浅谈飞机进气道
战斗机的进气道布局有哪几种？
战斗机的进气道布局有哪几种？关于战斗机的进气道布局，可粗略分为以下几类：机首进气，机腹进气，两侧进气和极端非主流的机身上方进气等。
更加详细的话，还有趋于跨界的翼下根部进气和半埋式进气。
1、机首进气（头部进气），典型例子：米格-15、米格-17、米格-21这种进气道布局通常应用于早期喷气机上，优势在于可以获得较为稳定的气流，特别是早期喷气机以机炮作为主要武器，可以有效避免吸入机炮开火后产生的硝烟。
其次，机身结构紧凑，空间利用率高。
但是缺点是超音速阻力较大(超音速的激波完全承担)，特别是爬升、俯冲、盘旋等飞平飞状态下阻力增加明显。
而且更重要的是现在住了机首雷达罩的尺寸，也不利于机身容量的增加，所以现在基本放弃。
2、机腹进气机腹进气的优点，就是结构紧凑，既节省了空间有降低了重量。
它是最需要增加动力的大仰角飞行进气效率最高的。
而机腹进气的缺点，就是进气道结构强度较为脆弱，还记得歼-10A的进气道的6根加强肋么?歼-10的进气口比F-16这种皮托管要重的多特别是着陆时冲击强度压力山大，曾经F-16和台风战斗机都有考虑过舰载型，但最后这点是很重要的放弃原因。
另外，腹部进气进气道可以较短，这是优点(减少重量和空间)，也是缺点，不利于安排隐身战斗机的S型进气道，也不利于布置内部武器舱，强行增加长度安排的话，会比较另类。
3、两侧进气（肋部进气）两侧进气把进气道布置在机身两侧，优点是让出机首空间，有利于布置更大直径的雷达。
大部分状态下进气稳定性较好。
缺点就是结构和空间占用比较大，进气道位置也缩短了机翼可控面的长度，影响机动性。
两侧进气教难处理翼身融合，例如F-15就有飞行板砖，会飞的电冰箱之称。
4、顶部进气（这种布局比较另类）因为进气道放顶部的话，飞机爬升阶段机身会挡住气流方向，所以基本上不会有战斗机采用这种方式进气。
目前除了压根没考虑过飞行机动性能的B-2轰炸机外，目前只有两个“战斗机”采用这种方式。
纳粹末日计划的火蜥蜴也属于顶部进气这一类。
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机的短舱进气道是指飞机上安装的发动机短舱的进气道部分。
由于高空气压低，气温低，湿度低，短舱进气道易受冰冻现象的影响。
为了确保短舱进气道的正常运作，飞
机上配备了防冰系统，以防止结冰现象的发生。
防冰系统的主要功能是保持飞机进气道表面的温度在一定范围内，以防止冰冻现象的
出现。
防冰系统主要分为两类：空气防冰系统和电热防冰系统。
空气防冰系统通过使用高压空气来加热短舱进气道表面，以保持其温度在较高的范围内。
空气防冰系统的主要组成部分包括空气防冰管路、空气加热器和空气防冰活门。
当需
要防冰时，空气加热器会将高压空气送往空气防冰管路，经过空气防冰活门喷射到短舱进
气道表面，以加热表面温度。
空气防冰系统和电热防冰系统经常结合使用，以提高防冰效果。
在一些大型飞机上，
还配备了防冰传感器和防冰控制系统，用于监测和控制防冰系统的运作。
防冰传感器可以
测量进气道表面温度和冰冻情况，防冰控制系统可以根据传感器的反馈调节防冰系统的工
作状态。
除了空气防冰系统和电热防冰系统外，还有一些其他的辅助措施用于防止结冰现象的
发生。
使用特殊的防冰涂层来降低进气道表面的摩擦系数，以减少冰的附着。
还可以使用
风扇引导器和压力差传感器等设备来改变进气道的气流分布，以防止冰形成。
大型飞机短舱进气道防冰系统起着关键的作用，确保飞机进气道表面的温度在可接受
范围内，以预防冰结现象的发生。
这有助于保证飞机的正常运作和飞行安全。
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞机上重要的防冰系统之一，它能够有效地防止在高空飞行时因空气中的水汽凝结成冰而影响飞机的安全飞行。
本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行详细的概述，包括其工作原理、结构特点以及在飞行中的作用等方面。
一、短舱进气道防冰系统的工作原理短舱进气道防冰系统的工作原理主要是利用热空气对进气道表面进行加热，以防止空气中的水汽凝结成冰。
具体来说，当飞机在高空飞行时，由于飞行高度的升高，空气温度急剧下降，同时空气中的水汽会凝结成冰，这就会造成短舱进气道表面出现结冰的情况。
而短舱进气道防冰系统通过向进气道表面喷射热空气，使得进气道表面始终保持在适当的温度，从而防止冰的形成。
短舱进气道防冰系统一般由进气口、进气道、热空气喷射装置和控制系统等几个主要部分组成。
首先是进气口，它是短舱进气道防冰系统中的重要部分，进气口通常位于飞机机身的前部，用于引导空气进入到短舱进气道中。
进气口的设计要考虑到在高速飞行和各种恶劣气象条件下都能够正常工作，并且能够保证进气道内的气流稳定。
其次是进气道，进气道是短舱进气道防冰系统中起到通风导流和加热作用的部分，其结构设计要考虑到能够充分利用热空气对进气道表面进行加热，并且要能够确保进气道表面平整光滑，以及对进气口的保护。
再者是热空气喷射装置，热空气喷射装置是短舱进气道防冰系统中最重要的部分，它能够向进气道表面喷射高温的空气，从而有效地防止冰的形成。
喷射装置一般由热空气管道和喷嘴组成，其设计要考虑到能够充分利用发动机产生的热空气，同时要确保喷射的空气能够均匀地覆盖整个进气道表面。
最后是控制系统，控制系统是短舱进气道防冰系统的核心部分，它能够对系统的运行状态进行监测，并根据进气道表面的温度变化来控制热空气的喷射。
控制系统的设计要考虑到能够精确地对热空气进行控制，并且要能够对系统的运行状态进行实时监测，以确保系统能够正常工作。
短舱进气道防冰系统在飞行中起着至关重要的作用，它能够有效地防止进气道表面的冰的形成，从而保证飞机在高空飞行时能够保持良好的飞行性能。
飞机发动机进气道的作用
飞机发动机进气道的作用
飞机发动机进气道是连接外界空气和发动机的重要通道，扮演着关键的作用。
它的主要功能是将空气引入发动机内部，为燃烧提供氧气，从而推动发动机正常运转。
发动机进气道的设计非常重要，因为它直接影响到发动机的性能和效率。
设计合理的进气道可以提高发动机的燃烧效率，提高推力，减少燃料消耗和废气排放。
此外，进气道还可以降低噪音和震动，提高飞机的舒适性。
进气道的形状和长度也是影响其性能的关键因素。
在设计时，需要考虑飞行高度、气压、温度等因素，以确保进气道能够提供足够的空气流量和压力。
同时，还需要考虑进气道的重量和强度，以确保其能够承受高速飞行和复杂气流的影响。
总之，飞机发动机进气道是飞机发动机系统中不可或缺的部分，它的设计和性能直接影响飞机的性能和效率。
因此，在研发和制造飞机时，需要高度重视进气道的设计和制造工艺，以确保飞行安全和舒适性。
浅谈民用飞机短舱进气道结构设计
浅谈民用飞机短舱进气道结构设计摘要：本文主要介绍安装先进涡轮风扇发动机的民用飞机进气道结构设计，包括进气道消声结构的设计。
关键词：进气道结构设计消声设计0.概述高涵道比、高效率的先进的动力装置是民用大型客机的心脏。
作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。
1.进气道设计要求进气道的内部通道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需要的空气流量，并为发动机风扇进气面提供均匀流场和高总压恢复系数。
进气道结构设计中，应运用声学处理技术，以最大程度减小发动机外传噪声，使飞机符合FAR-36部适航标准的要求。
短舱进气道应当与风扇叶片一样具有抵抗飞行中鸟撞的能力。
进气道必须采取防冰措施，在各种气候条件下，发动机及其进气系统上，都不产生不利于发动机运行或会引起推力严重下降的冰积聚。
2.进气道结构设计进气道主要由唇口蒙皮、前隔板、后隔板、内壁板、外壁板和连接法兰组成。
进气道唇口蒙皮通常采用铝合金材料，表面阳极化处理，外表面打磨光滑，能够承受雨砂的侵蚀和冰雹的冲击，并且是防鸟撞的第一道防线。
进气道唇口蒙皮通过角材与进气道后隔板与外壁板相连接，角材之间通过接头连接。
进气道前隔板组件由腹板、径向肋、加强件、开口和管路支架组成。
腹板由钛合金退火材料成形，以承受防冰管路的高温，由左右两块拼接而成。
腹板上通常布置有径向肋，主要对结构起到加强作用。
进气道前隔板组件通过角材与唇口蒙皮、内壁板和外壁板相连接。
进气道前隔板组件主要承受的载荷为鸟撞冲击载荷，是防鸟撞设计的主要结构件。
进气道后隔板组件由腹板、径向肋、开口组成。
腹板通常采用钛合金退火材料成形，由左右两块拼接或者整体成型，主要吸收FBO工况时风扇打出能量。
腹板通常有径向肋，材料为钛合金，主要对结构起到加强作用。
进气道后隔板组件在外侧通过角材与外壁板相连接，并且通过角材提供风扇罩罩体搭接区域；后隔板组件在内侧通过角材与内壁板相连接。
飞机的进气道
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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。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化 发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样， 尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空 气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用 是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道 内部。
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内部则没有压缩斜板，外压式进气道的超音速减速过程在进口外实现，附面层隔板还可以提高总压恢复。
随着战斗机性能不断提高，其对进气要求也越来越严格，三维轴对称进气道在某方面存在着一些不足，无法满足现代飞机高机动性的飞行要求， 第一、它速度调节范围小。由于三维轴对称进气道是利用中心锥在轴上前后移动来调节进气的，因此，调节范围小，若改变中心锥截面积的调节方法 ，则构造复杂，黑鸟的解决方式是混压式进气道；第二、它抗进气畸变的能力弱。正常飞行时，进气均匀，畸变小，但作高机动飞行时，迎角和侧滑 角动作都会破坏气流的对称性，使进气道效率降低；第三、如果进气口安置在头部，则不利于电子设备的这安装，其进气通道也太长，能量损失较多 ，空间浪费严重，机头进气方式基本上已不再使用。
飞机发动机空气系统的原理
飞机发动机空气系统的原理飞机发动机空气系统是一个复杂的系统，其主要功能是为发动机提供所需要的气体和空气流动，确保发动机在高温和高压环境下正常运行。
下面我将详细介绍飞机发动机空气系统的原理。
飞机发动机空气系统由以下几个部分组成：1. 进气道：进气道是将大气中的空气引入发动机的起始部分。
进气道采用各种设计，以确保大量的空气流入发动机。
进气道的设计应尽可能减少阻力和气流的涡流，以提高进气道的效率。
2. 空气压缩器：空气压缩器将进入发动机的空气进行压缩，以提高气体温度和压力。
空气压缩器通常采用多级叶轮设计，其中每级叶轮都会增加空气的压缩比。
空气压缩是发动机运行的关键步骤之一，它能够增加燃油燃烧效率，提高发动机的功率输出。
3. 燃油系统：燃油系统是将燃油送入发动机燃烧室的系统。
燃油经过喷嘴喷出，与压缩的空气混合，在燃烧室内实现燃烧反应。
燃油系统还包括燃油过滤器、燃油泵等部件，以确保燃油的质量和供应。
4. 燃烧室：燃烧室是发动机的核心部分，其中空气和燃油的混合物在高温和高压环境下燃烧。
燃烧室内部通常由耐高温材料构成，以防止高温对发动机部件的损害。
燃烧过程产生的高温气体将驱动涡轮机械转动。
5. 涡轮机械：涡轮机械是飞机发动机空气系统中的关键部件之一，它可以将高温高压气体的部分能量转换成机械能，驱动空气系统的其他部件。
涡轮由涡轮叶片和传递轴构成，叶片通过高速旋转从而驱动其他部件的运动。
6. 排气系统：排气系统是将燃烧后的废气排出发动机的系统。
废气经过排气管排出发动机并释放到大气中。
排气管的设计不仅要考虑废气的排放，还要注意减少噪音和尾流对飞机的影响。
以上是飞机发动机空气系统的基本原理。
整个系统是一个相互关联的系统，每个部件都有特定的功能和作用，共同协作以实现发动机的正常运行。
发动机空气系统的有效性和高效性对于飞机的性能和安全至关重要。
不同类型的飞机和发动机可能有不同的空气系统设计，但其基本原理和功能是相似的。
飞机发动机维护—进气道
图8. 典型发动机的热空气防冰系统
二 典型发动机进 气道维护介绍
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1、典型发动机进气道 的部件识别
1.1 典型发动机的进气道
图9. 典型发动机的进气道
1.2 典型发动机的防冰空气管
图10. 典型发动机的防冰空气管
2、典型发动机进气道 的维护及安全注意事项
1、亚音速进气道
1.1 亚音速进气道的组成和工作原理
图3. 亚音速进气道
图4. 流量系数和流线谱
1.2 亚音速进气道的主要参数： 1）进气道总压恢复系数σi*——进气道出口总压与远前方未受扰动界 面气流总压之比，衡量进气道流动损失大小。 2）冲压比Πi*——进气道出口总压与远前方气流静压之比。
2、超音速进气道
图2. 战斗机的进气道
进气道的功用：进气道的基本功用：1）在各种状态下，捕获足够的空 气流量并以最小的流动损失顺利引导进入压气机；2）利用冲压作用适 当提高空气压力。
进气道的分类：亚音速和超音速进气道两大类；超音速进气道又分为： 内压式、外压式和混合式三种。民航飞机的进气道几乎全是亚音速进 气道。
2.）外压式——由中心体和外罩组成。利用中心体产生的一道或多道 斜激波及唇口处的一道正激波将超音速气流降为亚音速之后在扩张管 内继续减速增压。激波系中的激波数越多，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。M<2.0时使用此类进气道。
图6. 外压式超音速进气道
3.）混合式——兼具外压和内压式的特点。先进行外压，经过斜激波 以超音速进入唇口，开始内压，通过喉部或扩张段的正激波降为亚音 速气流。M>2.0时使用此类进气道。
图7. 混合式超音速进气道 Nhomakorabea3、进气道防冰
亚音速进气道的工作原理
亚音速进气道的工作原理亚音速进气道是指在亚音速飞行状态下，飞机进气道内的气流速度低于音速的一种进气方式。
它的工作原理是通过设计合理的进气道结构，使得气流在进入发动机前能够保持亚音速状态，以确保发动机正常工作并提供足够的推力。
亚音速进气道的设计考虑了多种因素，包括飞机的速度、高度、机翼的气动特性、进气道的结构等。
首先，为了确保进气道内的气流速度低于音速，设计师需要根据飞机的设计要求和气动特性确定进气道的截面形状和尺寸。
一般来说，进气道的截面形状应该是逐渐变窄的，以使气流在进入发动机前逐渐加速。
此外，进气道的长度也需要适当调整，以确保气流能够在进气道内获得足够的加速距离。
亚音速进气道还需要考虑气流的均匀性和压力分布。
进气道内的气流应该尽可能均匀地分布在截面内，以充分利用进气道的有效截面积，提高进气效率。
为了实现这一点，设计师通常会在进气道内设置导流板、螺旋纹等结构，以引导气流的分布和流动。
亚音速进气道还要考虑气流在进气道内的压力分布情况。
进气道内的气流压力应该在整个截面上保持均匀分布，以避免气流的局部压力过高或过低。
过高的压力可能会导致气流的剧烈波动，影响发动机的正常工作；过低的压力则可能会导致气流的分离和失速。
为了实现良好的压力分布，设计师通常会在进气道内设置压力补偿装置，如波纹管、空气流量调节阀等。
亚音速进气道还需要考虑气流的湍流和噪声问题。
气流在进入发动机前会产生湍流，而湍流会增加气流的阻力和噪声。
为了减小湍流和噪声的影响，设计师通常会在进气道内设置吸音材料、湍流减阻装置等。
亚音速进气道的工作原理是通过设计合理的进气道结构，使得气流在进入发动机前能够保持亚音速状态，以确保发动机正常工作并提供足够的推力。
它的设计考虑了多种因素，包括气流速度、均匀性和压力分布、湍流和噪声等。
通过合理的设计和优化，可以提高进气效率，减小湍流和噪声的影响，从而提高飞机的性能和舒适性。
战斗机两边都有个圆的或是方的洞，是干什么的？
战斗机两边都有个圆的或是方的洞，是干什么的？
战斗机上边的洞其实都是“进气道”，存在的目的就是为发动机气缸的燃烧提供足够大空气。
其实不仅仅是喷气式战斗机需要这种进气道，就连二战时期的螺旋桨战斗机也同样需要进气道。
以上两款主流战机都设计了进气口，由于当时的活塞式战机需求的空气并不是很多，因此进气道设计的并不像喷气式战机那样夸张，他们存在的作用是一样的就是为机舱提供空气，满足发动机运转需要。
另外发动机的冷却工作也需要进气道吹进去的气流帮助实现。
进入喷气时代以后进气道就是战机的标配了，由于喷气式航空发动机的耗油量远非活塞式发动机可以相比，相应的对空气的需求量也是大幅度提高，这就需要更大的进气道满足需求。
其实对于飞机来说进气道是雷达波反射的主要产生地，也是空气阻力产生的主要部位，设计师当然希望去掉这个碍事的设备。
但是只要是烧油的发动机就肯定离不了进气道保证空气供应，至少现在还没有出现替代技术。
不过，设计时会尽可能的把进气道设计的小一点，减轻对雷达波的反射作用并减小阻力。
具体大小会经过精确计算，一般来说飞机在高速之下会造成进气量下降，所以高速飞行的飞行器一般都不会有太小的进气道。
F-35之所以被外界诟病就有进气道的原因，闪电的进气道的确很小很隐身，但是过小的进气道似乎在高速我们它并不具备超音速飞行巡航能力。
中国的枭龙战机也采用小巧的蚌式进气道，估计高速性能也不是太好。
F-22硕大的进气道可以保证各种速度之下的进气量问题。
大号进气道也有助于方便地勤人员维护发动机设备，。
飞机的发动机工作原理
飞机的发动机工作原理
飞机的发动机是实现飞行动力的关键部件，它的工作原理可以大致分为以下几个步骤。
1. 空气进气：飞机发动机通过进气道从大气中吸入空气。
进气道通常位于飞机机身前部，确保空气能够顺畅地进入发动机内部。
2. 压缩空气：进入发动机后，空气会被压缩。
通常使用多级压气机来将空气压缩成较高压力的气体，提高燃烧效率。
3. 燃烧燃料：将液体燃料（通常为航空煤油）喷入燃烧室内，然后与高压空气混合。
在燃烧室内，燃料与空气发生化学反应，产生高温高压的燃气。
4. 燃气膨胀：高温高压的燃气通过涡轮机，使其旋转并从发动机尾部排出。
在此过程中，燃气的能量被转化为机械能，推动涡轮机的旋转。
5. 推力产生：由于涡轮机与压缩空气产生连动，推动同一轴上的风扇。
风扇将大量空气从后方吸入，再从发动机喷出，产生巨大的推力。
这种推力可以推动飞机前进并克服阻力，从而实现飞行。
这就是飞机发动机的工作原理，通过压缩和燃烧空气，将燃料的能量转化为机械能，最终推动飞机飞行。
不同类型的飞机发动机可能在细节上有所不同，但基本原理相似。
浅谈飞机进气道
浅谈飞机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。
所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。
飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。
圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。
它主要经历了四个阶段：（一）三维轴对称进气道这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位置是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。
由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。
飞机发动机原理与结构—进气道
导学6 进气道防冰
基本的防冰方法
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。
压比增大；在11,000 米高度以上，飞行高度改变时，大气温度保持不变。冲压比 也保持不变。 • 空气在进气道中的流动损失增大，气体总压减小，冲压作用减弱，冲压比减小。
导学5 冲压比
目录
CONTENTS
1
进气道概述
2
亚音速进气道
3
超音速进气道
4
进气道防冰
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；
❖ 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。
2. 气体的流动模型
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
3
超音速进气道
4
进气道防冰
1. 组成
亚音速进气道由壳体和整流锥组 成，整流锥有的分为前整流锥和 后整流锥。它的进口部分为圆形 唇口，进气道内部通道为扩张通 道，使气流在进气道内减速增压。
亚音速进气道
导学3 亚音速进气道
CFM56-3 进气锥
2. 气体的流动模型
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机短舱进气道防冰系统概述【摘要】大型飞机短舱进气道防冰系统是保障飞机安全飞行的重要装备之一。
本文介绍了短舱进气道防冰系统的原理、组成、工作流程、优点和应用范围。
短舱进气道防冰系统利用加热和排气等方式，有效防止进气道结冰，确保飞机正常运行。
其优点包括防冰效果好、反应快、操作简单等。
该系统适用于各种大型飞机，如民航客机、货运机等。
大型飞机短舱进气道防冰系统在确保飞机安全的提高了飞行的可靠性和稳定性。
对于各种恶劣天气条件下的飞行任务，短舱进气道防冰系统发挥了关键作用，是飞机飞行中不可或缺的技术装备。
【关键词】大型飞机，短舱，进气道，防冰系统，原理，组成，工作流程，优点，应用范围，总结1. 引言1.1 介绍大型飞机短舱进气道防冰系统大型飞机短舱进气道防冰系统是现代飞机上非常重要的一个系统，其作用是防止进气道结冰导致飞机性能降低或甚至发生事故。
短舱进气道是飞机引擎进气口前部的部分，也是飞机在高空飞行时经常接触到的气流中含有大量结冰颗粒的地方。
短舱进气道防冰系统的设计和工作原理就显得尤为重要。
短舱进气道防冰系统主要通过向进气道内部喷洒热空气或其他防冰液体来防止结冰，从而保证飞机的顺利飞行。
这个系统的工作原理是利用预先设计好的温度控制系统，根据飞行环境的温度和湿度自动调节进气道内部的温度，确保不会结冰。
大型飞机短舱进气道防冰系统是保证飞机飞行安全的重要装置，可以有效防止结冰对飞机飞行性能和安全造成的不利影响。
在未来的发展中，随着飞机技术的不断进步，短舱进气道防冰系统也将不断提升和完善，以满足更加严苛的航空要求。
2. 正文2.1 短舱进气道防冰系统原理短舱进气道防冰系统的原理主要是利用热气流或化学物质来防止进气道结冰的现象。
大型飞机的短舱进气道通常会遇到高空温度低，湿度大的环境，容易导致进气道结冰，影响飞机的正常运行。
防冰系统就显得尤为重要。
一种常见的短舱进气道防冰系统原理是通过增加热气流来防止结冰。
系统会在飞机启动时投入高温压缩空气，通过进气道的喷口将热气流吹入进气道，使得结冰的表面温度升高，从而达到防冰的效果。
飞机进气道系统浅析
飞机进气道系统浅析摘要：简述了进气道的三种类型，亚声速进气道、超声速进气道、高超声速进气道。
并就亚声速进气道、超声速进气道的基本构造和工作原理进行了分析。
分析了亚声速进气道内部气流的流动状态。
关键词：亚声速进气道；超声速进气道引言现代高性能飞机对推进系统对进气系统性能的要求越来越高，这不仅是因为进气系统的工作对发动机性能有很大的影响，而且还由于进气系统与发动机机体存在着很强的相互作用，因而在很大程度上还影响着飞机发动机综合性能的发挥，在现代飞机推进系统的设计中广泛地重视进气系统-发动机-飞机一体化就是一个有力的证明。
随着飞行速度的提高，进气系统的作用显得愈来愈重要。
在亚声速飞行速度下，空气在发动机的增压主要来自压气机，经历进气系统依靠速度冲压所增加的压力较小，进气系统的主要作用是以较小的损失向发动机输送所需的空气，当飞行马赫数大于1.5以后，进气系统所形成的冲压作用就占有很重要的地位，随着马赫数的的进一步增大，甚至完全可以由进气系统完成对气体的压缩作用（如冲压式发动机）。
因此，探究进气系统对发动机性能影响具有重大意义。
1发动机进气系统概述：1.1进气道的类型飞机的飞行速度范围和机动性要求，以及所采用的发动机类型对进气道的布局和外廓尺寸都有重要影响，所以进气系统与飞机设计是一体化的，因此已有的进气系统在具体结构和布局上也有较大差异。
但就其基本工作原理而言，可按照适用的速度范围将进气道分为亚声速进气道、超声速进气道和高超声速进气道，其中的超声速进气道也包括跨声速进气道。
1.2亚声速进气道主要用于军/民用运输机和民航客机。
这些飞机的机动性不高，发动机状态变化较少，飞行M数一般为 0.8～0.95，飞行速度不高，冲压作用较小。
这些因素决定了亚声速进气道及系统的结构相对较为简单，且一般是几何不可调。
1.3超声速进气道对于一些具有高亚声速巡航和较低超声速最大飞行速度（例如飞行 M 数小于 1.6）的高机动性战斗机，进气冲压作用增大，发动机状态变化大，超声速飞行时主要靠正激波或简单激波系减速增压。
飞机发动机进气道的作用
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飞机发动机进气道的作用
飞机发动机进气道的作用是将空气引入发动机进行燃烧，产生推力。
进气道起到以下几个重要的作用：
1. 收集空气：进气道负责收集周围的空气，将其引导至发动机中进
行燃烧。
2. 过滤空气：进气道内设有过滤器，用于过滤空气中的杂质和颗粒物，防止它们进入发动机内部造成损坏。
3. 增压：一些飞机（如喷气式飞机）需要通过进气道将空气增压，
以提高发动机的效率和推力。
4. 调节气流：进气道内部有各种导流板、导叶和喷嘴，可以调节空
气的流动速度和方向，使其符合发动机的需求。
这有助于优化燃烧
过程和提高发动机的性能。
总之，进气道在飞机发动机的正常运行中起到了至关重要的作用，
它确保了发动机能够获取足够的清洁空气，并将其适当地引导和加工，以产生所需的推力和动力。
1。
亚音速进气道的工作原理
亚音速进气道的工作原理亚音速进气道是一种用于飞机发动机的进气系统，在飞机飞行时起到了关键的作用。
它的工作原理主要是通过减慢、加速和压缩空气，为发动机提供所需的燃料和氧气，从而保证发动机的正常运转。
亚音速进气道的工作原理可以分为三个主要步骤：压缩、加速和减速。
亚音速进气道通过设计合理的空气收集器或进气口，将外部空气引导到进气道中。
收集到的空气经过滤网等设备进行过滤和清理，确保进入发动机的空气质量良好。
接下来，进入到进气道中的空气会经过压缩阶段。
在这个阶段，进气道中通常会设置一些压缩装置，例如压气机或涡轮增压器。
这些装置可以将空气压缩到更高的压力，提高进气道的效率。
通过压缩，空气分子之间的间隔变小，使得更多的空气可以进入到发动机中，为燃料的燃烧提供更多的氧气，从而提高发动机的功率和效率。
在经过压缩后，空气会进入到加速阶段。
在这个阶段，通常会通过进气道的设计和形状来加速空气的流动。
例如，进气道可以采用喷嘴或喷管的形式，通过收缩和扩张来加速空气的流动速度。
加速后的空气流动更快，可以更快地进入到发动机中，提供更多的氧气和燃料供应。
进入到发动机中的空气会经过减速阶段。
在这个阶段，为了使空气能够平稳地进入到发动机中，通常会设置一些减速装置，例如扩散器或扩压器。
这些装置可以将高速流动的空气减速，使其能够更平缓地流入到发动机中，避免因过快进气而对发动机造成损坏。
总的来说，亚音速进气道的工作原理是通过压缩、加速和减速空气，为发动机提供所需的燃料和氧气。
它的设计和结构能够有效地提高进气道的效率和性能，保证发动机的正常运转。
同时，亚音速进气道的工作原理也在不断地改进和优化，以适应不同类型的飞机和发动机，提高整个飞机系统的性能和安全性。
浅谈隐形飞机的进气道
浅谈隐形飞机的进气道进气道是隐形飞机的一个重要组成部分。
如果进气道隐身不好，发动机风扇和涡轮的正面暴露在入射的雷达视线之中，那无异于黑夜中手电筒照在闪亮的大门板上，想不看见都难。
隐形飞机的历史不长，除了被取消的项目、无人机和研究机外，到现在只有6 种飞机可以称得上是真正的隐形飞机：F-117、B-2、F-22、YF-23、F-35 和X-32，其中YF-23 和X-32 都是接近生产规格的飞机，所以算进去了。
有趣的是，这6 种隐形飞机采用了6种不同的隐形进气道的设计。
进气道设计分里外两部分，里指进气口以内到发动机的这一段。
对于隐形来说，这一段应该有所弯曲，使发动机正面不直接暴露在入射的雷达视线之中。
外指进气口本身，这要求尽量避免边界层分离板和进气口唇部和前进方向（一般假定为最主要的雷达入射方向）不成直角，如果可能的话，甚至避免边界层分离板。
F-117 是历史上第一架真正的隐形飞机。
由于技术条件的限制，F-117 的隐身技术是基于多面体反射的原理，将入射的雷达能量尽量反射到其他方向，而不是返回到入射的方向，以减小被雷达探测的机率。
F-117 的发动机并没有深埋，所以进气道没有多少弯曲，主要靠进气口上的格栅形成雷达屏障。
进气口本身是斜切的，在水平和垂直方向上都向后斜切一刀，以避免和前进方向上形成直角。
网格状的格栅可以使足够的空气通过，以保证发动机的正常工作。
但网格本身尺度较小，对入射的雷达来说，和倾斜的平面没有两样。
F-117 就是这样阻止入射雷达直接“看见”发动机的。
由于是亚音速飞机和出于对隐身的考虑，F-117 没有对边界层分离作特殊处理，发动机效率也因此受到损失。
作为不强调机动性和极端飞行性能的“低性能”飞机，这是可以接受的。
B-2 在技术水平上比F-117 高得多。
由于计算技术的进步，更由于电磁理论的突破，B-2 采用弧顶平底尖边的外形。
理论上，飞碟是最理想的外形；实际上，飞翼足够接近理想外形，而且飞翼在气动和结构上有额外的好处。
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进气道 进气道的功用是：在各种状态下，将足够量的空气，以最小的流动损失，顺利地引入压气机；当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压力；在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性，以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阻力应尽可能小。
军用飞机的进气道还有“隐身”性要求，包括噪声抑制和具有降低雷达目标性的要求等；进气道在发动机上的配置，应考虑与所采用武器系统的相容性；接通反推力装置和推力矢量偏转装置时，应满足对发动机本身的排气以及对外来物进入发动机的最大防护要求等。
涡轮喷气发动机的进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道两大类。
而超音速进气道又可分为内压式、外压式和混合式三种。
目前，我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道都采用扩张形的亚音速进气道。
进气道的工作，对整台发动机的性能有重要的影响。
进气系统的组成：进气道、进气道控制装置、放气门和辅助进气门、附面层吸除装置和防止外来物进入的防护装置。
一般来说，不对进气系统和进气道进行区分。
进气道的主要性能参数1、总压恢复系数进气道的流动损失用总压恢复系数来描写，进气道的总压恢复系数是进气道出口处的总压*2p 与来流未受到扰动气流处的总压*0p 之比，用符号i σ表示，即i σ＝*0*2p p 总压恢复系数i σ是小于1的一个数字，i σ大，说明流动损失小；i σ小，说明流动损失大；飞行中亚音速进气道的总压恢复系数通常为0.94-0.98。
总压恢复系数是进气道内流损失程度的度量，总压恢复系数越大，则在一定的飞行马赫数下，气流在进气道中的增压比i π越高，即i π＝0*2p p ＝120)211(--+γγγσMa i ＝102211-⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-+γγγγσRT V i 由此式可以看出，影响进气道冲压比的因素有：流动损失、飞行速度和大气温度。
流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动损失大，总压恢复系数小，则冲压比减小；另外，由于流动损失大，使压气机进口的空气压力低，还会引起进入发动机的空气流量减小。
进气道对于飞机来说意味着什么？怎么有些飞机没有？
进气道对于飞机来说意味着什么？怎么有些飞机没有？喷气式飞机都具有进气道，而螺旋桨飞机则不需要进气道。
这是由飞机发动机的工作原理不同决定的。
一、概念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。
二、作用1、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，含氧量低，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；2、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。
三、进气道的位置1、正面进气进气口位于机身或发动机短舱头部，进气口前流场不受干扰，其优点是构造简单，它的缺点也很明显，在机头进气，飞机无法安装大型雷达天线，同时进气通道也太长，不利飞机内部设备安装。
2、非正面进气它包括两侧进气、翼根进气、腹部进气、翼下进气、肋下及背部进气等。
这些进气口位置布置克服了正面进气的缺点，尤其是腹部和翼下进气的优点明显，它充分利用了机身工机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件。
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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。
所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。
飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。
圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。
它主要经历了四个阶段：（一）三维轴对称进气道这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位置是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。
由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。
F104米格21幻影－Ⅲ世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F－104“星”战斗机，苏联第一种使用超音速进气道的飞机是米格－21，法国第一种使用超音速进气道的飞机是幻影－Ⅲ，英国第一种使用超音速进气道的飞机是“闪电”截击机，以上这些战斗机分别采用了圆形进气道和半圆形进气道，圆形进气道一般安装在机头位置，半圆形进气道一般用在两侧，美国“黑鸟”也采用这种三维轴对称进气道，但安装在机翼上。
1、圆形这种形状的进气道多用于机头进气，苏联早期2倍音速飞机用此进气道较多，如苏－9、苏－17及其系列、米格－21等，中国的歼－7、歼－8/－8Ⅰ，英国“闪电”，美国“黑鸟”等，这种进气道缺点是：第一、限制了飞机安装大型雷达；第二、进气通道过长，浪费了空间，对机内部设备安装带来困难，过长的通道也使得进气效率降低。
“黑鸟”发动机的位置特别，不存在这些情况。
2、半圆形该形状进气道只安装于飞机两侧，因此便于飞机电子设备安装，五六十年代电子设备发展很快，飞机上的电子设备越来越多，两侧进气的优点无疑十分突出，西方多采用这种布局，如幻影－2000、幻影－Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ，美国F－104，印度HF－24“风神”战斗机，苏联拉－250（未服役）截击机。
注意这张F18的进气口形状3、近似半圆形和四分之一圆形不同形状的进气道选择是根据作战飞机总体气动布局和作战要求来设计的，最终目标是使用飞机达到完成战术任务要求的最佳化。
进气道为四分之一圆形的有美国F －111，近似半圆形的有法国“阵风”，美国的F－18D以前型号等，这些进气道有的没有中心锥，但在进气道与机身处有一个附面层隔板，它可以防止低能的附面层流进入进气道，这个附面层隔板伸出比较长而且有斜角，本身就是固定压缩斜板，内部则没有压缩斜板，外压式进气道的超音速减速过程在进口外实现，附面层隔板还可以提高总压恢复。
随着战斗机性能不断提高，其对进气要求也越来越严格，三维轴对称进气道在某方面存在着一些不足，无法满足现代飞机高机动性的飞行要求，第一、它速度调节范围小。
由于三维轴对称进气道是利用中心锥在轴上前后移动来调节进气的，因此，调节范围小，若改变中心锥截面积的调节方法，则构造复杂，黑鸟的解决方式是混压式进气道；第二、它抗进气畸变的能力弱。
正常飞行时，进气均匀，畸变小，但作高机动飞行时，迎角和侧滑角动作都会破坏气流的对称性，使进气道效率降低；第三、如果进气口安置在头部，则不利于电子设备的这安装，其进气通道也太长，能量损失较多，空间浪费严重，机头进气方式基本上已不再使用。
F-4"鬼怪"米格25（二）二维矩形进气道为了克服三维轴对称进气道的缺点，六十年代又出现了二维矩形进气道，其进气口形状为矩形或近似矩形。
最早采用二维矩形进气道的是美国F－4“鬼怪”战斗机，苏联也于六十年代在米格－23上采用了这种进气道，该进气道表现出了三维轴对称进气道无法比拟的优点，在以后的飞机中大行其道，其发展过程中，又出现了楔形进气道，最早采用这种楔形进气道的是苏联米格－25。
所谓的楔形实际上是水平压缩斜板进气道的情况，矩形则是垂直压缩斜板进气道，没有本质不同，外观的斜切不同只在于侧壁切去多少，垂直压缩斜板进气道一般把喉道外侧壁全切掉，但SU-15是个例外，压缩斜板并不是垂直或水平移动，而是一端铰接，可以转动成需要的斜角的。
二维进气道通过固定的或者可调的斜板来调节激波，激波的参数随斜板的角度改变，所以调节也就是调节斜板的角度。
所谓的楔形的进气道，上唇口水平压缩斜板产生的斜激波要求搭在下唇口上，当上下唇口间有完整的侧壁的时候，就是这样斜切的形状，注意是斜激波。
当把这部分侧壁完全切去，使下唇口通过两侧垂直唇口的侧壁连接进气道上壁喉道位置，而压缩斜板完全在管道外的时候，就成为矩形的进气道，但是早期出现的矩形进气道不是水平压缩斜板，而是放在内侧的垂直压缩斜板，相当于水平压缩斜板转动90度的情况。
它们在本质上是一样的，但是由于与进气道-机身的组合体的进气道安装位置，斜板位置的不同而在某些条件下表现不同。
歼8II1、矩形矩形进气道一般有一个压缩斜板并兼起附面层隔板的作用，它不仅可以防止低能附面层流进入进气道，还可产生一道斜激波对进气流进行预压缩，提高进气道的总压恢复，它也可以调节进气，适应飞机较宽范围的飞行速度变化，代表性的飞机有美国F－4，苏联米格－23，中国歼－8Ⅱ等。
F152、楔形这种进气道好似矩形被斜切一刀，形成一个尖锐的楔形，高速飞行时，从楔形尖部的压缩斜板顶端产生一道斜激波，空气通过这个斜激波进行预压缩后，超音速来流的一部分动能转弯为压力能，其作用是使空气减速，提高进气效率，这种形式的进气口面积可以根据飞行状态的需要调节，就是通过压缩斜板的转动来调节进气口面积，其功能与矩形进气道的压缩斜板一样，代表性战斗机有苏联的米格－25、米格－29、苏－27，美国的F－14/F－15、欧洲“狂风”、“台风”，中国的新歼等等。
二维进气道的优点是利用铰接的压缩斜板移动调节进气的，因此，其速度调节范围大，通过附面层隔板和楔形进气口的转动，可使进气道在机动飞行时的适应范围得到改善，抗进气畸变能力增加，大迎角飞行特性好等。
下面两种进气道应该也属于二维超音速进气道，但较为特殊，因此单列较好。
F18EF22（三）CARET进气道一般而言，超音速进气道就是以上常见的两类，但是近些年来，随着人们对隐身性能的要求和新一代作战飞机的研制，CARET进气道得到了越来越多的重视，并已经在F-18E/F 和F-22两种飞机上得到了应用，（另外X-36验证机也是CARET进气道，但鉴于它的情况较为特殊，为圆弧唇口，在分类中不作重点考虑），因此此处对这种新型进气道也作一介绍。
CARET进气道的设计理念源于50年代末提出的乘波飞行的理论，为了便于解释CARET进气道的工作原理，先对乘波飞行的理论作一简介。
对于一个尖楔体，以高速飞机上常见的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像乘在激波上，乘波飞行由此得名。
在此基础上，沿波面进行进气道进口的设计，以利用波后的减速增压均匀流，对于F-18E/F和F-22两种飞机而言，给予其他的一些考虑，如隐身要求，他们的近气道内外壁不能做到与翼面垂直，但就进气道而言，就可看作是由上壁和内壁各产生一道激波，对气流进行压缩。
这就是典型的CARET进气道，它具有更高的总压恢复、较低的流动畸变、简单的构造，更重要的，它容易实现进气道的隐身设计，故而在新一代飞机的设计中受到了较高的重视。
F-35（四）DSI进气道近的来又出现一种新式的进气道，它就是美国F－35使用的DSI进气道，它也是二维进气道，但它却没有附面层隔板，其进气口处只有一个鼓包，这个鼓包须跟前掠式唇口共同作用才能起到现有的进气道的作用，它的作用是：一、起到附面层隔板的作用。
前掠唇口改变了进气口附近的压力分布，进气口中央压力高，两侧附近压力低，而与机身连接部位的压力最氏。
当附面层流流经前面这个鼓包时，其流向开始向外偏转，当接近进气口时，其流向大幅度偏转，被高压气流挤出进气口；二、对流入空气进行预压缩，起到其它超音速进气道里压缩斜板作用，但它具有更高的总压恢复，能满足所有性能和畸变要求。
这种创新设计的鼓包结构简单，没有超??械装置，工作部件少，更加稳定可靠；它还可以减少迎风面阻力，适合于与机身一体化设计，隐身效果好；由于结构简单，其维护费用也很低。
在亚音速巡航飞机时，其作用与普通超音速进气道一样，但它在1.5M以上的速度时所起的作用还不太明朗，有待进一步研究，尤其它对于两侧布局的飞机来说，大迎角和大侧滑角飞行时造成气流不对称，会引起发动机喘振，影响发动机工作效率。