[科普中国]-亚声速进气道

亚声速进气道是指：用于亚声速飞机或飞行马赫数小于1.6到1.7的低超声速飞机上，喷气由飞机上的进口（或发动机短舱进口）至发动机进口所经过的一段管道。燃气涡轮发动机的进气道用于从外界吸入空气，将空气供给发动机并在较高的飞行马赫数下利用气流速度减速增压。

简介亚声速进气道是指：用于亚声速飞机或飞行马赫数小于1.6到1.7的低超声速飞机上，喷气由飞机上的进口（或发动机短舱进口）至发动机进口所经过的一段管道。燃气涡轮发动机的进气道用于从外界吸入空气，将空气供给发动机并在较高的飞行马赫数下利用气流速度减速增压1。

基本要求对进气道的基本要求是：进气道必须以尽可能小的总压损失完成从局速的自由流至发动机进口所要求的减速增压任务；在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程应避免过大的空间和时问上的气流不均匀性以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阳力应尽可能小2。

亚声速进气道在非设计状态的工件在非设计状态下，亚声速进气道进口前的流动状态主要由两个因素决定： 一是飞行速度；二是发动机的工作状态，通常可以用发动机转速代表。飞行速度和发动机的工作状态决定了发动机所面要的空气质量流量，亦即决定了进气道进的气流速度。在一定的飞行马赫数下，发动机转速越大，所需要的空气质量流量越大，气流也越大；转速越小，需要的空气质量流量越小，气流也越小。由于发动机所需要的空气质量流量不同，使得亚声速进气道前方气流的流动具有不同的流态1。

亚声速进气道的阻力在巡航飞行状态下，亚声速进气道一般具有高的总压恢复系数和满意的出口流场的均匀性，十年耍的问题是进气道的阻力比较大。

1.黏性的影响

实际气流总有薪性，新性附加层的存在，改变 了无奈占流的边界 ，因此理想的前 缘吸力 叫能实现的 ，实际的进气道 J认 存在着阻力。

2.进气道外旱的 “超临界” 设计

在可能的情况下，如果能保证在所有的飞行马赫数范围内，外罩上的气流速度不超过声速，即亚临界设计，当然是最理想的。但对于芮涵道比的涡刷发动机，如果进气道设计点的飞行 马赫数是高亚声速的，外罩上不可避免地会出现超声速性和局部撤波。气流经过激波变为亚声速，通过激波的动量损失使外表面上的压力分布改变，这时前缘吸力将小于附加阻力，剩余的阻力有时称为“被阻”。进气道外表由开始出现局部超声速区的飞行马赫数称为进气道的临界马赫数。如果飞行马赫数大于临界马赫数，由于激波－附而层干涉引起的气流分离使阻力迅速增加，这就是“跨声速阻力急升”。为了减小波阻，避免阻力急升，进气道外罩应采用“超临界” 设计，其任务是以适当的外表面形状减小附面层的增厚，提高跨声速阻力急升的马赫数，使其大于进气道工作的最大马赫数。一般情况下波阻大约为进气道总阻力的 10%是可以接受的。

在起飞和低速飞行条件下，进气道的阻力不大，主要的问题是总压恢复系数和出口气流的均匀性。起飞状态的流量系数趋于无穷大，靠近外罩前缘的气流绕过曲率较大的前缘时急剧加速井叫能达到超声速，而进口之内的气流减速增压使附面层加厚，可能引起扩张段气流分离。这些都使气流的总压损失增加和出口流场的均匀性恶化。如果采用较钝（曲率小）的前缘，可以减小前缘处的气流速度和进口内的反压梯度，缓和气流的分离，但进气道的临界马赫数减小，这就限制了巡航速度。为了解决这个问题，有的进气道设有辅助进气门，当低速飞行时，进气道内部静压小于外表面静压，辅助进气门自动打开，部分外流流入进气道；飞行速度较高时，辅助进气门自动关闭3。

本词条内容贡献者为:

杜强 - 高级工程师 - 中国科学院工程热物理研究所