第3章　进气道压气机涡轮
inlet Compressor and? turbine 
第3.节 进气道Inlet
一. 概述(Introduction)
进气道的作用是引导外界空气进入压气机。对进气道的要求是使气流流经进气道时具有尽可能小的流动损失，并使气流在进气道出口处(即压气机进口处)具有尽可能均匀的气体流场。
????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，一般情况下两者是不相等的。进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。进气道进出口气流状态瞬息万变，而进气道的形状不可能随着变化，因此，空气流经进气道时产生流动损失是不可避免的。进气道的流动损失用进气道总压恢复系数σi来表示:
????? ??????????????????? (3.1-1)
?? 式中p2* ─ 进气道出口截面的总压；p1* ─ 进气道前方来流的总压。
???根据压气机进口截面的流量公式：
??????????????? ??? (3.-2)
?? 可以看出，当发动机工作状态不变时(q(λ2)为定值)，进气道流动损失的大小 改变了气流总压p2*，直接影响进入发动机的空气流量qma，从而影响发动机推力的大小。因此设计进气道时应该尽可能减小气流的总压损失。
??? 对进气道最基本的性能要求是：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。
 亚声进气道(Subsonic Inlet)
????? 亚声进气道是为在亚声速或低超声速范围内飞行的飞机所设计的进气道。它的进口部分为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压。图3..1? 亚声速进气道简图		??? 使用亚声进气道的喷气飞机其飞行速度可达到或略超过声速(约为300～350m/s)，与之相比，压气机进口的气流速度往往较低，一般轴流压气机进口处气流速度为180～200m/s。因此，迎面气流在进入压气机前需要在进气道中减速扩压，气流减速不一定都要在进气道内部进行，因为，若进气道内部扩张角太大，容易使气流分离造成总压损失，所以往往使气流在进气道前方就开始减速扩压，进气道前方气流的减速扩压过程可以近似的认为是理想绝热过程。
????亚声速进气道进出口面积比A1/A2究竟选择多大，这要根据常用的飞行速度、压气机进口气流速度、并兼顾到其他各种工作状态来决定。
????进气道在使用中，不仅其出口处的气流速度是由发动机的工作状态确定的，而且其进口处的气流速度也是由发动机的工作状态确定的，一般情况下它与飞机的飞行速度不相等，因而在进气道前方形成不同的气流流态，如图3.3所示。
图3..2? 亚声速进气道前方气流流动图设计亚声速进气道时，必须十分注意，当发动机在最大工作状态工作时，不能在进气道内出现使气流达到声速的截面(临界截面)，因此进气道中任何一个截面的面积不得小于用下式计算所得的面积：
?? 式中σ──所检查的截面到压气机进口截面的总压恢复系数。根据压气机进口截面的流量公式：
进气道内各截面流量和气体总温均相等，因此任何一个截面与进气道出口截面之间下列关系成立：
式中，令以及 ，则可得：
????飞机的飞行速度不断地变化，发动机的工作状态也由于驾驶员的操作不断变化，进气道前方可以出现各种流态。因此，亚声进气道进口处的唇口必须做得较为圆滑的，以适应不同方向流入的气流。
????对于某些低超声速飞机，仍然可以使用亚声速进气道，在低超声速飞行时，亚声进气道前方某处产生正激波，当飞行Ma数不大时，正激波的总压损失并不太大，例如当飞行Ma数为1.6时，正激波的总压恢复系数为0.896。但是当飞机的飞行Ma数进一步增大时，正激波的总压恢复系数急剧降低，于是必须使用超声速进气道，以减少超声速气流在减速过程中的总压损失。
????亚声速进气道在低超声速条件下飞行时，正激波的位置取决于进气道远前方Ma数(飞行Ma数)和进气道进口截面Ma数(由发动机工作状态确定)。若迎面超声速流管的气流不能全部进入进气道内(φ 1)，正激波则处于进气道前方某处，使一部分气流溢出进气道口外，若迎面超声速流管的气流全部进入进气道内(φ=1)，正激波则处于进气道进口截面的唇口处，通过正激波后的亚声速气流在进气道内的扩张形通道内减速增压。若发动机需要的空气流量进一步增加，超声速气流将进入亚声进气道的扩张形通道内加速 ，正激波后移并加强，正激波后的总压降低，使进气道出口的流量相似参数增加。因此，可以说是发动机所需空气流量相似参数的大小决定了正激波的位置。 
三. 超声速进气道(Supersonic Inlet)
????超声速进气道可以分为三种类型：
????1、外压式超声速进气道
????外压式超声速进气道口外具有尖锥或尖劈，使超声速气流在进气道口外产生一道或数道斜激波，而进气道口内则为扩张形通道，在扩张形通道里又有一道弱的结尾正激波，将超声速气流转变为亚声速气流。一般情况下，较低速度的超声速气流进入口内扩张形通道后，先加速流动，再产生一道结尾正激波，结尾正激波的位置是根据进气道出口q(λ2)值和p2*值的需要，当q(λ2)值需要减小和p2*值需要增大时，结尾正激波将向前移动，反之，则向后移动。
????图3..3? 外压式进气道简图
2、内压式超声进气道
????内压式超声进气道没有尖锥或尖劈，而是让超声速气流直接进入收敛-扩张形进气道通道内，使超声速气流在通道内减速增压，在喉道处达到声速，然后在扩张段内作亚声速减速流动，如图所示。????图3..4? 内压式进气道简图
内压式进气道避免了气流在减速过程中的激波损失，也避免了外压式进气道超声速气流通过斜激波时产生的折角，气流转折使进气道有较大的前缘进气角，产生进气道外阻力。
但是使用内压式超声进气道存在两大问题：①进口截面积A1与喉道截面积Acr之比必须随着进气道前方气流Ma数而变化，以便使喉道处气流速度降至声速。②使用内压式超声进气道存在“起动”问题。当迎面气流以设计值(与喉道面积相对应)流来时，将会在进气道前方形成一道正激波，无法在进气道收敛段内建立起超声速流场，必须使进气道前方的气流达到更高的Ma数或将内压式进气道的喉道面积加大，才能使前方正激波“吞入”内压式进气道的通道内。然后再恢复前方气流Ma数或恢复喉道面积。在飞机上，飞行Ma数无法随意增大 ，只能是放大喉道面积以起动内压式进气道，事实上由于存在起动问题，尚无内压式进气道投入应用。 
起动前                                起动后
图3..5? 内压式进气道起动过程
??? 3、混合式超声进气道
混合式超声进气道与外压式超声进气道同样具有尖锥或尖劈，但是其进气道内通道则与内压式进气道同样为收敛-扩张形通道。混合式进气道简图如图所示。图3..6? 混合式进气道简图
??? 其优缺点介于外压式和内压式进气道之间。在相同的飞行Ma数时，混合式超声进气道的总压恢复系数比外压式超声进气道要高些，外阻也较小，但是与内压式进气道同样存“起动”问题，不过由于经过“外压”以后，内通道进口气流Ma数较低，喉道面积调整范围也较小。
 超声速进气道特性(Performa
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