【簡介：】本篇文章給大家談談《飛機發(fā)動機進氣道的作用》對應的知識點，希望對各位有所幫助。本文目錄一覽：
1、飛機渦輪風扇發(fā)動機進氣口為什么不是規(guī)則圓的?


2、中方370億美元采購29

本篇文章給大家談談《飛機發(fā)動機進氣道的作用》對應的知識點，希望對各位有所幫助。

本文目錄一覽：

• 1、飛機渦輪風扇發(fā)動機進氣口為什么不是規(guī)則圓的?
• 2、中方370億美元采購292架空客飛機，對該型號飛機你有哪些了解？
• 3、為什么飛機進氣口有圓有方 ?
• 4、飛機的進氣道的問題
• 5、這是啥型號的飛機
• 6、波音737的發(fā)動機為什么不是圓形？

飛機渦輪風扇發(fā)動機進氣口為什么不是規(guī)則圓的?

說到飛機進氣口，大多數人會先想到客機翅膀下那幾個又圓又大的圓筒，前面一個大圓口，里面可以看到渦扇一片片的槳葉。這種進氣口是亞音速進氣口。前面入氣口頸部直徑比風扇直徑小，當高速空氣進入就會因為被擴張而減速，把能量化成靜壓。這樣風扇入口才有足夠的空氣比重保持流量。如果風扇入口速度太高，空氣比重就越小靜壓也越低。這樣就會造成氣流不穩(wěn)定也不能有足夠功率輸出，這就是我們通常說的失速。 亞音速進氣口相對簡單于超音速進氣口。因為亞音速不用考慮到激波在進氣口形成。但是一點非常重要的是要控制附面層在進氣口內壁的形成。當附面層形成靠近內壁的空氣就會失去能量而風扇葉尖部分失速導致發(fā)動機功率輸出降低，附面層越厚情況越糟糕。還有很重要考慮飛機側風飛行時也會對進氣口內壁單邊形成附面層，同樣會使風扇一邊失速。所以進氣口設計就是無論在什么情況要把附面層做到最薄。最常見的辦法就是把進氣口唇部設計成圓厚點。注意客機的入氣口都和風扇有相當的一段距離，留點空間讓空氣慢慢減速并增壓。 但是談到超音速進氣口，情況就會復雜點。超音速氣流不能象亞音速那樣慢慢減速，需要靠激波來壓縮和降低氣流的速度。馬赫數越高，需要的激波數量也越多。高超音速必須靠斜激波(Oblique Shock)來降低速度，經過幾次斜波后當馬赫數達到稍大于1時就可以來一個正激波(Normal shock)把流速降到亞音速，當進入亞音速時就可以用亞音速闊張的方法繼續(xù)減低流速。這樣才能保持所需的空氣流量和在不同的飛行條件下有均勻的氣流供應發(fā)動機。超音速進氣口是可變形的，而亞音速進氣口都是固定形的。 設計超音速進氣口要考慮的因素包括飛機的速度、飛行包線、發(fā)動機安裝布局、進氣口布局等，近幾年戰(zhàn)機的發(fā)展還要考慮到進氣口對雷達波的反射。 在這里讓我們來看看這些激波的形成和如何控制激波來增壓。參見下圖，這是一位印度教授做的空氣動力模擬（CFD），非常簡單的描述一下最常見的超音速進氣口的操作原理。當超音速空氣（紅色）沖向進氣口，在最前端碰到激波產生面（第一傾斜面）時，就會形成一道斜激波，速度就會降低（橘色）、靜壓就會隨著增加。注意這道激波通常會設計成與進氣口外殼連接。斜激波的角度隨著進入速度和傾斜面角度而定，通常都要算好讓激波與外殼唇部相接，不然空氣不能以最佳效率壓縮或發(fā)生“漏氣”。 當斜激波碰到進氣口內壁時就會產生反彈，再次讓氣流減速、增壓。注意在進入進氣口之前還有一個激波產生面（第二傾斜面），角度比第一傾斜面稍大。在這里第二道斜激波產生，同樣的讓氣流減速、壓縮，然后在外殼內壁反彈。這樣幾次反彈后氣流速度被降到略大于M1（淡藍色）。再注意每一次斜激波反彈角度隨著變大，這就表示速度慢下來了，因為激波的角度和前氣流速度成反比。當低超音速的空氣隨著涵道擴大，就會產生一道正波把空氣速度減到亞音速（藍色）同時繼續(xù)讓靜壓增加。 現在讓我們來看看不同的超音速進氣口設計。下圖為最經典的超音速進氣口，是SR71偵察機J58發(fā)動機用的。因為進氣口是圓筒形的，所以激波產生面是個圓錐形的往前突出。 當談到象SR71這樣快的超音速飛機，可飛到3.2馬赫的速度。對比空氣以3.2M進入的速度和當在地面時的流速相差太遠，發(fā)動機所需的氣流量也相差很大。所以圓錐設計成可以按著飛機速度的改變而收縮或探出，讓發(fā)動機按著需要在高速飛行時有效的產生激波壓縮進氣，而同樣的口徑在低速或靜止時則還有足夠的流量保持發(fā)動機運轉。 先前談到附面層會在物體表面產生，而進入發(fā)動機之前要把附面層隔開，然后把附面層低速的空氣放掉。當然附面層的產生只有當空氣在機體表面達到一定的速度時，飛機靜止時沒有這問題。參見下圖，中間那個突出的圓錐體(Spike)的后半段有很多放氣槽孔（Spike bleed）。當飛機速度超越M1.4時圓錐就開始往后收縮，當3.2M飛行時因為要保持最佳激波的壓縮模式所以圓錐收縮到最短。這時多余的空氣和由圓錐產生的低能量附面層同時通過放氣槽孔被導入圓錐內部，然后同樣靠空心的圓錐支撐結構把空氣放掉。 當SR71在停在機場發(fā)動機運轉時圓錐完全探出，因為進入氣道的空氣沒有能量把所需的空氣壓入進氣口，所以這個放氣裝置就會變成進氣裝置，把空氣倒流引入發(fā)動機。再看看下圖解釋SR71進氣口幾種不同的工作模式。當飛機靜止時，進氣口的圓錐突出，留一道縫穴給前方空氣進入，但是因為涵道設計的緣故，這時前方的全壓不夠，把涵道內吸到真空也不會有足夠的空氣，所以要靠方氣槽空氣倒流。第二張圖當飛機亞音速飛行時，因為發(fā)動機需要的空氣不多，進氣口也有足夠的能量把空氣推入，所以圓錐還是原來位置，放氣槽 把多余的空氣放掉。當飛機進入超音速時，特別當正激波無法把空氣減到亞音速時，圓錐開始往后移以控制空氣流量和激波模式。 好了！看完SR71的進氣口，現在來看看比較慢一點的飛機進氣口。下面這張圖是大家都熟悉的協和客機進氣口。雖然是方的，但是原理還是一樣：有幾片可改變位置、角度的激波產生面板。注意左右兩邊的激波產生面的角度當時設定不一樣，后面放氣口的設定也不一樣。 這也是三代高空殲擊機的進氣口設計。F15、Su27、Mig29和Mig30等的進氣口都是這樣的。下圖詳細點解釋一下F15的進氣口。這個進氣口有三道激波產生面，第一個面是固定的，就是最上面最前沿那個。第二和第三是可移動的，高速時最多可產生三道斜波。三個斜面后接著是放氣口，也就是上面協和機那張進氣口里面的那兩道放氣口。再后面就是擴散器，像亞音速進氣口一樣繼續(xù)盡可能在進入發(fā)動機前壓縮空氣。 看完了高超音速進氣口，讓我們來看看低超音速的進氣口。很典型的低超音速或跨音速進氣口例子就是F16的進氣口，進氣道里面沒有會動的面板，只有光滑的內壁，有時也有放氣門設計。進氣口是平的而不是象F15那樣斜的。這種低速高機動戰(zhàn)機進氣口更要求進氣穩(wěn)定，因為進氣方向的角度相差大氣流在進氣道里容易產生亂流導致發(fā)動機失速。所以設計這種進氣道和超音速相比是另一種難題，高超音速的是速度難題，而低速的卻是角度難題。飛機在低超音速飛行時通常在進氣口處有一道正波壓縮空氣就夠了。 現在讓我們來看看進氣口的隔道，就是大家經?？吹絁8II或鬼怪的進氣口有一塊伸出來的薄板，薄板與機身之間留有一道空隙，這就是隔道，那塊薄板就叫附面層隔板（Boundary Layer Diverter）。前面說到SR71在圓錐后面有一系列的槽孔，把低能量的附面氣流“吞”下去然后放掉。同樣的，隔道的作用也是把這低能量不穩(wěn)定因素的附面層跟進氣口隔開。 速度高一點的飛機這塊隔板是可以移動的，在高速飛行時也可以同時成為激波產生面。隔板和機身的間隙是要預先計算好的，距離必須至少和最糟糕的情況下附面層的厚度相等。要不然如果在緊要關頭時速的話后果很嚴重。J8II的隔板如果沒錯的話是固定的，F4鬼怪的是可以移動的，注意下圖鬼怪的隔板分為兩部分，后面一半的角度是可以按著速度調校的，在高速飛行時就成為第二斜激波產生面。F16的隔板非常短，但是同樣在進氣口和機身之間有一道3.3英寸的隔道。這也是等于設計時計算出來的最大附面層厚度值。 接下來在來看看DSI（Diverterless Supersonic Inlet）進氣口，就是大家常見的F35和梟龍上用的。這種進氣口的好處是可以降低雷達對飛機的RCS, 從而增加隱身效果。當然，這種進氣口的設計難度高，經過設計優(yōu)化后最佳狀態(tài)效果還稍不如傳統(tǒng)進氣口。如果設計不好，飛機性能卻會大大降低，甚至很多情況下發(fā)動機停車。 DSI的進氣原理是利用鼓包把附面層劈開，在入口處讓低能量的空氣分別往兩邊引開。大部分的低能量附面層會避開進氣道，小部分經由進氣道里面的排氣口排放掉。鼓包也是超音速飛行時的激波產生面，鼓包越大，能應付的最大速度也越高。

中方370億美元采購292架空客飛機，對該型號飛機你有哪些了解？

中方370億美元采購292架空客飛機，對該型號飛機。我的大概了解是：

1，60年代出生，一代知名客機

眾所周知，空中客車系列飛機，是歐洲空中客車工業(yè)公司，研制的雙發(fā)寬機身中遠程噴氣式客機。所以在全球天空上飛翔的空客飛機，是名副其實的60后，而空客的”長子“則是A300型 ，于 從69年開始試制，截至1993年5月，各型空中客車客機，一共有1800多架 ，其中在全球已交付1300多架。換言之，空客家族， 真可謂，人丁興旺！

而且我們也知道，當年麥道飛機，空客飛機，波音飛機等幾個飛機制造的巨頭可是在全球范圍內，展開全方位競爭的，而空客和波音的恩怨，更是讓空客和波音的飛機不斷的升級。所以，空客經過長達半個世紀進化，早成為了一代知名可靠的客機。

2.形象鮮明，很有特點

而且，空中客車系列飛機，機身采用普通半硬殼式結構，截面為圓形。主要部件采用高強度鋁合金、鋼和鈦合金。懸臂式后掠中單翼 ，全金屬尾翼 。機翼下裝兩臺渦輪風扇發(fā)動機。這些都是空客基本的特點， 對于普通人來了解的空客客機則是：首先，空客生產客機相對來說，駕駛艙兩側玻璃底部是平的。呈一字形。且最側面的擋風玻璃是五邊形。而這與波音飛機的駕駛艙玻璃的底部是V字形，形成鮮明對比。其次，空客客機的機鼻是橢圓型的，甚高頻天線，更靠近駕駛艙。波音的飛機的機鼻和則是尖銳的，甚高頻天線也在機身中部 。

再次，空客發(fā)動機的進氣道是圓的，而波音的則是扁的，而且就連夜間的機翼航燈都是空客客機都是連閃兩下的。以上，就是鄙人對空客飛機的粗淺的了解。

為什么飛機進氣口有圓有方 ?

為什么飛機進氣口有圓有方？ 噴氣飛機的發(fā)動機進氣口形狀不一，有圓的、扁扁的、矩形的、楔形的等等，這是為了適應飛機總體設計、發(fā)動機性能和飛行用途的需要。 噴氣發(fā)動機是靠空氣和燃氣做功來為飛機提供推力的。因此，進氣道能否順暢地通過進氣口吸入空氣，對整臺發(fā)動機的性能以及發(fā)動機產生推力的大小有著重要影響。在復雜的條件下工作的戰(zhàn)斗機對進氣道的要求更為苛刻。 進氣道分為亞音速進氣道和超音速進氣道兩大類。 亞音速進氣道的進口多為圓形。這是因為來流速度較低，空氣可直接引進，不需進行預壓縮，進氣口面積孔不用調節(jié)。飛行 M數1.4的飛機常采用這種進氣道， M數在1.6~1.9的飛機也有使用的。 超音速進氣道（又稱二元進氣道）的道口多為矩形或近似矩形，通常有一種楔形的預壓縮面，即唇口像被刀切了一下?？諝馔ㄟ^這種尖銳的斜面進行預壓縮后，超音速來流的一部分動能轉變?yōu)閴毫δ?，其作用是使空氣減速，提高進氣效率。這種形式的進氣口面積可根據飛行狀態(tài)的需要調節(jié)。如“狂風”式多用途戰(zhàn)斗機的發(fā)動機進氣道就是這樣設計的。它具有水平可調斜板，在高馬赫數時可自行調節(jié)。飛行 M數1.5的飛機常采用這種形狀的進氣道。 另一種超音速進氣道的道口幾何形狀為圓形（包括半圓、1/4圓）。這種進氣道被稱為三元進氣道。與亞音速圓形進氣道所不同的是，它帶有一個中心錐面的預壓縮面。中心錐體的位置或錐角是可調的，以提高進氣效率，適應飛行需要。

飛機的進氣道的問題

噴氣式飛機進氣道是一個系統(tǒng)的總稱，它包括進氣口、輔助進氣口、放氣口和進氣通道，因此它是保證噴氣發(fā)動機正常工作的重要部件之一，它直接影響到飛機發(fā)動機的工作效率，它對發(fā)動機是否正常工作，推力大小等有著到關重要的作用，因此它對飛機性能尤其是戰(zhàn)斗機有很大的影響。其作用是：第一，供給發(fā)動機一定流量的空氣。螺旋槳飛機靠螺旋槳工作拉動空氣向后運動帶動飛機做相對運動前飛，螺旋槳發(fā)動機燃燒也需要空氣，但它的用量無法與噴氣發(fā)動機相比，而且在高空空氣稀薄，含氧量代，發(fā)動機效率會急劇下降，噴氣發(fā)動機所需的空氣量驚人，動輒每秒以上百千克計，如“海鷂”的發(fā)動機空氣流量為196千克/秒，中國飛豹的則是2×92千克/秒，美國F－15的是2×121千克/秒；第二、保證進氣流場能滿足壓氣機和燃燒室正常工作的要求，噴氣發(fā)動機壓氣機進口流速約為當地音速的0.3－0.6M，而且對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現對高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉化為壓力能。隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用越來越大，在超音速飛行時的增壓作用可大大超過壓氣機。

進氣道分為不可調進氣道和可調進氣道。不可調進氣道，也就是進氣道形狀參數不可調節(jié)，只能在某種設計狀態(tài)下才可高效工作的進氣道，它只在設計狀態(tài)下能與發(fā)動機協調工作，這時進氣道處于最佳臨界狀態(tài)。在非設計狀態(tài)下，譬如改變飛行速度，進氣道與發(fā)動機的工作可能不協調。當發(fā)動機需要空氣量超裹進氣道通過能力時，進氣道處于低效率的超臨界狀態(tài)。當發(fā)動機需要空氣量低于進氣道通過能力時，進氣道將處于亞臨界溢流狀態(tài)。嚴格上講，超音速進氣道和亞音速進氣道都會使阻力增加，不排除某些亞音速進氣道或許出現前緣吸力大于阻力的情況，但過分的亞臨界狀態(tài)使阻力增加，并引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設計狀態(tài)下也能與發(fā)動機協調工作，提高效能，廣泛應用可調進氣道，常用的方法是調節(jié)喉部面積和斜板角度（最好專門對這些術語進行解釋、配圖。），使在任何狀態(tài)下進氣道的通過能力與發(fā)動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設有放氣門，將多余的空氣放掉，防止進氣道處于亞臨界狀態(tài)，同時，在起飛時，發(fā)動機全加力工作，氣流量需求很大；而且因為速度低，要保持同樣氣流量的需求，需要的捕獲面積增大。因此為了解決起飛狀態(tài)進氣口面積過小的問題，還設置有在低速能被吸開的輔助進氣口。

飛機進氣道設計中幾個重要的設計指標是總壓恢復、流場畸變水平和阻力大小。在進氣道設計中，必須參照這幾個重要的技術指標，它也是反映飛機整體性能的關鍵參數。

總壓是氣流靜壓和動壓之和，表征了氣流的機械能，總壓恢復是指發(fā)動機進口處的氣流總壓與進氣道遠前方來流的總壓之比，是進氣道設計中一個非常重要的參數，表示氣流機械能的損失，對于超音速進氣道，總壓恢復主要與斜板級數和角度所決定的激波的級數和波后流動參數有關。

流場畸變水平表征了進氣道提供給發(fā)動機的氣流的均勻程度，一般用進氣道流場中的最高總壓與最低總壓值之間的差值表示，它影響著發(fā)動機的喘振裕度，間接關系著飛機的安全。

進氣道設計時一般考慮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，是指在進入進氣道的氣流量大于發(fā)動機所需流量時，由于部分氣流從進氣道口溢出而導致的阻力。

進氣道的形狀選擇和位置的布置應該滿足發(fā)動機有較高工作效率的要求，或應保證飛行器具有最佳性能要求或應保證飛行器能達到最佳飛行性能的要求。進氣道的設計在科技的帶動下有了很大的發(fā)展，使得噴氣戰(zhàn)斗機的飛行速度越來越快，性能越來越高，可以說它的重要性越來越明顯，并且已成為飛機機體設計中成為一個獨立的組成部分，進氣道設計成為飛機性能提高的重要因素之一。

飛機進氣道發(fā)展到現在主要分為亞音速進氣道和超音速進氣道。

一、亞音速進氣道

亞音速進氣道結構較為簡單，其進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。其內部的進氣通道多為擴散形，在最大速度或巡航狀態(tài)下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進氣口外面完成，進氣通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。噴氣發(fā)動機出現的初期，它僅作為發(fā)動機工作介質的一個通道，保證發(fā)動機有足夠的進氣量即可，所以早期這種進氣道結構十分簡單。當飛機的速度和性能不斷提高，其結構也日趨復雜，其進氣通道里增加了附面層抽氣系統(tǒng)，防止低能的附面層流進入發(fā)動機，造成發(fā)動機的喘振甚至失速。對于兩側或腹部進氣的進氣道，其進氣口有一個附面層隔板，或者進氣道與機身相隔一小段間隙，其功能是把附面層流引向另處，盡管如此，和后來的超音速進氣道相比，亞音速進氣道結構仍然比較簡單。亞音速進氣道不僅用在亞音速戰(zhàn)斗機上，也用在早期的超音速戰(zhàn)斗機上，亞音速進氣道在超音速狀態(tài)下工作時，進氣口前會產生脫體正激波，超音速氣流經過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。激波前速度越大，損失也越大。

噴氣式飛機誕生之初，發(fā)動機發(fā)展還不完善，其性能還不高，它所提供的推力太小，推重比也低（盡管如此，其速度也比螺旋槳飛機快多了），為了減少進氣過程的能量損失，飛機進氣道多為短粗形式，其進氣通道很短。

因為早期噴氣飛機都是亞音速，所以其進氣道被稱為亞音速進氣道，其形狀各異，但它們在本質上是相同的，不同的形狀有一些性能上或達到飛機某些性能有不盡相同的功能。2001年筆者朋友曾經向陳一堅（“飛豹”總設計師）請教“飛豹”的進氣道，他說采用圓形的話，羅羅公司畸變指數DC60最小，但是從工藝性和阻力考慮，“飛豹”選擇了類方的形狀，所以說只是一些細節(jié)問題導致了這些區(qū)別。

亞音速進氣道總體上分成頭部進氣和兩側進氣。頭部分圓形皮托管式進氣道、扁圓形進氣道、半圓形頜下進氣道；兩側進氣道分圓形、方形或類方形、半圓形或近似半圓形。

1、機頭及兩側圓形 早期亞音速進氣道的進氣口多為圓形，它的主要優(yōu)點是結構簡單，進氣均勻，能損失小，為了把能量損失減少到最小，飛機布局一般考慮到發(fā)動機的工作效率，故此，這一時期飛機發(fā)動機布置一般為翼吊式和機身式，翼吊式顧名思義發(fā)動機以吊艙式安置在機翼下面，這樣的布置方式，可以保持飛機的流線型布局，適合安裝電子設備，它的缺點是偏航力矩大，轉動慣量也大，不利于戰(zhàn)斗機的滾轉，另一方面它對戰(zhàn)斗機對結構強度要求高，戰(zhàn)斗機在做大過載機動時，尤其是流轉時機體受力大，所以它并不適合戰(zhàn)斗機，世界范圍來看這種布局也并不多見，如世界上第一種實用型噴氣戰(zhàn)斗機ME－262，還有蘇聯的蘇－9（仿制ME－262，蘇霍伊設計局重新編號前的蘇－9）、伊爾－28。機身式發(fā)動機布局就是把發(fā)動機安裝在機身內，由于考慮到進氣效率，所以發(fā)動機多布置在這些飛機的頭部，發(fā)動機噴口在飛機中腹部，飛行員座艙在飛機中后部，視野較差，飛機看起來頭重腳輕，這樣形成一個明顯的階梯狀，故此這種飛機布局被稱為階梯狀布局（STEPPED），如蘇聯的米格－9、雅克－15、拉－150，瑞典的薩伯－29“飛行酒桶”，這些早期的噴氣式戰(zhàn)斗機除瑞典的薩伯－29外，都是過渡機型，服役時間很短。在發(fā)動機的快速發(fā)展下，其推力越來越大，進氣通道長短不再是主要考慮因素，此時飛機的發(fā)動機多布置在尾部，留下空間安排前起落架和座艙，這使得飛機外形更加流線化，但它們的進氣口仍然在頭部，且圓形居多，如蘇聯的米格－15、米格－17、蘇－7，美國的F－84、F－86（早期型號），英國的“蚊”式、法國的“神秘”IVA。還有一些飛機并非采用機頭進氣，但進氣口依然為圓形，如英國兩側進氣的“標槍”戰(zhàn)斗機、“掠奪者”戰(zhàn)斗轟炸機，采用機翼與發(fā)動機一體化布局的“堪培拉”，即美國也生產使用的RB－57，其發(fā)動機在機翼的中間。蘇聯的圖－16轟炸機和蘇－25攻擊機同樣為兩側進氣的近似圓形進氣道。

2、扁圓形 扁圓形進氣道代表是F－100戰(zhàn)斗機和法國“超神秘”戰(zhàn)斗機，這兩款戰(zhàn)斗外形十分相似。

3、頜下進氣半圓形 早期有一些戰(zhàn)斗機采用的半圓形頜下進氣布局，這種布置方式是一種折衷方式，即保證了進氣效率，也便于安裝雷達等電子設備，代表性的有美國的F－86D、F－8“十字軍戰(zhàn)士”，意大利G－91R，

4、方形或類方形 為了在機頭安裝雷達，一些早期戰(zhàn)斗機采用了兩側進氣方式，如英國的“蚊蚋”、“褐雨燕”等，后來的戰(zhàn)斗機，如美國的F－5“虎”，英法合作的“美洲虎”，意大利與巴西合作的AMX攻擊機，中國“飛豹”和A－5等也采用這種進氣道。

5、半圓形形近似半圓形 英國的“鷂”式垂直起落戰(zhàn)斗機采用的是兩側半圓形進氣道。

6、其它形狀 采用兩側進氣三角形進氣道的 是英國“獵人”戰(zhàn)斗機（它屬于翼根進氣），不論用什么形狀的進氣道，它都是與飛機其它結構和設備綜合配置的一個妥協方案。

需要說明的是第一代超音速戰(zhàn)斗機仍然采用的是亞音速進氣道，如美國的F－100、F－105、蘇聯米格－19、中國的A－5強擊機，法國的“超神秘”戰(zhàn)斗機等。后來的一些軍用飛機因性能上要求不同也采用亞音速進氣道，如中國的“飛豹”戰(zhàn)斗轟炸機。美國F－16雖為第三代戰(zhàn)斗機，但它強調的是跨音速的機動性能，所以它采用的是經改進過的亞音速進氣道，稱為單一正激波壓縮進氣道，F－16的動力很強勁，但飛到2.0M非常困難，這個最大速度是最理想狀態(tài)下的數據，其他的超音速飛機用亞音速進氣道也是這種單一正激波進氣道。美國B－1A由于早期強調超音速空防能力，其進氣道為超音速進氣道，作戰(zhàn)任務改變后，其進氣道也改成了亞音速進氣道，同樣美國F－5、AMX等都使用的是亞音速進氣道。

亞音速進氣道的主要特點是進氣通道短，進氣效率高，結構簡單，維修方便，因為來流速度較低，空氣可直接引用，不需要進行預壓縮，進氣口面積也不需要調節(jié)，飛機速度在1.4M以下的飛機通常使用這種進氣道，飛行速度在1.6－1.7M的??，飛機在做高機動性，如大迎角、大側滑角飛行時會破壞氣流的對稱性（各種進氣道都有此弊端，而簡單的皮托管式進氣道恰恰對此不敏感），使進氣效率降低，因此，不需要高機動性的戰(zhàn)斗轟炸機、攻擊機、轟炸機等多選用這種進氣道。

二、超音速進氣道

超音速進氣道在結構上更復雜，它通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三種。外壓式進氣道：在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。內壓式進氣道：為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態(tài)下，氣流在收縮段內不斷減速到喉部恰為音速，在擴散段內繼續(xù)減到低亞音速。內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態(tài)性能不好，起動困難，在飛機上未見采用?；旌鲜竭M氣道：是內外壓式的折衷。

對于超音速飛機而言，本身其飛行馬赫數變化范圍較寬，對于進氣道就要求在較寬的范圍內高效的減速增壓；而且，由于超音速飛行，進口前氣流不能自動地適應發(fā)動機所需而引入適當的流量，容易發(fā)生溢流。所以隨著速度提高，飛機進氣道也發(fā)生了很大的變化，結構上朝著更加復雜化發(fā)展，這也是性能和速度提高后確保發(fā)動機工作穩(wěn)定的先決條件。飛機進氣口大小是不變的，而高速和低速飛行時發(fā)動機對空氣量的需求卻不一樣，尤其超音速飛行時，進入進氣道的空氣量超過了發(fā)動機的實際需求，如果不將其排除則會導致額外的阻力，所以，超音速進氣道都設有旁路系統(tǒng)，空氣超過發(fā)動機需求時，則開啟旁路系統(tǒng)，將多余的空氣排放出去。圓形或半圓形的進氣道有個中心錐，它一是用來調節(jié)進氣量，還有一個重要的作用是調節(jié)激波的位置，超音速進氣道與亞音速進氣道在外形上的的主要區(qū)別就是是否有中心錐和壓縮斜板，中心錐可以看到，而壓縮板有的在進氣道內部。

它主要經歷了四個階段：

（一）三維軸對稱進氣道 這種進氣道通常指的是圓形、半圓形、四分之一圓形進氣道，它與亞音速類似，但是它有一個中心錐面的預壓縮面，中心錐的位置是可以調節(jié)的，以適應不同速度下的進氣量要求，提高進氣效率，使發(fā)動機始終在最佳狀態(tài)下工作，滿足飛機的飛行需要。由于安裝了中心錐，在低速，尤其是起飛階段進氣量不足，所以采用這種進氣道的飛機一般在進氣口后方開有一個或多個輔助進氣口，這種進氣道一般用在速度2.2M以下的飛機。

世界上第一種安裝超音速進氣道的飛機是美國F－104“星”戰(zhàn)斗機，蘇聯第一種使用超音速進氣道的飛機是米格－21，法國第一種使用超音速進氣道的飛機是幻影－Ⅲ，英國第一種使用超音速進氣道的飛機是“閃電”截擊機，以上這些戰(zhàn)斗機分別采用了圓形進氣道和半圓形進氣道，圓形進氣道一般安裝在機頭位置，半圓形進氣道一般用在兩側，美國“黑鳥”也采用這種三維軸對稱進氣道，但安裝在機翼上。

1、圓形 這種形狀的進氣道多用于機頭進氣，蘇聯早期2倍音速飛機用此進氣道較多，如蘇－9、蘇－17及其系列、米格－21等，中國的殲－7、殲－8/－8Ⅰ，英國“閃電”，美國“黑鳥”等，這種進氣道缺點是：第一、限制了飛機安裝大型雷達；第二、進氣通道過長，浪費了空間，對機內部設備安裝帶來困難，過長的通道也使得進氣效率降低。“黑鳥”發(fā)動機的位置特別，不存在這些情況。

2、半圓形 該形狀進氣道只安裝于飛機兩側，因此便于飛機電子設備安裝，五六十年代電子設備發(fā)展很快，飛機上的電子設備越來越多，兩側進氣的優(yōu)點無疑十分突出，西方多采用這種布局，如幻影－2000、幻影－Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ，美國F－104，印度HF－24“風神”戰(zhàn)斗機，蘇聯拉－250（未服役）截擊機。

3、近似半圓形和四分之一圓形 不同形狀的進氣道選擇是根據作戰(zhàn)飛機總體氣動布局和作戰(zhàn)要求來設計的，最終目標是使用飛機達到完成戰(zhàn)術任務要求的最佳化。進氣道為四分之一圓形的有美國F－111，近似半圓形的有法國“陣風”，美國的F－18D以前型號等，這些進氣道有的沒有中心錐，但在進氣道與機身處有一個附面層隔板，它可以防止低能的附面層流進入進氣道，這個附面層隔板伸出比較長而且有斜角，本身就是固定壓縮斜板，內部則沒有壓縮斜板，外壓式進氣道的超音速減速過程在進口外實現，附面層隔板還可以提高總壓恢復。

隨著戰(zhàn)斗機性能不斷提高，其對進氣要求也越來越嚴格，三維軸對稱進氣道在某方面存在著一些不足，無法滿足現代飛機高機動性的飛行要求，第一、它速度調節(jié)范圍小。由于三維軸對稱進氣道是利用中心錐在軸上前后移動來調節(jié)進氣的，因此，調節(jié)范圍小，若改變中心錐截面積的調節(jié)方法，則構造復雜，黑鳥的解決方式是混壓式進氣道；第二、它抗進氣畸變的能力弱。正常飛行時，進氣均勻，畸變小，但作高機動飛行時，迎角和側滑角動作都會破壞氣流的對稱性，使進氣道效率降低；第三、如果進氣口安置在頭部，則不利于電子設備的這安裝，其進氣通道也太長，能量損失較多，空間浪費嚴重，機頭進氣方式基本上已不再使用。

（二）二維矩形進氣道 為了克服三維軸對稱進氣道的缺點，六十年代又出現了二維矩形進氣道，其進氣口形狀為矩形或近似矩形。最早采用二維矩形進氣道的是美國F－4“鬼怪”戰(zhàn)斗機，蘇聯也于六十年代在米格－23上采用了這種進氣道，該進氣道表現出了三維軸對稱進氣道無法比擬的優(yōu)點，在以后的飛機中大行其道，其發(fā)展過程中，又出現了楔形進氣道，最早采用這種楔形進氣道的是蘇聯米格－25。所謂的楔形實際上是水平壓縮斜板進氣道的情況，矩形則是垂直壓縮斜板進氣道，沒有本質不同，外觀的斜切不同只在于側壁切去多少，垂直壓縮斜板進氣道一般把喉道外側壁全切掉，但SU-15是個例外，壓縮斜板并不是垂直或水平移動，而是一端鉸接，可以轉動成需要的斜角的。二維進氣道通過固定的或者可調的斜板來調節(jié)激波，激波的參數隨斜板的角度改變，所以調節(jié)也就是調節(jié)斜板的角度。所謂的楔形的進氣道，上唇口水平壓縮斜板產生的斜激波要求搭在下唇口上，當上下唇口間有完整的側壁的時候，就是這樣斜切的形狀，注意是斜激波。當把這部分側壁完全切去，使下唇口通過兩側垂直唇口的側壁連接進氣道上壁喉道位置，而壓縮斜板完全在管道外的時候，就成為矩形的進氣道，但是早期出現的矩形進氣道不是水平壓縮斜板，而是放在內側的垂直壓縮斜板，相當于水平壓縮斜板轉動90度的情況。它們在本質上是一樣的，但是由于與進氣道-機身的組合體的進氣道安裝位置，斜板位置的不同而在某些條件下表現不同。

1、矩形 矩形進氣道一般有一個壓縮斜板并兼起附面層隔板的作用，它不僅可以防止低能附面層流進入進氣道，還可產生一道斜激波對進氣流進行預壓縮，提高進氣道的總壓恢復，它也可以調節(jié)進氣，適應飛機較寬范圍的飛行速度變化，代表性的飛機有美國F－4，蘇聯米格－23，中國殲－8Ⅱ等。

2、楔形 這種進氣道好似矩形被斜切一刀，形成一個尖銳的楔形，高速飛行時，從楔形尖部的壓縮斜板頂端產生一道斜激波，空氣通過這個斜激波進行預壓縮后，超音速來流的一部分動能轉彎為壓力能，其作用是使空氣減速，提高進氣效率，這種形式的進氣口面積可以根據飛行狀態(tài)的需要調節(jié)，就是通過壓縮斜板的轉動來調節(jié)進氣口面積，其功能與矩形進氣道的壓縮斜板一樣，代表性戰(zhàn)斗機有蘇聯的米格－25、米格－29、蘇－27，美國的F－14/F－15、歐洲“狂風”、“臺風”，中國的新殲等等。

二維進氣道的優(yōu)點是利用鉸接的壓縮斜板移動調節(jié)進氣的，因此，其速度調節(jié)范圍大，通過附面層隔板和楔形進氣口的轉動，可使進氣道在機動飛行時的適應范圍得到改善，抗進氣畸變能力增加，大迎角飛行特性好等。下面兩種進氣道應該也屬于二維超音速進氣道，但較為特殊，因此單列較好。

（三）CARET進氣道 一般而言，超音速進氣道就是以上常見的兩類，但是近些年來，隨著人們對隱身性能的要求和新一代作戰(zhàn)飛機的研制，CARET進氣道得到了越來越多的重視，并已經在F-18E/F和F-22兩種飛機上得到了應用，（另外X-36驗證機也是CARET進氣道，但鑒于它的情況較為特殊，為圓弧唇口，在分類中不作重點考慮），因此此處對這種新型進氣道也作一介紹。

CARET進氣道的設計理念源于50年代末提出的乘波飛行的理論，為了便于解釋CARET進氣道的工作原理，先對乘波飛行的理論作一簡介。對于一個尖楔體，以高速飛機上常見的尖劈翼型為例，當它超音速飛行時，必然在機翼下方產生一道從前緣開始的斜激波，氣流在經過斜激波后會形成一個壓力均勻的高壓區(qū)，且此翼下高壓區(qū)不受翼上低壓區(qū)的影響（而常規(guī)機翼由于繞翼型環(huán)流的存在翼上下搞低壓區(qū)相溝通），因此將會產生很高的升力，整個飛行器好像乘在激波上，乘波飛行由此得名。在此基礎上，沿波面進行進氣道進口的設計，以利用波后的減速增壓均勻流，對于F-18E/F和F-22兩種飛機而言，給予其他的一些考慮，如隱身要求，他們的近氣道內外壁不能做到與翼面垂直，但就進氣道而言，就可看作是由上壁和內壁各產生一道激波，對氣流進行壓縮。這就是典型的CARET進氣道，它具有更高的總壓恢復、較低的流動畸變、簡單的構造，更重要的，它容易實現進氣道的隱身設計，故而在新一代飛機的設計中受到了較高的重視。

（四）DSI進氣道 近的來又出現一種新式的進氣道，它就是美國F－35使用的DSI進氣道，它也是二維進氣道，但它卻沒有附面層隔板，其進氣口處只有一個鼓包，這個鼓包須跟前掠式唇口共同作用才能起到現有的進氣道的作用，它的作用是：一、起到附面層隔板的作用。前掠唇口改變了進氣口附近的壓力分布，進氣口中央壓力高，兩側附近壓力低，而與機身連接部位的壓力最氏。當附面層流流經前面這個鼓包時，其流向開始向外偏轉，當接近進氣口時，其流向大幅度偏轉，被高壓氣流擠出進氣口；二、對流入空氣進行預壓縮，起到其它超音速進氣道里壓縮斜板作用，但它具有更高的總壓恢復，能滿足所有性能和畸變要求。這種創(chuàng)新設計的鼓包結構簡單，沒有超??械裝置，工作部件少，更加穩(wěn)定可靠；它還可以減少迎風面阻力，適合于與機身一體化設計，隱身效果好；由于結構簡單，其維護費用也很低。在亞音速巡航飛機時，其作用與普通超音速進氣道一樣，但它在1.5M以上的速度時所起的作用還不太明朗，有待進一步研究，尤其它對于兩側布局的飛機來說，大迎角和大側滑角飛行時造成氣流不對稱，會引起發(fā)動機喘振，影響發(fā)動機工作效率。

三、進氣口的位置

自從噴氣飛機誕生以來，其進氣道的位置各異，它的位置選擇是綜合飛機的性能要求而定，也跟航空科技發(fā)展有密切的關系，進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。進氣口是進氣道系統(tǒng)中最直觀的部分，國內外經常把它們混為一談，我們也習慣了統(tǒng)稱為進氣道，只是在詳細區(qū)分這個系統(tǒng)中的不同部位時才使用不同術語。

①正面進氣：進氣口位于機身或發(fā)動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優(yōu)點是構造簡單，它的缺點也很明顯，在機頭進氣，飛機無法安裝大型雷達天線，同時進氣通道也太長，不利飛機內部設備安裝。早期的戰(zhàn)斗機進氣口多數在頭部，如蘇聯的米格－19、米格－21、蘇－17，美國的F－100，中國的殲－7、殲－8等，采用發(fā)動機短艙式的進氣道飛機有蘇聯的伊爾－28、雅克－25，美國的RB－57、B－52、B－58、S－3“北歐海盜”反潛飛機等。

②非正面進氣：它包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣、翼下進氣、肋下及背部進氣等。這些進氣口位置布置克服了正面進氣的缺點，尤其是腹部和翼下進氣的優(yōu)點明顯，它充分利用了機身工機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件；在戰(zhàn)術機動性能上，飛機在大迎角機動時發(fā)動機工作狀態(tài)平穩(wěn)。兩側進氣的有美國的F－102、F－104、F－4、F－15等，蘇聯的米格－23、米格－25、蘇－24，中國的殲－8Ⅱ、強－5等；翼根進氣的有美國的F－105、瑞典的薩伯－32，英國的“勇士”、“火神”、“勝利者”轟炸機等；腹部進氣的有美國F－16、歐洲的EF－2000、以色列“獅”式戰(zhàn)斗機等；翼下進氣的有美國的B－1B、蘇聯的圖－160，米格－29、蘇－27等；背部進氣道的有美國B－2、F－107（未服役）、A－10等。

四、選擇進氣道的原則：

進氣道由亞音速進氣道發(fā)展到超音速進氣道，功能不斷增加，進氣對整個飛機來說重要性不可或缺，但選擇進氣道形狀并不是根據它的先進性，而是根據實際的需要，如F－16選擇亞音速進氣道，它作為F－15配對的低檔機型，造價上和功能的不同，選擇改進的亞音速進氣道更好；SR－71作為偵察機，并不需要高機動性，所以三維軸對對稱進氣道最合適。楔形進氣道在某些方面比二維矩形進氣道優(yōu)點要多，但也不是后來的飛機都使用這種進氣道，如法國的“陣風”采用的是近似半圓形進氣道，對其整個飛機布局來說是最好的選擇，同樣，歐洲的“臺風”采用的是近似矩形，在保證進氣質量的情況下，服從于飛機的布局。一般并沒有確定的結論說斜切式的對圓/半圓形的有明顯優(yōu)勢，通常三維進氣道的結構重量比較輕。

也有另外一種情況，某些飛機在改型后，其進氣道也出現質的變化，F-18E/F采用的是有別于先前型號的雙斜切的乘波進氣道；法國的“神秘”改進成“超神秘”后，其圓形進氣道也改成了扁圓形。

進氣道未來發(fā)展，應該具有較高的效能，最佳的調節(jié)與控制，在整個飛行包線上都安全可靠，大迎角和側滑角的相容性包線大，進氣道與發(fā)動機匹配性好，抗畸變能力更強，隱身效果也更好，不排除出現新的技術，使得進氣道結構更加簡單，功能更加全面，滿足所有飛行的要求。

這是啥型號的飛機

瑞典薩博--35龍式戰(zhàn)斗機

薩博-35 戰(zhàn)斗機“龍”是瑞典薩博飛機公司研制的多用途超音速戰(zhàn)斗機?？蓤?zhí)行截擊、對地攻擊、照相偵察等多種任務。1951 年開始設計，1955 年10月原型機首次試飛，預生產型于1958年2月試飛，截止于1973年共生產589架，是60年代瑞典空軍的主力戰(zhàn)斗機。其型別有：A、B、D、F型是具有對地攻擊能力的截擊機，C型是雙座教練型，E型是戰(zhàn)術照相偵察型，XD型是向丹麥出口的攻擊/偵察型，XS型是向芬蘭出口的截擊型。

參數：

翼展 9.40m

機長 15.35m

機高 3.89m

機翼面積 49.2平方米

空重 7450kg

起飛重量 10220kg（J-35D，無外掛）

最大起飛重量 15000kg（J-35D）

最大內油量 4000L（J-35F）

最大外油量3500L（J-35F）

動力RM6C渦噴機（J-35D）

無加力推力56.8KN（5796kg）

加力推力78.5KN（8000kg）

最大平飛速度 M2.0（J-35D，加力，高度11000m）

實用升限 18300m

轉場航程3250km

固定武器2門30mm“拉登”-55機炮

外掛武器 Rb-24空空導彈，各種炸彈等

波音737的發(fā)動機為什么不是圓形？

隨便查了一下，發(fā)覺網上還真有人問過這問題，現將答案粘貼過來供你參考—— 因為737-300/400/500的發(fā)動機距地面太近，為了盡可能不吸進地面的砂石，所以把進氣道前緣弄扁。不過737-600/700/800/900的發(fā)動機距地面高一些，它們的進氣道前緣就是圓形的嘍

關于《飛機發(fā)動機進氣道的作用》的介紹到此就結束了。