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塞斯纳庞巴迪

进气系统

  涡轮喷气发动机进气系统的主要作用是:引入空气,并尽量利用气流的冲压来对发动机增压,并使动能损失最小,进气口位置的安排,应注意使速度分布均匀,附加的阻力小;同时还应使进气口的位置不易吸入杂物,以免损坏发动机内部的零件如压气机叶片等。
  进气系统主要包括进气口和进气道。 

  进气口的位置——进气口的位置与发动机的位置、数目和型式等有关。常见的有机头正面、短舱正面、机身两侧和机翼根部进气,此外还有翼下和翼上进气等型式。

  机身内部安装一台或两台涡轮发动机,多采用机头正面进气形式小这种进气形式的优点是,迎面气流冲压助利用效果好,但由于进气道长,进气道内部摩擦阻力大,所以动能的损失也较大;同时机身内部的空间不好利用,雷达和武器的安装不便,而且座舱的视界也不太好。

  在这种情况下,也可采用机身两侧进气的型式。这种安排的进气道较短,内部动能损失较小,头部空间好用来安装雷达和其他设备。但由于气流沿机身流过很长一段距离,在机身形成的附面层较长较厚,气流会从进气口壁分离,这样就会使气流冲压的利用不好。如果附面层发展严重,可能出现进气道中气流不稳定甚至发生脉动、抖振和很大的噪音等不良现象。一种解决的办法是,把附面层吸到低压区,将它排除掉。采用机翼根部进气、也有与机身两侧进气型式相同的附面层变厚的缺点。解决的办法也相同。

  另外,有一种飞机的进气口设计独特,为机身单侧进气的非对称形式,这种形式除了可能会带来不对称气动力外,其它特性应与两侧进气相同。

  多台涡轮喷气发动机可装在发动机短舱内。这种安排方式不但对冲压利用效果好,而且内部动能损失也小。

  飞行速度对于进气系统有很大影响。亚音速飞行时,进气道中气流的动能能量损失,主要由于内部摩擦和气流分离。为此可采取适当的进气道内部形状并把表面做得光滑等措施,但在超音速飞行时,除了这两项损失以外,在进气道之前还要产生激波,如为正激波则造成的能量损失更大。实验表明,当速度超过一倍半音速时,激波损失大大增加,使得推力急剧减小。这时可采用超音速进气道来改进这种情况。例如在机头进气道中装锥体,并使它突出于进气道之外,使气流在进气口附近形成一系列激波,并把正激波改变为斜激波,则气流能量损失可大大降低,保持发动机产生较大的推力。M数更大的飞机,锥体可做成能前后调节的,以适应不同飞行M数的需要,这样就可在不同的M数下,都可保持气流动能损失小而产生的推力大。

  超音速飞机除采用锥体外,特别是M数大于2的歼击机和旅客机,还可采用二元超音速进气道。其进气口的剖面为矩形或方形,口内装有斜板,使得进气道的剖面收缩或扩张,随着飞行M数的变化而改变形状,形成不同的激波系统,以保证气流的稳定,并使气流动能的损失减小。

  涡轮喷气发动机进气口处在一定气象条件下容易结冰。这会使进气道中气流动能损失增大,推力减小,还可能使发动机受到损坏。为了防止结冰,可在进气口和进口导流片处安装防冰装置;其热源可利用发动机的燃气、压气机后面的热空气或电能。

  现代作战飞机为了增强隐身性能,使雷达波不能直接照射到旋转的风扇叶片上,将进气口装在机翼上方,并采用“S”形进气道,使雷达波在进气道内经过多次反射而衰减,F-117飞机为了增强效果,甚至在进气口装上了格栅,这些措施实际上对发动机的工作有影响,因此目前的隐身飞机的飞行性能都很一般。

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