发动机进气道的能指标(L天然气发动机专用废气再循环系统的性能评价)

一、一般汽车发动机的进气压力范围是多少

发动机进气歧管真空度的正常值为64-71kPa之间。

若某缸工作不良，可采用单缸断火法诊法，单缸断火后，Px的跌落值应越大越好，这是判断各缸工作好坏的指标(点火、喷油、密封)。迅速开闭节气门，若表针在6.7-84.6kPa之间灵敏摆动，说明Px对节气门开度变化的随动性较好，意味着各部位在各工况下的密封性能均较好。

若密封性不好，怠速时Px低于正常值，且明显不稳。迅速找开节气门时，表针会跌落到零，关闭节气门后表针也回不到84.6kPa。为了验证各缸密封性的好坏，应将真空表换接在插机油尺孔处，测得曲轴箱内的压力应为负压值;若为正值，说明密封性不好，或PVC通风问堵塞。

扩展资料

在进气歧管的结构参数中，决定波动效应对进气影响的主要结构参数是进气歧管的长度。为确保利用波动效应，应尽量保证足够大的稳压腔容积。进气管主要参数对发动机进气性能的影响归纳为：

1、进气管进气口直径，决定总进气量，根据节气门直径确定。

2、进气歧管直径，决定各缸的进气量，根据进气道入口直径确定。

3、进气歧管长度，影响动态效应的作用。在进气管优化计算中，将其作为目标参数进行优化。

4、稳压腔容积，影响波动(谐振)效应。合适的稳压腔容积不仅可以利用波动效应提高充气效率，而且可以使稳压腔内的压力环境相对稳定，为利用动态效应提供良好条件，同时消除各缸进气互相干扰，提高进气均匀性。

参考资料来源：百度百科-进气管

参考资料来源：百度百科-歧管真空

二、12***L天然气发动机专用废气再循环系统的性能评价

美国西南研究院将康明斯ISX12G直列6缸发动机改为专用废气再循环(EGR)配置发动机，并采用D-EGRTM技术。D-EGR是1种有效进行废气再循环和提高EGR率的方法。

将6个气缸中的2个气缸作为专用气缸，与采用15%~20%EGR率的基准发动机相比，可以提供33%的标称EGR率。在专用气缸中加装进气道喷射(PFI)喷油器，以提供再循环废气所需的额外燃料。采用高能双线圈偏置(DCO?)点火系统进行测试。在试验发动机上进行70多个点的测试，以绘制性能图，并与基准发动机进行比较。

初始结果显示，在转速1270r/min、缸内压力1.6MPa工况下的EGR率增加。采用D-EGR技术的发动机与基准发动机相比，制动热效率相对改善4%。在该测试点，DCO系统能够操作的专用气缸当量比可以达到1.4。由A25和B25测试点显示，在该负荷条件下的EGR率大幅增加，发动机性能得到极大改善。在低负荷时，采用D-EGR技术的发动机燃烧持续期约有2%的改善，专用气缸的燃烧当量比提高，其他气缸的运行变得更加稳定。

0前言

无论是轻型车还是重型车市场，发动机制造商们都在不断努力，以减少排放并提高发动机的效率。重型柴油机以其高效能在重型车市场上占据主导地位。为了提高发动机燃油效率，用户认可加装昂贵的后处理系统。出于天然气的普遍利用价值和减少温室气体排放的潜力，天然气在重型柴油市场取代柴油燃料的趋势越来越明显。天然气主要由甲烷组成，而甲烷具有较高氢碳比。在没有甲烷泄漏的前提下，与柴油发动机相比，燃烧高氢碳比的燃料所产生的CO2相对较少，从而减少了温室气体的排放。

由于发动机爆燃的限制，与压燃柴油发动机相比，火花点火发动机通常具有较低的制动热效率(BTE)水平。天然气具有较高的抗爆性，燃烧速率比较缓慢，这使得在火焰前锋到达之前，天然气有更多的时间来提高燃烧压力。研究表明，通过改进燃烧相位，特别是对于汽油发动机，采用废气再循环(EGR)可以有效减少爆燃并提高燃烧效率。该策略还可以用于天然气发动机的爆燃抑制，以及控制氮氧化物(NOx)排放。

美国西南研究院已经确定增加EGR水平作为满足未来效率要求的途径之一。由于燃烧速率的降低和发动机在较高EGR率下的不稳定性，EGR率一般限制在20%~30%左右。通过向燃料中加入高活性组分，如H2和CO来重组燃料，燃烧过程显示出更好的稀释耐受性。美国西南研究院通过引入专用D-EGR?概念，将其中1个气缸用作重整器，天然气燃料得到进一步应用。在本研究中，将D-EGR概念应用于重型天然气发动机。初步研究表明，通过提高EGR率和减少爆燃倾向，天然气燃料所带来的潜在燃烧效率得到了改进。目前研究的目标是在基准发动机运行中平均提高10%的发动机燃烧效率。

1试验装置

美国西南研究院采用康明斯-西港ISX-12G发动机用于试验D-EGR在重型天然气发动机上的燃烧优势。基准发动机是化学计量发动机，额定功率为238kW。表1为基准发动机的参数规格。基准发动机采用高压回路冷却EGR和三元催化器，以满足美国2010年道路排放法规。此前，通过对该基准发动机的研究表明，NOx排放量为0.02g/(hp·h)。研究人员在基准发动机的6个气缸中各安装1个Kistler6045A气缸压力传感器，并使用西南研究院开发的高速数据采集系统进行分析，并将高速压力数据同步到1440°编码器。

在试验过程中，使用Horiba5种气体排气分析仪测量CO2、CO、O2、总碳烃(THC)和NOx，在排气流道或专用气缸中增加了第2个采样口，以确定专用气缸的浓缩程度。此外，装有压缩天然气的挂车为发动机提供燃料。利用微型气相色谱仪对天然气组合物燃料的入口流量进行取样，以确定燃料的能量含量和化学计量的空气燃料比。取样结果为84.2%甲烷、15%乙烷和微量丙烷(以摩尔百分比计)，甲烷值计算为72.7。

2D-EGR转换

先前已经证明在轻型汽油发动机上利用D-EGR技术取得了很大成功。在4缸轻型发动机应用中，将4个气缸中的1个作为专用气缸。从专用气缸中排出的所有废气都作为再循环的废气，标称EGR率的结果是25%。该配置使得专用气缸能够在化学计量比以外的条件下运行，因为该气缸的排气不会影响发动机的排放。试验证明，专用气缸可以用浓混合气运行，以便产生发动机机内的再循环产物，同时达到与基准发动机几乎相同的功率。

对于重型发动机应用，选择2个专用气缸供应33%的标称EGR率。如图1所示，气缸1和气缸6被转换成专用气缸。这些气缸各自装备了宽域氧(UEGO)传感器，用于控制专用气缸中的当量比，并在涡轮增压器中设置热废气氧(HEGO)传感器。在试验过程中，通过EGR冷却器收集来自2个气缸的废气。在EGR冷却器之后，设置2个阀来控制EGR和旁通流。在发动机起动期间，其中1个EGR阀完全关闭，而另1个EGR阀在三元催化器(TWC)之前完全打开通向排气流。图2为发动机EGR阀和混合器的发动机设置图。

发动机起动后，EGR阀打开，旁通阀关闭，将排气流引至混合器。混合器的作用是确保来自专用气缸的排气脉冲不会导致进气口中的EGR分布不均匀。混合器设计使得内壳容积与外容积之比等于主缸容积与专用气缸容积之比(图3)。从外壳到内壳的孔的总面积等于排气口的总流动面积，以使专用气缸的背压最小化，并允许废气与新鲜充量混合。

在基准发动机中使用1组天然气喷射器，在进气歧管内控制扩散混合化学计量空燃比，并通过添加PFI喷射器将过量燃料供应到专用气缸。ISX12G发动机有1个带有连体进气口的集成式进气歧管(图4)。气缸1和气缸6是专用气缸，不共用进气流道。此外，气缸1和气缸6还增加了喷射器端口末端的不锈钢延长管，以最大限度地减少进入相邻主缸的反向气流。

进气道喷射(PFI)喷油器延长管和安装位置如图5所示。将燃料供应到主喷射器组件，并以100psi的供应压力切换到PFI喷射器。试验采用Woodward发动机控制单元(ECU)用于D-EGR模式下的发动机控制。控制器使用发动机出口UEGO传感器为主喷射器组提供闭环控制，并保持化学计量比的发动机排放。控制器允许单独控制2个专用PFI喷射器，单独控制每个气缸的点火正时，以达到燃烧质量比例为50%(CA50)特定燃烧相位的目标。

本研究使用了美国西南研究院的双线圈偏置(DCO?)点火系统。此外，试验所提供的结果是基于基准涡轮增压器而得出的。对于D-EGR技术的应用，因为通过涡轮增压器的质量流量减少了，因此改用尺寸较小的涡轮来提供增压，以满足原始扭矩曲线。在测试时，没有安装新的涡轮增压器，使用基准涡轮增压器的发动机无法运转到基准最大扭矩点。涡轮增压器前的压力也相对偏高。在未来的试验中可以通过优化涡轮增压器入口压力来提升进气效率。

3试验结果

在进行D-EGR技术试验前，使用基准ECU收集数据。基准发动机的测试点超过70个，以生成完整的发动机迈谱图。在这些点中选取连续测试循环(RMC)附加排放测试(SET)的13个测试点，用于DEGR配置比较。这13个测试点及基准性能的最大扭矩和最高功率如表2所示，其中A、B和C是转速设定值，数值为该转速下的扭矩百分比。

基准发动机在最大扭矩点持续运转，选择基准发动机的原有压缩比，使燃烧相位延迟最小，并使发动机在最大扭矩点达到最佳燃烧效率。如图6所示，在CA50相位点的曲轴转角等高线图和BTE等高线图上可以观察到额定扭矩点的最佳BTE值为37%。在最大制动扭矩(MBT)附近，保持燃烧相位，制动平均有效压力(BMEP)高达1.3MPa。在BMEP高于1.3MPa的工况下，将燃烧相位延迟到CA50为16°CAATDC，以避免爆燃现象的发生。

图7示出了基准EGR率的等高线图。EGR是用于减轻发动机爆燃的技术，发展方向是提高混合气稀释水平以满足未来的热效率标准。基准发动机在低负荷(EGR率为10%)和高负荷(EGR率为20%)之间运行，以满足发动机热效率要求。D-EGR发动机在整个工作范围内以33%的EGR运行，这表明在低负荷下需要大幅增加EGR率，而在高负荷下EGR率调整较小。试验所呈现的EGR率仅产生于外部EGR，不包含缸内残余废气。

4D-EGR

该项目的试验目标是验证使用D-EGR技术的基准发动机相对效率可以提高10%。这是轻型汽油发动机在D-EGR技术应用中获得的热效率改进。基准发动机和D-EGR技术转换后的BTE结果比较如图8所示。使用D-EGR技术的运行条件对应于表2中的工况点。因为基准发动机不能用基准涡轮增压器来满足目标扭矩，因此在任何100%负荷点都没有可比较的工况点。

此外，在C点也未进行比较。33%的高EGR率导致燃烧速率减慢，并且需要提前点火正时，在C点最高转速测试点，点火正时必须有所提前。通过燃烧稳定性的表征指标表明，因为指示平均有效压力(IMEP)的变异系数(CoV)太高而不能用于实际生产。因此，C点处的试验结果未在图8中示出。在图8中，来自每个工况点的数据都采集于专用气缸最高富集氧浓度，所有6个气缸的CoV都小于5%。

除B75工况点以外，应用D-EGR技术的其他工况点的BTE都有所增加。最大的热效率改善是在A25工况点，相对于基准发动机，BTE改善了11%。在通常情况下，较低负荷工况下的热效率提高原因是EGR率的增加。在任何给定的负荷百分比下，A点上的热效率增加要比B点的大。在较低发动机转速下，发动机运行更稳定，所以允许更大的富集氧浓度。

A75工况点是基准涡轮增压器可以实现最大扭矩的工况点，并且是在重型天然气发动机D-EGR测试早期开发阶段中证明的最高热效率工况点。A75工况点的EGR率从15%增加到33%，其中几个关键燃烧指标如图9所示。原始CA50位置为11°CAATDC。增加的EGR率降低了爆燃强度，因此燃烧相位能够提前到MBT工况点。

通常，在汽油发动机上，专用气缸的富集氧浓度改善了辛烷值，从而随着富集氧浓度水平的增加而允许更大的CA50提前角。在这种情况下，即使没有通过专用气缸产生富集氧，基准燃烧相位也会处于MBT工况点。试验无法确定专用气缸富集氧浓度是否对燃料的甲烷含量有影响，改进燃烧相位也不能得到更多的益处。因此，可以认为大部分的热效率增益是由于EGR率的增加，降低了燃烧温度并降低了传热损失而获得的。

这表明利用D-EGR技术，可以提高压缩比。专用气缸再循环废气也可以加快燃烧速率，但从该测试中并未观察到这一点，这是因为已燃燃料质量分数(MFB)在10~90持续时间显示的更高富集氧浓度仅带来略微改善。ISX12G发动机最初是针对柴油燃料而设计，后转换为天然气发动机，配备了碗形活塞，通过挤压产生快速燃烧。富集氧浓度对燃烧速率缺乏影响意味着湍流在燃烧持续时间中占主导地位。新的活塞设计可以减少挤压量，从而更好地利用再循环废气，同时减少热传递损失。

在点火正时中可以观察到专用气缸富集氧浓度的唯一显著效果。专用气缸当量比(PHI)为1.34，主气缸的点火正时延迟大约20°CA。尽管如此，MFB0~10的持续时间仅缩短约3°CA。结论是只有MFB0~2的持续时间受到再循环废气的显著影响，并且在初始火焰核形成后，燃烧速率主要受湍流影响。值得注意的是，在基准配置中，该发动机显示了气缸之间IMEP的较大差异。首先，注意到单个气缸的IMEP和累积放热率之间存在差异。如上所述，扩散系统假定是远离上游，使得进入的充量得以充分混合，并且也假定EGR系统设计正确。

因此，分析上述差异假定是由气缸之间的空气分布变差导致的。排气收集器偏移直接与气缸4的排气口一致，为非对称结构。气流的变化导致不同的气缸在CA50相位时的点火时间不同，这也导致了部分气缸比其他气缸更早地达到稳定极限。如EGR率基准图显示，高负载EGR的耐受性比低负载的更为优越。D-EGR在整个操作范围内具有恒定的EGR率，导致在低负载状态下燃烧不稳定。这一点通过降低专用气缸富集氧浓度可以观察到。

在A75工况点，专用气缸最大PHI为1.34，但在A25工况点，专用气缸最大稳定PHI为1.07。对于A25工况点的情况，主要燃烧参数如图10所示。与A75工况点类似，效率并没有因燃烧相位的改进而提高，基准发动机和应用D-EGR发动机的CA50均为MBT正时。BTE随着EGR率的大幅增加而得到改善。对于MFB0~10和MFB10~90的持续时间，再循环废气所产生的影响最小。随着专用气缸富集氧浓度增加，点火正时发生很大变化。更多的富集氧浓度使得点火正时能够延迟15~20°CA。

如图11所示，B25工况点测试的专用气缸PHI为1.21，其他所有气缸PHI仅稳定在1.07。在A75高度增压工况点，所有气缸PHI都稳定在1.34。当PHI达到1.4时，失火问题变得明显，专用气缸PHI达到了富集氧极限，发生完全失火，导致发动机无法保持正常运转。失火问题没有显示出典型的CoV发展趋势，而在其他3个条件下显示出了指数趋势。

C25工况点案例也显示出与大多数其他条件不同的结果。基准发动机所有6个气缸都处于不稳定工作状态，但随着富集氧水平的增加，主缸的稳定性提高到生产预期水平。这清楚地表明，采用D-EGR技术能够增加发动机的容差能力。然而，专用气缸会逐步变得不稳定，没有办法可以保证所有6个气缸都保持稳定，这是BTE无法在C工况点进行比较的原因。

测试结果的另一个重要结论是主气缸能够稳定运行33%的EGR率。专用气缸的稳定性始终是提高EGR率的主要限制因素。提高EGR容差的关键是点火系统，正在进行新的点火系统能力测试比较，以提高专用气缸的稳定性。在稳定极限工况内，所有6个气缸测试的工况点都显示出较好状态。几乎所有的测试点都表明，BTE比基准发动机提高约11%。

初步试验结果表明，该研究还有很大的优化改进空间。首先，由于涡轮机的质量流量减小，可以选择合适的涡轮增压器的尺寸，以最小化主气缸背压。其次，A75工况点或B75工况点都不受爆燃限制，为了最大化效率增益，D-EGR发动机可以增加压缩比。EGR率的增加降低了爆燃倾向，从而允许增加压缩比，并且提高理想奥托循环效率。

最后，使用基准活塞和燃烧室设计并未完全实现D-EGR的优势。无论专用气缸产生多少再循环废气，高挤压活塞都能实现快速燃烧。优化后的活塞设计可提高压缩比，同时降低表面积与体积比。这将减少传热损失，并让再循环废气取代湍流来控制燃烧速率。未来计划测试研究新型高压缩比活塞、新涡轮增压器和各种点火系统。

5结论

直列6缸12L天然气发动机通过2个专用气缸转换为D-EGR运行。转换包括调整排气歧管，增加1个D-EGR混合器和PFI喷射器用来为专用气缸富集氧浓度。D-EGR发动机使用美国西南研究院的DCO点火系统进行测试，同时对专用气缸富集氧浓度进行扫描。初始测试使用基准涡轮增压器和活塞设计。在转换为D-EGR之前，使用基准ECU测试基准发动机的性能。在RMCSET的13个工况点上比较基准发动机和D-EGR配置发动机。

试验得出以下结果:(1)D-EGR转换能够在低中速运行33%的EGR率。与基准发动机相比，高EGR率可以改善高达11%的制动热效率。(2)进一步增强性能会受到专用气缸的限制。需要采用新的点火系统来增加天然气D-EGR发动机性能，尤其在高速工况点。(3)专用气缸的富集氧浓度改善了早期火焰核的形成。随着富集氧浓度的增加，点火时间可以延迟，但对MFB0~10和MFB10~90持续时间的影响最小。可以减少活塞挤压气流，以使富集氧浓度的效果在燃烧速率上变得更加明显。(4)基准涡轮增压器达不到爆燃限制条件，可以适当增加压缩比。

该研究结果显示了天然气发动机运行D-EGR的前景，未来需要在一些领域继续发展该技术。GTPower模型将根据基准数据进行校准，并更新模拟DEGR配置。在爆燃受限条件下，采取一些基准点来调整爆燃模型。根据该爆燃模型预测，在最大扭矩点处的压缩比可能增加1.0~1.5。某些单缸燃烧CFD模拟已被用于1种新型活塞，该活塞设计将提高压缩比，降低挤压气流和表面积，从而减少传热损失。研究人员将测试新活塞，以确定是否确实存在更多潜在的热效率优势。此外，将测试确定是否有任何新的点火系统能够延长混合气稀释或浓缩限制，并使D-EGR配置的发动机具备更好的性能。

注：本文发表于《汽车与新动力》杂志2020年第3期

作者：[美]?R.MITCHELL等

整理：闫红梅吴建营

编辑：虞展

本文来源于汽车之家车家号作者，不代表汽车之家的观点立场。

三、飞机的进气道的问题

喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。

进气道分为不可调进气道和可调进气道。不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。

飞机进气道设计中几个重要的设计指标是总压恢复、流场畸变水平和阻力大小。在进气道设计中，必须参照这几个重要的技术指标，它也是反映飞机整体性能的关键参数。

总压是气流静压和动压之和，表征了气流的机械能，总压恢复是指发动机进口处的气流总压与进气道远前方来流的总压之比，是进气道设计中一个非常重要的参数，表示气流机械能的损失，对于超音速进气道，总压恢复主要与斜板级数和角度所决定的激波的级数和波后流动参数有关。

流场畸变水平表征了进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示，它影响着发动机的喘振裕度，间接关系着飞机的安全。

进气道设计时一般考虑的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在进入进气道的气流量大于发动机所需流量时，由于部分气流从进气道口溢出而导致的阻力。

进气道的形状选择和位置的布置应该满足发动机有较高工作效率的要求，或应保证飞行器具有最佳性能要求或应保证飞行器能达到最佳飞行性能的要求。进气道的设计在科技的带动下有了很大的发展，使得喷气战斗机的飞行速度越来越快，性能越来越高，可以说它的重要性越来越明显，并且已成为飞机机体设计中成为一个独立的组成部分，进气道设计成为飞机性能提高的重要因素之一。

飞机进气道发展到现在主要分为亚音速进气道和超音速进气道。

一、亚音速进气道

亚音速进气道结构较为简单，其进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。其内部的进气通道多为扩散形，在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进气口外面完成，进气通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。喷气发动机出现的初期，它仅作为发动机工作介质的一个通道，保证发动机有足够的进气量即可，所以早期这种进气道结构十分简单。当飞机的速度和性能不断提高，其结构也日趋复杂，其进气通道里增加了附面层抽气系统，防止低能的附面层流进入发动机，造成发动机的喘振甚至失速。对于两侧或腹部进气的进气道，其进气口有一个附面层隔板，或者进气道与机身相隔一小段间隙，其功能是把附面层流引向另处，尽管如此，和后来的超音速进气道相比，亚音速进气道结构仍然比较简单。亚音速进气道不仅用在亚音速战斗机上，也用在早期的超音速战斗机上，亚音速进气道在超音速状态下工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大（激波损失）。激波前速度越大，损失也越大。

喷气式飞机诞生之初，发动机发展还不完善，其性能还不高，它所提供的推力太小，推重比也低（尽管如此，其速度也比螺旋桨飞机快多了），为了减少进气过程的能量损失，飞机进气道多为短粗形式，其进气通道很短。

因为早期喷气飞机都是亚音速，所以其进气道被称为亚音速进气道，其形状各异，但它们在本质上是相同的，不同的形状有一些性能上或达到飞机某些性能有不尽相同的功能。2001年笔者朋友曾经向陈一坚（“飞豹”总设计师）请教“飞豹”的进气道，他说采用圆形的话，罗罗公司畸变指数DC60最小，但是从工艺性和阻力考虑，“飞豹”选择了类方的形状，所以说只是一些细节问题导致了这些区别。

亚音速进气道总体上分成头部进气和两侧进气。头部分圆形皮托管式进气道、扁圆形进气道、半圆形颌下进气道；两侧进气道分圆形、方形或类方形、半圆形或近似半圆形。

1、机头及两侧圆形早期亚音速进气道的进气口多为圆形，它的主要优点是结构简单，进气均匀，能损失小，为了把能量损失减少到最小，飞机布局一般考虑到发动机的工作效率，故此，这一时期飞机发动机布置一般为翼吊式和机身式，翼吊式顾名思义发动机以吊舱式安置在机翼下面，这样的布置方式，可以保持飞机的流线型布局，适合安装电子设备，它的缺点是偏航力矩大，转动惯量也大，不利于战斗机的滚转，另一方面它对战斗机对结构强度要求高，战斗机在做大过载机动时，尤其是流转时机体受力大，所以它并不适合战斗机，世界范围来看这种布局也并不多见，如世界上第一种实用型喷气战斗机ME－262，还有苏联的苏－9（仿制ME－262，苏霍伊设计局重新编号前的苏－9）、伊尔－28。机身式发动机布局就是把发动机安装在机身内，由于考虑到进气效率，所以发动机多布置在这些飞机的头部，发动机喷口在飞机中腹部，飞行员座舱在飞机中后部，视野较差，飞机看起来头重脚轻，这样形成一个明显的阶梯状，故此这种飞机布局被称为阶梯状布局（STEPPED），如苏联的米格－9、雅克－15、拉－150，瑞典的萨伯－29“飞行酒桶”，这些早期的喷气式战斗机除瑞典的萨伯－29外，都是过渡机型，服役时间很短。在发动机的快速发展下，其推力越来越大，进气通道长短不再是主要考虑因素，此时飞机的发动机多布置在尾部，留下空间安排前起落架和座舱，这使得飞机外形更加流线化，但它们的进气口仍然在头部，且圆形居多，如苏联的米格－15、米格－17、苏－7，美国的F－84、F－86（早期型号），英国的“蚊”式、法国的“神秘”IVA。还有一些飞机并非采用机头进气，但进气口依然为圆形，如英国两侧进气的“标枪”战斗机、“掠夺者”战斗轰炸机，采用机翼与发动机一体化布局的“堪培拉”，即美国也生产使用的RB－57，其发动机在机翼的中间。苏联的图－16轰炸机和苏－25攻击机同样为两侧进气的近似圆形进气道。

2、扁圆形扁圆形进气道代表是F－100战斗机和法国“超神秘”战斗机，这两款战斗外形十分相似。

3、颌下进气半圆形早期有一些战斗机采用的半圆形颌下进气布局，这种布置方式是一种折衷方式，即保证了进气效率，也便于安装雷达等电子设备，代表性的有美国的F－86D、F－8“十字军战士”，意大利G－91R，

4、方形或类方形为了在机头安装雷达，一些早期战斗机采用了两侧进气方式，如英国的“蚊蚋”、“褐雨燕”等，后来的战斗机，如美国的F－5“虎”，英法合作的“美洲虎”，意大利与巴西合作的AMX攻击机，中国“飞豹”和A－5等也采用这种进气道。

5、半圆形形近似半圆形英国的“鹞”式垂直起落战斗机采用的是两侧半圆形进气道。

6、其它形状采用两侧进气三角形进气道的是英国“猎人”战斗机（它属于翼根进气），不论用什么形状的进气道，它都是与飞机其它结构和设备综合配置的一个妥协方案。

需要说明的是第一代超音速战斗机仍然采用的是亚音速进气道，如美国的F－100、F－105、苏联米格－19、中国的A－5强击机，法国的“超神秘”战斗机等。后来的一些军用飞机因性能上要求不同也采用亚音速进气道，如中国的“飞豹”战斗轰炸机。美国F－16虽为第三代战斗机，但它强调的是跨音速的机动性能，所以它采用的是经改进过的亚音速进气道，称为单一正激波压缩进气道，F－16的动力很强劲，但飞到2.0M非常困难，这个最大速度是最理想状态下的数据，其他的超音速飞机用亚音速进气道也是这种单一正激波进气道。美国B－1A由于早期强调超音速空防能力，其进气道为超音速进气道，作战任务改变后，其进气道也改成了亚音速进气道，同样美国F－5、AMX等都使用的是亚音速进气道。

亚音速进气道的主要特点是进气通道短，进气效率高，结构简单，维修方便，因为来流速度较低，空气可直接引用，不需要进行预压缩，进气口面积也不需要调节，飞机速度在1.4M以下的飞机通常使用这种进气道，飞行速度在1.6－1.7M的??，飞机在做高机动性，如大迎角、大侧滑角飞行时会破坏气流的对称性（各种进气道都有此弊端，而简单的皮托管式进气道恰恰对此不敏感），使进气效率降低，因此，不需要高机动性的战斗轰炸机、攻击机、轰炸机等多选用这种进气道。

二、超音速进气道

超音速进气道在结构上更复杂，它通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。内压式进气道：为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。

对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。

它主要经历了四个阶段：

（一）三维轴对称进气道这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位置是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。

世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F－104“星”战斗机，苏联第一种使用超音速进气道的飞机是米格－21，法国第一种使用超音速进气道的飞机是幻影－Ⅲ，英国第一种使用超音速进气道的飞机是“闪电”截击机，以上这些战斗机分别采用了圆形进气道和半圆形进气道，圆形进气道一般安装在机头位置，半圆形进气道一般用在两侧，美国“黑鸟”也采用这种三维轴对称进气道，但安装在机翼上。

1、圆形这种形状的进气道多用于机头进气，苏联早期2倍音速飞机用此进气道较多，如苏－9、苏－17及其系列、米格－21等，中国的歼－7、歼－8/－8Ⅰ，英国“闪电”，美国“黑鸟”等，这种进气道缺点是：第一、限制了飞机安装大型雷达；第二、进气通道过长，浪费了空间，对机内部设备安装带来困难，过长的通道也使得进气效率降低。“黑鸟”发动机的位置特别，不存在这些情况。

2、半圆形该形状进气道只安装于飞机两侧，因此便于飞机电子设备安装，五六十年代电子设备发展很快，飞机上的电子设备越来越多，两侧进气的优点无疑十分突出，西方多采用这种布局，如幻影－2000、幻影－Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ，美国F－104，印度HF－24“风神”战斗机，苏联拉－250（未服役）截击机。

3、近似半圆形和四分之一圆形不同形状的进气道选择是根据作战飞机总体气动布局和作战要求来设计的，最终目标是使用飞机达到完成战术任务要求的最佳化。进气道为四分之一圆形的有美国F－111，近似半圆形的有法国“阵风”，美国的F－18D以前型号等，这些进气道有的没有中心锥，但在进气道与机身处有一个附面层隔板，它可以防止低能的附面层流进入进气道，这个附面层隔板伸出比较长而且有斜角，本身就是固定压缩斜板，内部则没有压缩斜板，外压式进气道的超音速减速过程在进口外实现，附面层隔板还可以提高总压恢复。

随着战斗机性能不断提高，其对进气要求也越来越严格，三维轴对称进气道在某方面存在着一些不足，无法满足现代飞机高机动性的飞行要求，第一、它速度调节范围小。由于三维轴对称进气道是利用中心锥在轴上前后移动来调节进气的，因此，调节范围小，若改变中心锥截面积的调节方法，则构造复杂，黑鸟的解决方式是混压式进气道；第二、它抗进气畸变的能力弱。正常飞行时，进气均匀，畸变小，但作高机动飞行时，迎角和侧滑角动作都会破坏气流的对称性，使进气道效率降低；第三、如果进气口安置在头部，则不利于电子设备的这安装，其进气通道也太长，能量损失较多，空间浪费严重，机头进气方式基本上已不再使用。

（二）二维矩形进气道为了克服三维轴对称进气道的缺点，六十年代又出现了二维矩形进气道，其进气口形状为矩形或近似矩形。最早采用二维矩形进气道的是美国F－4“鬼怪”战斗机，苏联也于六十年代在米格－23上采用了这种进气道，该进气道表现出了三维轴对称进气道无法比拟的优点，在以后的飞机中大行其道，其发展过程中，又出现了楔形进气道，最早采用这种楔形进气道的是苏联米格－25。所谓的楔形实际上是水平压缩斜板进气道的情况，矩形则是垂直压缩斜板进气道，没有本质不同，外观的斜切不同只在于侧壁切去多少，垂直压缩斜板进气道一般把喉道外侧壁全切掉，但SU-15是个例外，压缩斜板并不是垂直或水平移动，而是一端铰接，可以转动成需要的斜角的。二维进气道通过固定的或者可调的斜板来调节激波，激波的参数随斜板的角度改变，所以调节也就是调节斜板的角度。所谓的楔形的进气道，上唇口水平压缩斜板产生的斜激波要求搭在下唇口上，当上下唇口间有完整的侧壁的时候，就是这样斜切的形状，注意是斜激波。当把这部分侧壁完全切去，使下唇口通过两侧垂直唇口的侧壁连接进气道上壁喉道位置，而压缩斜板完全在管道外的时候，就成为矩形的进气道，但是早期出现的矩形进气道不是水平压缩斜板，而是放在内侧的垂直压缩斜板，相当于水平压缩斜板转动90度的情况。它们在本质上是一样的，但是由于与进气道-机身的组合体的进气道安装位置，斜板位置的不同而在某些条件下表现不同。

1、矩形矩形进气道一般有一个压缩斜板并兼起附面层隔板的作用，它不仅可以防止低能附面层流进入进气道，还可产生一道斜激波对进气流进行预压缩，提高进气道的总压恢复，它也可以调节进气，适应飞机较宽范围的飞行速度变化，代表性的飞机有美国F－4，苏联米格－23，中国歼－8Ⅱ等。

2、楔形这种进气道好似矩形被斜切一刀，形成一个尖锐的楔形，高速飞行时，从楔形尖部的压缩斜板顶端产生一道斜激波，空气通过这个斜激波进行预压缩后，超音速来流的一部分动能转弯为压力能，其作用是使空气减速，提高进气效率，这种形式的进气口面积可以根据飞行状态的需要调节，就是通过压缩斜板的转动来调节进气口面积，其功能与矩形进气道的压缩斜板一样，代表性战斗机有苏联的米格－25、米格－29、苏－27，美国的F－14/F－15、欧洲“狂风”、“台风”，中国的新歼等等。

二维进气道的优点是利用铰接的压缩斜板移动调节进气的，因此，其速度调节范围大，通过附面层隔板和楔形进气口的转动，可使进气道在机动飞行时的适应范围得到改善，抗进气畸变能力增加，大迎角飞行特性好等。下面两种进气道应该也属于二维超音速进气道，但较为特殊，因此单列较好。

（三）CARET进气道一般而言，超音速进气道就是以上常见的两类，但是近些年来，随着人们对隐身性能的要求和新一代作战飞机的研制，CARET进气道得到了越来越多的重视，并已经在F-18E/F和F-22两种飞机上得到了应用，（另外X-36验证机也是CARET进气道，但鉴于它的情况较为特殊，为圆弧唇口，在分类中不作重点考虑），因此此处对这种新型进气道也作一介绍。

CARET进气道的设计理念源于50年代末提出的乘波飞行的理论，为了便于解释CARET进气道的工作原理，先对乘波飞行的理论作一简介。对于一个尖楔体，以高速飞机上常见的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像乘在激波上，乘波飞行由此得名。在此基础上，沿波面进行进气道进口的设计，以利用波后的减速增压均匀流，对于F-18E/F和F-22两种飞机而言，给予其他的一些考虑，如隐身要求，他们的近气道内外壁不能做到与翼面垂直，但就进气道而言，就可看作是由上壁和内壁各产生一道激波，对气流进行压缩。这就是典型的CARET进气道，它具有更高的总压恢复、较低的流动畸变、简单的构造，更重要的，它容易实现进气道的隐身设计，故而在新一代飞机的设计中受到了较高的重视。

（四）DSI进气道近的来又出现一种新式的进气道，它就是美国F－35使用的DSI进气道，它也是二维进气道，但它却没有附面层隔板，其进气口处只有一个鼓包，这个鼓包须跟前掠式唇口共同作用才能起到现有的进气道的作用，它的作用是：一、起到附面层隔板的作用。前掠唇口改变了进气口附近的压力分布，进气口中央压力高，两侧附近压力低，而与机身连接部位的压力最氏。当附面层流流经前面这个鼓包时，其流向开始向外偏转，当接近进气口时，其流向大幅度偏转，被高压气流挤出进气口；二、对流入空气进行预压缩，起到其它超音速进气道里压缩斜板作用，但它具有更高的总压恢复，能满足所有性能和畸变要求。这种创新设计的鼓包结构简单，没有超??械装置，工作部件少，更加稳定可靠；它还可以减少迎风面阻力，适合于与机身一体化设计，隐身效果好；由于结构简单，其维护费用也很低。在亚音速巡航飞机时，其作用与普通超音速进气道一样，但它在1.5M以上的速度时所起的作用还不太明朗，有待进一步研究，尤其它对于两侧布局的飞机来说，大迎角和大侧滑角飞行时造成气流不对称，会引起发动机喘振，影响发动机工作效率。

三、进气口的位置

自从喷气飞机诞生以来，其进气道的位置各异，它的位置选择是综合飞机的性能要求而定，也跟航空科技发展有密切的关系，进气道按其在飞机上的位置不同大体上分为正面进气和非正面进气。进气口是进气道系统中最直观的部分，国内外经常把它们混为一谈，我们也习惯了统称为进气道，只是在详细区分这个系统中的不同部位时才使用不同术语。

①正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部，进气口前流场不受干扰，其优点是构造简单，它的缺点也很明显，在机头进气，飞机无法安装大型雷达天线，同时进气通道也太长，不利飞机内部设备安装。早期的战斗机进气口多数在头部，如苏联的米格－19、米格－21、苏－17，美国的F－100，中国的歼－7、歼－8等，采用发动机短舱式的进气道飞机有苏联的伊尔－28、雅克－25，美国的RB－57、B－52、B－58、S－3“北欧海盗”反潜飞机等。

②非正面进气：它包括两侧进气、翼根进气、腹部进气、翼下进气、肋下及背部进气等。这些进气口位置布置克服了正面进气的缺点，尤其是腹部和翼下进气的优点明显，它充分利用了机身工机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件；在战术机动性能上，飞机在大迎角机动时发动机工作状态平稳。两侧进气的有美国的F－102、F－104、F－4、F－15等，苏联的米格－23、米格－25、苏－24，中国的歼－8Ⅱ、强－5等；翼根进气的有美国的F－105、瑞典的萨伯－32，英国的“勇士”、“火神”、“胜利者”轰炸机等；腹部进气的有美国F－16、欧洲的EF－2000、以色列“狮”式战斗机等；翼下进气的有美国的B－1B、苏联的图－160，米格－29、苏－27等；背部进气道的有美国B－2、F－107（未服役）、A－10等。

四、选择进气道的原则：

进气道由亚音速进气道发展到超音速进气道，功能不断增加，进气对整个飞机来说重要性不可或缺，但选择进气道形状并不是根据它的先进性，而是根据实际的需要，如F－16选择亚音速进气道，它作为F－15配对的低档机型，造价上和功能的不同，选择改进的亚音速进气道更好；SR－71作为侦察机，并不需要高机动性，所以三维轴对对称进气道最合适。楔形进气道在某些方面比二维矩形进气道优点要多，但也不是后来的飞机都使用这种进气道，如法国的“阵风”采用的是近似半圆形进气道，对其整个飞机布局来说是最好的选择，同样，欧洲的“台风”采用的是近似矩形，在保证进气质量的情况下，服从于飞机的布局。一般并没有确定的结论说斜切式的对圆/半圆形的有明显优势，通常三维进气道的结构重量比较轻。

也有另外一种情况，某些飞机在改型后，其进气道也出现质的变化，F-18E/F采用的是有别于先前型号的双斜切的乘波进气道；法国的“神秘”改进成“超神秘”后，其圆形进气道也改成了扁圆形。

进气道未来发展，应该具有较高的效能，最佳的调节与控制，在整个飞行包线上都安全可靠，大迎角和侧滑角的相容性包线大，进气道与发动机匹配性好，抗畸变能力更强，隐身效果也更好，不排除出现新的技术，使得进气道结构更加简单，功能更加全面，满足所有飞行的要求。