噴氣式飛機進氣道的亞音速進氣道的分類

時間 2021-06-08 18:47:08

1樓:溫柔

進氣口前緣較為鈍圓,以避免低速起飛時進口處氣流分離。內部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態下,進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成,通道內的流體損失不大,因而有較高的效率。

亞音速進氣道在超音速工作時,進氣口前會產生脫體正激波,超音速氣流經過正激波減為亞音速,這時能量損失增大(激波損失)。激波前速度越大,損失也越大。但是,亞音速進氣道構造簡單、重量輕,在馬赫數為1.

6以下的低超音速飛機上也廣為採用。

請問發動機進氣道的一般長度為多少?是進氣道長度,不是發動機的長度!

2樓:

是問噴氣式飛機進氣道長度吧,這個沒規律。和飛機總體佈局、渦扇渦噴、超音速亞音速有關。

總體佈局上,機頭進氣的肯定比機腹、兩側、機背進氣口長,比翼下懸掛、翼中插嵌、翼上馱置等更長。

渦噴的比渦扇的長,因為渦扇發動機直徑相對渦噴大很多,核心機直徑相對就小了,所以顯得多粗,且渦扇的風扇段可以部分取代進氣道後段的長度。

超音速的進氣道需要比亞音速的更高的進氣壓縮幅度和效率,因此需要較長的進氣道來佈置鼓包、調節板、調節錐並提供足夠的距離以有充裕的時間來壓縮氣流。

各種噴氣機進氣道的具體長度,從零(只有亞音速渦扇才可能,稍微突前的外殼實際上主要起保護風扇作用)到十幾米都有,最長的是英國閃電戰鬥機的進氣道。

3樓:匿名使用者

這都是根據發動機大小來設計的,沒有統一的標準,不明白這問題有什麼用呢?

殲10前面那個大窟窿是做什麼用的?

軍機,客機進氣道的區別

4樓:匿名使用者

----軍機的進氣道要照顧從起降時200-300的空速,一直到2馬赫以上的空速,條件變化相當大,而且還要考慮大迎角和側滑等劇烈機動時的進氣穩定性,影響因素很多。

----所以會有進氣調節錐式的進氣道,如殲七,幻影系列等;還有斜板式進氣道,如f15,米格25之類;最新的有鼓包式,如f35,梟龍。

----根據主要作戰空速的不同,甚至進氣道脣口都不一樣,亞音速的脣口就圓潤一些,超音速的脣口就很尖銳,總之很複雜,構型也很多。

----客機就簡單多了,如今的客機基本上都是直接把發動機掛在機翼下面,小一點的支線客機或者公務機則掛在尾部,發動機直接面對氣流,進氣效率最高,阻力最小,就無所謂進氣道了。

----幾十年前的噴氣客氣還有流行尾部裝三臺發動機的,比如三叉戟,波音727,圖154等,現在還在生產的有法國的隼式公務機。這種構型的中間那臺發動機是需要進氣道的,但是,這種進氣道也只需要考慮900左右空速時的最佳效率就已經夠用了,因為客機一般也就很穩定地飛這個速度。

-----所以,客機要麼就沒有進氣道這一說了,要麼就很簡單。

當飛機的飛行速度大於、小於壓氣機進口的速度的時候,對於亞音速進氣道,畫出2種情況速度,溫度,壓力圖 50

5樓:匿名使用者

當飛機的飛行速度大於壓氣機進口的速度的時候:

當飛機的飛行速度小於壓氣機進口的速度的時候你自己推算吧,也就0-01段不一樣……

望採納…

為什麼飛機進氣口有圓有方 ?

6樓:攻受皆可

噴氣飛機的發動機進氣口形狀不一,有圓的、扁扁的、矩形的、楔形的等等,這是為了適應飛機總體設計、發動機效能和飛行用途的需要。

7樓:匿名使用者

為什麼飛機進氣口有圓有方? 噴氣飛機的發動機進氣口形狀不一,有圓的、扁扁的、矩形的、楔形的等等,這是為了適應飛機總體設計、發動機效能和飛行用途的需要。 噴氣發動機是靠空氣和燃氣做功來為飛機提供推力的。

因此,進氣道能否順暢地通過進氣口吸入空氣,對整臺發動機的效能以及發動機產生推力的大小有著重要影響。在複雜的條件下工作的戰鬥機對進氣道的要求更為苛刻。 進氣道分為亞音速進氣道和超音速進氣道兩大類。

亞音速進氣道的進口多為圓形。這是因為來流速度較低,空氣可直接引進,不需進行預壓縮,進氣口面積孔不用調節。飛行 m數<1.

4的飛機常採用這種進氣道, m數在1.6~1.9的飛機也有使用的。

超音速進氣道(又稱二元進氣道)的道口多為矩形或近似矩形,通常有一種楔形的預壓縮面,即脣口像被刀切了一下。空氣通過這種尖銳的斜面進行預壓縮後,超音速來流的一部分動能轉變為壓力能,其作用是使空氣減速,提高進氣效率。這種形式的進氣口面積可根據飛行狀態的需要調節。

如“狂風”式多用途戰鬥機的發動機進氣道就是這樣設計的。它具有水平可調斜板,在高馬赫數時可自行調節。飛行 m數》1.

5的飛機常採用這種形狀的進氣道。 另一種超音速進氣道的道口幾何形狀為圓形(包括半圓、1/4圓)。這種進氣道被稱為三元進氣道。

與亞音速圓形進氣道所不同的是,它帶有一箇中心錐面的預壓縮面。中心錐體的位置或錐角是可調的,以提高進氣效率,適應飛行需要。

什麼是可調式進氣道?

8樓:安熠鐵娥

在超音速條件下,必須將空氣速度減到亞音速才能供給發動機,不可調進氣道的減速設計只在設計狀態下能與發動機協調工作,這時進氣道處於最佳臨界狀態。在非設計狀態下,譬如改變飛行速度,進氣道與發動機的工作可能不協調。當發動機需要空氣量超過進氣道通過能力時,進氣道處於低效率的超臨界狀態。

當發動機需要空氣量低於進氣道通過能力時,進氣道將處於亞臨界溢流狀態。過分的亞臨界狀態使阻力增加,並引起進氣道喘振。

為了使進氣道在非設計狀態下也能與發動機協調工作(即進氣道與發動機匹配),提高效能,廣泛應用可調進氣道。

由於在超音速段流體的流管變粗會使流速減小,所以在發動機進氣道中安裝一個可調壓縮面,如果這種壓縮面是平面楔型的,就稱為二元可調進氣道,如f15、f22,如果是圓錐型壓縮面就稱為三元可調進氣道,如幻影2000.

通過調節激波錐伸出長度和斜板角度,改變喉部面積,使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。

同時,為了解決起飛狀態進氣口面積過小的問題,還設定有在低速能被吸開的輔助進氣口。

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