总压损失 一个已设计好的进气道，根据飞行M数及进气道的几何参数，按照气体动力学的激 波理论可以算出气流流经每道激波的总压损失，从而算出整个激波系的总压损失及相应的 总压恢复系数 s σ。

对于超声速进气道而言，激波系的总压损失占进气道全部总压损失 80%以上因此合 理地组织激波系使尽 s σ可能是提高进气道性能的一个重要问题，也就是说，配波问题是 一个重要问题 以一道斜激波和一道正激波的二波系进气道为例， ns σσσ⋅= 1 飞行M数一定时， s σ的大小与楔角δ有关，如图 4- 5 所示当δ增大时，斜激波的总压 恢复系数 1 σ逐步下降，斜激波后的气流M数 1 M也下降，即正激波前的M数下降，因而 正激波的总压恢复系数 n σ逐步上升 所以， 随着δ的增大， s σ先是上升， 在 最佳 δδ =时， 第四章 外压式进气道 - 91- s σ最高，然后开始下降如果 极限 δδ =，则是一道强斜激波，斜激波后是亚声流，因而 正激波不出现，这时的总压损失和一道正激波滞止相近 图 4- 6 是不同飞行M数下二波系进气道 s σ与δ的关系如图， 0 M增大时， s σ值比 0 M小的情况下的 s σ要低这是因为 0 M大，整个激波系强度大，故总压损失大， s σ低 另外由图可见，每一 0 M下都有一个 最佳 δ，其时 s σ最高而且， 0 M越高， 最佳 δ也越大 这是因为当 0 M增大时，如果δ不相应地增大，则δ及斜激波强度相对说就比较小，斜激 波后的M数就比较大，使正激波强度过大，使 n σ大大下降，导致整个激波系总压恢复系 数 s σ降低。

所以只有当 0 M增大时，相应的增大δ角，使斜激波和正激波的强度均适中， 以保证 s σ最高这就是二波系外压式进气道的配波原则 如果是多波系进气道，各道激波应该如何配置与选择，才能使 s σ最高？ 对于具有1−n道斜激波、一道正激波的多波系进气道，K. Oswatisch 提出了一个用求 图 4- 5 图 4- 6 进 气 道 原 理 - 92- 极值的方法来确定最大总压恢复系数的理论 经过任一道激波的总压恢复系数为 ∗ ∗ + = i i i p p 1 σ （, 1 , 0=i…1−n） (4- 3) 对于绝热压缩过程， ∗ ∗ + −= ∆ i ii p p R S 1 ln (4- 4) 对于整个激波系， ∗ ∗ + − = − = Π∑ −=∆= − i i n i n i i n p p S RR SS 1 1 0 1 0 1 ln 1 (4- 5) 由平面斜激波理论， 1 22 12 1 sin 1 1 2 1 1 βρ ρ Mkk k + + + − = 1 1 sin 1 2 1 22 1 1 2 + − − + = k k M k k p p β 1 1 2 1 1 1 2 1 2 −− ∗ ∗         ⋅         。