浅析进气道隐身技术

浅析进气道隐身技术

俄罗斯五代原型机T50的首飞唤起了公众对于其航空工业实力的强烈关注，对T50设计思想分析和性能推测就没有停止过。起初，由于只有T50首飞时的小段视频作为分析资料，对于T50的分析大多局限于整体而没有细节。近日在网络上流传的T50进气道正面清晰照片为偶们分析T50提供了很好的素材，也成就了现在异常流行的“毛五悲剧”。网友们对T50采用弯度很小的S形进气道恶评如潮，纷纷大呼“T50隐身性能悲剧了”，以至于上军网不顺便踩一脚俄罗斯五代机都不好意思出来见人。其主要理由就是现代隐身飞机为了遮挡发动机风扇叶片都采用了S形隐身进气道设计，而T50的发动机叶片竟然非常不和谐地裸露在众人的视野中。其实，进气道乃至飞机隐身技术是隐身与各方面性能指标权衡的艺术，进气道隐身并没有固定模式可以遵循。是否采用S形进气道对发动机叶片进行遮挡，也不是判断一型飞机隐身性能优劣的标准。路人皆知的芙蓉姐姐总喜欢把自己的肉体扭曲成怪异的S形，难道性能尖端的五代作战飞机非要把自己的进气道也弄成神似芙蓉姐姐腰肢的模样就叫隐身了么？

T50照片，图中能清晰的看到发动机叶片

雷达隐身原理

雷达隐身就是控制和降低军用目标的雷达特征，迫使敌方电子探测系统和武器平台降低其战斗效力，从而提高军用目标的突防能力和生存能力。狭义地说，雷达隐身就是反雷达的隐身技术。一般说来，雷达隐身代表了各种相互矛盾的要求之间的一个折衷，其利和弊两方面最后应得以平衡。例如，当修改目标外形设计以获得雷达隐身时，雷达截面在一个观察角范围内的减少通常伴随着在另一些观察角上的增加，并且外形的修改又往往会带来飞行器的气动特性方面的问题。我们己经知道，如果使用雷达吸波材料，则可通过在材料内能量的耗散来实现雷达隐身，而在其他方向上的RCS电平可保持相对不变，但此时也是以增加重量、体积和表面维护问题为代价的，使目标的有效载荷和作用距离受到影响。因此，每一种雷达隐身的方法都包含了它自己的折衷选择方式，而它们又决定于特定目

标和武器平台的使用，以及其他诸多因素。如果没有给出这些特定的信息，就不能进行折衷选择。在有些情况下，雷达截面的减小不能被证明是合算的，而有时雷达截面的减小又不能得到保证。一方面，对雷达隐身的要求并不是减小得越多越好，另一方面，无论采用什么方法，雷达截面的减少量都是以逐步增高的成本为代价的。由于每一个特定的目标都会提出自己的特殊问题，因此不可能对普遍的情况建立一种最佳的RCS设计方法。T50的进气道设计也是整机气动布局，整机结构设计，发动机进气要求和隐身指标综合全盘考虑的结果。单从其进气道隐身设计角度出发是无法对整机隐身性能和整机作战性能做出合理的分析的。

T50进气道局部放大图片，图中的叶片到底是发动机导流叶片还是其他装置？

飞机和导弹等飞行器的发动机进气道，是大口径空腔结构的典型代表。进入空腔的电磁波经过腔内壁的多次反射和空气压缩机叶片的反射后，可在入射方向产生10分贝以上的RCS贡献，构成飞行器头部区域的一个强散射回波源，因此分析并降低进气道的RCS已经成为世界各国隐身技术领域的一个重要的研究课题。国外在现代飞机设计中对改善进气道的隐身性能非常重视,也提出了不少有效的方案。如洛克希德公司的SR-71采用三元超声速进气道,它有一个巨大的可移动中心锥控制气流,这个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,它反射的大多数雷达波远离雷达源方向,从而获得良好的隐身效果。而F-117则采用进气道格栅的办法。进气道格栅使大多数雷达波由于过长而不能进入。但由于先进战术战斗机的动力对于进气要求较高，则不能使用带格栅的进气道,而是用S弯形的进气道和发动机前端安装的雷达波阻挡装置。如X-32采用可变进气道导流叶片,在低速度大功率时,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。

早在上世纪中期，SR71黑鸟战略侦察机就在进气道中采用了隐身设计措施进气道隐身技术途径

进气道的RCS值主要来自于内管道的腔体效应和唇口的直接反射。目前，国际上对进气道雷达隐身的措施主要有隐身外形设计、格栅吸波技术、吸波结构

唇口和进气道内涂覆吸波涂料等4种。

枭龙采用的鼓包进气道在气动和隐身方面都有不错的表现

隐身外形设计是指在进气道设计时就采用RCS较小的外形方案，主要包括

两个方面：进气道形式的选取和唇口外形隐身设计。各种形式的进气道中，埋入

式进气道的雷达隐身效果最好，它的进口面完全避开了雷达波入射方向，即使有

绕射波束进人，经腔体效应后形成的散射波也因方向与雷达来波的不同而几乎不

会形成回波,但是埋入式进气道总压恢复系数较低，一般用于对地巡航导弹或者喷气动力的反舰导弹。机头进气道的隐身效果最差，因为它正对雷达波，而且进气道轴线与发动机轴线基本重合，不仅腔体效应强，而且极易形成发动机叶片对雷达波的直接反射;机身进气道由于进口平面的中心与发动机轴线有相当的距离，一般其内管道都呈S形，不会产生发动机叶片对雷达波的直接反射，而且经腔体反射后形成的散射波方向更为散乱，在雷达波人射方向上的回波强度更弱。无隔道超声速进气道（就是大家所熟悉的“鼓包进气道”，改型进气道被我国的枭龙04战斗机所采用）由于在进口处有一个鼓包，先将大部分人射波散射到不重要的方向，有效地减弱腔体效应，同时可在更大的角度范围内遮挡进气道，避免发动机叶片对从其他方向人射的雷达波形成直接反射。现代飞机在设计唇口的外形时，通常将侧面唇口后掠，使照射到该唇口的雷达波集中反射到某个不重要的方向上去，F/A-18E/F型战斗机甚至采用了双斜切唇口设计。唇口的后掠角尽量与飞机其他部件的后掠角相同，使整个飞机只在某个方向上集中产生很强的反射波，而在其他方向上则只有很弱的回波。由于飞机的飞行速度很快，敌方雷达(尤其是机载雷达)很难在机头或机尾的方向之外长时间在某个方向上对目标机进行持续照射，从而使飞机获得雷达隐身的效果。

F/A-18E/F采用了双斜切的进气道唇口，集中反射雷达波

将吸波涂料喷涂到进气道内表面的某些部位，可使雷达波在进气道内多次反射时被大量吸收。进气道内用的吸波涂料与机身外表面用的不同，一是厚度更薄以减小对进气面积的影响;二是对涂料的理化性能要求更高，因为涂料一旦脱落将打坏发动机，造成飞行事故。另外，由于进气道内空间狭小，不便施工，所以喷涂工艺和可清除性等都与外表面用的不同。

F117战斗轰炸机采用了格栅进气道来屏蔽来射雷达波

格栅技术就是在进气道内适当的地方安装金属板，迫使进人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。如果在格栅上再涂覆上吸波涂料，隐身效果将明显增强。但是，格栅将会改变进气道内的气流流场从而影响进气道的气动特性，因此必须经过严格的试验验证。F117隐身战斗轰炸机就在进气道口部位采用了格栅隐身技术。另外现在有一种新兴的进气道格栅隐身技术出现，就是“吸波导流体”技术。龙腾下篇文字会对T50进气道隐身技术手段猜测分析，那时再进行解释。

吸波结构唇口就是研制可吸收雷达波的材料和结构形式，将其应用到机翼前后缘和机身的某些关键部位，也可用于进气道唇口的结构设计。

S形进气道隐身性能分析

网络上对于S形进气道吹捧的卖点主要是：进气损失小，能够遮挡发动机叶片和可以能雷达波在进气道内多次反射逐渐衰弱。但其实进气道雷达反射源有三部分：进气道唇口，进气道体和发动机叶片处理。S形进气道只能照顾到后两者，而对于进气道唇口散射基本没有任何作用。而且，发动机叶片雷达波反射也是个复杂而综合的问题，并不是一个遮挡就能概括的。国内外对于S形进气道的理论和实验研究已经非常成熟。目前针对RCS外形隐身措施之一是将进气道设计成背负式,使机翼对进气道产生遮挡作用,同时将进气道内型设计成S弯形,以增加电磁波在进气道内反射次数,如美国B-2隐身轰炸机、X-45验证机等.对于两侧进气的飞机,也可采用S弯进气道,如F-35战斗机.背负式S弯形进气道的弯折方式是上下弯折,即进气口高于进气道底部;两侧进气的S弯形进气道弯折方式是水平弯折,即进气口位于进气道底部的一侧。

B2战略轰炸机俯视图，可以清晰看到其背部的进气道

S形进气道的效果究竟如何，龙腾直接拿出国内一个S形进气道模型RCS 测试情况进行分析。测试采用的进气道横截面为圆形,直径150mm,进气口与进气道底面距离850 mm,轴线是一个S弯形的曲线,采用全金属材料。采用转角扫频测试方法对进气道进行RCS测试.进气口方向定义为0°,从上向下看顺时针旋转为正,进气道旋转角范围为-90°-90°,入射波频率为10GHz。测试结果如下图。可以看到，S形进气道确实对于进气道隐身有一定效果（弯折后的RCS包络虽然和未弯折相比没有明显改善，但是RCS波瓣宽度确实大大减小了），但是就像进气道RCS图所显示的，这种效果并不十分显著。

微波暗室中的S形进气道模型（注意，该模型没有考虑发动机叶片的问题）

进气道上下弯折，水平弯折和无弯折的RCS方向图

为了对比，龙腾再拿出另外一个进气道隐身设计技术方案的数据。该方案现以某型飞机进气道为研究对象,来分析涂与不涂吸波涂料时对进气道RCS的影响。我们选用的是一种厚度为0.7 mm的某型吸波涂料。结果如下图，对比前面采用S形进气道的结果，可以看到进气道整体RCS值下降更加显著。也就是说，在所有进气道隐身技术手段中，比单纯采用S形进气道更加有效的技术手段是存在的。当然，现代飞机设计中都是综合采用各种隐身手段，S形进气道可以作为整机隐身手段的一种。

单纯采用隐身涂料作为进气道隐身技术手段，效果比较显著

发动机叶片：隐身未必要遮挡

发动机叶片对于雷达波的散射问题被称为“J.E.M(Jet Engine Modulation)效应”，就是喷气式飞机进气道中发动机的旋转叶片对雷达电磁波的调制效应。与网络上简单的认为发动机叶片反射雷达波可以破坏飞机的隐身性能不同，J.E.M 效应其实对于敌方的雷达还是一种干扰。J.E.M效应对飞机机身的有用散射信号形成了一个大的干扰,这对防空导弹武器系统的雷达引信、制导系统的导引头和跟踪雷达来说是最大的危害之一。因为对引信来说,J.E.M效应会造成回波谱线展宽,使得引信出现早炸的可能;对制导系统,J.E.M效应会引起导引头的速度跟踪电路对J.E.M谱产生误跟踪而丢失真正的机身回波,导致制导误差加大而破坏了武器系统的正常工作;对采用振幅测角的跟踪雷达,J.E.M效应使目标角度回波包络受到随机调制,从而使雷达跟踪精度严重超差以致雷达不能正常跟踪目标。J.E.M 效应对于飞机隐身性能的影响其实并不是由于其对敌方的雷达波有多强的反射效果，而是由于其带有己方飞机的发动机信号特征而导致己方隐身飞机容易被敌方进行型号识别。风扇转速与叶片数目的乘积和雷达波频率有某种确定关系的时候，发动机叶片才能对来射雷达波产生持续的增强效果。叶片遮挡固然是个先天

优势，但是叶片没遮挡，顶多前向小角度有反射，敌雷达能不能稳定跟踪这个很窄的波峰，还真是未知数，所以大不了不遮挡了。因而进气道是否需要遮挡发动机叶片是整机作战思想和性能综合要求所决定的，并非不遮挡就是不隐身。

F22整机设计上，机翼、平尾以及其他翼面边缘都采用平行设计以便集中反射雷达波至无关方向

俄罗斯T50也采用了类似F22的全机隐身策略，这样的飞机明显把隐身当作重要性能之一考虑到了

综合使用各种隐身技术手段的S型进气道由于气流能量损失小，容易与飞机整体设计融合，可以让雷达波多次反射衰减等各种原因成为大家所熟知的进气道隐身设计方案,F22,F35和B2都采用了类似设计。但是这不意味着S型进气

道就是唯一的进气道隐身技术途径，比如F117,X32就都没有采用这种设计。从俄罗斯五代机T50的整体设计上来看，隐身确实被俄罗斯放在比较靠后的位置去考虑，也就是说在T50的各方面性能权衡上，隐身没有放在首要位置。但是绝不意味着T50就不隐身。从T50整机隐身设计上来看，全机通过翼身融合来避免机翼与机身之间的角形结构反射，机头的菱形设计明显是通过表面镜面反射将敌方的雷达波反射到次要方向，其机翼、平尾和边条前缘基本平行从而将来射雷达波集中反射到无关方向，这与F22和F23的隐身设计非常类似。我们怎么可以说这样一架综合考虑隐身和全机综合指标的先进战斗机不具备隐身性能呢？难道非要把进气道扭曲成芙蓉姐姐的样子才是隐身飞机么？

进气系统设计计算报告

密级： 编号: 进气系统设计计算报告 项目名称：力帆新型三厢轿车设计开发 项目编号： ETF_TJKJ090_LFCAR 编制：日期： 校对：日期： 审核：日期： 批准：日期： 上海同济同捷科技股份有限公司 目录 1 进气系统概述 (2) 系统总体设计原则 (2) 系统的工作原理及组成 (2) 2 进气系统结构的确定及设计计算 (2) 进气系统设计流程 (2) 进气系统流量的确定 (3) 拟选定空气滤清器的允许阻力计算及设计原则 (4) 滤清效率要求 (7) 空滤器滤芯面积确定及滤纸选用 (8) 进气系统结构的确定 (9) 进气系统管路阻力估算 (10)

3 结论 (12) 4 参考资料及文献 (12) 1进气系统概述 1．1 系统总体设计原则 在国内外同挡次同类型轿车的进气系统结构深入比较分析的基础上进行设计和选型，系统设计满足发动机获得高的充量系数,尽可能低地降低发动机的功率损失.此外为了适当降低发动机的进气噪声,在管路中布置谐振腔. 1．2 系统的基本组成 进气系统一般由空气滤清器入口管,空气滤清器,空气滤清器出口连接管,节气门体,怠速控制阀阀体等组成. 2系统结构的确定及设计计算 2．1 进气系统流量的确定 LF7160选用的发动机为宝马型电喷发动机，发动机对进气系统流量的要求取决于发动机本身的因素,即发动机的排量和发动机的工况要求,不同的工况有不同的流量要求.在进气系统流量满足的情况下,发动机实际充入的空气取决于自身的因素，首先，初步确定发动机最大功率工况点进气流量。 式中: V——发动机排量3m； n——最大功率点转速min /r； η——充量系数； 1 η——汽缸数效率； 2 τ——冲程数，四冲程取2，二冲程取1 上式中发动机参数

进气系统设计计算

进气口位置： 进气系统的设计须满足以下条件： ●避免机舱内热空气吸入 ●避免雨滴和雾气直接吸入 ●避免排气灰尘吸入 ●从空滤器至涡轮增压器入口之间的进气管必须由耐蚀材料制成 ●进气系统使用的分离式接头(如罩与空滤器外壳的接头)必须位于空滤器上部 ●进气系统必须能够进行定期维护，且进行维护时不需要打开空滤器和涡轮增压器之间进气系统的任何部件 ●尽可能低的系统阻力，以保证最大限度的利用柴油机功率 ●进气系统部件之间的接头和其它接合处，比如与空压机的接头，必须保持有效密封，避免灰尘或其它污染物进入过滤空气中。 进气口尺寸应设计得足够大，且没有锐弯和面积改变，为减小阻力，还应有平滑的转换导管来与进气管相连。发动机舱应充分通风，来发散出这些热量。为保护热敏元件，发动机连续运转时机舱内的最高温度不允许超过（推荐） 空滤器的选择及布置： 一、根据发动机厂家推荐在2200rpm是所需空气流量为1500m3/h，结合以下计算： 1发动机性能参数： 发动机型号：L340 额定功率Ne(kW)：2505 额定转速n(r/min)：2200: 排量Vh(L)：8.9（C系统8.3） 空滤器流量VG（m3/h）的确定 ⑴增压后发动机所需的空气流量V（m3/h）的确定 V=Vh×n/2×60/1000=8.9×2200/2×60/1000=587.4（m3/h） ⑵发动机所需理想状态空气量Vo（m3/h）的确定（汽车设计理论） V o=ε×(ToT)0.75×V×ηvo×ψs 式中：V o-发动机所需理想状态空气量（m3/h） 大气环境温度（k）取313（273+40）；T-增压中冷后气体温度（k）取333（273+60）（要求不高于环境温度的20）；ηvo-充气效率取0.87（推荐）；ψs-扫气效率取1.05 ε-增压比2.18 V o=2.18×（313333）0.75×587.4×0.87×1.05=1116.67（m3/h） ⑶空压机流量Vk（m3/h）的确定（推荐为320L/min） bVk=Vkh×nk×601000 式中：Vkh-空压机公称排量（L）；nk-空压机的转速（r/min）; Vk=0.229×1400×601000=19.2（m3/h） ⑷空滤器流量VG的确定（空滤器流量上述设计的储备流量） VG=1.066×（V o+Vk）=1.066×（1116.67+19.2）=1212（m3/h） L考虑到以后布置功率加大380马力发动机 结合两者得出按照发动机厂家的推荐空滤器流量≥1500 m3/h5 二、流通面积的确定 在确定了空滤器容积大小的同时，还应校核一下系统中所允许的气流流速。进气系统内的气流流速不宜超过30m/s，因为过高的气流流速会产生很大的流阻和进气噪声，对发动机会造成过大的功率损失。依据这一原则，在结构设计前先要确定空滤器进口、出口及连接管等部位允许的最小流通面积。 最小流通面积Smin=V o/(3.6×Vmax)×10-3(m2)

进气系统的计算

进气系统的计算 1、进气系统的作用 ?向发动机提供清洁、干燥、温度适当的空气进行燃烧以最大限度地降低发动机磨损并保持最佳的发动机性能。 ?在用户接受的合理保养间隔内有效地过滤灰尘并保持进气阻力在规定的限值内。 ?灰尘是内燃发动机部件磨损的基本原因，而大多数灰尘是通过进气系统进入发动机的。 ?水会损坏/ 阻塞空气滤清器，并且可能使发动机和进气系统发生腐蚀。?进气温度高意味着进入发动机的空气密度下降，这将导致排烟增加、功率下降、向冷却系统散热量增加、发动机温度升高。. ?进气温度过低会导致柴油无法被压燃，发火滞后，燃烧不正常－－－这又可引起冒黑烟、爆震、运转不稳（特别是怠速时）和柴油稀释机油。 2、进气系统计算 (1) 非增压发动机计算 选择空气滤清器关键参数是要求能够满足流量要求，在满足流量要求情况下阻力尽量低，以改善发动机性能。对于四冲程自然吸气式发动机，空气流量由下式计算： Ga=ηv.V h.n.ρa/120 kg/s Ga=ηv.V h.n.60/2000 m3/h 式中：ηv为发动机充气效率，对于自然吸气式柴油机可取0.9，对于汽油机可取0.85；n为发动机标定转速（r/min）；v h为发动机排量(m3)；ρa为空气密度（kg/ m3)。ＣＡ４１１３发动机所需空滤器进气量就可以根据这个公式计算如下： Ga=ηv.V h.n.ρa/120=0.9·0.005014·2800·1.293=0.136 kg/s 而对于增压发动机空气流量计算比较复杂，可按下面介绍的柴油机增

压参数估算的方法进行计算。 （2）增压柴油机进气量的估算： ?经验公式法（一）： 德国ＫＫＫ公司增压柴油机进气量Ｇａ＝ ·Ｎe/3600 Kg/s Ｇａ＝ ·Ｎe/1.293 m 3 /h 式中：Ne 为发动机功率(kw) 为经验参数，ＫＫＫ公司对车用柴油机推荐值为６.２～６.８．该公式的计算精度较高，误差基本都在１０％以内． CY4102BZQ 、CA4113Z 、YC4110ZQ.发动机所需空滤器进气量计算如下： CY4102BZQ ： Ｇａ＝ ·Ｎe/3600＝６.８·８８/3600＝１．６７Kg/s ＝４６５L/m 3 ?经验公式法（二）： Q —发动机所需进气量 V —发动机排量 n —发动机转速 a1—充气系数，柴油机取0.85,汽油机取0.75 a2—扫气系数，四缸以上取1 A — 增压系数，低增压取1.3,中增压取1.6,高增压取2.2 ?经验公式法（三）： Qe= n (转) × V ×60/1000/2 V —发动机排量 n —发动机转速 以上经验公式计算的为发动机的最大进气量。 但是在实际使用中，我们选择空滤器的额定流量一般按发动机在标定工况下实测的流量的 1.15~1..3倍来选取，没有发动机实际进气流量的，可按以上公式估算发动机）（h V Q /m A a a n 03.03 21????=

进气系统设计计算报告

密级： 编号: 进气系统设计计算报告 项目名称：力帆新型三厢轿车设计开发 项目编号： ETF_TJKJ090_LFCAR 编 1 2 2.3 拟选定空气滤清器的允许阻力计算及设计原则 (4) 2.4 滤清效率要求 (7) 2.5 空滤器滤芯面积确定及滤纸选用 (8) 2.6 进气系统结构的确定 (9) 2.7 进气系统管路阻力估算 (10)

3 结论 (12) 4 参考资料及文献 (12) 1进气系统概述 1．1 系统总体设计原则 在国内外同挡次同类型轿车的进气系统结构深入比较分析的基础上进行 . , 2 , 。 n——最大功率点转速min /r； η——充量系数； 1 η——汽缸数效率； 2 τ——冲程数，四冲程取2，二冲程取1 上式中Tritec1.6L发动机参数

V =3101598-X 3m n =6000min /r 1η=0.95 2η=1(四缸取1) 将参数代入得： min /r , 0s P ，1）管路从节气门（进气歧管）到气阀处有: 式中： a P ——换气过程下止点时缸内压力，Pa （设a P =KPa 1.0）； s P ——近似为大气压力，Pa X 5101； s w ——为新鲜空气流入进气歧管的初速度，s m /； s ρ——进气管入口处的空气密度，3/m kg ,式中取3/29.1m kg ；

a ρ——进气阀处空气密度，3/m kg ；式中取3/29.1m kg a w ——为新鲜空气流经气阀处的流速，s m /； s h ——进气系统阻力损失, Pa 2）按发动机转速为6000min /r ，分别确定a w ，1s w ∴ a w =s p m F F C / 2 mm 又∴又排气门直径（Head Diameter —Exhaust ）为： 25 mm ∴进气阀平均有效流通截面积s F ： 得 s m w a /110= 3）确定新鲜空气流入进气歧管的初速度s w ： 进气歧管参数及外形如下图：

进气道的分类

超音速进气道的分类与应用 【摘要】超音速飞机要想实现超音速飞行不仅需要强劲的发动机，还需要复杂的超声速进气道设计，随着人们对飞机性能要求的不断苛刻，超声速进气道的复杂程度也越来越高，本文将就不同的分类方法来对其进行分类，并就它的优缺点以及应用做一定的总结。 【关键词】飞机；超声速；进气道；分类；激波 现代的飞机尤其是战斗机大都具有非常高的速度，而且飞行高度也很高，高空的空气稀薄、氧气含量低而且在飞机高速运行时飞机的空气用量大，这就需要进气道来将空气“兜住”，另外，现代高性能发动机的压气机和燃烧室对工作条件的要求相当苛刻，这就需要进气道来实现高速空气的减速增压，将空气压力降至压气机的工作压力，在一定程度上，进气道起到了压气机的一部分作用，还有就是可以将附面层流排出发动机，增加发动机的稳定性。因此，现代超声速飞机的都有着复杂的进气道设计（导弹也不例外）。本文将就超声速进气道的分类、优缺点以及应用做一一概括。 超音速进气道在结构上比较复杂，它是通过一道正激波加多道较弱的斜激波来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，相当于倒置的拉法尔喷管，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。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。一般的超声速进气道都有中心锥或者压缩斜板以来调节进气量和调节激波的位置。 若按进气道是否可调可分为不可调进气道和可调进气道。一、不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在设计状态下（如一定的飞行速度等）才可与发动机协调工作，反之则可能出现工作不协调的情况。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于超临界状态，反之，进气道将处于亚临界溢流状态。超临界状态降低发动机工作效率，过分的亚临界状态使飞行阻力增加，并引起发动机喘振，工作效能也将降低。二、可调进气道：为了解决上述问题，可调进气道通过运用安装可调压缩斜板或者中心锥的方法，控制进气道的空气通过量以满足发动机的工作要求。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态。在起飞时，发动机全加力工作，要保持同样的气流量，发动机捕获空气的面积需要增大，通常发动机都设有低速时能被吸开的辅助进气口。 若按照波系数目多少来划分，可分为正激波式、双波系和多波系进气道。一、正激波式进气道：正激波进气道又叫做皮托式进气道，当超声速气流流过进气道时，在一定的出口反