进气系统

涡喷发动机进气系统的主要作用是：引入空气，并尽可能利用气流的冲压对发动机进行增压，使动能损失最小，在布置进气口时，要注意使速度分布均匀，附加阻力小；同时也要使进气口的位置不易吸入杂物，以免损坏发动机内部部件，如压气机叶片等。

入口系统主要包括入口和入口两部分。

空气入口的位置——空气入口的位置与发动机的位置，数量，类型等等有关。常用的有机头前部、短舱前部、机身两侧及翼根进气，此外还有翼下和翼上进气等。

内燃机安装在机身内部的一个或两个涡轮发动机，多采用机头正面进气形式，这种进气形式的优点是，迎面气流冲压辅助利用效果好，但由于进气道长，进气道内摩擦阻力大，因此动能损失也较大；同时内燃机内部空间利用不好，雷达和武器安装不便，而且座舱的视野也不够好。

本机也可用于机身两侧进气的型式。该装置进气道短，内部动能损失小，头部空间适于安装雷达等设备。但是，由于气流沿机身流经的距离较远，在机身上形成的附面层较厚，因此会使气流与进气口壁分离，从而使气流冲压的效果不佳。若附面层发育严重，有可能出现进气道气流不稳定，甚至出现脉动、抖振和噪声过大等不良现象。一个解决方案是，将附着层吸入低压力区，排除附着层。使用翼根进气，也有与两侧翼根进气型相同的附面层变厚的缺点。方法也是一样的。

另有一种飞机，其进气口设计独特，为机身的单侧进气不对称式，除可能产生不对称气动力外，其他特征应与两侧进气相同。

可安装在发动机短舱室内的多个涡喷发动机。该布置方式不仅冲压利用率高，而且内力损失较小。

进气系统受飞行速度的影响较大。在亚音速飞行中，由于内部摩擦和气流分离，进气道流场动能损失较大。因此，可以采取一些措施，如适当地使进气道内部形状和表面平滑，但是在超音速飞行中，除了这两种损失外，在进气道前还会产生激波，如是正激波则会使能量损失更大。试验表明，速度超过一倍半音速时，激波损失会大大增加，从而使推力急剧下降。此时可用超音速进气道改善这一状况。如将锥体放入机头进气道，使其凸出于进气道外，使气流在进气口附近形成一系列激波，将正激波转换为斜激波，则可大大减少气流能量损失，使发动机产生更大的推力。对于M数较大的飞机，锥体可制成前后可调的形状，以适应不同飞行M数的需要，因此在不同M数下，均可保持气流动能损失较小而产生较大推力。

超声速机除采用锥体外，尤其是M数大于2的歼击机、旅客机，还可采用二元超声速机进气道。它的入口剖面是矩形或方形，入口内有一个倾斜的面板，使得入口剖面收缩或扩张，并随飞行M数的变化而改变形状，以确保气流的稳定性，并使气流动能损失减少。

在一定气象条件下，涡喷发动机进气口易结冰。这样，进气道中的气流动能损失就会增加，推力就会减少，同时也会损坏发动机。为防止结冰，在进气口和进口导流板上都可以安装防冰器；其热源可以利用发动机气体气、压气机后的热空气或电。

为了提高隐身能力，现代作战飞机使用旋转风扇叶片来避免雷达波直接照射，在机翼上方安装进气口，采用“S”形进气道，使雷达波在进气道中经过多次反射而衰减，F-117飞机为增强效果甚至在进气口安装了格栅，这些措施实际上影响了发动机的工作，所以目前的隐身飞机飞行性能非常一般。