1。2。2 进气道设计要求

（1）总压恢复系数要高，流量系数大，即in = *  尽可能大。 p1  为给定的飞行状态下的

1

可利用最大总压， p* 为高速来流通过进气道之后，剩余的总压。在不计算损失的情况下， p*

和 p* 是相等的，也就是=1。0，但实际上因为空气是有黏性的，这样空气和进气道壁面之间

就会造成摩擦损失，从而in 将小于 1。0。尤其是在超声速下，来流在进气道进口将形成激波， 造成较大的损失。

由发动机推力公式 Fm

V ,其中V 为发动机的出口排气速度,V 为发动机的进口速

度。当设计好的一台发动机，其飞行器的飞行状态一定的情况下，发动机的质量流率为

其中，是尾喷管喉道处的速度系数； p* 是尾喷管喉道处的总压； m 是发动机总质量；

t   是尾喷管喉道处的总温； At  是尾喷管喉道处的面积。又知道文献综述

其中，p1 是尾喷管的收缩段的总压恢复系数；是燃烧室的总压比。式中可以看出，当p1

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保持不变的情况下，进气道的总压恢复系数in 减少了多少，相应的质量流率 m 就减少多少，

从而使发动机的推力下降。

进气道的设计中，in 的大小通过了计算机的大量计算和实验得出了数据。在初估计发动 机的性能时，可以用美国在 1959 年军用标准指标，如下

其中 Ma为空气来流马赫数。大量的实验表明此时只适用于马赫数 1 到 5 的情况，而 *  表示

的是激波的损失[4]。

例如， Ma=2。0 的空气来流，若b = *  =0。925，考虑黏性损失为 5%，则

这表明了进气道的总压损失为 12%，这将导致发动机的推力损失 12%以上。并且在一定 条件下，这个数值将随着飞行马赫数的增加而增加。因此进气道的重要性显而易见，我们应

该考虑到底怎样设计进气道，才能尽可能的提高进气道的总压恢复系数in ，从而减少发动机 的推力损失。

（2）在飞行条件发生改变的情况下，能够提供发动机所需要的空气流量。为了达到这一 要求，进气道设计成在要求马赫数范围内能够自起动，防止空气在进气道进口处发生溢流而 造成总压损失严重和捕获的空气流量减少的状况。

（3）进气道的阻力要小，其阻力包括边界层的放气阻力、外壳的阻力、进气道外表面的 阻力、边界附层隔道阻力。在进气道的压缩面后开一些槽或者孔，从而把压缩面上的边界层 中的气流引出进气道，这样气流在放气管道内将引起一定的阻力，称之为边界层的放气阻力。 所以进气道的布置和结构设计要综合考虑发动机的总体性能，不能顾此失彼，要控制好进气 道的结构大小，尽量减少进气道的阻力，来提高发动机的效率。进气道的布置要飞行器的整 体来考虑，而进气道的结构要符合空气动力学的原理。来*自-优=尔,论:文+网www.youerw.com

（4）在整个飞行过程中和发动机的工作范围内，进气道能够稳定而有效的进行工作。即 在飞行过程中，进气道的设计要综合考虑飞行的极限条件，确保进气道在这样的工作环境中， 结构不会发生严重变形，结构的强度满足要求，结构的各零件间的配合不会松动，进气道温 度较高的部分可以使用空气冷却来降低温度等等。