1、超声速进气道的工作原理超声速进气道的工作原理 飞机在超声速飞行时，飞机在超声速飞行时，流入进气道的气流速度也流入进气道的气流速度也是超声速。是超声速。 但是发动机压气机进但是发动机压气机进口的气流速度，必须是亚口的气流速度，必须是亚声速的。声速的。 因为，如果进入压气机因为，如果进入压气机的气流是超声速的，在压气的气流是超声速的，在压气机中将产生机中将产生巨大的流动损失巨大的流动损失。 所以进气道进口的超所以进气道进口的超声速气流必须减速为亚声声速气流必须减速为亚声速气流，提供给发动机。速气流，提供给发动机。 超声速气流如何减速超声速气流如何减速为亚声速气流呢？为亚声速气流呢？ 根据气体动力学
2、的知根据气体动力学的知识，我们知道，通过激波识，我们知道，通过激波可以使气体减速增压。可以使气体减速增压。 通过通过正激波正激波可以使超可以使超声速减速为亚声速。声速减速为亚声速。 通过通过斜激波斜激波，气体可，气体可以减速，但还是超声速。以减速，但还是超声速。超声速超声速亚声速亚声速正激波正激波 目前在飞行目前在飞行M M数小于数小于1.51.5的超的超音速飞机上，几乎都是采用通过音速飞机上，几乎都是采用通过一道正激波减速的亚音速进气道。一道正激波减速的亚音速进气道。 比如比如F-16F-16的进气道。采用的的进气道。采用的就是亚声速进气道。就是亚声速进气道。 在飞行在飞行M M数小于数小于
3、1.51.5的超音速的超音速飞机上，气流通过正激波减速时飞机上，气流通过正激波减速时的压力损失不大。的压力损失不大。 但是，随着飞行速度的增大，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，损增大，尤其是马赫数较高时，损失更大。失更大。 当飞行当飞行M M数大于数大于1.51.5以后，以后，采用正激波减速的亚声速进气采用正激波减速的亚声速进气道是不行的。道是不行的。该怎么办呢？该怎么办呢？如何减小损失呢？如何减小损失呢？ 由于由于斜激波也斜激波也可以使可以使气流减速，而且损失较小。气流减速，而且损失较小。 能不能先让气流通过斜能不能
4、先让气流通过斜激波减速，等速度降下来之激波减速，等速度降下来之后，再通过正激波减速为亚后，再通过正激波减速为亚声速气流。声速气流。 当然是可以的！当然是可以的！实际的进气道也是这么做实际的进气道也是这么做的。的。 超音速进气道就是先通超音速进气道就是先通过多个较弱的斜激波先把气流过多个较弱的斜激波先把气流的速度降下来。的速度降下来。 最后，再通过一道正激最后，再通过一道正激波把气流的速度降为亚声速。波把气流的速度降为亚声速。 这就是超声速进气道的这就是超声速进气道的工作原理：斜激波工作原理：斜激波+ +正激波实正激波实现超声速气流的减速。现超声速气流的减速。BumpBump进气道进气道Bump
5、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 早期的X35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F35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 枭龙，鼓包的表面有不少的小孔，用来吸附
6、附面层。超声速进气道的超声速进气道的附面层隔道附面层隔道 超声速进气道为什么超声速进气道为什么都有附面层隔道呢？都有附面层隔道呢？附面层附面层由于空气具有黏性，在与飞机表由于空气具有黏性，在与飞机表面接触的时候，会产生附面层。面接触的时候，会产生附面层。 附面层进入发动机后会影响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的不稳定，所以一般进气道都是避免吸入附面层避免吸入附面层的。的。 超声速飞行时，附面层进入超声速飞行时，附面层进入发动机还可能引起发动机的喘振。发动机还可能引起发动机的喘振。因此必须阻止因此必须阻止附面层进入发动
7、机附面层进入发动机。 因此，为了因此，为了避免让附面层进避免让附面层进入发动机入发动机，附面层隔道就应运而，附面层隔道就应运而生。生。 幻影幻影20002000战斗机，进气口前面有战斗机，进气口前面有隔板，用来把附面层分离掉，然后让隔板，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。边界层气流从上下两个方向流出。F-22F-22战斗机的附面层隔道战斗机的附面层隔道F-15F-15战斗机的附面层隔道战斗机的附面层隔道台风战斗机的附台风战斗机的附面层隔道。面层隔道。台风战斗机的斜台风战斗机的斜板上开了很多小板上开了很多小孔，这些小孔是孔，这些小孔是用来吸附斜板自用来吸附斜板自身产生的附面
8、层身产生的附面层的。的。F-22F-22斜切口进气道斜切口进气道的奥妙之处的奥妙之处F-22F-22斜切口进气道斜切口进气道 斜切口进气道也称为后掠双斜切口进气道也称为后掠双斜面进气道（斜面进气道（CARETCARET进气道）。进气道）。对于一个矩形进对于一个矩形进气道，在水平方气道，在水平方向和垂直方向各向和垂直方向各斜切一次，就形斜切一次，就形成了后掠双斜面成了后掠双斜面进气道。进气道。 由于发动机进口的气流必须是亚由于发动机进口的气流必须是亚声速气流。声速气流。 CARETCARET进气道如何实现将超声速进气道如何实现将超声速气流减速为亚声速气流呢？气流减速为亚声速气流呢？CARETCA
9、RET进气道上进气道上壁和内壁都后掠，壁和内壁都后掠，它们各自产生一它们各自产生一道斜激波，两道道斜激波，两道激波会融合成一激波会融合成一道斜激波。道斜激波。 由于进气道内反压的作用，在进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，就会变成亚气流经过正激波后，就会变成亚声速气流。声速气流。 因此，因此，CARETCARET进气道一般可以认进气道一般可以认为由两道激波系组成：前面的斜激波为由两道激波系组成：前面的斜激波和唇口的正激波。和唇口的正激波。 斜激波与正激波会在进气道的外斜激波与正激波会在进气道的外下侧相交，相交处会产生滑下
10、侧相交，相交处会产生滑流层流层。 为避免滑为避免滑流层流层进入进气道，通进入进气道，通常都会精心设计使得正激波面裸露常都会精心设计使得正激波面裸露在进气道外一点点，好让滑在进气道外一点点，好让滑流层流层沿沿着相交的外下侧流走。着相交的外下侧流走。 这是这是F-22F-22进气道的温度场云图。进气道的温度场云图。 可以看到，进气道内温度很可以看到，进气道内温度很高，是因为经过两道激波减速增高，是因为经过两道激波减速增压后，压力增大，导致温度上升。压后，压力增大，导致温度上升。 对对F F1515这类的这类的 方方“口口”形形进气道，激波从上壁面产生并会进气道，激波从上壁面产生并会在整个下壁面前方
11、产生溢流。在整个下壁面前方产生溢流。 而对而对F F2222这类的这类的“”形进形进气道，它的上壁和内壁各产生一气道，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，流的地方从一条线减少成一个点，这样压力损失就更小。这样压力损失就更小。 F F2222的的CaretCaret进气道跟它的机身进气道跟它的机身高度融合，使得弹仓的空间能做到最高度融合，使得弹仓的空间能做到最大化。大化。CaretCaret进气道结构简单，可以很容易进气道结构简单，可以很容易的跟飞机的边线条融为一体，隐
12、身性的跟飞机的边线条融为一体，隐身性也很好。也很好。BumpBump进气道进气道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 早期的X35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F35外唇口变成了三唇口Bump进气道 F35上的鼓包
13、没有小孔，为了隐身。Bump进气道Bump进气道 枭龙，鼓包的表面有不少的小孔，用来吸附附面层。CARETCARET进气道进气道CARET进气道 后掠双斜面压缩进气道，不仅上壁产生一道激波，内壁也产生一道激波，对气流进行双重压缩，且两道激波会重合成一道激波，效率更高。CARET进气道 CARET进气道的设计，源自于乘波飞行器的概念。 利用平面激波波后的流场建立具有特定形状的压缩面形状。CARET进气道 早期的F/A18C，固定式隔板进气道，它前面的斜面隔板不仅用来分离附面层，也引出道斜激波。 CARET进气道 早期的F/A18C，斜板分离的附面层从机背上流出。CARET进气道 大黄蜂从E型开始
14、，就变圆为方，换成了这种，从外面看像是个斜的菱形截面一样。CARET进气道 F22的Caret进气道跟它的机身高度融合，使得武器舱的空间能做到最大化。CARET进气道 YF22的进气道。可以看到迎面飞来的猛禽，他的进气道内温度很高，是因为激波减速增压后，压力增大，导致温度上升。CARET进气道 F22的进气道背部，每边都有多个泄放附面层气流孔。对这些孔做了隐身处理，敷了层细密的金属网格，把强散射变为弱散射。SR-71 中心锥和管道产生一个窄的环形气流通道，使大多数波长的雷达波不能进入。中心锥高度后掠，反射的大多数雷达波远离雷达源方向，可获得良好的隐身效果。F-117进气道格栅使大多数雷达波由于
15、过长而不能进入格栅技术就是在进气道内适当的地方安装金属板，迫使进入的雷达波在内壁和格栅之间多次反射，一方面加强波的衰减，另一方面加大腔体出口电磁波的散乱程度，使回波强度减小。F/A-18E/F双斜切的进气道唇口（由上壁和内壁各产生一道激波），集中反射雷达波F-22CARET进气道，双斜切的进气道唇口（由上壁和内壁各产生一道激波），集中反射雷达波X-32采用可变进气道导流叶片，在低速大功率时，阻挡装置叶片会扭转打开，巡航时，叶片会收紧，从而减小雷达横截面。F-35DSI（无附面层隔道）进气道，内通道S形，进气道与机身一体化设计，减小迎风面积。B-2背负式进气，外部采用弧顶平底尖边的外形，内通道S形，进气唇口锯齿形，反射雷达波
