进气道设计.doc

喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。

其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。

螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。

在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。

随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。

进气道分为不可调进气道和可调进气道。

不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。

在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。

当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。

当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。

严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。

为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。

），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。

另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。

因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。

飞机进气道设计中几个重要的设计指标是总压恢复、流场畸变水平和阻力大小。

在进气道设计中，必须参照这几个重要的技术指标，它也是反映飞机整体性能的关键参数。

总压是气流静压和动压之和，表征了气流的机械能，总压恢复是指发动机进口处的气流总压与进气道远前方来流的总压之比，是进气道设计中一个非常重要的参数，表示气流机械能的损失，对于超音速进气道，总压恢复主要与斜板级数和角度所决定的激波的级数和波后流动参数有关。

流场畸变水平表征了进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示，它影响着发动机的喘振裕度，间接关系着飞机的安全。

进气道设计时一般考虑的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在进入进气道的气流量大于发动机所需流量时，由于部分气流从进气道口溢出而导致的阻力。

进气道的形状选择和位置的布置应该满足发动机有较高工作效率的要求，或应保证飞行器具有最佳性能要求或应保证飞行器能达到最佳飞行性能的要求。

进气道的设计在科技的带动下有了很大的发展，使得喷气战斗机的飞行速度越来越快，性能越来越高，可以说它的重要性越来越明显，并且已成为飞机机体设计中成为一个独立的组成部分，进气道设计成为飞机性能提高的重要因素之一。

飞机进气道发展到现在主要分为亚音速进气道和超音速进气道。

一、亚音速进气道亚音速进气道结构较为简单，其进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。

其内部的进气通道多为扩散形，在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进气口外面完成，进气通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。

喷气发动机出现的初期，它仅作为发动机工作介质的一个通道，保证发动机有足够的进气量即可，所以早期这种进气道结构十分简单。

当飞机的速度和性能不断提高，其结构也日趋复杂，其进气通道里增加了附面层抽气系统，防止低能的附面层流进入发动机，造成发动机的喘振甚至失速。

对于两侧或腹部进气的进气道，其进气口有一个附面层隔板，或者进气道与机身相隔一小段间隙，其功能是把附面层流引向另处，尽管如此，和后来的超音速进气道相比，亚音速进气道结构仍然比较简单。

亚音速进气道不仅用在亚音速战斗机上，也用在早期的超音速战斗机上，亚音速进气道在超音速状态下工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大（激波损失）。

激波前速度越大，损失也越大。

喷气式飞机诞生之初，发动机发展还不完善，其性能还不高，它所提供的推力太小，推重比也低（尽管如此，其速度也比螺旋桨飞机快多了），为了减少进气过程的能量损失，飞机进气道多为短粗形式，其进气通道很短。

因为早期喷气飞机都是亚音速，所以其进气道被称为亚音速进气道，其形状各异，但它们在本质上是相同的，不同的形状有一些性能上或达到飞机某些性能有不尽相同的功能。

2001年笔者朋友曾经向陈一坚（“飞豹”总设计师）请教“飞豹”的进气道，他说采用圆形的话，罗罗公司畸变指数DC60最小，但是从工艺性和阻力考虑，“飞豹”选择了类方的形状，所以说只是一些细节问题导致了这些区别。

亚音速进气道总体上分成头部进气和两侧进气。

头部分圆形皮托管式进气道、扁圆形进气道、半圆形颌下进气道；两侧进气道分圆形、方形或类方形、半圆形或近似半圆形。

1、机头及两侧圆形早期亚音速进气道的进气口多为圆形，它的主要优点是结构简单，进气均匀，能损失小，为了把能量损失减少到最小，飞机布局一般考虑到发动机的工作效率，故此，这一时期飞机发动机布置一般为翼吊式和机身式，翼吊式顾名思义发动机以吊舱式安置在机翼下面，这样的布置方式，可以保持飞机的流线型布局，适合安装电子设备，它的缺点是偏航力矩大，转动惯量也大，不利于战斗机的滚转，另一方面它对战斗机对结构强度要求高，战斗机在做大过载机动时，尤其是流转时机体受力大，所以它并不适合战斗机，世界范围来看这种布局也并不多见，如世界上第一种实用型喷气战斗机ME－262，还有苏联的苏－9（仿制ME－262，苏霍伊设计局重新编号前的苏－9）、伊尔－28。

机身式发动机布局就是把发动机安装在机身内，由于考虑到进气效率，所以发动机多布置在这些飞机的头部，发动机喷口在飞机中腹部，飞行员座舱在飞机中后部，视野较差，飞机看起来头重脚轻，这样形成一个明显的阶梯状，故此这种飞机布局被称为阶梯状布局（STEPPED），如苏联的米格－9、雅克－15、拉－150，瑞典的萨伯－29“飞行酒桶”，这些早期的喷气式战斗机除瑞典的萨伯－29外，都是过渡机型，服役时间很短。

在发动机的快速发展下，其推力越来越大，进气通道长短不再是主要考虑因素，此时飞机的发动机多布置在尾部，留下空间安排前起落架和座舱，这使得飞机外形更加流线化，但它们的进气口仍然在头部，且圆形居多，如苏联的米格－15、米格－17、苏－7，美国的F－84、F－86（早期型号），英国的“蚊”式、法国的“神秘”IVA。

还有一些飞机并非采用机头进气，但进气口依然为圆形，如英国两侧进气的“标枪”战斗机、“掠夺者”战斗轰炸机，采用机翼与发动机一体化布局的“堪培拉”，即美国也生产使用的RB－57，其发动机在机翼的中间。

苏联的图－16轰炸机和苏－25攻击机同样为两侧进气的近似圆形进气道。

2、扁圆形扁圆形进气道代表是F－100战斗机和法国“超神秘”战斗机，这两款战斗外形十分相似。

3、颌下进气半圆形早期有一些战斗机采用的半圆形颌下进气布局，这种布置方式是一种折衷方式，即保证了进气效率，也便于安装雷达等电子设备，代表性的有美国的F－86D、F－8“十字军战士”，意大利G－91R，4、方形或类方形为了在机头安装雷达，一些早期战斗机采用了两侧进气方式，如英国的“蚊蚋”、“褐雨燕”等，后来的战斗机，如美国的F－5“虎”，英法合作的“美洲虎”，意大利与巴西合作的AMX攻击机，中国“飞豹”和A－5等也采用这种进气道。

5、半圆形形近似半圆形英国的“鹞”式垂直起落战斗机采用的是两侧半圆形进气道。

6、其它形状采用两侧进气三角形进气道的是英国“猎人”战斗机（它属于翼根进气），不论用什么形状的进气道，它都是与飞机其它结构和设备综合配置的一个妥协方案。

需要说明的是第一代超音速战斗机仍然采用的是亚音速进气道，如美国的F－100、F－105、苏联米格－19、中国的A－5强击机，法国的“超神秘”战斗机等。

后来的一些军用飞机因性能上要求不同也采用亚音速进气道，如中国的“飞豹”战斗轰炸机。

美国F－16虽为第三代战斗机，但它强调的是跨音速的机动性能，所以它采用的是经改进过的亚音速进气道，称为单一正激波压缩进气道，F－16的动力很强劲，但飞到2.0M非常困难，这个最大速度是最理想状态下的数据，其他的超音速飞机用亚音速进气道也是这种单一正激波进气道。

美国B－1A由于早期强调超音速空防能力，其进气道为超音速进气道，作战任务改变后，其进气道也改成了亚音速进气道，同样美国F－5、AMX等都使用的是亚音速进气道。

亚音速进气道的主要特点是进气通道短，进气效率高，结构简单，维修方便，因为来流速度较低，空气可直接引用，不需要进行预压缩，进气口面积也不需要调节，飞机速度在1.4M 以下的飞机通常使用这种进气道，飞行速度在1.6－1.7M的??，飞机在做高机动性，如大迎角、大侧滑角飞行时会破坏气流的对称性（各种进气道都有此弊端，而简单的皮托管式进气道恰恰对此不敏感），使进气效率降低，因此，不需要高机动性的战斗轰炸机、攻击机、轰炸机等多选用这种进气道。

二、超音速进气道超音速进气道在结构上更复杂，它通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。

超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。

外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。

外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。

内压式进气道：为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。

设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。

内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。

混合式进气道：是内外压式的折衷。

对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。