第三章进气道压气机涡轮.doc
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1、第3章 进气道、压气机与涡轮in 、ressr andtrbn 第3、1节 进气道Inlet一、 概述(Itroductio) 进气道得作用就是引导外界空气进入压气机。对进气道得要求就是使气流流经进气道时具有尽可能小得流动损失,并使气流在进气道出口处(即压气机进口处)具有尽可能均匀得气体流场。进气道前方气流得速度就是由飞机得飞行速度决定得,而进气道出口得气流速度就是由发动机得工作状态决定得,一般情况下两者就是不相等得.进气道要在任何情况下满足气流速度得转变。进气道进出口气流状态瞬息万变,而进气道得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就是不可避免得.进气道得流动损失用进气道总压
2、恢复系数i来表示: (、11) 式中p 进气道出口截面得总压;p 进气道前方来流得总压.根据压气机进口截面得流量公式: (3、1) 可以瞧出,当发动机工作状态不变时(q(2)为定值),进气道流动损失得大小 改变了气流总压*,直接影响进入发动机得空气流量qma,从而影响发动机推力得大小。因此设计进气道时应该尽可能减小气流得总压损失。 对进气道最基本得性能要求就是:飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状态下,进气道都能以最小得总压损失满足发动机对空气流量得要求。二、 亚声进气道(SscInlet) 亚声进气道就是为在亚声速或低超声速范围内飞行得飞机所设计得进气道。它得进口部分为圆形唇口,进气道内
3、部通道为扩张通道,使气流在进气道内减速增压。图311 亚声速进气道简图使用亚声进气道得喷气飞机其飞行速度可达到或略超过声速(约为30035m/s),与之相比,压气机进口得气流速度往往较低,一般轴流压气机进口处气流速度为0200m/。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,进气道前方气流得减速扩压过程可以近似得认为就是理想绝热过程。亚声速进气道进出口面积比A1/A2究竟选择多大,这要根据常用得飞行速度、压气机进口气流速度、并兼顾到其她各种工作状态来决
4、定.进气道在使用中,不仅其出口处得气流速度就是由发动机得工作状态确定得,而且其进口处得气流速度也就是由发动机得工作状态确定得,一般情况下它与飞机得飞行速度不相等,因而在进气道前方形成不同得气流流态,如图3.3。2所示。 图3.1。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得截面(临界截面),因此进气道中任何一个截面得面积不得小于用下式计算所得得面积:式中所检查得截面到压气机进口截面得总压恢复系数。根据压气机进口截面得流量公式:进气道内各截面流量与气体总温均相等,因此任何一个截面与进气道出口截面之间下列关系成立:
5、式中,令以及,则可得:飞机得飞行速度不断地变化,发动机得工作状态也由于驾驶员得操作不断变化,进气道前方可以出现各种流态.因此,亚声进气道进口处得唇口必须做得较为圆滑得,以适应不同方向流入得气流.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,正激波得总压损失并不太大,例如当飞行a数为1、6时,正激波得总压恢复系数为0、89。但就是当飞机得飞行Ma数进一步增大时,正激波得总压恢复系数急剧降低,于就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得总压损失。亚声速进气道在低超声速条件下飞行时,正激波得位置取决于进气道远前方M数
6、(飞行Ma数)与进气道进口截面Ma数(由发动机工作状态确定)。若迎面超声速流管得气流不能全部进入进气道内(),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,若迎面超声速流管得气流全部进入进气道内(1),正激波则处于进气道进口截面得唇口处,通过正激波后得亚声速气流在进气道内得扩张形通道内减速增压。若发动机需要得空气流量进一步增加,超声速气流将进入亚声进气道得扩张形通道内加速 ,正激波后移并加强,正激波后得总压降低,使进气道出口得流量相似参数增加。因此,可以说就是发动机所需空气流量相似参数得大小决定了正激波得位置.发动机空气流量相似参数得增加就是由总压下降来满足得,而实际空气流量并没有增
7、加。这种变化不仅不能增加发动机推力,反而会降低发动机推力。 三、 超声速进气道(Suprsoni 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得结尾正激波,将超声速气流转变为亚声速气流.一般情况下,较低速度得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,结尾正激波得位置就是根据进气道出口q(2)值与p值得需要,当q(2)值需要减小与2值需要增大时,结尾正激波将向前移动,反之,则向后移动。图1。3外压式进气道简图2、内压式
8、超声进气道内压式超声进气道没有尖锥或尖劈,而就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31。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得激波损失,也避免了外压式进气道超声速气流通过斜激波时产生得折角,气流转折使进气道有较大得前缘进气角,产生进气道外阻力.但就是使用内压式超声进气道存在两大问题:进口截面积1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。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
9、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,必须使进气道前方得气流达到更高得M数或将内压式进气道得喉道面积加大,才能使前方正激波“吞入内压式进气道得通道内。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,只能就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3.1.5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,但就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。16 混合式进气道简图其优缺点介于外压式与内压式进气
10、道之间.在相同得飞行Ma数时,混合式超声进气道得总压恢复系数比外压式超声进气道要高些,外阻也较小,但就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。四、 超声速进气道特性(Perfrmane o Supeso It) 超声进气道在非设计工况下得工作性能称为超声进气道特性。现以外压式超声进气道为例,进行简要分析说明。当飞行Ma数变化时,斜激波得波角相应变化,斜激波不再与进气道唇口相交,当飞行Ma数降低时,斜激波波角增大,使流量系数1。当飞行a数增大时,斜激波波角减小,激波将交于进气道口内,激波与进气道内壁附面层相交会增大流动损失与
11、流场畸变。为了使斜激波在不同飞行Ma数下仍能与唇口相交或在唇口前方得某一位置,外压式进气道得锥体位置或楔板角度应该能够进行调节。在任何飞行状态下,发动机得工作状态就是可以任意变化得,压气机进口所要求得无因次密流q(2)也随发动机工作状态而变化,进气道必须随时满足压气机对无因次密流(2)得要求.由于 当流入进气道得空气流量qma由唇口外得斜激波系确定后,就可以由结尾正激波在进气道圹张段内移动位置,改变正激波前Ma数与激波总压损失,从而改变p值来满足发动机对q(2)值得要求,p*值增大时q(2)值减小。当发动机转速降低,使(2)值减小时,结尾正激波前移,波前Ma数减小p2值增大,当结尾正激波移到唇
12、口处时,p2达最大值。若进一步降低发动机工作状态,就会将结尾正激波推出进气道唇口外,这时候p* 值已无法进一步增加,而就是由减少进入进气道得空气流量qa来满足q(2)值减小得要求。 外压式超声速进气道得结尾正激波被堆出唇口外,就是一种十分不稳定得工作状态,这时正激波与斜激波相交,产生得紊流气体流入进气道,会使进气道得有效流通面积减小,进一步堵塞气流,将正激波进一步前推,使正激波处于不稳定状态。由于气体得惯性,正激波位置得过分前移与后退以一定得频率反复进行,产生超声进气道喘振。进气道喘振往往会引起压气机喘振,导致发动机熄火停车。为了避免将正激波推出唇口外,当发动机转速降低时,应在进气道出口处打开
13、放气活门使进气道仍然保持较大得空气流量。 外压式超声速进气道在超声速飞行状态下,若发动机所需流量过大,使正激波过分后移而出现过强得结尾正激波与附面层分离,造成高频气流压力脉动,这种现象称为嗡鸣。嗡鸣得特点就是频率高,振幅小,对发动机危害不大,但会使发动机推力下降。为避免嗡鸣现象发生,设计进气道时,可以在进气道出口处设有辅助进气门。当飞机在低速飞行时,超声速进气道处于亚声速状态下工作,而发动机处于最大状态下工作,为保证发动机能吸入足够得空气,必要时也可以打开辅助进气门。 超声进气道得特性一般用i随流量系数或随进气道出口无因次密流q(2)得变化关系曲线来表示,如图3.7所示,不同得曲线表示不同得飞
14、行Ma数。图.1.7 外压式超声速进气道特性图思考题: 对进气道最基本得要求就是什么?亚声进气道进口得Ma数1主要决定于飞行Ma数还就是压气机进口得a2数 ? 亚声进气道在超声速条件下工作时,什么因素决定正激波得位置?什么就是内压式超声进气道得“起动”问题? 外压式超声速进气道、内压式超声速进气道与混合式进气道三者有什么差别?各有什么优缺点? 为什么在外压式超声速进气道要采用可前后移动得中心锥体?对于二元(长方形进口)外压式超声速进气道无法设置中心锥体,将如何处理? 超声进气道喘振就是怎样发生得?它对发动机工作有什么不利影响?为什么在外压式超声速进气道出口处要设置放气门与辅助进气门?第3、2节
15、 压气机prso航空燃气轮机得压气机分离心式与轴流式两大类. 目前大多数航空燃气轮机都采用轴流式压气机,只有小功率、小流量得涡轴与涡桨发动机上才采用离心式压气机。然而在早期(20世纪0年代末与50年代初),涡轮喷气发动机也曾采用过离心式压气机。一、离心式压气机 图3.21 离心式压气机 图3.2。1为早期涡轮喷气发动机上得一个双面进气离心式压气机.它由进气系统、叶轮、扩压器与集气管等四部分组成。压气机通过中间轴与涡轮相连接.为了增加进气量,采用双面进气得叶轮,这对于平衡作用在轴承上得轴向力也有好处。叶轮得进口部分,为迎合气流相对运动得速度方向,做成向旋转方向前弯。工作轮叶片之间呈径向辐射状得通
16、道,气流通过工作轮增加速度与压力。气流从工作叶轮流出后,进入扩压器。扩压器与叶轮之间有较大得缝隙,气流在缝隙中也起扩压作用,故也称缝隙扩压器.从扩压器出来得气流,进入集气管进一步减速扩压,然后进入燃烧室。离心式压气机得优点就是结构简单,工作可靠,性能比较稳定.缺点就是效率较低,迎风面积大。因此,从20世纪50年代以后,除小型涡轴、涡桨发动机以外,不再使用离心式压气机。但就是,它与轴流压气机配合作为压气机得最后一级,在小型涡轴、涡桨发动机上使用, 有其独特得优点。小型涡轴、涡桨发动机得压气机,其流量小,高压部分得轴流压气机叶片短小,叶端间隙相对较大,压气机效率低、级压比也低,与它相比,采用离心式
17、压气机效率低得问题也不突出,而且可以得到相对较高得压比。因此,这些年来离心式压气机也得到很大得发展。图3。22 离心式压气机工作叶轮 图。2所示为离心式压气机工作叶轮,其中之一为单面进气得叶轮。 研究中得离心式压气机增压比可以达到2以上。 二、轴流式压气机空气通过压气机基本上沿轴向流动,故称轴流压气机,如图3.2。3所示。图3.23轴流压气机结构图 轴流压气机主要由转子与静子两部分组成.转子又称为工作轮,静子又称为导流器。图3.2.压气机静子与转子一排转子叶片与一排静子叶片组成轴流压气机得一个级。在某些压气机第一级前面装有预旋导流叶片,其目得就是使气流在进入第一级时获得所需要得流场分布。空气通
18、过轴流压气机不断受到压缩,空气比容减小、密度增加。因而,轴流压气机得通道截面积逐级减小,呈收敛形,压气机出口截面积比进口截面积要小得多。 一、叶型与叶栅研究压气机级得工作原理时,划分截面如图所示.图中表示,在处进入压气机级得气流束沿ab线通过压气机.以ab为母线绕压气机轴旋转所切割得压气机级称为基元级。为分析方便起见,假设基元级就是圆柱形得,并将基元级在平面上展开,如图所示。在平面上展开得基元级叶栅又称为平面叶栅 。图3。2。5压气机级得截面划分图3。2.6 基元级展开图 为了能明确表示基元级叶栅得几何形状以及与气流得相对运动关系,规定了基元级叶栅基本参数得表示方法。、叶型得几何参数叶型得几何
19、参数见图。图.7 叶型得几何参数最大相对厚度Cm及其相对位置e :叶型中直径最大得内切圆得直径为Cmx,其圆心到叶型前缘得距离为e,用相对值表示:Cma=Cmax/,e = e/。、叶栅得几何参数 在叶型几何参数确定得情况下,有了叶型安装角与栅距,便确定了叶栅得几何参数.在工程实践中,往往应用叶栅稠度与几何进口角1K与几何出口角2K来表示。图。2.8叶栅得几何参数、气流与叶栅相对关系得几何参数气流与叶栅相对关系得几何参数见图。流入角与流出角2:分别表示流入叶栅得气流与流出叶栅得气流与叶栅额线得夹角. 攻角:流入叶栅得气流方向与叶型中弧线前缘切线之间得夹角。 落后角:流出叶栅得气流方向与叶型中弧
20、线后缘切线之间得夹角。图3。.9气流与叶栅相对关系得几何参数三、轴流式压气机基元级加功增压原理以及提高压气机基元级增压比得重要性及其途径气流通过基元级时,转子叶片给气流作功加压,使气流在基元级出口处总压与总温都比进口处高。图3。21空气流经基元级时速度得变化 图给出了空气流经基元级时得速度变化情况。气流相对于压气机静子得运动速度为绝对速度,以c表示.气流相对于压气机转子得运动速度为相对速度,以w表示。如图所示,压气机工作时,气流以速度c流向压气机级,工作轮前缘以切线速度u1运动着,因此气流相对于工作轮前缘得相对速度为w1。气流进入工作轮后,沿工作轮叶栅通道流动。叶栅通道就是扩张形得,气流在通道
21、内减速扩压,气体得静压p、静温T与静焓相应增高,同时气流通过工作轮叶栅改变流动方向, 使1.图32.11 工作轮与气体相对运动图气流以相对速度w2流出工作轮尾缘,由于工作轮尾缘以切线速度u运动着,因此气流相对于压气机静子得绝对速度为c。虽然工作轮出口得相对速度2小于工作轮进口相对速度w1,但就是工作轮出口得绝对速度c2却大于工作轮进口得绝对速度c。 假若工作轮与导流器之间得间隙很小,可以认为导流器进口速度与工作轮出口绝对速度c2相等。空气在导流器叶栅中得流动情况与工作轮中相类似,导流器叶栅通道也就是扩张形得,气流减速,气体静压p在导流器 中进一步增高,静温与静焓也相应增高。气流通过导流器叶栅改
22、变流动方向,使导流器出口气流方向基本上转为轴向(如图中c所示),为气流进入下一级压气机作好准备。 气体在工作轮中得到切线方向得加速度,其加速方向与工作轮运动方向相一致,这说明就是工作轮叶栅对气流作了机械功。将工作轮出口气流与进口气流相比较,不仅增加了动能c2/2,而且静焓也增加了。 气流流经基元级时得速度变化,可以画成如下图那样,称为基元级得速度三角形。 图32.2基元级得速度三角形压气机基元级对空气所作得功可以用下列四种方法进行计算: 用能量方程推导压气机压缩功 根据能量方程式,在绝热得条件下,外界加入气体得功等于气体静焓增量及动能增量之与: (3、21a) 从气流在工作轮叶栅中作相对运动得
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