進(jìn)氣口，空氣管道或類似結(jié)構(gòu)的開(kāi)口，它利用飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)而搜集空氣，引導(dǎo)到發(fā)動(dòng)機(jī)或通風(fēng)機(jī)里去。
渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口流速的馬赫數(shù)約為0.4，對(duì)流場(chǎng)的不均勻性有嚴(yán)格限制。在飛行中，進(jìn)氣道要實(shí)現(xiàn)高速氣流的減速增壓，將氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ堋ｋS著飛行速度的增加，進(jìn)氣道的增壓作用越來(lái)越大，在超音速飛行時(shí)的增壓作用可大大超過(guò)壓氣機(jī)，所以超音速飛機(jī)進(jìn)氣道對(duì)提高飛行性能有重要的作用。
分類
進(jìn)氣口按形狀與位置可分為前緣進(jìn)氣口、漏斗形進(jìn)氣口(或風(fēng)斗形進(jìn)氣口)、蒙皮進(jìn)氣口、內(nèi)部進(jìn)氣口等。
按進(jìn)氣口在附面層外或附面層內(nèi)工作，又可分為頭部進(jìn)氣口(亦稱沖壓式進(jìn)氣口)與淹沒(méi)式進(jìn)氣口。后者還可分為全淹沒(méi)式與部分淹沒(méi)式。
前緣進(jìn)氣口
開(kāi)在機(jī)翼前緣或機(jī)頭等處的進(jìn)氣口。這種進(jìn)氣口因?yàn)檎龑?duì)著遠(yuǎn)前方來(lái)的自由氣流，進(jìn)口處沒(méi)有附面層，所以也稱為頭部進(jìn)氣口。它的總壓恢復(fù)很好，但氣動(dòng)阻力較大。
漏斗形進(jìn)氣口
將進(jìn)氣口裝在飛機(jī)蒙皮上，并做成風(fēng)斗形向外突出在與飛機(jī)蒙皮平行的氣流中。
這種進(jìn)氣口的總壓恢復(fù)和所輸入的流量與進(jìn)氣口所接觸的附面層氣流的相對(duì)量有關(guān)。當(dāng)它主要與自由氣流接觸時(shí)，可以具有與前緣進(jìn)氣口同樣好的總壓恢復(fù)，但氣動(dòng)阻力較大。這種進(jìn)氣口稱為沖壓式風(fēng)斗進(jìn)氣口。當(dāng)進(jìn)氣口基本上與附面層接觸或在附面層內(nèi)工作時(shí)，稱為淹沒(méi)式風(fēng)斗進(jìn)氣口。因附面層氣流的能量較小，所以這種進(jìn)氣口的總壓恢復(fù)較差，但氣動(dòng)阻力也較小。
蒙皮進(jìn)氣口
在飛機(jī)蒙皮平面開(kāi)一個(gè)進(jìn)氣口。由于這種進(jìn)氣口處在附面層內(nèi)，故又稱為埋入式進(jìn)氣口。埋入式進(jìn)氣口的軸線同蒙皮表面的傾斜角是影響總壓恢復(fù)的主要參數(shù)，軸線相對(duì)于表面的傾斜角愈小，其總壓恢復(fù)就愈好，當(dāng)進(jìn)氣口軸線順著氣流的方向時(shí)，可以獲得最好的總壓恢復(fù)。此外，進(jìn)氣口的寬深比也會(huì)影響其性能。當(dāng)馬赫數(shù)大于0．9時(shí)，深而窄的進(jìn)氣口比淺而寬的進(jìn)氣口阻力小，且其總壓恢復(fù)及質(zhì)量流量都較大；但在馬赫數(shù)較低時(shí)，卻是寬進(jìn)氣口的性能較好。總的來(lái)說(shuō)，蒙皮進(jìn)氣口比其他類型的進(jìn)氣口氣動(dòng)阻力小，但其總壓恢復(fù)和質(zhì)量流量也較小。
內(nèi)部進(jìn)氣口
它是在發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道側(cè)壁上開(kāi)的一個(gè)進(jìn)氣口。因?yàn)橐话惆l(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道都設(shè)計(jì)得很好，所以它的總壓恢復(fù)也較好。而且，這種進(jìn)氣口可以保證在地面停機(jī)(發(fā)動(dòng)機(jī)工作)和低速飛行時(shí)，熱交換器冷邊有足夠的流量，從而改善環(huán)境控制制冷系統(tǒng)在地面和低速下的性能。
不同類型的進(jìn)氣口，其設(shè)計(jì)和性能參數(shù)的估算方法也不同，以下僅介紹前緣進(jìn)氣口和漏斗形進(jìn)氣口的設(shè)計(jì)和性能參數(shù)估算。
亞音速進(jìn)氣口
進(jìn)氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時(shí)進(jìn)口處氣流分離。內(nèi)部通道多為擴(kuò)散形。在最大速度或巡航狀態(tài)下，進(jìn)入氣流的減速增壓過(guò)程大部分在進(jìn)口外面完成，通道內(nèi)的流體損失不大，因而有較高的效率。亞音速進(jìn)氣道在超音速工作時(shí)，進(jìn)氣口前會(huì)產(chǎn)生脫體正激波，超音速氣流經(jīng)過(guò)正激波減為亞音速，這時(shí)能量損失增大（激波損失）。激波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進(jìn)氣道構(gòu)造簡(jiǎn)單、重量輕，在馬赫數(shù)為1.6以下的低超音速飛機(jī)上也廣為采用。
超音速進(jìn)氣口
超音速進(jìn)氣道通過(guò)多個(gè)較弱的斜激波實(shí)現(xiàn)超音速氣流的減速。超音速進(jìn)氣道分為外壓式、內(nèi)壓式和混合式三類。
①外壓式進(jìn)氣道：在進(jìn)口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進(jìn)口正激波的強(qiáng)度，從而提高進(jìn)氣減速增壓的效率。外壓式進(jìn)氣道的超音速減速全部在進(jìn)氣口外完成，進(jìn)氣口內(nèi)通道基本上是亞音速擴(kuò)散段。按進(jìn)氣口前形成激波的數(shù)目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外壓式進(jìn)氣道的缺點(diǎn)是阻力大。
②內(nèi)壓式進(jìn)氣道：為收縮擴(kuò)散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進(jìn)口以內(nèi)實(shí)現(xiàn)。設(shè)計(jì)狀態(tài)下，氣流在收縮段內(nèi)不斷減速至喉部恰為音速，在擴(kuò)散段內(nèi)繼續(xù)減到低亞音速。內(nèi)壓式進(jìn)氣道效率高、阻力小，但非設(shè)計(jì)狀態(tài)性能不好，起動(dòng)困難，在飛機(jī)上未見(jiàn)采用。
③混合式進(jìn)氣道：是內(nèi)外壓式的折衷。
可調(diào)進(jìn)氣口
概念
在超音速條件下，不可調(diào)進(jìn)氣道只在設(shè)計(jì)狀態(tài)下能與發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)調(diào)工作，這時(shí)進(jìn)氣道處于最佳臨界狀態(tài)。在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下，譬如改變飛行速度，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的工作可能不協(xié)調(diào)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)需要空氣量超過(guò)進(jìn)氣道通過(guò)能力時(shí)，進(jìn)氣道處于低效率的超臨界狀態(tài)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)需要空氣量低于進(jìn)氣道通過(guò)能力時(shí)，進(jìn)氣道將處于亞臨界溢流狀態(tài)。過(guò)分的亞臨界狀態(tài)使阻力增加，并引起進(jìn)氣道喘振。為了使進(jìn)氣道在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下也能與發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)調(diào)工作（即進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配），提高效能，廣泛應(yīng)用可調(diào)進(jìn)氣道。常用的方法是調(diào)節(jié)喉部面積和斜板角度，使進(jìn)氣道的通過(guò)能力與發(fā)動(dòng)機(jī)的要求一致。另外，在亞音速擴(kuò)散通道處設(shè)有放氣門，將多余的空氣放掉，不使進(jìn)氣道處于亞臨界溢流狀態(tài)。同時(shí)，為了解決起飛狀態(tài)進(jìn)氣口面積過(guò)小的問(wèn)題，還設(shè)置有在低速能被吸開(kāi)的輔助進(jìn)氣口。
類型
DSI進(jìn)氣口 DSI進(jìn)氣口就是在戰(zhàn)機(jī)進(jìn)氣口前部機(jī)身處設(shè)計(jì)一塊突起，可以對(duì)空氣進(jìn)行預(yù)壓縮，并同時(shí)吹除影響發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣的附面層，也有利于隱形。進(jìn)氣口里面有可以調(diào)節(jié)的進(jìn)氣量多少的裝置，這種進(jìn)氣口對(duì)制造工藝要求較高。如你所說(shuō)，殲-20用的就是DSI進(jìn)氣口。加萊特進(jìn)氣道利用了超音速激波增壓原理，有利于進(jìn)行大馬赫數(shù)的高速飛行，這種進(jìn)氣道對(duì)戰(zhàn)機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求很高，F-22戰(zhàn)斗機(jī)用的就是這種，這也是F-22進(jìn)氣口比殲-20進(jìn)氣口大的原因。固定進(jìn)氣口就是指不能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量進(jìn)行調(diào)節(jié)的進(jìn)氣口。 DSI和加萊特技術(shù)含量較高，設(shè)計(jì)和制作工藝也比較復(fù)雜。這兩種進(jìn)氣各有所長(zhǎng)，主要看對(duì)戰(zhàn)機(jī)性能的要求，比如F-22追求超音速巡航就用加萊特，可以保持戰(zhàn)機(jī)在持續(xù)高速飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定。
二維可調(diào)式 殲-10戰(zhàn)斗機(jī)與“幼獅”的另外一處重大不同在于進(jìn)氣道。“幼獅”的進(jìn)氣道與F-16類似，為固定幾何形狀。而殲-10采用的是帶中心激波錐的二維可調(diào)式進(jìn)氣道，這種帶調(diào)節(jié)板的進(jìn)氣道布局與F-4“鬼怪”Ⅱ有些類似。只是殲-10將“鬼怪”的進(jìn)氣道平移至機(jī)腹下，由調(diào)節(jié)板(位置在邊界層分離板的后方)構(gòu)成進(jìn)氣道的前部，這為發(fā)動(dòng)機(jī)提供了不同飛行狀態(tài)所需的氣流，更加適合高性能空空作戰(zhàn)。此外，可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道所增加的高效整流壓縮能力(在1.5馬赫時(shí)為5%，在1.8馬赫增加至15%，在2馬赫時(shí)為25～30%)極大地提高了飛機(jī)超音速飛行時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，從而使飛機(jī)獲得更好的爬升和高速性能。這種進(jìn)氣道布局的不足主要包括隱身效果欠佳(這也是所有機(jī)腹進(jìn)氣道布局飛機(jī)的通病)、重量偏大且結(jié)構(gòu)復(fù)雜(F-16戰(zhàn)斗機(jī)為此增重80～100公斤)和生產(chǎn)費(fèi)用增加，同時(shí)調(diào)節(jié)板的動(dòng)力和調(diào)節(jié)系統(tǒng)還加大了飛機(jī)的維護(hù)負(fù)擔(dān)。
適合超音速飛機(jī)的氣動(dòng)布局、強(qiáng)勁的發(fā)動(dòng)機(jī)和可調(diào)節(jié)式進(jìn)氣道使殲-10戰(zhàn)斗機(jī)最大速度能夠達(dá)到2.2馬赫，大于“幼獅”宣稱的1.8馬赫。殲-10的高超性能集中于空空作戰(zhàn)，因此無(wú)論是執(zhí)行空防還是截?fù)羧蝿?wù)都將是一把利器。
進(jìn)氣口位置
進(jìn)氣道按其在飛機(jī)上的位置不同大體上分為正面進(jìn)氣和非正面進(jìn)氣。①正面進(jìn)氣：進(jìn)氣口位于機(jī)身或發(fā)動(dòng)機(jī)短艙頭部，進(jìn)氣口前流場(chǎng)不受干擾，其優(yōu)點(diǎn)是構(gòu)造簡(jiǎn)單。機(jī)身頭部正面進(jìn)氣口的最大缺點(diǎn)是機(jī)身頭部不便于放置雷達(dá)天線，同時(shí)進(jìn)氣道管也太長(zhǎng)；②非正面進(jìn)氣：包括兩側(cè)進(jìn)氣、翼根進(jìn)氣、腹部進(jìn)氣和翼下進(jìn)氣。它們?cè)诓煌潭壬峡朔藱C(jī)頭正面進(jìn)氣的缺點(diǎn)。在非正面進(jìn)氣方案中須防止進(jìn)氣口前面貼近機(jī)身或機(jī)翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進(jìn)入進(jìn)氣道。為此，進(jìn)氣口與機(jī)身或機(jī)翼表面要隔開(kāi)一定距離，并設(shè)計(jì)一定的通道把附面層抽吸掉，這相應(yīng)地會(huì)增加一些阻力。腹部和翼下進(jìn)氣充分利用了機(jī)身或機(jī)翼的有利遮蔽作用，能減小進(jìn)氣口處的流速和迎角，從而改善進(jìn)氣道的工作條件。
進(jìn)氣口結(jié)冰
發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口常會(huì)結(jié)冰，妨礙進(jìn)氣口流人足夠的空氣以維持燃燒。進(jìn)氣口非常容易發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象，因?yàn)檫@種結(jié)冰不需要可見(jiàn)的液滴也可發(fā)生。因此，在晴朗、溫暖的天氣里也可能出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口結(jié)冰的現(xiàn)象。進(jìn)氣口發(fā)生結(jié)冰的溫度范圍隨著發(fā)動(dòng)機(jī)種類的不同而變化(活塞和噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)相比較)。不過(guò)一般情況下，如果空氣的溫度在10℃以下且濕度較高，進(jìn)氣口就存在發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象的可能。
化油器結(jié)冰
在化油器內(nèi)，空氣會(huì)膨脹，燃油會(huì)汽化，易發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象。如果吸人化油器的空氣濕度較高，那么化油器在其內(nèi)部溫度小于22℃時(shí)都可能發(fā)生結(jié)冰。化油器內(nèi)部的溫度降幅一般小于或等于20℃，但有時(shí)也可能達(dá)到400℃ 在空氣中存在一定水分的條件下，如果化油器把溫度降到0℃及以下，其內(nèi)部通道就會(huì)發(fā)生結(jié)冰。結(jié)冰最容易發(fā)生在排氣口、喉道和節(jié)流閥處。
化油器的加熱器是一個(gè)防冰而非除冰裝置，所以其主要功能是防止結(jié)冰。當(dāng)加熱器打開(kāi)時(shí)，空氣在進(jìn)入化油器之前會(huì)被加熱，從而使燃料和空氣混合物的溫度保持在0℃以上。加熱器可能會(huì)把進(jìn)入進(jìn)氣口的少量冰雪融化。由于化油器的加熱器可能會(huì)對(duì)飛機(jī)的性能造成不利影響，所以須根據(jù)飛機(jī)操作手冊(cè)來(lái)使用它。
燃油系統(tǒng)
水易溶于燃油中，所以當(dāng)濕度較高時(shí)，燃油會(huì)吸收一定的水分。當(dāng)燃油吸收了較多水分并且其溫度小于或等于水的凍結(jié)溫度時(shí)，偶爾會(huì)出現(xiàn)燃油系統(tǒng)結(jié)冰的現(xiàn)象。
進(jìn)氣系統(tǒng)
當(dāng)氣象條件有利于機(jī)體結(jié)冰，即存在液態(tài)水和可以發(fā)生結(jié)冰的溫度時(shí)，進(jìn)氣系統(tǒng)可能會(huì)發(fā)生結(jié)冰。不過(guò)進(jìn)氣系統(tǒng)也可在干凈空氣中發(fā)生結(jié)冰，條件是空氣的相對(duì)濕度較高且溫度要小于或等于10℃。
進(jìn)氣道
進(jìn)氣道的結(jié)冰條件頗似化油器的結(jié)冰條件：即存在過(guò)冷卻水，或者空氣的濕度較高且溫度高于0℃。
進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣壓力在飛機(jī)的滑跑、起飛和爬升階段非常低，所以溫度可以降低到發(fā)生冷凝或凝華現(xiàn)象的程度。因此，在進(jìn)氣道內(nèi)會(huì)出現(xiàn)結(jié)冰，從而使管道變窄并影響空氣的進(jìn)入。
進(jìn)氣道導(dǎo)流片
當(dāng)過(guò)冷卻的液滴在進(jìn)氣道導(dǎo)流片上形成積冰時(shí)，進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量會(huì)減小。這使得發(fā)動(dòng)機(jī)的推力下降，嚴(yán)重時(shí)會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)停車。一旦發(fā)生這種結(jié)冰現(xiàn)象，一個(gè)很直接的危害就是壓氣機(jī)進(jìn)氣口前面脫落的積冰可能
會(huì)被吸人發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成嚴(yán)重破壞。
參考資料 >