进气道概述;进气道概述;;进气道的必要性;;;;;进气道概述;二、亚音速进气道;二、亚音速进气道;整流锥前气流参数的变化规律是:速度下降,压力和温度升高,也就是空气受到压缩,由于空气本身速度降低而受到的压缩叫做冲压压缩;总压下降,总温保持不变。
整流锥后气流速度稍有上升,压力和温度稍有下降,这样可以使气流比较均匀地流入压气机保证压气机的正常工作,总压下降,总温保持不变。
进气道内所进行的能量转换是动能转变为压力能和热能。;一定的进气道，它的进口流动模型取决于发动机的工作状态和飞行的M数。
流量系数φ=进气道远前方截面的面积A0/进气道唇口处的面积A01。
飞机的飞行速度不断地变化，发动机工作状态也由驾驶员操作不断交化。进气道前方可以出现各种流态，其流量系数也不断变化，如右图所示。;
它用来衡量进气流动过程中损失的多少
总压恢复???数是小于1的一个数字，飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94～0.98。;（2）冲压比;进气道概述;由于发动机的压气机进口处的气流都是亚音速，超音速飞机上的进气道必须使进来的气流减速成亚音速气流；
超音速进气道分为：内压式、外压式和混合式三种类型，如下图所示；;由外罩和中心体组成，其进气道内通道与内压式超音速进气道相似的先收敛后扩张形的管道，即由外压式和内压式组成。超音速气流在进气道外中心体产生一道或多道斜激波压缩后，仍然是超音速，再进入进气道以内继续压缩，通过喉部或扩张段中的正激波转变为亚音速；
兼有外压式和内压式进气道的优点，飞行马赫数大于2.0的飞机上很多采用混合式进气道。;进气道概述;四、进气道防冰;涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机一般采用热空气防冰；
涡轮螺旋桨发动机采用电加温或热空气与电加温混合的方式来防冰，防冰可通过热滑油沿进气道周围循环来补充热量，热空气系统在可能会结冰的地方为发动机提供表面加温；
某型发动机采用组合防冰的方式。;典型发动机的热空气防冰