四海承风现代战斗机腹部进气道的起源与发展
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。
战斗机发动机的原理
战斗机发动机的原理
战斗机发动机的原理是通过将燃料和氧气混合在一起并点燃，产生高温高压的气体推动飞机前进。
具体原理如下：
1. 空气进入：战斗机发动机通过进气口将大量的空气吸入。
进气口通常位于飞机机身前部，利用飞行时的高速风将空气压入发动机。
2. 压缩空气：吸入的空气首先经过一个压气机，由于压气机内有数个旋转的叶片，它们会迅速将空气压缩。
这样做的目的是增加空气中的氧气含量，以加强燃烧反应。
3. 混合燃料：经过压缩后的空气进入燃烧室，与喷射进来的燃料混合。
燃料一般为喷射型涡喷发动机所使用的喷洒型燃料，通过喷油器将燃料向燃烧室喷洒。
4. 燃烧：燃烧室内的点火器引燃混合的空气和燃料，产生火焰。
燃料的燃烧会释放出大量的热能，使燃烧室内的气体温度升高。
5. 推力产生：由于燃烧室内气体的温度升高，气体压力也会增加。
产生的高温高压气体通过喷嘴喷出，产生的反冲力就是战斗机所需要的推力。
喷嘴后方有一个喷管，它向后驱动喷嘴并加速气体排出，提高了发动机的效率和推力。
6. 循环过程：战斗机的发动机是一个持续的循环过程，燃料和氧气的混合产生推力，将飞机推向前方，同时也会排出一部分废气。
而废气通常通过排气管排出，并以高速喷出的形式产生
推力。
综上所述，战斗机发动机通过压缩和燃烧空气与燃料混合产生的高温高压气体推动喷嘴产生推力，从而驱动飞机前进。
不断重复的循环过程使飞机能够保持长时间的飞行。
图说DSI进气口
图说DSI进气口洛克希德·马丁公司F-35战斗机机身两侧进气口内不起眼的鼓包实际上堪称空气动力学奇迹，而这只有航空工程师能够充分理解。
在F-35以超音速飞行时，这种进气口的鼓包与前掠式进气口唇口配合工作，使有害的附面层气流远离入口，可以完全取代目前战斗机所使用的更重、更复杂、更昂贵的带附面层隔道超音速进气口。
这种进气口设计被称为“无附面层隔道超音速进气口（DSI）”，当它被安装在一架F-16 Block30上进行了非常成功的验证后，DSI进气口从概念变成了现实。
1996年12月，这架飞机在9天内完成了12架次试飞，其中首次试飞发生在12月11日，初步摸了一下飞行包线，并对进气口进行了功能检查。
在后续试飞中，这架F-16研究了DSI进气口在水平和机动飞行中的性能特性。
这些试飞中油门的快速瞬变证实了进气口和发动机之间的兼容性。
飞行试验覆盖了整个F-16飞行包线，实现2.0马赫的最大速度。
修改后的飞机在所有迎角和侧滑角下都显示出与生产型F-16相似的飞行品质类。
洛克希德·马丁试飞员在试飞中完成了两次飞行中发动机重新启动、开了164次加力，都没有出现故障，有52次加力是在剧烈机动中开启的。
在整个试飞中F-16没有出现发动机失速或任何异常。
与生产型进气口相比，新进气口使F-16的亚音速单位剩余功率有所提高，这得益于取消附面层隔道对整体系统带来的好处。
试飞员指出，这架F-16的军推设定和推力特性与安装通用电气F110-GE-129发动机的生产型F-16非常相近。
考虑到这次试飞的总体目标是验证这种先进进口道技术的可行性，达到这种效果已经很让人满意了。
战术飞机的进气口一直是设计难点。
一架战斗机的进气口必须在很宽的速度、高度、以及机动条件范围内都能向发动机提供高品质气流，同时还能满足发动机从怠速到最大军推或加力状态下对气流的需求。
进气口在设计上还必须考虑因飞机布局带来的限制，如前起落架、武器舱、设备检修面板和前机身外形。
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。
战斗机发动机工作原理
战斗机发动机工作原理
战斗机发动机的工作原理是通过燃烧燃料产生推力来推动飞机向前飞行。
以下是战斗机发动机的工作原理的详细介绍：
1. 吸气：战斗机发动机通过进气道吸入外部空气。
进气道设计精细，能够确保足够的气流进入发动机。
2. 压缩：进入发动机的空气被压缩，使其密度增加。
这一过程通常由多级离心式压气机完成，每级压缩空气的同时增加其压力。
3. 预燃烧：在压缩空气进入燃烧室之前，通过喷油系统向燃烧室中喷入燃料。
燃料与预热的空气混合，形成易燃混合气体。
4. 燃烧：混合气体在燃烧室中点燃，产生高温和高压气体。
以点火系统引燃，使混合气体瞬间爆燃，并扩散。
5. 推力产生：燃烧产生的高温高压气体通过喷管排出，形成喷射出的高速气流。
根据牛顿第三定律，喷射出的气流产生反作用力，即向相反方向推动战斗机。
以上就是战斗机发动机的工作原理。
通过不断循环的燃烧过程产生的推力，使战斗机能够进行高速飞行、机动性和战斗能力。
飞机涡扇发动机工作原理
飞机涡扇发动机工作原理当我们乘坐飞机翱翔在蓝天之上，享受着便捷快速的空中旅行时，很少有人会去思考那推动飞机前进的强大动力源泉——涡扇发动机，是如何运作的。
涡扇发动机，这个现代航空领域的核心技术之一，其工作原理既复杂又精妙。
涡扇发动机主要由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等部分组成。
首先，让我们从进气道说起。
空气通过进气道进入发动机。
进气道的设计非常重要，它要能够以最小的阻力引导大量的空气进入发动机，并且要保证进入的气流速度和压力分布均匀，为后续的工作环节提供良好的条件。
接着是风扇部分。
风扇就像是一个巨大的空气推进器，它的主要作用是将大量的空气吸入发动机。
风扇通常由多级叶片组成，这些叶片快速旋转，将前方的空气吸入并向后加速推送。
一部分空气会直接通过外涵道向后排出，这部分气流不经过燃烧过程，但它产生的推力也不可小觑。
而另一部分空气则会进入内涵道，继续后续的工作流程。
进入内涵道的空气会进入压气机。
压气机就像是一个强力的空气压缩机，由多级叶片组成。
随着叶片的旋转，空气被逐渐压缩，压力和温度都随之升高。
经过压气机的压缩，空气变得更加密集和高温高压。
被压缩后的空气会进入燃烧室。
在燃烧室中，航空燃油被喷射进来，并与高温高压的空气混合后燃烧。
燃烧过程中，化学能转化为热能，使气体的温度和压力急剧升高。
这个过程是整个发动机工作中能量释放的关键环节。
燃烧后的高温高压燃气接着进入涡轮。
涡轮就像是一个反向的风扇，它被燃气推动着旋转。
涡轮的旋转一方面通过轴带动前面的风扇和压气机继续工作，另一方面将燃气的能量转化为机械能。
最后，燃气通过尾喷管高速喷出。
尾喷管的形状和尺寸经过精心设计，以确保燃气能够以最高的效率转化为推力。
燃气高速喷出产生的反作用力，就是推动飞机前进的动力。
为了更好地理解涡扇发动机的工作原理，我们可以用一个简单的类比。
想象一下，涡扇发动机就像是一个巨大的“空气加工厂”。
进气道是原材料的入口，风扇和压气机是对原材料进行加工处理的设备，燃烧室是能量转换的核心区域，涡轮是利用能量并传递动力的关键部件，尾喷管则是产品的输出口。
DSI进气道
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研发历程
研发ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ程
美国F-35战斗机采用DSI进气道洛克希德·马丁公司的工程师在 1990年代早期就开始研究传统超音速进气 道概念的替代方案。他们试图取消和附面层控制有关的复杂机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。通过取 消这些机构，设计人员可以从飞机上减轻大约 300磅的重量。最后的研究结果就是如今的 DSI，或叫做鼓包式进 气道。在 DSI上已经去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计有一个三维的表面 （鼓包）。这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。进气道整流 罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。整个 DSI没有可动部件，没有附面层隔离板，也 没有放气系统或旁通系统。换句话说，DSI实际是针对常规进气道的进气口部分进行的改进。精心设计的三维压 缩面配合进气口，不仅可以完成传统附面层隔道的功能，还可以提供气流预压缩，从而提高进气道高速状态下的 效率，并减小阻力。随着进气道调节系统的取消，重量自然减轻。而对于未来作战飞机更重要的一点是，取消了 附面层隔道以及压缩斜板等部件后，飞机的 RCS可能大幅减小，这显然有利于提高飞机的隐身能力——F-22的进 气道仍具有传统的附面层隔道，设计时免不了大费周章；而其采用固定式进气道，考虑的因素中，隐身要求占了 相当一部分。
DSI是随着计算流体力学（CFD）的进步，在洛·马自己的计算机建模工具上开发并完善的。CFD是一门研究 流体控制方程的数字化解决方案的科学，并可以通过空间或时间对重要的流场加以描述并进一步改善解决方案。 CFD解决方案阐明了工程师们如何表现复杂的流场并对他们的设计进行性能评估。
1994年末，洛·马对飞机构形进行了研究——该构形后来成了他们的 JSF原型机的构形方案。
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
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，。
四代机基本知识6 进气道故事之-超燃冲压发动机,乘波器及脉冲爆震发动机
图文并茂6）进气道故事之－超燃冲压发动机，乘波器及脉冲爆震发动机超燃冲压发动机，乘波器及脉冲爆震发动机超燃冲压发动机－scram jet 现在让我们抛开那些千奇百怪的核动力发动机回归到飞机的进气道上面来。
前面讲解的所有飞机，从F－15到黑鸟，女武神，再到冲压发动机导弹，他们都有一个共同点：就是依靠进气道的特殊设计把超音速气流减速到亚音速，送给发动机，然后燃烧膨胀做功从尾部再以超音速喷出。
这样就经历了一个超音速－亚音速－超音速的过程。
这么的一减一加无形中就增加了阻力。
随着飞机飞行速度越来越快，阻力也不断升高，早晚会有一天，飞机的阻力会超过它的推力，这时候无论飞机怎么使劲，怎么多加燃料，速度就是上不去。
另一方面，冲压发动机把空气减速到亚音速后，压缩后的空气温度太高，无论怎么降温，效率都大大的下降，这就又遇到了一道速度门槛。
一般而言这道门槛大概发生在5马赫左右，所以超过5马赫的速度就不再叫超音速了（supersonic），而是叫做高超音速（hypersonic）。
对于高超音速飞行器而言，除了进气道外，他的尾喷管也需要有特殊考虑。
一般的发动机尾喷管有个收缩－扩展段，这么一缩一扩就能把亚音速气流加速成非常高的超音速气流从而推动飞机超音速飞行。
这个收缩扩展喷口也叫拉瓦尔喷管。
它最先由瑞典的发明家古斯塔夫·德拉瓦尔(Gustaf De Laval）在1897年发现的，现在已经成为航空发动机和火箭发动机的重要组成部件了。
发动机喷出的高温高压气流在喷管的收缩段，遵循流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小的原则，就好比你打开水龙头，用手堵住喷口一半，水流就会喷的更快一样，把气流不断加速，到收缩短最窄的地方加速成超音速。
而超音速的流体在收缩段却不再遵循前面的原则，恰恰相反，截面小时流速小，截面大时流速反而大。
要想把超音速气流进一步加速，反而需要有一个扩展段来加速，有时候能加速到音速的好几倍，这样飞机就能进行超音速飞行了。