TBCC可调二元进气道数值模拟(4)

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按照进气道在飞行器上的布置，可分为正面的和侧面的进气道。放在机身头部或发动机舱内的进气道是正面进气道，一般是轴对称的。发动机安装在机身内会采用侧面进气，进气道安装在机身侧或机翼附近的话它的优点是可以将机头位置空出来，以便安排雷达、火炮等设备，而且进气道内通道的长度也比较小。另外还有腹部和背部进气道。其中米格-25飞机、F-14飞均是采用了压缩面水平安放；F-5战斗机、苏霍伊-11飞机及B-1战略轰炸机均采用了压缩面垂直安放。文献综述

我们的亚音速进气道和超音速进气道相比，主要工作特点是亚音速流动，所以不存在激波（会有局部激波）以及与激波有关的问题。由于其飞行速度的范围较小，进气道的调节问题也不太突出。所以设计亚音速进气道的几个问题就是组织进气道进口前的气流并确定进口面积，选择合适的唇部及外罩的形状和几何参数，设计合适的内通道几何形状及其它辅助机构。大多数亚音速进气道是用皮托式，这让它唇口圆滑，外罩呈流线型，进口以后是扩张段，在紧靠压气机前有一收缩段。

但是一旦到了超声速皮托式就不能满足设计要求了。如果采用皮托式超声速在进气道前会产生一到弓形激波，超声速气流通过弓形激波会被滞止为亚音速，但伴随有很大的总压损失，即很低，因此不能采用皮托式。

根据气体动力学知识，超声速气流通过一组斜激波及一道弱正激波滞止为亚声速，其总压损失要比通过一道强正激波滞止超声速气流要少，且斜激波数目越多，总压损失就越少。

内压式进气道是具有内型面，外表面是平直的，它的截面积先收缩后扩张。高压空气在先收缩后扩张的超声速喷管中能基本上等熵膨胀为超声流，人们就自然地试图将收-扩喷管倒过来使用，使超声速来流在收一扩形管道内基本上等熵滞止为亚声流，这就是内压式进气道基本设想。早在第二次世界，德国的Eggink以及美国的Kantrowitz和Donaldson就各自提出了这种设想。在这种等熵流动中，需要假定：

⑴截面上的气流参数分布是均匀的，可按一维流来分析

⑵不考虑气流粘性，所以不考虑附面层及摩擦损失。

外压式进气道与内压式进气道不同，这一种进气道是在进气道外就通过激波将气流从超声速滞止为亚声速，故称为外压式进气道。流入外压式进气道的气流是亚声速流，气流在进气道内继续扩压。

外压式进气道是获得广泛应用的进气道。从气动力角度看，常见的有两种外压式进气道。一种是扩压式进气道，也叫皮托式进气道。这种进气道与亚声速进气道形状相似，在进口前会形成脱体正激波，正激波后减速为亚声流，流入进气道。由于气流经过正激波的总压损失大，故一般只适合于的跨声速或低超声速范围内使用，如米格-19，F-16等飞机进气道就是这一类。另一种是外斜激波系进气道，进气道由罩壳及二维楔形板组成。超声速进气流进入进气道前，先通过二维楔形板产生的两道斜激波滞止和偏转，然后再通过在进口外的一弱正激波，将超声流转变为亚声流进入进气道内，在

扩散形内通道内继续滞止扩压，再流向发动机。

根据这些理论,外压式进气道的外罩唇口内表面一定要与斜激波系后的气流方向保持一致,从而确保在进气道进口处可以产生正激波,因而使进入进气道的气流为亚音速,即具有良好的"自起动"特性。

而飞行马赫数增大,也是为了保证进气道斜激波系的总压恢复系数高,因此需要把斜激波的数目增大,相应的气流转折角也要变大,因而进气道外罩外表面的也会变大,如此才能使进气道的迎风面积较大,外罩唇缘的斜激波也回较强,这样的结果就能造成很大的波阻。大波阻严重时能在唇口前产生脱体激波,恶化进气道的工作性能。这是外压式进气道的主要缺点。