螺旋形进气道评价方法

评价螺旋进气道的流动特性是通过稳流试验进行的。一般采用无量纲流量系数评价不同气门升程下的气道的流动损失，用无量纲涡流数或涡流比评价不同气门升程下涡流的强弱；用加权平均流量系数和加权平均涡流比来评价气道总的流通能力和产生涡流的能力。流量系数和涡流比是一对互相矛盾的参数，最佳的螺旋进气道设计准则是：在满足涡流比的前提下，流量系数尽可能的大。2100433B

近年来，螺旋进气道在小缸径直喷式柴油机中得到普遍应用，研究螺旋进气道的流动特性与燃烧系统的合理匹配对直喷式柴油机的性能有决定性的影响。

螺旋进气道的流动特性对直喷式发动机的燃烧和性能有很大的影响。

螺旋进气道的结构和形状对提高发动机的充气效率、改善燃烧性能和降低排放均起到十分重要的作用。

由于气道本身形状为螺旋形，所以气流流经气道出来后已经形成了螺旋气流.由于气体的流动是沿圆周方向的，气体在碰壁后继续沿气缸壁流动，从而形成一股沿气缸轴心旋转的气流.另一方面由于气门偏离气缸中心，所以在气道距离气缸壁很近的一例会有一些气体碰壁后改变流动方向.此时在气缸的横剖面上会形成两股方向相反的气流，即一部分沿缸壁顺时针方向流动，另一部分逆时针方向流动，在这两股方向相反的气流的作用下，就会在气缸的横剖面上形成局部涡流。

螺旋形进气道的任务是使燃料、空气混合气在内燃机的燃烧室中产生旋转运动 ，因而使燃烧过程具有一种动态特性。这种螺旋进气道早在1970年已试用在具有 Heron 型燃烧室的发动机上。

螺旋进气道由进气道口、引导管、最小截面、蜗壳、气门室高度、进气道喉口等要素构成。螺旋进气道是在气门座上方的气门腔里将气流通道做成螺旋蜗壳形，气流通过在气道内的流动以及气道截面的变化，进入气缸后可形成较强的涡流.螺旋气道对发动机的换气质量，混合气形成与燃烧有极重要的影响；同时又因为其形状复杂，是发动机中设计要求较高的零件。

进气道是一个系统的总称，包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，它是保证发动机正常工作的重要部件，它直接影响到飞机发动机的工作效率、发动机是否正常工作、推力的大小等，起到至关重要的作用，尤其对战斗机的性能有很大的影响。其作用有：提供给发动机一定流量的空气，飞行时要实现对高速气流的减速增压，将气流的动压转化成压力能，随着飞行速度的增加，进气道的增压作用将更大。

进气道的形式有可调式和不可调式，三维轴对称型和二维矩形等。

机身/进气道一体化归根到底是机身与动力装置特性的匹配。飞机设计中，如以嵌入式的机翼根部为进气道入口，保证了机身附面层保持在进气道外面；然而，进气道亚声速导管损失和不良速度场分布效应的负面影响，与单台发动机由分叉进气道供气，在偏航时产生的流量不对称分布的周期效应结合在一起，使发动机性能大受影响。这里的分叉进气道，在国外被称之为“双进口进气道”。通常，这种流量不对称的流动现象，其最终结果是进气道总压恢复突然下降，使进入发动机的速度场分布显著恶化，影响进/发匹配；此外，如果气流在机身两侧管道之间振荡，就会引起压力快速变化而出现进气道音爆的噪声，并引起飞机振动。出现在其中的流动不稳定性，是飞机设计不能允许的。其解决的工程措施是，避免两侧进气导管的拐弯过急，并适度地延长共同管道的长度，使两股气流汇合后的静压力平衡功能保持到下游的压气机进口处。

没有预压缩作用的皮托式进气道，在大Ma数飞行的情况下，仅产生一道简单的正激波，造成很大的总压损失。但是，这个损失可由生成若干道较弱的斜激波(经过进口中心锥体或楔形板预压缩表面)，而不是仅通过一道简单的强激波来减少。例如，皮托式进气道在Ma=2.0的总压损失为27% ，当在进口内插入了一块简单(单级)楔形体的时候，可以减少到9%(见图1)。对于腹部进气道，完全可采用一体化设计，将楔板转化成前机身下表面凸出的一块斜坡，从而简化了进气道的设计，降低了制造难度，减轻了总质量。该一体化设计缩比模型的侧视细节参见图2。

进气道9%的压力损失将减小动力装置净推力约15% ，并增大燃油消耗率约6% 。虽然附加一块适当的楔形体要付出其复杂性、成本、质量和亚声速阻力为代价，但有了更多的倾斜压缩表面，总压损失可以更进一步降低，这一点，对于急需“增推减阻”的飞机设计或改进改型，显然有重大意义。