進氣道的超音速進氣道，噴氣式飛機進氣道的亞音速進氣道的分類

1樓：手機使用者

超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。①外壓式進氣道：

在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。按進氣口前形成激波的數目不同又有2波系、3波系和多波系之分。

外壓式進氣道的缺點是阻力大;②內壓式進氣道:為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。

內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態效能不好，起動困難，在飛機上未見採用；③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。

噴氣式飛機進氣道的亞音速進氣道的分類

超音速進氣道簡要分析?

2樓：童鞋們神知道

空氣噴氣發動機所需空氣的進口和通道。進氣道不僅供給發動機一定流量的空氣，而且進氣流場要保證壓氣機和燃燒室正常工作。渦輪噴氣發動機壓氣機進口流速的馬赫數約為0.

4，對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉變為壓力能。隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用越來越大，在超音速飛行時的增壓作用可大大超過壓氣機，所以超音速飛機進氣道對提高飛行效能有重要的作用。

飛機的進氣道的問題

3樓：匿名使用者

空氣流過機身時，在離機身很近的地方受摩擦影響，流速減慢，氣流紊亂，尤其是離機身表面幾毫米甚至幾釐米以內的地方，稱「附面層」。如果附面層中的不穩定氣流進入發動機，會擾亂發動機內的流場，使之工作不穩定。因此進氣道要與機身保持距離，像殲-8進氣道內側還有一伸出的附面層隔板。

fluen軟體計算超音速進氣道，進氣道的出口流速是超音速的，怎麼加反壓？ 10

4樓：萍水相逢就是緣吧

樓主可以去專業的流體論壇搜搜

那裡高手林立

戰鬥機下面的那兩個口是什麼 20

5樓：影無歌

進氣的，噴氣引擎，當然要先進氣再噴氣，你看那些民航客機的發動機，雖然樣子像螺旋槳，其實也是吸氣的，壓縮後再從後面噴出去。

6樓：匿名使用者

那是發射魚雷的

回答者： ps玩家吉八毛 - 童生一級

呵呵.飛機也發射魚雷了.

7樓：匿名使用者

發動機進氣道！燃燒需要空氣

8樓：匿名使用者

進氣口。飛機的噴氣式發動機的工作原理是：將從進氣口進來的空氣壓縮並和自帶的燃料混合、燃燒，產生的高溫高速氣體從尾部的噴氣口噴出，產生推力。

9樓：

進氣道air intake

[編輯本段]概述

現代飛機的特點是飛行速度和高度變化範圍大。殲擊機還要經常在大迎角、大側滑角狀態下飛行。在一切飛行狀態下進氣道都應保證：

發動機所需要的空氣流量；能量損失小;流場均勻穩定;外部阻力低。高速狀態效能好的進氣道一般來說低速效能則要差一些，這在超音速飛機上尤其突出。在大迎角下進氣道的效能顯著惡化，流場不均勻性增大，以致引起進氣道和發動機工作不穩定。

此外，進口處的流場還要受到飛機其他部分，如機身、機翼的影響。進氣道所佔容積較大，對飛機的外形、內部安排以及其他部件的工作也有影響。

[編輯本段]亞音速進氣道

進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。內部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成，通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。

亞音速進氣道在超音速工作時，進氣口前會產生脫體正激波，超音速氣流經過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。激波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進氣道構造簡單、重量輕，在馬赫數為1.

6以下的低超音速飛機上也廣為採用。

[編輯本段]超音速進氣道

超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。①外壓式進氣道：

內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態效能不好，起動困難，在飛機上未見採用；③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。

[編輯本段]進氣口的位置

進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。①正面進氣：進氣口位於機身或發動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優點是構造簡單。

機身頭部正面進氣口的最大缺點是機身頭部不便於放置雷達天線，同時進氣道管也太長；②非正面進氣：包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣和翼下進氣。它們在不同程度上克服了機頭正面進氣的缺點。

在非正面進氣方案中須防止進氣口前面貼近機身或機翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進入進氣道。為此，進氣口與機身或機翼表面要隔開一定距離，並設計一定的通道把附面層抽吸掉，這相應地會增加一些阻力。腹部和翼下進氣充分利用了機身或機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件。

[編輯本段]可調進氣道

在超音速條件下，不可調進氣道只在設計狀態下能與發動機協調工作，這時進氣道處於最佳臨界狀態。在非設計狀態下，譬如改變飛行速度，進氣道與發動機的工作可能不協調。當發動機需要空氣量超過進氣道通過能力時，進氣道處於低效率的超臨界狀態。

當發動機需要空氣量低於進氣道通過能力時，進氣道將處於亞臨界溢流狀態。過分的亞臨界狀態使阻力增加，並引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設計狀態下也能與發動機協調工作（即進氣道與發動機匹配），提高效能，廣泛應用可調進氣道。

常用的方法是調節喉部面積和斜板角度，使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設有放氣門，將多餘的空氣放掉，不使進氣道處於亞臨界溢流狀態。同時，為了解決起飛狀態進氣口面積過小的問題，還設定有在低速能被吸開的輔助進氣口。

10樓：匿名使用者

通風口！不進空氣燃料如何燃燒！

11樓：匿名使用者

噴氣式飛機的進氣口

為何戰鬥機機身與進口氣道口之間要用隔板隔開

12樓：第三文明人

超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三種。

外壓式進氣道在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速的效率。外壓式進氣道的超音速氣流減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。

內壓式進氣道為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。在設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速到喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。內壓式進氣道效率高、阻力小，但在非設計狀態下效能不好，起動困難，在飛機上未見採用。

混合式進氣道是內、外壓式的折衷。

超音速進氣道的種類主要有三維軸對稱進氣道、一維矩形進氣道、後掠雙斜面超音速進氣道（caret）和無附面層隔道進氣道（dsi）。

13樓：遊隼

飛行時貼近機身會有一層氣流，叫做附面層，空氣由於進去進氣口之前，具有很大的粘性，所以也很容易在機身表面附著堆積，形成所謂附面層，使用附面層隔板，使進氣口與機身之間有一定的縫隙，那個縫隙就是附面層隔道，可以讓堆積的氣體從那裡匯出去。

現在還有一種新的設計以解決這個問題，就是所謂的蚌式進氣道，英文全稱：divertless supersonic intakes，中文：無附面層隔板超音速進氣，dsi進氣道，又稱「三維鼓包失無附面層隔道」，它採用一個固定的鼓包來模擬以前進氣道中的

一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、**的目的。美國的f-35和中國的梟龍就是這樣。

14樓：範丞丞

什麼意思？？

隔開？？

好像只有颱風是把

幾乎所有的都是分開的

渦噴發動機是怎麼轉起來的, 這個問題好幼稚,希望能有人回答怎樣使進氣達到超音速呢

15樓：匿名使用者

渦噴發動機的啟動分很多種，地面啟動和空中停車再啟動又是不相同的。地面啟動通常是有一個小型的渦噴發動機工作，通過傳動軸將功率傳至高壓軸，當高壓軸轉速達到要求之後燃燒室點火，如果之後發動機可以自行工作並通過推油門杆的方式增加轉速，則啟動成功。進氣達到超聲速一般都發生在軍用飛機發動機開啟加力之後（四代機巡航狀態也可以超聲速），我不明白你說進氣達到超聲速是指什麼意思，飛機達到聲速？

還是進氣道內氣體達到超聲速？如果是前者的話，自行百科一下音障，這裡不贅述了。如果是後者，一般壓氣機進口氣體是要求為亞聲速以減小總壓損失，因此無論是超聲速還是亞聲速飛行，通過進氣道之後的氣流就會變成亞聲速。

亞聲速狀態下，氣流在進氣道內減速擴壓；超聲速狀態下，不同型別的進氣道也不一樣的。常見的外壓式進氣道，氣流會在超聲速外經歷一系列斜激波速度降低，但仍然處於超聲速，在中後段，經歷一個正激波（經過多個斜激波之後這個正激波已經比較弱了損失會小一些），氣流會變成亞聲速然後進入壓氣機。

16樓：

就是發動機裡頭髮生了可控的類似**的過程。

進氣道的超音速進氣道，噴氣式飛機進氣道的亞音速進氣道的分類

超音速和亞音速怎麼區別，“亞音速” “超音速”有多快？“亞”是何意？

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如何確定亞音速流動和超音速流動，超音速和亞音速怎麼區別

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