二维外压超音速进气道临界工作状态是指

第二章 进气系统的工作原理与特性

第二讲 超音速进气道特性及调节

2.4 超音速进气道特性

超音速进气道不仅要在设计飞行M 数下和设计的发动机流量状态下工作，而且还要在不同的飞行条件和不同的发动机状态下工作，也即是在非设计状态下工作。作为对进气道性能的要求，不仅要在设计状态下有好的性能，同时在非设计状态下也必须有较好的性能，以保证推进系统的性能发挥。要了解性能的变化，就要研究进气道特性。超音速进气道的性能参数（xi i i C 、、φσ等）随着飞行M 数（0M ）和发动机所需流通能力（一般以发动机进口截面的相对密流，即)(1λq 来表征）的变化规律，称为超音速进气道的特性。

当飞行M 数（0M ）一定时，进气道性能参数随)(1λq 的变化规律称为进气道的节流特性；在发动机状态一定的条件下，进气道性能参数随0M 的变化规律为进气道的速度特性。下面，我们只重点讨论外压式进气道的节流特性。

2.4.1 外压式进气道的性能参数

2.4.1.1 总压恢复系数i

σ 外压式进气道的总压损失包括激波损失和通道内的摩擦、分离损失等。所以，有

f

s i σσσ?=式中：s σ──进气道所有激波的总压恢复系数；

f σ──通道内摩擦、分离等的总压恢复系数。

2.4.1.2 流量系数i

φ1

由定义可知，i

i A A 0

=

φ。对于已经设计好的进气道，i A 是一定值，0A 随进气道工作状态的变化而变化。在设计状态下，激波系处于有利位置，显然此时1=i φ。在非设计状态下，凡是进口处有溢流发生的情况，如d M M <0使斜激波角增大偏离有利位置，或进口出现脱体激波等，则1<i φ。2.4.1.3 外部阻力系数xi

C 外部阻力系数xi C 的定义见式（2-6），外压式进气道的外部阻力与进气道出口的流通能力密切相关，必须根据具体的进气道工作状态而定。

2.4.2 外压式进气道的三种工作状态

当飞行M 数不变时，进气道的流动状态要随进气道出口流通能力)(1λq 的变化而变化。为分析问题方便，我们把进气道的工作状态划分为临界工作状态、亚临界工作状态和超临界工作状态三种形式。

为分析问题方便，以设计M 数为例来说明各种工作状态的特征。由前面的分析可知，在一般的设计状态下，进气道内通常为亚音速气流（t λ接近于1.0），在设计的出口反压作用下，唇口前的闭合激波位于内通道进口稍前的位置上。

如果稍增大进气道出口的流通能力，则出口反压有所下降，恰好使通道前的气流加速至喉道为当地音速，即0.1=t λ，而反压的控制使扩散段内仍为亚音速气流，进气道的这种流动状态称为临界工作状态，如图2-13（a ）所示。

(a) 临界工作状态 （b ）超临界工作状态 （c ）亚临界工作状态

图2-13 外压式进气道的三种工作状态（设计飞行M 数）

再进一步增大出口流通能力，则反压下降较多，使气流在喉部后的扩散段内继续加速，

并产生超音速区，最后再经过一道激波减速为亚音速气流。进气道的这种流动状态称为超临界工作状态。这时，通道内的激波由于与通道壁面附面层相互作用，具有较复杂的形状，其损失在量值上接近于正激波，也常称之为结尾激波。如图2-13（b ）所示。

若在临界工作状态的基础上减小出口的流通能力，则反压增大，使通道内气流减速，均为亚音速流，反压的提高影响到整个亚音速流动区域，故使得闭合激波逆气流前移。进气道的这种状态称为亚临界工作状态，如图2-13（c ）所示。

由上面的分析可知，对于几何尺寸确定的进气道，其工作状态的改变是由)(1λq 的变化确定的。因此，在应用中要分析进气道工作状态的变化，关键是要确定)(1λq 与临界工作状态的cr q )(1λ的关系。

下面，分析影响cr q )(1λ的因素。参考图2-13（a ），由喉部与出口截面的流量连续方程（设不考虑摩擦损失）可得：

)()(1

1t t

cr q A A q λλ=

（2-9）由前面的分析可知，在临界工作状态下，当d M M ≤0时，由于0.1=t λ，所以

cr q )(1λ保持为常数。而当d M M >0时，则经过斜激波的气流M 数也随之增加，那么闭合

激波的位置就会后移，进入内通道，由于不能稳定于收敛段中，所以越过喉部而进入扩散段。唇口前的闭合激波一旦消失，则进入内通道的气流成为超音速气流，那么按照式（2-8）所确定的t A 就显得过大了，所以喉部的气流仍为超音速（0.1>t λ），且在扩散段继续加速，在某一位置经激波减速为亚音速流。在d M M >0的范围内，把闭合激波位于喉部稍后位置上的流动状态定义为临界工作状态。因此，由式（2-9）可知，

cr q )(1λ应随着0M 的增大而减小。如图2-14所示。

这样，在不同的0M 下，只要通过)(1λq 与

cr q )(1λ的比较，就可以确定进气道所处的工作状态。即

d

M 00

M 图2-14 cr q )(1λ随0M 的变化

)(1λq =cr q )(1λ 临界工作状态

)(1λq >cr q )(1λ 超临界工作状态 )(1λq <cr q )(1λ 亚临界工作状态

2.4.3 外压式进气道的节流特性

进气道的节流特性一般是在进气道特性试验装置中由实验获得的。该实验在超音速风洞中进行，试验时由超音速风洞产生给定的M 数的超音速气流，通过改变进气道出口处的流量，测得进气道的性能参数及出口流场。图2-15表示的是迎角 0=α时，几何不可调节的外压式进气道节流特性的典型形式，图中用两种不同的坐标关系表示。

对进气道节流特性的特点，可作如下的分析。

当0M 不变时，以d M M =0为例，参见图2-16，以临界状态“cr ”为分界点，当)(1λq 增大时，进气道为超临界状态，且随)(1λq 的增加，超临界程度加剧，结尾激波后移（例如由位置l 后移至位置2），激波强度加强，总压损失增大，i σ减小。由于结尾激波的移

S

xi

C i

φi

σi

σM M 00<d M M 00=d

M M 00>xi

C d

图2-15 外压式进气道的节流特性

动并未对唇口前的流动造成任何影响，所以i φ和xi C 均保持不变。若进一步增大)(1λq 至“B”点，则会出现一种不稳定的流动状态──痒振，此时的)(1λq 称为痒振边界。当从临界点开始进行节流时，)(1λq 减小，进气道进入亚临界工作状态。在一定的范围内，由于激波损失减小，i σ可能稍有增大。而随着)(1λq 的减小，闭合激波不断前移（例如由位置3前移至位置4），与斜激波的相互作用增强，形成复杂波系，导致总压损失增大，i σ减小。同时，由于闭合激波前移，形成溢流，使得外部阻力增加，xi C 增大，并且也使i φ下降（i φ<1）。当)(1λq 减小到一定程度时（如达到“S”点），会在进气道中出现另一种不稳定流动状态──喘振，此时的)(1λq 称为喘振边界。

当d M M <0时，由于气流速度减小，所以气流的摩擦损失会减小，激波损失因激波强度的减弱而减小，因此，总压恢复系数增大，i σ特性线上移（见图2-15）。0M 减小时还使得斜激波角度变大，偏离有利位置，溢流量增大，i φ减小。同时，斜激波角度变大还可使外罩阻力和附加阻力增大，所以xi C 有所增加（见图2-15）。 当d M M >0时，则与0M 减小时

的情形相反，i σ特性线下移，xi C 也减小。还值得注意的是，进气道的稳定工作范围减小了（见图2-15）。

2.4.4 外压式进气道的不稳定工作

如前所述，当外压式进气道处于严重的亚临界工作状态时，进气道会进入喘振状态；而当外压式进气道处于严重的超临界工作状态时，进气道则会进入痒振状态。这二种状态都是进气道的不稳定工作状态。2.4.4.1 喘振

在严重的亚临界工作状态下，波系中的正激波远离唇口位置并且与斜激波相交形成复杂的流动，一种可能的结果是：在正激波与斜激波的交汇点处，迎面气流经过不同的波系，如图2-17中的I 、Ⅱ两个流管中的气流，因为总压损失不同而形成了“滑流层”（即速度梯

图2-16 外压式进气道节流时的性能参数变化

￥

5

百度文库VIP限时优惠现在开通,立享6亿+VIP内容

立即获取

飞机推进系统原理2超音速进气道特性及调节 电子教材

第二章 进气系统的工作原理与特性

第二讲 超音速进气道特性及调节

2.4 超音速进气道特性

超音速进气道不仅要在设计飞行M 数下和设计的发动机流量状态下工作，而且还要在不同的飞行条件和不同的发动机状态下工作，也即是在非设计状态下工作。作为对进气道性能的要求，不仅要在设计状态下有好的性能，同时在非设计状态下也必须有较好的性能，以保证推进系统的性能发挥。要了解性能的变化，就要研究进气道特性。超音速进气道的性能参数（xi i i C 、、φσ等）随着飞行M 数（0M ）和发动机所需流通能力（一般以发动机进口截面的相对密流，即)(1λq 来表征）的变化规律，称为超音速进气道的特性。