进气道／发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理

V2500发动机进气道检查标准

V2500发动机进气道检查标准 参考自AMM71-11-11-200-001 第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）。 图1： 1、擦伤（Abrasion）：在H、J、K1、K2区域允许最大深度不超过0.38mm的损伤。 2、凹坑（Dent ）：

3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度 101.6mm深度0.13mm的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于 254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含 另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7 个Fastener丢失。一旦出现Fastener丢失必须在600个飞行小时、750个飞行循环（或100天）内进行维修。 第二部分：检查进气道外部（Examine the Air Intake Cowl Outer Barrel） 图2：

图3： 1、擦伤（Abrasion）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y, Z区域，擦伤允许最大控制在表面切合处。且密封带 （sealing tape）处于被保护状态；在G区域，唇口与进气道外筒的切合处下部最大允许的擦伤的深度为1.02mm，超出这个限制就必须进行修理才能继续飞行。 2、擦挂和凿伤（Gouge/Scratch）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y区域，允许最大长152.4mm深0.254mm 宽0.254mm的损伤。相邻的未处理的损伤之间最小距离允许为203.2mm。在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿伤；在Z区域，允许环形擦挂或凿伤的最大长度为152.4mm（径向擦挂或凿伤为50.8mm）宽度为2.54mm的损伤。同样的，在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿

航空发动机试验测试技术

航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。

课设：基于进气道设计

基于A VL FIRE发动机进气道设计综述宋宝恒热工111班1101210142 摘要：利用仿真软件FIRE建立某柴油机进气道的三维模型，对进气流动进行CFD模拟计算，再用实验验证仿真模型的准确性，对比试验与计算结果，两者吻合良好。结果表明，CFD设计在柴油机进气道设计开发和性能评价中具有实用价值。 关键词：柴油机；FIRE；CFD ；进气道 0.引言 进气道是柴油机重要零部件之一，它的几何形状对提高柴油机的充气效率、改善燃烧性能和降低排放指标具有十分重要的影响。传统进气道设计主要采用经验设计和反复试验相结合，气道形状须经多次修正。近年来，随着计算机技术的迅速发展，特别是计算机存储量和计算速度的提高以及CAD技术的逐步完善，计算流体力学CFD已经成为目前解决三维流动问题尤其是设计进气道的重要手段。 本文主要是对利用仿真软件FIRE建立柴油机进气道的三维仿真模型，并进行相关数值模拟计算的一篇综述，仿真计算后的结果经修正和实验验证后，结果表明，CFD技术的应用有益于克服传统设计带来的盲目性和局限性，省时，成本低，具有理论指导意义，为柴油机的性能优化提供了新途径。 1.几何模型建立 利用CAD或者PROE构建所需进气道模型，如王志等人的《基于CAD/CAM/CFD的发动机气道研究》一文中，利用气道CAD造型，完成集气腔造型、气道曲面造型、合并气道型芯设计。 2.计算模型的建立 为了获得新设计气道的涡流比和流通系数，且使计算结果与试验结果具有可比性，应在试验台条件下建立模型。在稳流试验台上，模拟气缸的长度一般取为2.5D。 将三维气道几何模型输入FIRE软件中，建立气道内气体流动的数学模型，计算出气道内的三维流动，分析流动特性，提供给缸内研究。 3.网格的划分 应用FIRE的FAME技术进行网格划分处理，网格类型包括四面体和六面体

航空发动机试验测试技术

航空发动机试验测试技 术 集团标准化小组：[VVOPPT-JOPP28-JPPTL98-LOPPNN]

航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。(3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量)所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。

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

V2500发动机进气道检查标准

发动机进气道检查标准V2500 AMM71-11-11-200-001 参考自 。第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）：图1 的损伤。区域允许最大深度不超过0.38mmJ、K1、K21、擦伤（Abrasion）：在H、）：Dent 2、凹坑（允许最大长度（任一方允许最大深度其深度不能超过长度的10%，向）距离最近铆钉位置必须大于25.4mm，两个2.54mm K1 区域25.4mm 相邻损伤之间的距离不2.54mm 50.8mm 区域H 能小于254mm，其中K1、5.08mm 区域50.8mm K2 K2区域最多允许2个凹5.08mm J 区域57.1mm 坑，H、J区域没有个数限制． 3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.13mm 的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7个Fastener丢失。

发动机进气系统的改装详细解说

发动机进气系统的改装详细解说 发动机进气系统包括空气滤清器、进气歧管、进气门机构等。空气经空气滤清器过滤掉杂质后，流过空气流量计，经过进气道进入进气歧管，与喷油器喷出的汽油混合后形成比例适当的可燃混合气。通过进气门进入气缸点火燃烧，产生动力。 一、容积效率与充气效率 发动机运转时，每一循环所能获得空气量的多少，是决定发动机动力大小的基本因素。发动机的进气能力是用发动机的容积效率及充气效率来衡量的。 1、容积效率 容积效率是指每一个进气行程中，气缸所吸入的空气在标准大气压力下所占的体积与气缸活塞行程容积的比值。 由于空气进入气缸时，气缸内的压力比外面的大气压力低，而且压力值会有所变化，所以采用标准大气压的状态下的体积作为共通的标准。由于进气阻力及气缸内的高温作用，将吸入气缸的空气体积换算成标准大气压下的状态时，一定小于气缸的体积，因此自然吸气发动机的容积效率一定小于1。降低进气阻力、提高进气压力、降低进气温度、降低排气回压、加大进气门面积都可提高容积效率，而发动机在高转速运转时则会降低容积效率。 进气歧臂的长度对容积效率也有影响，因为进气歧管长度的变化引发了与容积效率有关的脉动及惯性效应。较长的进气歧管有利于提高发动机低转速时的容积效率，最大扭矩也会提高，但随着转速的提高，容积效率及扭矩都会急剧降低，不利于高速运转。较短的进气歧管则可提高发动机高转速时的容积效率，但会降低发动机的最大扭矩及其出现时机。因此，若要兼顾发动机高低转速的动力输出，维持在各转速下均有较高的容积效率，就要采用可变长度的进气歧管。 2、充气效率 充气效率是指每一个进气行程所吸入的空气质量与标准状态下（1个大气压、20℃、密度为

汽车进气道的清理方法

汽车进气道的清理方法 内容摘要：现在维修市场上有多了一种方式，可以说这种清洗方式是各取了以上两者的有点，维修工艺的复杂程度也比较适中，下面为大家简要介绍一下这种清洗工艺。 快捷高效的清洗方式 发动机积碳是个老生常谈的话题，伴随着车辆行驶里程数的增加，积碳也会随之出现，影响发动机的动力输出，抑制积碳的滋生是每个汽车专家励志解决的难题，但由于外界情况的影响较为复杂，所以在解决起来并不是那么容易，进而，我们把目光投向了如何补救的措施上，于是各种清洗积碳的产品和各种维修工艺应运而生。综合而言，主要分为拆卸清洗和免拆清洗。 拆卸清洗就以为着要将发动机解体，传统工艺则至少要将发动机盖拆掉，这样清洗的比较彻底，基本可以把燃烧室内以及进气道内的积碳清除，但工时费则是一笔比较大的支出，且施工进度较慢，一般需要近一天的时间才能交付车主。

为了提高生产效率，扩大维修车辆承接业务量，于是免拆清洗业务在各个修理厂中广为流传，通过发动机怠速的运行，利用自身产生的真空力将清洗药水吸入，起到清洗进气道以及燃烧室的作用。清洗喷油嘴则是用清洗药水代替燃油来为发动机提供燃料以维持发动机的运行，从而达到清洗的目的。最后，向油箱内添加清洗剂完成油路的清洗。这就是完整的一套免拆清洗积碳工序，耗时在40分钟左右，但这种免拆清洗的效果不是很明显，在轻微积碳的情况下，还可以勉强应付，要是积碳较严重的时候，采用这种清洗方式是于事无补的。 现在维修市场上有多了一种方式，可以说这种清洗方式是各取了以上两者的有点，维修工艺的复杂程度也比较适中，下面我们为大家简要介绍一下这种清洗工艺。 清洗过程介绍 介乎于免拆和拆清之间，这种方法要拆卸一些发动机的配件。首先，要将喷油嘴、进气歧管以及发动机周围妨碍施工的一些附件拆下，特别是节气门。节气门安装在进气歧管处，清洗节气门也是其中一项，所以在拆卸进气歧管前要先将节气门拆下并妥善放置。

汽车进气系统的组成结构详解

汽车进气系统的组成结构详解(图) 如图中数字所示零件如下： 1、空气滤清器 2、连接插头（5孔、用于空气流量计(G70)） 3、进气软管 4、连接插头（2孔、用于加热电阻(N79)） 5、连接管/加热电阻（用于曲轴箱通风,环境温度约25℃下电阻规定值:7-12欧姆 6、螺栓（10N?n） 7、盖板 8、连接插头（2孔，用于进气温度传感器） 9、支架 10、螺栓（25N?m） 11、导管 12、密封垫 13、多点喷射系统控制单元(J220)* 1)用于喷油装置,λ调节,活性炭罐的电磁阀,爆震调节,转速限制,点火及自诊断. 2)安装位置:在流水槽左侧. 3)检查电源电压. 4)更换时要进行基本调整.

14、固定板 15、连接插头 1)在关闭点火时才可拔下或插接插头 2)拔下插头时要先松开锁止机构 16、进气管下体 17、固定夹 18、O形环 19、冷却液温度传感器(G62)* 1)带有冷却液温度显示表(G2) 2）标识：黄色环l 3）拆卸之前必要时先给冷却系统卸压 20、连接插头 1）4孔 2）导线1和3用于G62 21、进油管 1）在燃油分配器上用弹性卡箍紧固 2）黑色,必要时为白色标记 22、回油管（在燃油分配器上用弹性卡箍紧固） 23、3孔插头连接 1）兰色标识 2）用于发动机转速传感器 24、发动机转速传感器(G28)* 安装位置:缸盖进气管侧 25、4孔插头连接 1）用于λ传感器及λ传感器加热器 2）固定在后部发动机轴承处行驶方向右侧 26、λ传感器(G39)* 1）拧紧力矩：55N?m 2）安装位置:排气管前部 3）只在螺纹上用"G5"润滑,"G5"不允许涂到传感器本体缝隙中4）检查λ传感器与λ调节 5）传感器加热器电压通过燃油泵继电器(J17)供给 6）检查λ传感器加热器 27、软管（通向曲轴箱） 28、进气管上体 29、连接插头 8孔、用于节气门控制单元(J338) 30、固定环 31、通风管 来自活性炭罐电磁阀(N8O)

进气道工作原理

第4章进气道工作原理 进气道的功用是以较小的流过损失，把外界足够量的空气顺利地导入压缩器。 本章首先说明空气流过进气道时的动力压缩过程；然后，研究亚音速进气道和超音速进气道的工作原理。 一、空气流经进气道时的动力压缩器过程 (一)什么是动力压缩 在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器(见图2—1)。其气道前方未受扰动气流的速度(即图上0—0截面处的气流速度)，与飞行速度大小相等，方向相反。空气流出 进气道的速度(c1)就是压缩器的进口气流 速度。 在飞行速度大于压缩器进口气流速 度的情况下，空气流过进气道，流速减小， 压力和温度升高，空气受到了压缩。空气 由于本身速度降低而受到的压缩，叫做动 力压缩。在飞行速度小于压缩器进口气流 速度的情况下，空气流过进气道时，流速 增大，压力和温度降低，这时没有动力压 缩。 目前，飞机平飞时的速度，一般都大 于压缩器进口气流速度。因此，在飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。 (二)动力压缩器过程中的流动损失 空气流经进气道时的流动损失，包括摩擦损失、分离损失和激波损失等三种。 1.摩擦损失 进气道内的摩擦损失是由于空气具有粘性，在管壁表面形成了附面层而产生的。摩擦损失的大小，除了取决于气流速度以外，还直接与进气道管壁的光滑程度有关。因此，机务人员应当重视进气道的维护工作，注意防止划伤进气道的表面，并且保持进气道的清洁，以免增大摩擦损失，使发动机推力减小。 2.分离损失 分离损失主要是由于气流在进气道进口的流动方向与进气道前缘内壁的方向不一致而

产生的。当进口的气流方向与进气道前缘内壁的方向不一致时，由于气流转弯时惯性离心力的作用(见图2—2)，进气道前缘内壁附近的空气压力降低，在前缘内壁附近会出现与气流流动方向相反的压力差，发生分离现象，而造成气流分离损失。为了减小气流分离损失，进气 产生严重的分离现象。 3.激波损失 超音速飞行时，空气以超音速流向进气道。要把超 音速气流变成亚音速气流，不可避免地要产生激波损失。 在亚音速飞行中，由于亚音速进气道采用较厚的园头流线前缘。当飞行速度较大时，便可能使前缘局部气流速度超过音速，从而引起局部激波损失。 摩擦损失、分离损失和激波损失的存在，使空气的一部分机械能不可逆地转换成热，因此，压缩器进口空气总压小于进气道前方未扰动的空气总压。损失越大，压缩器进口空气总压减小得越多。 动力压缩过程中流动损失的大小，用压缩器进口空气总压(p1*)与进气道前未扰动的空气总压(p0*)的比值表示。这个比值叫做进气道压力系数，用符号ó进表示。即： (2—1) 压力系数ó进的数值大小由试验确定。亚音速飞行时，ó进一般为0.94～0.98，超音速飞行时，由于有激波损失，ó进要更小一些。 (三)冲压比和影响冲压比的因素 1.冲压比 动力压缩的程度，可以用冲压比表示。压缩器进口空气压力(p1)与大气压力(p0)的比值， 叫做冲压比，用符号π冲表示。即：(2—2) 冲压比的大小，说明空气经过冲压压缩以后，压力提高的倍数。冲压比越大，表示空气被压缩得越厉害。为了运算方便，也常用压缩器进口空气总压与大气压力的比值作为冲压比，用符号*冲表示，即：(2—3) 用气体动力学的能量方程，可以推导出冲压比的公式如下。考虑到气体在进气道内的流动是绝能的，可以写出气体从0—0截面流到1—1截面的

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