飞机涡轮风扇发动机进气口为什么不是规则圆的?

2025-04-04 01:52:32

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回答1：

说到飞机进气口，大多数人会先想到客机翅膀下那几个又圆又大的圆筒，前面一个大圆口，里面可以看到涡扇一片片的桨叶。这种进气口是亚音速进气口。前面入气口颈部直径比风扇直径小，当高速空气进入就会因为被扩张而减速，把能量化成静压。这样风扇入口才有足够的空气比重保持流量。如果风扇入口速度太高，空气比重就越小静压也越低。这样就会造成气流不稳定也不能有足够功率输出，这就是我们通常说的失速。亚音速进气口相对简单于超音速进气口。因为亚音速不用考虑到激波在进气口形成。但是一点非常重要的是要控制附面层在进气口内壁的形成。当附面层形成靠近内壁的空气就会失去能量而风扇叶尖部分失速导致发动机功率输出降低，附面层越厚情况越糟糕。还有很重要考虑飞机侧风飞行时也会对进气口内壁单边形成附面层，同样会使风扇一边失速。所以进气口设计就是无论在什么情况要把附面层做到最薄。最常见的办法就是把进气口唇部设计成圆厚点。注意客机的入气口都和风扇有相当的一段距离，留点空间让空气慢慢减速并增压。但是谈到超音速进气口，情况就会复杂点。超音速气流不能象亚音速那样慢慢减速，需要靠激波来压缩和降低气流的速度。马赫数越高，需要的激波数量也越多。高超音速必须靠斜激波(Oblique Shock)来降低速度，经过几次斜波后当马赫数达到稍大于1时就可以来一个正激波(Normal shock)把流速降到亚音速，当进入亚音速时就可以用亚音速阔张的方法继续减低流速。这样才能保持所需的空气流量和在不同的飞行条件下有均匀的气流供应发动机。超音速进气口是可变形的，而亚音速进气口都是固定形的。设计超音速进气口要考虑的因素包括飞机的速度、飞行包线、发动机安装布局、进气口布局等，近几年战机的发展还要考虑到进气口对雷达波的反射。在这里让我们来看看这些激波的形成和如何控制激波来增压。参见下图，这是一位印度教授做的空气动力模拟（CFD），非常简单的描述一下最常见的超音速进气口的操作原理。当超音速空气（红色）冲向进气口，在最前端碰到激波产生面（第一倾斜面）时，就会形成一道斜激波，速度就会降低（橘色）、静压就会随着增加。注意这道激波通常会设计成与进气口外壳连接。斜激波的角度随着进入速度和倾斜面角度而定，通常都要算好让激波与外壳唇部相接，不然空气不能以最佳效率压缩或发生“漏气”。当斜激波碰到进气口内壁时就会产生反弹，再次让气流减速、增压。注意在进入进气口之前还有一个激波产生面（第二倾斜面），角度比第一倾斜面稍大。在这里第二道斜激波产生，同样的让气流减速、压缩，然后在外壳内壁反弹。这样几次反弹后气流速度被降到略大于M1（淡蓝色）。再注意每一次斜激波反弹角度随着变大，这就表示速度慢下来了，因为激波的角度和前气流速度成反比。当低超音速的空气随着涵道扩大，就会产生一道正波把空气速度减到亚音速（蓝色）同时继续让静压增加。现在让我们来看看不同的超音速进气口设计。下图为最经典的超音速进气口，是SR71侦察机J58发动机用的。因为进气口是圆筒形的，所以激波产生面是个圆锥形的往前突出。当谈到象SR71这样快的超音速飞机，可飞到3.2马赫的速度。对比空气以3.2M进入的速度和当在地面时的流速相差太远，发动机所需的气流量也相差很大。所以圆锥设计成可以按着飞机速度的改变而收缩或探出，让发动机按着需要在高速飞行时有效的产生激波压缩进气，而同样的口径在低速或静止时则还有足够的流量保持发动机运转。先前谈到附面层会在物体表面产生，而进入发动机之前要把附面层隔开，然后把附面层低速的空气放掉。当然附面层的产生只有当空气在机体表面达到一定的速度时，飞机静止时没有这问题。参见下图，中间那个突出的圆锥体(Spike)的后半段有很多放气槽孔（Spike bleed）。当飞机速度超越M1.4时圆锥就开始往后收缩，当3.2M飞行时因为要保持最佳激波的压缩模式所以圆锥收缩到最短。这时多余的空气和由圆锥产生的低能量附面层同时通过放气槽孔被导入圆锥内部，然后同样靠空心的圆锥支撑结构把空气放掉。当SR71在停在机场发动机运转时圆锥完全探出，因为进入气道的空气没有能量把所需的空气压入进气口，所以这个放气装置就会变成进气装置，把空气倒流引入发动机。再看看下图解释SR71进气口几种不同的工作模式。当飞机静止时，进气口的圆锥突出，留一道缝穴给前方空气进入，但是因为涵道设计的缘故，这时前方的全压不够，把涵道内吸到真空也不会有足够的空气，所以要靠方气槽空气倒流。第二张图当飞机亚音速飞行时，因为发动机需要的空气不多，进气口也有足够的能量把空气推入，所以圆锥还是原来位置，放气槽把多余的空气放掉。当飞机进入超音速时，特别当正激波无法把空气减到亚音速时，圆锥开始往后移以控制空气流量和激波模式。好了！看完SR71的进气口，现在来看看比较慢一点的飞机进气口。下面这张图是大家都熟悉的协和客机进气口。虽然是方的，但是原理还是一样：有几片可改变位置、角度的激波产生面板。注意左右两边的激波产生面的角度当时设定不一样，后面放气口的设定也不一样。这也是三代高空歼击机的进气口设计。F15、Su27、Mig29和Mig30等的进气口都是这样的。下图详细点解释一下F15的进气口。这个进气口有三道激波产生面，第一个面是固定的，就是最上面最前沿那个。第二和第三是可移动的，高速时最多可产生三道斜波。三个斜面后接着是放气口，也就是上面协和机那张进气口里面的那两道放气口。再后面就是扩散器，像亚音速进气口一样继续尽可能在进入发动机前压缩空气。看完了高超音速进气口，让我们来看看低超音速的进气口。很典型的低超音速或跨音速进气口例子就是F16的进气口，进气道里面没有会动的面板，只有光滑的内壁，有时也有放气门设计。进气口是平的而不是象F15那样斜的。这种低速高机动战机进气口更要求进气稳定，因为进气方向的角度相差大气流在进气道里容易产生乱流导致发动机失速。所以设计这种进气道和超音速相比是另一种难题，高超音速的是速度难题，而低速的却是角度难题。飞机在低超音速飞行时通常在进气口处有一道正波压缩空气就够了。现在让我们来看看进气口的隔道，就是大家经常看到J8II或鬼怪的进气口有一块伸出来的薄板，薄板与机身之间留有一道空隙，这就是隔道，那块薄板就叫附面层隔板（Boundary Layer Diverter）。前面说到SR71在圆锥后面有一系列的槽孔，把低能量的附面气流“吞”下去然后放掉。同样的，隔道的作用也是把这低能量不稳定因素的附面层跟进气口隔开。速度高一点的飞机这块隔板是可以移动的，在高速飞行时也可以同时成为激波产生面。隔板和机身的间隙是要预先计算好的，距离必须至少和最糟糕的情况下附面层的厚度相等。要不然如果在紧要关头时速的话后果很严重。J8II的隔板如果没错的话是固定的，F4鬼怪的是可以移动的，注意下图鬼怪的隔板分为两部分，后面一半的角度是可以按着速度调校的，在高速飞行时就成为第二斜激波产生面。F16的隔板非常短，但是同样在进气口和机身之间有一道3.3英寸的隔道。这也是等于设计时计算出来的最大附面层厚度值。接下来在来看看DSI（Diverterless Supersonic Inlet）进气口，就是大家常见的F35和枭龙上用的。这种进气口的好处是可以降低雷达对飞机的RCS, 从而增加隐身效果。当然，这种进气口的设计难度高，经过设计优化后最佳状态效果还稍不如传统进气口。如果设计不好，飞机性能却会大大降低，甚至很多情况下发动机停车。 DSI的进气原理是利用鼓包把附面层劈开，在入口处让低能量的空气分别往两边引开。大部分的低能量附面层会避开进气道，小部分经由进气道里面的排气口排放掉。鼓包也是超音速飞行时的激波产生面，鼓包越大，能应付的最大速度也越高。

回答2：

你观察很仔细，波音737的发动机进气口的确不是圆型的，它之所以这样做，是因为在发动机吊仓的位置比较低，在接近地面的下部位置，进气口唇部有少许的拉平，这样就能使得下部能与地面的距离稍许远离，这样能尽可能减少沙砾进入发动机或者与地面相刮蹭的可能性。

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