03进气道

第三章第三章 进气道进气道 „„ 定义定义 ‰‰ 狭义：从飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一狭义：从飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一 段管道（对于涡喷发动机）段管道（对于涡喷发动机） „„ 短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机）短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机） ‰‰ 广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防 喘装置、附面层吸除装置、自动控制装置、防止外喘装置、附面层吸除装置、自动控制装置、防止外 来物进入的防护装置等来物进入的防护装置等 ‰‰ 本课程中所指的一般为进气系统本课程中所指的一般为进气系统 第三章第三章 进气道进气道 „„ 进气道的功用进气道的功用 ‰‰ 在各种状态下在各种状态下, , 将足够量的空气将足够量的空气, , 以最小的流动损失以最小的流动损失, , 顺利地顺利地 引入压气机并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机叶引入压气机并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机叶 片的振动和压气机失速片的振动和压气机失速; ; ‰‰ 当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, , 通过冲压通过冲压 压缩空气压缩空气, , 提高空气的压力。提高空气的压力。 „„ 涡轮喷气发动机的进气道分类涡轮喷气发动机的进气道分类 ‰‰ 亚音速进气道亚音速进气道 „„ 主要用于民用航空发动机，而且为单状态飞机主要用于民用航空发动机，而且为单状态飞机 „„ 大多采用扩张形、几何不可调的亚音速进气道大多采用扩张形、几何不可调的亚音速进气道 ‰‰ 超音速进气道超音速进气道 „„ 可分为内压式、外压式和混合式三种可分为内压式、外压式和混合式三种 3.1 3.1 亚音速进气道亚音速进气道 „„ 组成组成 ‰‰ 壳体和前整流锥壳体和前整流锥 „„ 站位站位分析 ‰‰ 00－－00截面截面 „„ 进气道前气流未受扰动处进气道前气流未受扰动处 的截面的截面 ‰‰ 0101－－0101截面截面 „„ 进气道的进口进气道的进口 ‰‰ 11－－11截面截面 „„ 进气道的出口进气道的出口 图3－1 亚音速进气道 „„ 进气道要在任何情况下满足气流速度的转变进气道要在任何情况下满足气流速度的转变 ‰‰ 进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定 的，而进气道出口的气流速度是由发动机的工作状的，而进气道出口的气流速度是由发动机的工作状 态决定的态决定的 ‰‰ 一般情况下，进气道前方气流与出口的速度是不相一般情况下，进气道前方气流与出口的速度是不相 等的等的 „„ 对进气道最基本性能要求是：对进气道最基本性能要求是： ‰‰ 飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状态飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状态 下，进气道都能以下，进气道都能以最小的总压损失最小的总压损失满足发动机对空满足发动机对空 气流量的要求。气流量的要求。 „„ 总压损失总压损失 ‰‰ 总压恢复系数总压恢复系数 ‰‰ 进气道总压损失进气道总压损失11％，发动机推力损失％，发动机推力损失1.251.25％％ „„ 冲压作用冲压作用 ‰‰ 亚音速飞机亚音速飞机 „„ 进气道出口静压进气道出口静压PP11与与PP00比值最多在比值最多在1.71.7左右左右 „„ 冲压作用不是很明显冲压作用不是很明显 ‰‰ 超音速飞机超音速飞机 „„ MaMa＝＝2.02.0，， PP11/P/P00=7; Ma=7; Ma＝＝3.03.0，， PP11/P/P00=30;=30; „„ 几何可调以防止较大的反压梯度下分离几何可调以防止较大的反压梯度下分离 „„ 通道形状通道形状 ‰‰ 00--00与与0101--0101间前一段是扩间前一段是扩 张形的管道张形的管道 ‰‰ 前整流锥后的管道稍有收前整流锥后的管道稍有收 敛敛 „„ 进气道内参数变化规律进气道内参数变化规律 ‰‰ 扩张段扩张段 ‰‰ 收敛断收敛断 „„ 气流速度稍有上升气流速度稍有上升, , 压力压力 和温度稍有下降和温度稍有下降, , 这样可这样可 以使气流比较均匀地流入以使气流比较均匀地流入 压气机保证压气机的正常压气机保证压气机的正常 工作。工作。 图3－2 气流参数沿流程的变化 3.1.2 3.1.2 性能参数性能参数 „„ 空气流量空气流量 ‰‰ 计算公式计算公式 ‰‰ 影响因素影响因素 „„ 大气密度大气密度ρρ, , 飞行速度飞行速度VV和压气机的转速和压气机的转速nn ‰‰ 大气密度大气密度ρρ越高越高, , 进入发动机的空气流量越多进入发动机的空气流量越多 ƒƒ 大气密度受大气温度和飞行高度大气密度受大气温度和飞行高度HH的影响的影响 ‰‰ 飞行速度飞行速度VV越大越大, , 则进入发动机的空气流量也越多则进入发动机的空气流量也越多 ‰‰ 压气机转速压气机转速nn越高越高, , 进入发动机的空气流量越多进入发动机的空气流量越多 ƒƒ 压气机的转速压气机的转速nn将影响压气机进口处气流参数及进气道前将影响压气机进口处气流参数及进气道前 方气流的流动状况方气流的流动状况 )(0* 0 * 0 , MaqA T pKVAq am == ρ „„ 流动损失流动损失 ‰‰ 唇口损失唇口损失 „„ 由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的 „„ 有时气流还会离体有时气流还会离体 „„ 通常采用圆头较厚的唇口通常采用圆头较厚的唇口 ‰‰ 内部流动损失内部流动损失 „„ 粘性摩擦损失粘性摩擦损失 ‰‰ 由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的 ‰‰ 内壁面应做得尽可能的光滑内壁面应做得尽可能的光滑, , 以减以减 小摩擦损失小摩擦损失 „„ 气流分离损失气流分离损失 ‰‰ 由气流附面层离体而产生的由气流附面层离体而产生的, , 当通道内扩张度过大时就容易产生当通道内扩张度过大时就容易产生 ‰‰ 因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角 ‰‰ 气流流过进气道外壁面时气流流过进气道外壁面时, , 存在粘性摩擦损失和分存在粘性摩擦损失和分 离损失离损失 ‰‰ 为了减小流动损失为了减小流动损失, , 在维修过程中特别注意不要损在维修过程中特别注意不要损 坏进气道的形面坏进气道的形面, , 保持壁面的光滑保持壁面的光滑 „„ 总压恢复系数总压恢复系数 ‰‰ 总压恢复系数小于１总压恢复系数小于１ ‰‰ 飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.940.94－－ 0.980.98。。 * 0 * 1 p p i =σ „„ 出口流场的崎变指数出口流场的崎变指数 ‰‰ 进气道出口流场不均匀对发动机的稳定工作有很大进气道出口流场不均匀对发动机的稳定工作有很大 影响影响, , 会使压气机喘振和燃烧室熄火会使压气机喘振和燃烧室熄火 ‰‰ 出口总压参数出口总压参数 ‰‰ 衡量进气道出口气流流场应均匀衡量进气道出口气流流场应均匀, , 描写流场均匀度描写流场均匀度 的参数的参数 * 1 * min,1 * max,1 p pp D −= „„ 冲压比冲压比ππii ‰‰ 进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 ‰‰ 表达式表达式 ‰‰ 冲压比越大冲压比越大, , 表示空气在压气机前的冲压压缩的程表示空气在压气机前的冲压压缩的程 度越大度越大 ‰‰ 影响参数影响参数 „„ 流动损失、飞行速度和大气温度流动损失、飞行速度和大气温度 „„ 影响参数分析影响参数分析 0 * 1* p p i =π 1 0 212 2 11 2 11 −−∗ ⎟⎟⎠ ⎞ ⎜⎜⎝ ⎛ −+=⎟⎠ ⎞⎜⎝ ⎛ −+= γ γ γ γ γ γσγσπ RT VMa iii „„ 流动损失流动损失 ‰‰ 当大气温度和飞行速度一定时当大气温度和飞行速度一定时, , 流动损失大流动损失大, , 总压恢总压恢 复系数小复系数小, , 则冲压比减小则冲压比减小; ; ‰‰ 由于流动损失大由于流动损失大, , 使压气机进口的空气压力低使压气机进口的空气压力低, , 还会还会 引起进入发动机的空气流量减小引起进入发动机的空气流量减小 „„ 飞行速度飞行速度VV: : ‰‰ 当大气温度和流动损失一当大气温度和流动损失一 定时定时, , 飞行速度越大飞行速度越大, , 则冲则冲 压比越高。压比越高。 ‰‰ 在没有流动损失的情况下在没有流动损失的情况下,, 进气道的冲压比随飞行速进气道的冲压比随飞行速 度的变化规律度的变化规律 „„ 随着飞行速度的增大随着飞行速度的增大, , 冲冲 压比变大压比变大 „„ 而且飞行速度越大而且飞行速度越大,,冲压冲压 比增加的越快。比增加的越快。 图3－4 冲压比随飞行速度的变化 „„ 大气温度大气温度TT00 ‰‰ 当飞行速度和损流动失一定时当飞行速度和损流动失一定时, , 大气温度越高大气温度越高, , 冲压冲压 比越低。比越低。 ‰‰ 由于大气温度是随着飞行高度而变化的由于大气温度是随着飞行高度而变化的, , 所以所以,,当飞当飞 行速度和流动损失一定时行速度和流动损失一定时, , 随着飞行高度的变化随着飞行高度的变化, , 冲冲 压比变化规律压比变化规律: : ‰‰ 在对流层内在对流层内, , 随着飞行高度随着飞行高度HH的增高的增高, , 大气温度下降大气温度下降, , 所以冲所以冲 压比上升；压比上升； ‰‰ 在同温层内在同温层内, , 由于大气温度不再随高度而变化由于大气温度不再随高度而变化, , 这时进气道的这时进气道的 冲压比也就不随高度而变化冲压比也就不随高度而变化,,保持常数。保持常数。 „„ 流量系数流量系数φφii ‰‰ 几何一定的进气道几何一定的进气道, , 其进口流动模型取决于发动机其进口流动模型取决于发动机 的工作状态和飞行马赫数的工作状态和飞行马赫数 ‰‰ 定义：定义： „„ 进气道远前方截面的面积进气道远前方截面的面积AA00与进气道唇口处的面积与进气道唇口处的面积AA0101 （又叫捕捉面积）的比值为流量系数（又叫捕捉面积）的比值为流量系数, , 用符号用符号φφii表示表示 „„ 表达式表达式 „„ φφii代表进气道流通能力的大小。即流过进气道的实际流代表进气道流通能力的大小。即流过进气道的实际流 量与捕捉流量（最大可能空气流量）的比值。量与捕捉流量（最大可能空气流量）的比值。 01 0 A A i =φ „„ 亚音速进气道工作状态影响因素亚音速进气道工作状态影响因素 ‰‰ 远前方未扰动截面气流速度（即飞行速度）远前方未扰动截面气流速度（即飞行速度） ‰‰ 发动机工作状态发动机工作状态 „„ 决定压气机进口流量决定压气机进口流量 „„ 决定了进气道唇口速度决定了进气道唇口速度cc0101 图3－5 流量系数和流线谱 „„ 流量系数流量系数φφii 的变化规律是的变化规律是:: ‰‰ 当在地面工作时当在地面工作时: : VV＝０＝０ MaMa＝０＝０, , AA00＝＝∞∞, , φφii＝＝∞∞ „„ 表明气流从前面各方进入进气道表明气流从前面各方进入进气道 ‰‰ 当当MaMa0101＞＞MaMa00时时, , 气流在管外应加速气流在管外应加速, , 亚音速气流要亚音速气流要 加速加速, , 流道形状必须收敛流道形状必须收敛, , 所以所以AA00＞＞AA0101, , φφii＞１＞１ ‰‰ 当当MaMa0101＝＝MaMa00时时, , 气流速度在管外保持不变气流速度在管外保持不变, , 所以所以AA00 ＝＝AA0101, , φφii＝１＝１ ‰‰ 当当MaMa0101＜＜MaMa00时时, , 气流在管外应减速气流在管外应减速, , 亚音速气流要亚音速气流要 减速减速, , 流道形状必须扩张流道形状必须扩张, , 所以所以AA00＜＜AA0101, , φφii＜１＜１ „„ φφii＜１时＜１时, , 进气道有附加阻力进气道有附加阻力 „„ 当飞行速度增大到音速时当飞行速度增大到音速时 ‰‰ 进气道外存在超音速区，产生激波，波阻增大进气道外存在超音速区，产生激波，波阻增大 „„ 飞行速度超过音速时飞行速度超过音速时 ‰‰ 唇口产生正激波，唇口产生正激波， φφii＝１＝１ ‰‰ 进气道前方会产生一道弓形激波，进气道前方会产生一道弓形激波，φφii<<１１ ‰‰ 进气道内部产生正激波，进气道内部产生正激波，11--11截面位于进气道内部截面位于进气道内部 „„ 空气流量并未增大，但是总压下降了，发动机推力减小空气流量并未增大，但是总压下降了，发动机推力减小 3.2 3.2 超音速进气道超音速进气道 „„ 亚音速进气道成为超音速飞行阻碍亚音速进气道成为超音速飞行阻碍 ‰‰ 超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强的正超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强的正 激波，使总压恢复系数降低激波，使总压恢复系数降低 „„ 超音速进气道应用超音速进气道应用 ‰‰ 要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的特性要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的特性 性能以及与发动机匹配工作性能以及与发动机匹配工作 ‰‰ 和使用过程中遇到问比亚音速复杂设计和使用过程中遇到问题比亚音速复杂 ‰‰ 设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的损失设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的损失 3.2 3.2 超音速进气道超音速进气道 „„ 根据不同对超音速气流减速，超音速进气根据不同对超音速气流减速方法，超音速进气 道分为内压式、外压式和混合式三种基本类型道分为内压式、外压式和混合式三种基本类型 图3－6 超音速进气道的类型 „„ 内压式进气道内压式进气道 ‰‰ 由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道组成 ‰‰ 在设计状态下不考虑粘性时在设计状态下不考虑粘性时, , 特殊型面可以保证超特殊型面可以保证超 音速气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定音速气流在管道的收敛段经过一系列微弱压缩波定 熵地减速熵地减速, , 在管道最小截面处达到音速在管道最小截面处达到音速, , 之后在扩张之后在扩张 段气流继续减速扩压段气流继续减速扩压 „„ 内压式超音速进气道的气流为定熵绝能的流动过程，气流内压式超音速进气道的气流为定熵绝能的流动过程，气流 参数的变化是连续的，总压保持不变，即没有总压损失。参数的变化是连续的，总压保持不变，即没有总压损失。 ‰‰ 但由于内压式超音速进气道存在着所谓但由于内压式超音速进气道存在着所谓““起动起动””问题问题 防碍了它的实际应用。防碍了它的实际应用。 „„ 对于设计马赫数对于设计马赫数MaMa0d0d存在设计喉道面积存在设计喉道面积AAth,dth,d „„ 当飞行马赫数小于设计马赫数时，其喉道面积至少为：当飞行马赫数小于设计马赫数时，其喉道面积至少为： ‰‰ 喉道不可调，直接捕获流量不能从喉道通过，因此喉道前气喉道不可调，直接捕获流量不能从喉道通过，因此喉道前气 体堵塞，压力升高，迫使进口前形成离体激波，对于流量溢体堵塞，压力升高，迫使进口前形成离体激波，对于流量溢 出口外出口外 ‰‰ 不断增大飞行马赫数，但是由于离体激波存在，引起总压损不断增大飞行马赫数，但是由于离体激波存在，引起总压损 失，喉道处所能通过的最大流量仍然小于自由流直接进入进失，喉道处所能通过的最大流量仍然小于自由流直接进入进 气道进口的流量，即使加速到设计马赫数，激波仍然不能消气道进口的流量，即使加速到设计马赫数，激波仍然不能消 失失 10, )( AqA ddth λ= ( ) dthth AAqA ,10 >= λ ( ) 0msm q T m T mq ∗∗ 100, sdth AqpAp σλσ === ∗∗ „„ 若将临界面积增大若将临界面积增大 倍（设计马赫数正激波倍（设计马赫数正激波 总压恢复系数），此时喉道面积增大，就可以总压恢复系数），此时喉道面积增大，就可以 使直接捕获的流量全部通过喉道使直接捕获的流量全部通过喉道 „„ 进气道内部气体将不堵塞，也就不会产生较高进气道内部气体将不堵塞，也就不会产生较高 的背压而引起激波的背压而引起激波 „„ 进口处离体正激波吸入进气道建立起正常的工进口处离体正激波吸入进气道建立起正常的工 作过程，也就是进气道的起动作过程，也就是进气道的起动 sσ/1 „„ 外压式进气道外压式进气道 ‰‰ 组成组成 „„ 中心体和外罩中心体和外罩 ‰‰ 工作原理工作原理 „„ 利用中心体产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正利用中心体产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正 激波使超音速气流变为亚音速气流而减速增压的。激波使超音速气流变为亚音速气流而减速增压的。 ‰‰ 激波系中的激波数目越多，则在同样的飞行马赫数激波系中的激波数目越多，则在同样的飞行马赫数 下，总压损失越小，总压恢复系数越大。下，总压损失越小，总压恢复系数越大。 „„ 当飞行马赫数为当飞行马赫数为33时，不同波系的总压恢复系时，不同波系的总压恢复系 数为：数为： „„ 外压式超音速进气道由外罩和中心体组成，中外压式超音速进气道由外罩和中心体组成，中 心体是一个锥角或多个锥角的锥体，如图心体是一个锥角或多个锥角的锥体，如图33--77 所示，是三斜一正波系的外压式超音速进气道。所示，是三斜一正波系的外压式超音速进气道。 ⎪⎪⎩ ⎪⎪⎨ ⎧ =+ =+ =+ = 870.013 760.012 600.011 328.01 σ σ σ σ 道正激波道斜激波 道正激波道斜激波 道正激波道斜激波 道正激波 激波系 „„ 超音速气流经过中心体产生的一道或多道斜激波，减超音速气流经过中心体产生的一道或多道斜激波，减 速增压，但气流仍为超音速速增压，但气流仍为超音速 „„ 再经过一道正激波变为亚音速气流再经过一道正激波变为亚音速气流 „„ 然后在扩张形的管道内继续减速增压然后在扩张形的管道内继续减速增压 „„ 在设计状态下，正激波位于进口处，斜激波波系交于在设计状态下，正激波位于进口处，斜激波波系交于 唇部。唇部。 „„ 外压式超音速进气道结构简单，工作稳定性好，飞行外压式超音速进气道结构简单，工作稳定性好，飞行 马赫数在马赫数在2.52.5以下的飞机多采用这种形式的进气道以下的飞机多采用这种形式的进气道 „„ 混合式进气道混合式进气道 ‰‰ 混合式超音速进气道综合了内压式和外压式的特点混合式超音速进气道综合了内压式和外压式的特点 ‰‰ 先进行一段外压，然后经过斜激波以超音速进入唇先进行一段外压，然后经过斜激波以超音速进入唇 口，开始内压口，开始内压 ‰‰ 最后在喉部或者扩张段经过正激波变为亚音速最后在喉部或者扩张段经过正激波变为亚音速 „„ 混合式超音速进气道外罩的折转角比较小，因此，外混合式超音速进气道外罩的折转角比较小，因此，外 罩的波阻比外压式的小罩的波阻比外压式的小 „„ 波系中的斜激波数目较多，总压损失较小，总压恢复波系中的斜激波数目较多，总压损失较小，总压恢复 系数较高；系数较高； „„ 内压部分的气流马赫数较低，起动也比较容易内压部分的气流马赫数较低，起动也比较容易 „„ 飞行马赫数大于飞行马赫数大于22的飞机大都采用混合式的进气道。的飞机大都采用混合式的进气道。 2.3 2.3 进气道的防冰进气道的防冰 „„ 为什么要设置防冰系统为什么要设置防冰系统 ‰‰ 当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的地面当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的地面 工作时，发动机和进气道前缘处会结冰工作时，发动机和进气道前缘处会结冰 ‰‰ 结冰会减少进入发动机的空气流量，引起发动机性结冰会减少进入发动机的空气流量，引起发动机性 能损失并可能会使发动机发生故障能损失并可能会使发动机发生故障 ‰‰ 脱落下来的冰块被吸入发动机或撞击进气道吸音材脱落下来的冰块被吸入发动机或撞击进气道吸音材 料衬层时可能造成损坏料衬层时可能造成损坏 „„ 防冰系统要求防冰系统要求 ‰‰ 必须能有效地防止冰的生成必须能有效地防止冰的生成 ‰‰ 工作可靠，易于维护，不会过分增加重量，在工作工作可靠，易于维护，不会过分增加重量，在工作 中不会引起发动机严重的性能损失中不会引起发动机严重的性能损失 „„ 涡喷发动机涡喷发动机 ‰‰ 防冰部位：进气整流罩，前整流锥和压气机的进气防冰部位：进气整流罩，前整流锥和压气机的进气 导向器导向器 ‰‰ 防冰方法：防冰方法： „„ 热空气防冰热空气防冰 „„ 电加温或热空气与电加温混合型电加温或热空气与电加温混合型 „„ 举例：热空气防冰系统举例：热空气防冰系统 ‰‰ 防冰系统的热空气通常取自高压压气机，通过调节防冰系统的热空气通常取自高压压气机，通过调节 活门用导管输至需要防冰的部件活门用导管输至需要防冰的部件 ‰‰ 防冰系统用过的空气排入压气机进口防冰系统用过的空气排入压气机进口 ‰‰ 调节活门由人工选择电磁作动或根据飞机防冰探测调节活门由人工选择电磁作动或根据飞机防冰探测 系统的信号自动作动系统的信号自动作动 „„ 管道上可有压力、温度传感器监视防冰热空气的温度和压管道上可有压力、温度传感器监视防冰热空气的温度和压 力，一旦超限给出信号。力，一旦超限给出信号。 „„ RB211,CFM56RB211,CFM56和和V2500V2500等发动机防冰等发动机防冰 ‰‰ 由于压气机进口处没有导流叶片由于压气机进口处没有导流叶片,,只有和风扇叶片一起旋转的只有和风扇叶片一起旋转的 进气整流锥进气整流锥 „„ 整流锥分为两段整流锥分为两段,,前段为复合材料制成前段为复合材料制成,,后段为钛合金制成后段为钛合金制成,,用连用连 接螺栓固定在一起接螺栓固定在一起 ‰‰ 试验结果表明试验结果表明,,这种整流锥结冰的可能性很小这种整流锥结冰的可能性很小,,所以所以,,这些发动这些发动 机的进气整流锥都没有防冰装置机的进气整流锥都没有防冰装置 „„ 采用了宽弦风扇叶片的涡扇发动机采用了宽弦风扇叶片的涡扇发动机 ‰‰ 由于叶片稠度较小由于叶片稠度较小,,而且采取了防外来物打伤的而且采取了防外来物打伤的措施,,故这些故这些 发动机的进气整流锥都没有防冰装置发动机的进气整流锥都没有防冰装置 „„ 维修维修 ‰‰ 在对进气道进行维修时要特别注意进气道内不能有多余物在对进气道进行维修时要特别注意进气道内不能有多余物 ‰‰ 同时还要注意保持进气道的形面，不要用硬的工具敲打进气同时还要注意保持进气道的形面，不要用硬的工具敲打进气 道道 第三章 进气道 第三章 进气道 3.1 亚音速进气道 3.1.2 性能参数 3.2 超音速进气道 3.2 超音速进气道 2.3 进气道的防冰