图3所示为进气道/发动机/飞机一体化设计时应考虑与处理的问题。对于未来的战斗机还需考虑减少雷达散射面积的要求，需注意采取必要的措施防止来流温度的不均匀，即防止反推力装置或V/STOL（vertical and/or short take-off and landing，垂直或短距起降）装置喷气的吸入、导弹/炮弹热气流的吸入及舰载飞机水蒸气的吸入等。

进气道-机身构型进气道的形式和位置

一体化设计时要考虑到进气道的来流是处于机身的干扰流场中的，不是均匀的，进气道的形式及其与机身的相对位置决定着来流的不均匀性。

图4所示为战斗机常用的进气道形式及其布置方式，大致存在两侧进气和腹部进气两种方式，并有二维(矩形)进气道和轴对称(圆形或部分圆形)进气道两种形状。

图5所示为Ma=0.9时进气道的两个重要性能指标(总压恢复和湍流度)与进气道形式、迎角、侧滑角大小的关系。在Ma=0.9时，有

（1）机身屏蔽的腹部进气形式(如F-16飞机所采用的)比其他两种形式的总压恢复及湍流度性能好。

（2）总压恢复和湍流度在两侧进气或翼下进气时，对侧滑角和迎角的变化很敏感；在腹部进气时，则不太敏感。

此例当然并不能证明在各种飞行速度下腹部进气都优于其他进气形式，但却充分表明进气道形式对性能的重要影响，必须根据任务需求综合各种因素确定进气道形式，实现最优设计，如F-15采取了两侧进气的形式，F-16采用了腹部进气的形式。

进气道-机身构型前机身流场的设计

进气道的来流处于前机身的流场中，故一体化设计的核心任务是合理地安排进气道与机身的相对位置，细致地设计前机身的流场，使进气道与前机身具有优良的气动性能。为此，需要考虑：前机身的头部设计，前机身的细长比、弯度，及其相对机身纵轴的倾斜。

图6所示为一个两侧进气的二维进气道模型如何由于机身设计的细致修改而提高了进气道的性能。

如图6中(a)所示，进气道相对机身往下移动仅2cm即可使总压恢复得到显著的提高。如图6中(b)所示，机身头部相对机身轴线上转4°可显著提高总压恢复。如图6中(c)所示，进气道相对来流方向偏转如1°的小角度可改善总压恢复随流量变化的性能。如图6中(d)所示，机身侧壁不平行来流，与来流形成小倾角(如2°)可使进入进气道的气流得到预压缩而提高总压恢复(如4%)。

此外，前机身的设计还需考虑：

(1)机身下表面的形状。在两侧进气大迎角情况下机身下表面形状对进气道气流影响很大，一般平底机身在进气口前会引起较强的横向流动，圆滑下表面则对进气有利，这就是F-15在进气道附近的机身横截面的下表面形状类似于直椭圆的一部分的原因。

(2)座舱盖形状的设计。这对战斗机很重要。为了得到好的视野，通常座舱盖尺寸会较大，必然会对前机身的流场形成影响。

下面以F-15的进气道形式具体说明前机身/进气道一体化设计如何实现。

对F-15战斗机的主要要求是能充分利用剩余推力成功地实现空中优势和完成拦截任务，并具有较高的超声速性能。其推进系统的成功设计为其达到所要求的性能起了很大的作用，其中比较突出的有：位于机翼前紧靠机身的两侧可变几何二维进气道，采用高推重比的发动机F-100，低阻的机身后体/喷管系统的一体化设计。此推进系统的成功设计共经历了5年3个阶段(概念设计、结构确定、系统发展)。

进气道-机身构型进气道的形式

对F-15进气道的具体要求是：在机动飞行及最大马赫数飞行时有较高性能，气流在一般飞行条件下有最小的畸变，在特殊飞行条件下有可被接受的畸变，进气道具有最小的重量。

通过对翼下进气道、双发单进气道和机身两侧进气道等3种形式的大量风洞试验，选定了机身两侧进气形式。通过对单级二维压缩及带有中心锥或半中心锥的轴对称等两种形状进气道的风洞试验，证实二维进气道具有高的总压恢复和小的流场畸变，且较轴对称形状更不易受侧向流动的影响，因此，确定采用二维进气道。随后，进一步的风洞试验确定应采用四波系减速的二维进气道。为获得最小的结构重量，风洞试验比较后决定采用3个随迎角变化可转动的压缩楔板。图7所示为F-15进气道的结构。为实现可变几何捕获面积，所有压缩楔板均可随迎角和马赫数的变化而相应转动。整个进气道系统由一个计算机单独控制，以使在很宽的超声速飞行范围内和其他飞行条件下达到进气道/发动机的最优匹配。

进气道-机身构型前机身及进气道的相应修型

为实现前机身/进气道的一体化设计，前机身的修型有：机身下表面的圆滑化，机身侧表面的圆滑化。机头的抬高，及机身最大宽度线上移等。图8画出了修型前后前机身的外形和相应的局部流场。进气道的相应修型有：进气遭外唇口前缘变钝，进气道隔开机身一定距离，第三级压缩楔板稍微抬高等。 2100433B

机身/进气道一体化归根到底是机身与动力装置特性的匹配。飞机设计中，如以嵌入式的机翼根部为进气道入口，保证了机身附面层保持在进气道外面；然而，进气道亚声速导管损失和不良速度场分布效应的负面影响，与单台发动机由分叉进气道供气，在偏航时产生的流量不对称分布的周期效应结合在一起，使发动机性能大受影响。这里的分叉进气道，在国外被称之为“双进口进气道”。通常，这种流量不对称的流动现象，其最终结果是进气道总压恢复突然下降，使进入发动机的速度场分布显著恶化，影响进/发匹配；此外，如果气流在机身两侧管道之间振荡，就会引起压力快速变化而出现进气道音爆的噪声，并引起飞机振动。出现在其中的流动不稳定性，是飞机设计不能允许的。其解决的工程措施是，避免两侧进气导管的拐弯过急，并适度地延长共同管道的长度，使两股气流汇合后的静压力平衡功能保持到下游的压气机进口处。

没有预压缩作用的皮托式进气道，在大Ma数飞行的情况下，仅产生一道简单的正激波，造成很大的总压损失。但是，这个损失可由生成若干道较弱的斜激波(经过进口中心锥体或楔形板预压缩表面)，而不是仅通过一道简单的强激波来减少。例如，皮托式进气道在Ma=2.0的总压损失为27% ，当在进口内插入了一块简单(单级)楔形体的时候，可以减少到9%(见图1)。对于腹部进气道，完全可采用一体化设计，将楔板转化成前机身下表面凸出的一块斜坡，从而简化了进气道的设计，降低了制造难度，减轻了总质量。该一体化设计缩比模型的侧视细节参见图2。

进气道9%的压力损失将减小动力装置净推力约15% ，并增大燃油消耗率约6% 。虽然附加一块适当的楔形体要付出其复杂性、成本、质量和亚声速阻力为代价，但有了更多的倾斜压缩表面，总压损失可以更进一步降低，这一点，对于急需“增推减阻”的飞机设计或改进改型，显然有重大意义。

为了考察侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响，对相同收缩比下侧板分别为前掠和后掠构型的进气道开展了 Ma = 4 来流下的风洞实验及相应的数值模拟研究。实验结果表明，侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型，实验中侧板后掠进气道能够在 2°攻角时实现起动，而侧板前掠进气道仅能在 － 2°攻角时起动。对流场进行的数值模拟结果表明，侧板后掠进气道不但比侧板前掠进气道具有更高的内收缩段入口马赫数，而且交汇后的侧板激波与底板边界层干扰的强度较弱，使得边界层不易分离，两方面因素共同作用使得侧板后掠进气道的起动性能显著优于侧板前掠构型。

侧板进气道构型及研究方法

1 进气道构型：

设计了侧板分别为前掠和后掠构型的两个高超侧压进气道模型，侧板的前掠角为 55°，后掠角为 30°。除了侧板构型存在差异外，两模型的其余的结构参数均保持一致。进气道底板采用三级楔角压缩，总压缩角为 14°，进气道的总收缩比为 6.0，内收缩比( 唇口横截面与出口横截面面积之比) 为 1.45，侧向收缩比为 1.67，入口迎风面的高度 H = 99mm。

2 实验方法：

实验研究在国防科技大学 STS 重点实验室( Science and Technology on Scramjet Laboratory) 的Φ440mm 高焓自由射流试验系统中进行，实验中主要考察模型进气道在低马赫数来流下的起动情况。实验中对进气道底板壁面中心线上的沿程静压分布进行测量，除此之外，还在进气道模型出口的后方连接一段驻室和喉道，并测量驻室和喉道内相应位置的壁面静压，以考察进气道的流量捕获性能。实验中所有压力的测量均采用 9116 型压力扫描阀进行。

3 数值模拟方法：

数值模拟所采用的控制方程为理想气体可压 N-S 方程，采用有限体积法离散，使用三维定常隐式求解器求解，流动方程的无粘项采用二阶 Roe 格式离散，粘性项采用二阶中心差分格式离散，气体比热比为 1.38，气体分子粘性采用 Sutherland 公式计算，湍流模型为 k-ω SST 模型。

侧板进气道起动性能对比

由于数值模拟难以准确地获取进气道的起动性能，采用风洞实验的方法来考察进气道的起动性能，实验中通过测量进气道底板壁面中心线上的沿程静压分布来判断进气道的起动情况。进气道起动与否与其内收缩段入口处的马赫数大小有关，对具有前体压缩的高超侧压进气道来说，通过改变进气道本身的攻角可以相应地改变进气道内收缩段入口马赫数的大小。由于风洞喷管出口的马赫数恒定，所以采用改变进气道攻角的方式来对比侧板前掠与后掠构型进气道的起动性能。

1 侧板后掠进气道起动性能：

对侧板后掠进气道分别进行了 Ma = 4.0 来流条件下攻角为 0°和 2°的风洞实验， 2°攻角实验中驻室和喉道的压力显著高于 0°攻角实验，由于喉道面积相等，所以流量与气流的总压成正比，而气流总压越高则驻室压力越高，说明攻角增加的情况下，进气道的捕获流量获得了大幅提升。

2 侧板前掠进气道起动性能：

对侧板前掠进气道进行了 Ma = 4.0 来流条件下攻角分别为 0°，－ 1°和 － 2°的三次风洞实验，对比侧板后掠和前掠构型进气道的实验结果可以发现，侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型。

进气道是一个系统的总称，包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，它是保证发动机正常工作的重要部件，它直接影响到飞机发动机的工作效率、发动机是否正常工作、推力的大小等，起到至关重要的作用，尤其对战斗机的性能有很大的影响。其作用有：提供给发动机一定流量的空气，飞行时要实现对高速气流的减速增压，将气流的动压转化成压力能，随着飞行速度的增加，进气道的增压作用将更大。

进气道的形式有可调式和不可调式，三维轴对称型和二维矩形等。