超声速进气道的分类方法

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1、超声速进气道的分类方法，优缺点及应用范围进气道的功用是把一定的高速气流均匀地引入发动机，并满足发动机在不同条件下所需求的空气流量，同时气流在其中减速增压。对进气道的主要要求是：总压恢复系数尽可能的高，阻力小，结构简单且重量轻。当气流以超声速流入进气道时，超声速气流受到压缩时必然要产生激波，而激波会引起较大的总压损失，使气流的做功能力下降。因此，在设计进气道时，如何组织进气道进口前的激波系，降低进气道的总压损失是非常重要的。超声速气流流经锥体时便产生锥形激波，流经楔形体时便产生平面斜激波。空气喷气发动机所需空气的进口和通道。进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃

2、烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。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，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。超音速进气道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、内压式和混合式三类。①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，从而提高进气减速增压的效率。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。按进气口前形

3、成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大;②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至喉部恰为音速，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；③混合式进气道：是内外压式的折衷。按照波系数目的多少来划分，又可分为正激波式、双波系和多波系进气道。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

4、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。超音

5、速进气道主要经历的四个阶段（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。　　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，

6、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

7、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。　　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－11