進氣口

進氣口按形狀與位置可分為前緣進氣口、漏斗形進氣口(或風斗形進氣口)、蒙皮進氣口、內部進氣口等。

按進氣口在附面層外或附面層內工作，又可分為頭部進氣口(亦稱衝壓式進氣口)與淹沒式進氣口。後者還可分為全淹沒式與部分淹沒式。

開在機翼前緣或機頭等處的進氣口。這種進氣口因為正對着遠前方來的自由氣流，進口處沒有附面層，所以也稱為頭部進氣口。它的總壓恢復很好，但氣動阻力較大。 ^[1] 

將進氣口裝在飛機蒙皮上，並做成風斗形向外突出在與飛機蒙皮平行的氣流中。

這種進氣口的總壓恢復和所輸入的流量與進氣口所接觸的附面層氣流的相對量有關。當它主要與自由氣流接觸時，可以具有與前緣進氣口同樣好的總壓恢復，但氣動阻力較大。這種進氣口稱為衝壓式風斗進氣口。當進氣口基本上與附面層接觸或在附面層內工作時，稱為淹沒式風斗進氣口。因附面層氣流的能量較小，所以這種進氣口的總壓恢復較差，但氣動阻力也較小。 ^[1] 

在飛機蒙皮平面開一個進氣口。由於這種進氣口處在附面層內，故又稱為埋入式進氣口。埋入式進氣口的軸線同蒙皮表面的傾斜角是影響總壓恢復的主要參數，軸線相對於表面的傾斜角愈小，其總壓恢復就愈好，當進氣口軸線順着氣流的方向時，可以獲得最好的總壓恢復。此外，進氣口的寬深比也會影響其性能。當馬赫數大於0．9時，深而窄的進氣口比淺而寬的進氣口阻力小，且其總壓恢復及質量流量都較大；但在馬赫數較低時，卻是寬進氣口的性能較好。總的來説，蒙皮進氣口比其他類型的進氣口氣動阻力小，但其總壓恢復和質量流量也較小。 ^[1] 

它是在發動機的進氣道側壁上開的一個進氣口。因為一般發動機進氣道都設計得很好，所以它的總壓恢復也較好。而且，這種進氣口可以保證在地面停機(發動機工作)和低速飛行時，熱交換器冷邊有足夠的流量，從而改善環境控制製冷系統在地面和低速下的性能。

不同類型的進氣口，其設計和性能參數的估算方法也不同，以下僅介紹前緣進氣口和漏斗形進氣口的設計和性能參數估算。 ^[1] 

進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。內部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成，通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。亞音速進氣道在超音速工作時，進氣口前會產生脱體正激波，超音速氣流經過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。激波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進氣道構造簡單、重量輕，在馬赫數為1.6以下的低超音速飛機上也廣為採用。

超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。

①外壓式進氣道：在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。按進氣口前形成激波的數目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外壓式進氣道的缺點是阻力大。

②內壓式進氣道:為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態性能不好，起動困難，在飛機上未見採用。

③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。 ^[2] 

在超音速條件下，不可調進氣道只在設計狀態下能與發動機協調工作，這時進氣道處於最佳臨界狀態。在非設計狀態下，譬如改變飛行速度，進氣道與發動機的工作可能不協調。當發動機需要空氣量超過進氣道通過能力時，進氣道處於低效率的超臨界狀態。當發動機需要空氣量低於進氣道通過能力時，進氣道將處於亞臨界溢流狀態。過分的亞臨界狀態使阻力增加，並引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設計狀態下也能與發動機協調工作（即進氣道與發動機匹配），提高效能，廣泛應用可調進氣道。常用的方法是調節喉部面積和斜板角度，使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設有放氣門，將多餘的空氣放掉，不使進氣道處於亞臨界溢流狀態。同時，為了解決起飛狀態進氣口面積過小的問題，還設置有在低速能被吸開的輔助進氣口。

DSI進氣口 DSI進氣口就是在戰機進氣口前部機身處設計一塊突起，可以對空氣進行預壓縮，並同時吹除影響發動機吸氣的附面層，也有利於隱形。進氣口裏面有可以調節的進氣量多少的裝置，這種進氣口對製造工藝要求較高。如你所説，殲-20用的就是DSI進氣口。加萊特進氣道利用了超音速激波增壓原理，有利於進行大馬赫數的高速飛行，這種進氣道對戰機的氣動設計要求很高，F-22用的就是這種，這也是F-22進氣口比殲-20進氣口大的原因。固定進氣口就是指不能對發動機進氣量進行調節的進氣口。 DSI和加萊特技術含量較高，設計和製作工藝也比較複雜。這兩種進氣各有所長，主要看對戰機性能的要求，比如F-22追求超音速巡航就用加萊特，可以保持戰機在持續高速飛行狀態下的穩定。

二維可調式 殲-10與“幼獅”的另外一處重大不同在於進氣道。“幼獅”的進氣道與F-16類似，為固定幾何形狀。而殲-10採用的是帶中心激波錐的二維可調式進氣道，這種帶調節板的進氣道佈局與F-4“鬼怪”Ⅱ有些類似。只是殲-10將“鬼怪”的進氣道平移至機腹下，由調節板(位置在邊界層分離板的後方)構成進氣道的前部，這為發動機提供了不同飛行狀態所需的氣流，更加適合高性能空空作戰。此外，可調節進氣道所增加的高效整流壓縮能力(在1.5馬赫時為5%，在1.8馬赫增加至15%，在2馬赫時為25～30%)極大地提高了飛機超音速飛行時的發動機推力，從而使飛機獲得更好的爬升和高速性能。這種進氣道佈局的不足主要包括隱身效果欠佳(這也是所有機腹進氣道佈局飛機的通病)、重量偏大且結構複雜(F-16為此增重80～100公斤)和生產費用增加，同時調節板的動力和調節系統還加大了飛機的維護負擔。

適合超音速飛行的氣動佈局、強勁的發動機和可調節式進氣道使殲-10最大速度能夠達到2.2馬赫，大於“幼獅”宣稱的1.8馬赫。殲-10的高超性能集中於空空作戰，因此無論是執行空防還是截擊任務都將是一把利器。

進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。①正面進氣：進氣口位於機身或發動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優點是構造簡單。機身頭部正面進氣口的最大缺點是機身頭部不便於放置雷達天線，同時進氣道管也太長；②非正面進氣：包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣和翼下進氣。它們在不同程度上克服了機頭正面進氣的缺點。在非正面進氣方案中須防止進氣口前面貼近機身或機翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進入進氣道。為此，進氣口與機身或機翼表面要隔開一定距離，並設計一定的通道把附面層抽吸掉，這相應地會增加一些阻力。腹部和翼下進氣充分利用了機身或機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件。

發動機進氣口常會結冰，妨礙進氣口流人足夠的空氣以維持燃燒。進氣口非常容易發生結冰現象，因為這種結冰不需要可見的液滴也可發生。因此，在晴朗、温暖的天氣裏也可能出現發動機進氣口結冰的現象。進氣口發生結冰的温度範圍隨着發動機種類的不同而變化(活塞和噴氣式發動機相比較)。不過一般情況下，如果空氣的温度在10℃以下且濕度較高，進氣口就存在發生結冰現象的可能。 ^[3] 

在化油器內，空氣會膨脹，燃油會汽化，易發生結冰現象。如果吸人化油器的空氣濕度較高，那麼化油器在其內部温度小於22℃時都可能發生結冰。化油器內部的温度降幅一般小於或等於20℃，但有時也可能達到400℃ 在空氣中存在一定水分的條件下，如果化油器把温度降到0℃及以下，其內部通道就會發生結冰。結冰最容易發生在排氣口、喉道和節流閥處。

化油器的加熱器是一個防冰而非除冰裝置，所以其主要功能是防止結冰。當加熱器打開時，空氣在進入化油器之前會被加熱，從而使燃料和空氣混合物的温度保持在0℃以上。加熱器可能會把進入進氣口的少量冰雪融化。由於化油器的加熱器可能會對飛機的性能造成不利影響，所以須根據飛機操作手冊來使用它。 ^[3] 

水易溶於燃油中，所以當濕度較高時，燃油會吸收一定的水分。當燃油吸收了較多水分並且其温度小於或等於水的凍結温度時，偶爾會出現燃油系統結冰的現象。 ^[3] 

當氣象條件有利於機體結冰，即存在液態水和可以發生結冰的温度時，進氣系統可能會發生結冰。不過進氣系統也可在乾淨空氣中發生結冰，條件是空氣的相對濕度較高且温度要小於或等於10℃。 ^[3] 

進氣道的結冰條件頗似化油器的結冰條件：即存在過冷卻水，或者空氣的濕度較高且温度高於0℃。

進入進氣道的空氣壓力在飛機的滑跑、起飛和爬升階段非常低，所以温度可以降低到發生冷凝或凝華現象的程度。因此，在進氣道內會出現結冰，從而使管道變窄並影響空氣的進入。 ^[3] 

當過冷卻的液滴在進氣道導流片上形成積冰時，進入發動機的空氣流量會減小。這使得發動機的推力下降，嚴重時會使發動機停車。一旦發生這種結冰現象，一個很直接的危害就是壓氣機進氣口前面脱落的積冰可能

會被吸人發動機，進而對發動機造成嚴重破壞。 ^[3]