超级军网小菜有问题请教
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 23:17:36
各位大大都在讨论DSI
小菜想起来SR71的进气口的激锥
相比较MK2000的激锥和普通的进气道隔板,哪个更好一点?
不考虑是否先进这个问题:Q各位大大都在讨论DSI
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原帖由 zorroruirui 于 2007-11-24 16:09 发表
各位大大都在讨论DSI
小菜想起来SR71的进气口的激锥
相比较MK2000的激锥和普通的进气道隔板,哪个更好一点?
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小鸟觉得没有谁更好的问题，只有哪个更适合的问题。每个飞机的要求不一样，进气道的方式当然有所不同了。
更深层次的小鸟和你一样等各位学霸前辈科普。:D
学霸大大们,现身呐!
设计成这样自然有他的道理:) :)
小鱼，花了半天找了一些科普的资料。不知道全不全，里面是否有问题，还请楼主自己思考的去看问题。也请学霸前辈们多多指点下。:handshake
喷气式飞机发展到超音速飞行时代时，发动机进气道的设计也变得越来越复杂和重要了。对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，这就要求进气道能够在较宽的范围内高效地减速增压，而且由于超音速飞行，进气道内空气的流量不能自动地适应发动机所需，容易发生溢流，所以随着速度的提高，飞机进气道的设计也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂的方向发展，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，如果不将多余的空气排出会引起发动机的喘振，所以超音速进气道都设有复杂的旁路系统，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。超音速进气道与亚音速进气道在外形上的主要区别就是是否有中心锥（在圆形或半圆形进气道的中心位置，它一是用来调节进气量，二是调节激波的位置）和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板多隐在进气道内部。
超音速进气道在结构上更加复杂，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气流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。在设计状态下，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，但在非设计状态下性能不好，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。
超音速进气道的种类主要有三维轴对称进气道、一维矩形进气道、后掠双斜面超音速进气道（CARET）和无附面层隔道进气道（DSI）。
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，它与亚音速进气道类似，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2.2马赫以下的飞机。
世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F-1O4“星”战斗机，前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。
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，英国“闪电” , 美国“黑鸟”等，这种进气道的缺点是：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，给飞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。
半圆形 该形状进气道只安装于飞机两侧，因此便于安装飞机的电子设备，五六十年代电子设备发展迅速，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，如法国的“幻影”-2000、“幻影” –Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ，美国的F-104，印度HF-24“风神”战斗机，苏联拉-250（未服役）截击机。
近似半圆形和四分之一圆形 进气道为四分之一圆形的有美国的F-111，近似半圆形的有法国的“阵风”，美国的F-18D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。
喷气式飞机发展到超音速飞行时代时，发动机进气道的设计也变得越来越复杂和重要了。对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，这就要求进气道能够在较宽的范围内高效地减速增压，而且由于超音速飞行，进气道内空气的流量不能自动地适应发动机所需，容易发生溢流，所以随着速度的提高，飞机进气道的设计也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂的方向发展，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，如果不将多余的空气排出会引起发动机的喘振，所以超音速进气道都设有复杂的旁路系统，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。超音速进气道与亚音速进气道在外形上的主要区别就是是否有中心锥（在圆形或半圆形进气道的中心位置，它一是用来调节进气量，二是调节激波的位置）和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板多隐在进气道内部。
超音速进气道在结构上更加复杂，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气流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。在设计状态下，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，但在非设计状态下性能不好，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。
超音速进气道的种类主要有三维轴对称进气道、一维矩形进气道、后掠双斜面超音速进气道（CARET）和无附面层隔道进气道（DSI）。
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，它与亚音速进气道类似，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2.2马赫以下的飞机。
世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F-1O4“星”战斗机，前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。
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，英国“闪电” , 美国“黑鸟”等，这种进气道的缺点是：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，给飞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。
半圆形 该形状进气道只安装于飞机两侧，因此便于安装飞机的电子设备，五六十年代电子设备发展迅速，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，如法国的“幻影”-2000、“幻影” –Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ，美国的F-104，印度HF-24“风神”战斗机，苏联拉-250（未服役）截击机。
近似半圆形和四分之一圆形 进气道为四分之一圆形的有美国的F-111，近似半圆形的有法国的“阵风”，美国的F-18D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些方面存在着不足，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线向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。
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的F-4 “鬼怪”战斗机，前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，在以后的飞机设计中大行其道。在其发展过程中，又出现了楔形进气道。
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的F-4，苏联的米格-23等。
楔形 最早采用这种楔形进气道的是前苏联的米格-25。这种进气道好似矩形被从上到下斜切一刀，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（斜激波是指激波面与楔形表面重合的激波），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变为压力能，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，即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，代表性的战斗机有前苏联的米格-25、米格-29、苏-27，美国的F-14/F-15，欧洲 “狂风”、“台风”，等等。
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的F-4 “鬼怪”战斗机，前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，在以后的飞机设计中大行其道。在其发展过程中，又出现了楔形进气道。
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的F-4，苏联的米格-23等。
楔形 最早采用这种楔形进气道的是前苏联的米格-25。这种进气道好似矩形被从上到下斜切一刀，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（斜激波是指激波面与楔形表面重合的激波），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变为压力能，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，即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，代表性的战斗机有前苏联的米格-25、米格-29、苏-27，美国的F-14/F-15，欧洲 “狂风”、“台风”，等等。
楔形实际上是压缩斜板水平放置的进气道，矩形则是压缩斜板垂直放置的进气道，它们没有本质不同，外观斜切的不同只在于侧壁切去多少而已。
二维进气道通过固定的或者可调的斜板来调节激波，激波的参数随斜板角度的改变而变化。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扩大，抗进气畸变能力增强，大迎角飞罐行特性好，因此是现代战斗机的普遍凄之选。
后掠双斜面超音速进气道
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，随着人们对新一代战斗机提出了隐身性能的要求，后掠双斜面超音速进气道（CARET) 受到越来越多的重视，并已经在F-18E/F和F-22两种飞机上得到了应用，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理论，为了便于解释CARET进气道的工作原理，先对乘波飞行理论作一简介。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，必然会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环流的存在，翼上下高低压区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像乘在激波上一样，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，它们的进气道内外壁不能做到与翼面垂直，但就进气道而言，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。更重要的是，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。
无附面层隔道进气道
近来又出现一种新式的进气道，它就是美国F-35使用的无附面层隔道进气道（DSI），它也属二维进气道，但没有附面层隔板，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作用。其作用是：第一，起附面层隔板的作用。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低。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，起到其他超音速进气道的压缩斜板的作用，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，没有超音速进气道的附面层吸除、辅助进气口、放气等机械装置，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。在亚音速巡航飞行时，其作用与普通超音速进气道一样，但它在1.5马赫以上的速度时所起的作用还不太明朗，有待进一步研究。尤其它对于进气道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。
二维进气道通过固定的或者可调的斜板来调节激波，激波的参数随斜板角度的改变而变化。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扩大，抗进气畸变能力增强，大迎角飞罐行特性好，因此是现代战斗机的普遍凄之选。
后掠双斜面超音速进气道
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，随着人们对新一代战斗机提出了隐身性能的要求，后掠双斜面超音速进气道（CARET) 受到越来越多的重视，并已经在F-18E/F和F-22两种飞机上得到了应用，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理论，为了便于解释CARET进气道的工作原理，先对乘波飞行理论作一简介。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，必然会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环流的存在，翼上下高低压区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像乘在激波上一样，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，它们的进气道内外壁不能做到与翼面垂直，但就进气道而言，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。更重要的是，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。
无附面层隔道进气道
近来又出现一种新式的进气道，它就是美国F-35使用的无附面层隔道进气道（DSI），它也属二维进气道，但没有附面层隔板，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作用。其作用是：第一，起附面层隔板的作用。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低。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，起到其他超音速进气道的压缩斜板的作用，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，没有超音速进气道的附面层吸除、辅助进气口、放气等机械装置，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。在亚音速巡航飞行时，其作用与普通超音速进气道一样，但它在1.5马赫以上的速度时所起的作用还不太明朗，有待进一步研究。尤其它对于进气道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。
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好，甚好巨
建议加精
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