《超音速进气道的工作原理》微课程
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• 枭龙，鼓包的表面有不 少的小孔，用来吸附附 面层。
超声速进气道的 附面层隔道
超声速进气道为什么 都有附面层隔道呢？
附面层
由于空气具有黏性，在与飞机表 面接触的时候，会产生附面层。
附面层进入发动机后会影响发 动机的工作，还会引起发动机的 不稳定，所以一般进气道都是避 免吸入附面层的。
超声速飞行时，附面层进入发 动机还可能引起发动机的喘振。 因此必须阻止附面层进入发动机。
台风战斗机的斜 板上开了很多小 孔，这些小孔是 用来吸附斜板自 身产生的附面层 的。
F-22斜切口进气道 的奥妙之处
F-22斜切口进气道
斜切口进气道也称为后掠双 斜面进气道（CARET进气道）。
对于一个矩形进 气道，在水平方 向和垂直方向各 斜切一次，就形 成了后掠双斜面 进气道。
由于发动机进口的气流必须是亚 声速气流。
能不能先让气流通过斜 激波减速，等速度降下来之 后，再通过正激波减速为亚 声速气流。
当然是可以的！ 实际的进气道也是这么做 的。
超音速进气道就是先通 过多个较弱的斜激波先把气流 的速度降下来。
最后，再通过一道正激 波把气流的速度降为亚声速。
这就是超声速进气道的 工作原理：斜激波+正激波实 现超声速气流的减速。
Bump进气道
• 早期的X－35进气道外唇是个非常复杂的四 边形唇口，这是为了最大化配合激波的形 状。
Bump进气道
• 但飞机还要有机动性，需要做仰角，侧滑 等动作，需要综合考虑，所以生产型F－35 外唇口变成了三唇口
Bump进气道
• F35上的鼓包没有小孔，为了隐身。
Bump进气道
Bump进气道
斜激波与正激波会在进气道的外 下侧相交，相交处会产生滑流层。
为避免滑流层进入进气道，通 常都会精心设计使得正激波面裸露 在进气道外一点点，好让滑流层沿 着相交的外下侧流走。
这是F-22进气道的温度场云图。
可以看到，进气道内温度很 高，是因为经过两道激波减速增 压后，压力增大，导致温度上升。
对F－15这类的 方“口”形 进气道，激波从上壁面产生并会 在整个下壁面前方产生溢流。
Bump进气道
• 早期的X－35进气道外唇是个非常复杂的 四边形唇口，这是为了最大化配合激波 的形状。
Bump进气道
• 但飞机还要有机动性，需要做仰角，侧 滑等动作，需要综合考虑，所以生产型F －35外唇口变成了三唇口
Байду номын сангаас
Bump进气道
• F35上的鼓包没有小孔，为了隐身。
Bump进气道
Bump进气道
CARET进气道如何实现将超声速 气流减速为亚声速气流呢？
CARET进气道上 壁和内壁都后掠， 它们各自产生一 道斜激波，两道 激波会融合成一 道斜激波。
由于进气道内反压的作用，在进 气道的唇口出会产生一道正激波。
气流经过正激波后，就会变成亚 声速气流。
因此，CARET进气道一般可以认 为由两道激波系组成：前面的斜激波 和唇口的正激波。
• 枭龙，鼓包的表面有 不少的小孔，用来吸 附附面层。
鼓包式进气道
F-35为什么要采用鼓包式进 气道呢？
鼓包式进 气道的最 大特点就 是在进气 道进口鼓 起的“大
包”
F-35采用鼓包式进气道后， 可以省去常规进气道的附面层隔 道等设备。
F-22战斗机的 附面层隔道
F-16战斗 机的附面 层隔道
而对F－22这类的“◇”形进 气道，它的上壁和内壁各产生一 道斜激波并平滑过渡，最终只会 在外下侧产生溢流，使得产生溢 流的地方从一条线减少成一个点， 这样压力损失就更小。
F－22的Caret进气道跟它的机身 高度融合，使得弹仓的空间能做到最 大化。
Caret进气道结构简单，可以很容易 的跟飞机的边线条融为一体，隐身性 也很好。
根据气体动力学的知 识，我们知道，通过激波 可以使气体减速增压。
通过正激波可以使超 声速减速为亚声速。
通过斜激波，气体可 以减速，但还是超声速。
超声速
正激波
亚声速
目前在飞行M数小于1.5的超 音速飞机上，几乎都是采用通过 一道正激波减速的亚音速进气道。
比如F-16的进气道。采用的 就是亚声速进气道。
在飞行M数小于1.5的超音速 飞机上，气流通过正激波减速时 的压力损失不大。
但是，随着飞行速度的增大， 直接采用正激波减速的气动损失 增大，尤其是马赫数较高时，损 失更大。
当飞行M数大于1.5以后， 采用正激波减速的亚声速进气 道是不行的。
该怎么办呢？ 如何减小损失呢？
由于斜激波也可以使 气流减速，而且损失较小。
因此，为了避免让附面层进入 发动机，附面层隔道就应运而生。
幻影2000战斗机，进气口前面有 隔板，用来把附面层分离掉，然后让 边界层气流从上下两个方向流出。
F-22战斗机的附面层隔道
F-16战斗机的附面层隔道
台风战斗 机的附面 层隔道
F-15战斗机的附面层隔道
台风战斗机的附 面层隔道。
台风战斗 机的附面 层隔道
F-15战斗 机的附面 层隔道
由于鼓包式进气道去掉附面 层隔道,可以使F-35战斗机减重上 百公斤。
超声速进气道的工作原理
飞机在超声速飞行时， 流入进气道的气流速度也 是超声速。
但是发动机压气机进 口的气流速度，必须是亚 声速的。
因为，如果进入压气机 的气流是超声速的，在压气 机中将产生巨大的流动损失。
所以进气道进口的超 声速气流必须减速为亚声 速气流，提供给发动机。
超声速气流如何减速 为亚声速气流呢？
Bump进气道
Bump进气道
• 无附面层隔道超音速进气道，取消了附面 层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞机 在性能、机动性、隐身、结构和重量等方 面趋于完美。
Bump进气道设计原理
• 根据锥型流理论，采用乘波原理生成，将 一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲面， 其产生的流场仍然为锥型流，锥型激波附 着在压缩曲面的边缘。
Bump进气道
Bump进气道
• 无附面层隔道超音速进气道，取消了附 面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得 飞机在性能、机动性、隐身、结构和重 量等方面趋于完美。
Bump进气道设计原理
• 根据锥型流理论，采用乘波原理生成， 将一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲 面，其产生的流场仍然为锥型流，锥型 激波附着在压缩曲面的边缘。
超声速进气道的 附面层隔道
超声速进气道为什么 都有附面层隔道呢？
附面层
由于空气具有黏性，在与飞机表 面接触的时候，会产生附面层。
附面层进入发动机后会影响发 动机的工作，还会引起发动机的 不稳定，所以一般进气道都是避 免吸入附面层的。
超声速飞行时，附面层进入发 动机还可能引起发动机的喘振。 因此必须阻止附面层进入发动机。
台风战斗机的斜 板上开了很多小 孔，这些小孔是 用来吸附斜板自 身产生的附面层 的。
F-22斜切口进气道 的奥妙之处
F-22斜切口进气道
斜切口进气道也称为后掠双 斜面进气道（CARET进气道）。
对于一个矩形进 气道，在水平方 向和垂直方向各 斜切一次，就形 成了后掠双斜面 进气道。
由于发动机进口的气流必须是亚 声速气流。
能不能先让气流通过斜 激波减速，等速度降下来之 后，再通过正激波减速为亚 声速气流。
当然是可以的！ 实际的进气道也是这么做 的。
超音速进气道就是先通 过多个较弱的斜激波先把气流 的速度降下来。
最后，再通过一道正激 波把气流的速度降为亚声速。
这就是超声速进气道的 工作原理：斜激波+正激波实 现超声速气流的减速。
Bump进气道
• 早期的X－35进气道外唇是个非常复杂的四 边形唇口，这是为了最大化配合激波的形 状。
Bump进气道
• 但飞机还要有机动性，需要做仰角，侧滑 等动作，需要综合考虑，所以生产型F－35 外唇口变成了三唇口
Bump进气道
• F35上的鼓包没有小孔，为了隐身。
Bump进气道
Bump进气道
斜激波与正激波会在进气道的外 下侧相交，相交处会产生滑流层。
为避免滑流层进入进气道，通 常都会精心设计使得正激波面裸露 在进气道外一点点，好让滑流层沿 着相交的外下侧流走。
这是F-22进气道的温度场云图。
可以看到，进气道内温度很 高，是因为经过两道激波减速增 压后，压力增大，导致温度上升。
对F－15这类的 方“口”形 进气道，激波从上壁面产生并会 在整个下壁面前方产生溢流。
Bump进气道
• 早期的X－35进气道外唇是个非常复杂的 四边形唇口，这是为了最大化配合激波 的形状。
Bump进气道
• 但飞机还要有机动性，需要做仰角，侧 滑等动作，需要综合考虑，所以生产型F －35外唇口变成了三唇口
Байду номын сангаас
Bump进气道
• F35上的鼓包没有小孔，为了隐身。
Bump进气道
Bump进气道
CARET进气道如何实现将超声速 气流减速为亚声速气流呢？
CARET进气道上 壁和内壁都后掠， 它们各自产生一 道斜激波，两道 激波会融合成一 道斜激波。
由于进气道内反压的作用，在进 气道的唇口出会产生一道正激波。
气流经过正激波后，就会变成亚 声速气流。
因此，CARET进气道一般可以认 为由两道激波系组成：前面的斜激波 和唇口的正激波。
• 枭龙，鼓包的表面有 不少的小孔，用来吸 附附面层。
鼓包式进气道
F-35为什么要采用鼓包式进 气道呢？
鼓包式进 气道的最 大特点就 是在进气 道进口鼓 起的“大
包”
F-35采用鼓包式进气道后， 可以省去常规进气道的附面层隔 道等设备。
F-22战斗机的 附面层隔道
F-16战斗 机的附面 层隔道
而对F－22这类的“◇”形进 气道，它的上壁和内壁各产生一 道斜激波并平滑过渡，最终只会 在外下侧产生溢流，使得产生溢 流的地方从一条线减少成一个点， 这样压力损失就更小。
F－22的Caret进气道跟它的机身 高度融合，使得弹仓的空间能做到最 大化。
Caret进气道结构简单，可以很容易 的跟飞机的边线条融为一体，隐身性 也很好。
根据气体动力学的知 识，我们知道，通过激波 可以使气体减速增压。
通过正激波可以使超 声速减速为亚声速。
通过斜激波，气体可 以减速，但还是超声速。
超声速
正激波
亚声速
目前在飞行M数小于1.5的超 音速飞机上，几乎都是采用通过 一道正激波减速的亚音速进气道。
比如F-16的进气道。采用的 就是亚声速进气道。
在飞行M数小于1.5的超音速 飞机上，气流通过正激波减速时 的压力损失不大。
但是，随着飞行速度的增大， 直接采用正激波减速的气动损失 增大，尤其是马赫数较高时，损 失更大。
当飞行M数大于1.5以后， 采用正激波减速的亚声速进气 道是不行的。
该怎么办呢？ 如何减小损失呢？
由于斜激波也可以使 气流减速，而且损失较小。
因此，为了避免让附面层进入 发动机，附面层隔道就应运而生。
幻影2000战斗机，进气口前面有 隔板，用来把附面层分离掉，然后让 边界层气流从上下两个方向流出。
F-22战斗机的附面层隔道
F-16战斗机的附面层隔道
台风战斗 机的附面 层隔道
F-15战斗机的附面层隔道
台风战斗机的附 面层隔道。
台风战斗 机的附面 层隔道
F-15战斗 机的附面 层隔道
由于鼓包式进气道去掉附面 层隔道,可以使F-35战斗机减重上 百公斤。
超声速进气道的工作原理
飞机在超声速飞行时， 流入进气道的气流速度也 是超声速。
但是发动机压气机进 口的气流速度，必须是亚 声速的。
因为，如果进入压气机 的气流是超声速的，在压气 机中将产生巨大的流动损失。
所以进气道进口的超 声速气流必须减速为亚声 速气流，提供给发动机。
超声速气流如何减速 为亚声速气流呢？
Bump进气道
Bump进气道
• 无附面层隔道超音速进气道，取消了附面 层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞机 在性能、机动性、隐身、结构和重量等方 面趋于完美。
Bump进气道设计原理
• 根据锥型流理论，采用乘波原理生成，将 一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲面， 其产生的流场仍然为锥型流，锥型激波附 着在压缩曲面的边缘。
Bump进气道
Bump进气道
• 无附面层隔道超音速进气道，取消了附 面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得 飞机在性能、机动性、隐身、结构和重 量等方面趋于完美。
Bump进气道设计原理
• 根据锥型流理论，采用乘波原理生成， 将一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲 面，其产生的流场仍然为锥型流，锥型 激波附着在压缩曲面的边缘。