F-5战斗机采用亚音速进气道，可以看到进气口很简洁，没有调节装置，气流直接进去

记者（以下简称记）：我们知道进气道是战斗机上非常重要的部件，其外形和结构也是多种多样，几乎每款战斗机的进气道都不一样，那么这些进气道该如何来分类？

王正平教授（以下简称王）：进气道的分类有多种方法，可以按进气道在机上的位置分为机头进气、两侧进气和机腹进气，可以按进气道的结构分为可调式进气道和不可调式进气道，甚至可以按照进气道的外形分为圆形、方形或类方形、半圆形或近似半圆形等。但一般习惯于将战斗机的进气道按进气口的来流速度分为亚音速和超音速进气道这两大类。

超音速进气道和亚音速进气道的区别

记：这两类进气道的主要区别是什么？

王：亚音速进气道的构造比较简单，只起到进气口的作用，特点是进气通道短，进气效率高。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，所以不需要设置气流调节和预压缩装置，结构简单，维修方便。而且对进气道的气动外形限制较少，所以亚音速进气道的造型很多，有圆形进气道，如米格-15、米格-17战斗机；扁圆形进气道，如美国的F-100战斗机；方形进气道，如美国的F-5、英法合作的“美洲虎”，中国“飞豹”和强-5等，另外还有“鹞”式战斗机的半圆形进气道和“猎人”战斗机的三角形进气道等。

超音速进气道就比较复杂了，相对于亚音速进气道，超音速进气道除了基本的进气功能外，还有一个重要功能是调节气流速度。因为不管进气口的来流速度是超音速还是亚音速，进入到发动机进气口的气流速度必须是亚音速的，否则就会导致发动机喘振甚至停车，所以超音速进气道都安装有把气流速度由超音速降低为亚音速的调节装置。

记：亚音速进气道和超音速进气道从外观上如何来分辨?

王：从外观上很好分辨，只要看进气口是很直接的管道，没有多余的附件，就是亚音速进气道；而超音速进气口都安装有调节装置，比如矩形和楔形进气道的尖劈和调节斜板、圆形进气口的圆锥和半圆形进气口的半圆锥调节装置等。

记：如果单从进气效率角度来讲，是超音速进气道好还是亚音速进气道好？

王：这个肯定是亚音速进气道的进气效率高，因为空气是直接进去，没经过减速，也不需要调节，所以进气量和气流总压没有损失；而超音速进气道因为要降低气流速度，不管是采用正激波还是斜激波，或者是正、斜激波相结合的方法，都是有损失的。

超音速战斗机的进气道选用原则

▲幻影-2000采用超音速进气道，进气口的半圆锥就是用来压缩气流产生激波的，而且这个圆锥还可以前后移动来调节激波参数

▲米格-21战斗机，该机采用超音速进气道，其圆形进气口内的尖锥即为进气调节装置，通过前后移动尖锥的位置来调节激波

▲美国F-16战斗机，由于它是属于高低搭配中的低端，主要执行亚音速作战任务，所以它的进气道属于亚音速进气道，能看到进气口的结构很简洁，没有活动调节机构

记：战斗机是根据什么原则来选用亚音速进气道或超音速进气道的？

王：进气道由亚音速进气道发展到超音速进气道，虽然功能不断增加，但其本质是不变的，就是为发动机提供纯净、适量的空气，因此，采用何种进气道要按实际需要选。对于战斗机来说，根据飞行速度可分为三类，一类是亚音速，一类是跨音速，即马赫数从0.9到1.2、1.3左右，马赫数大于1.3（或者更高一些）的叫超音速。

这样的话，亚音速战斗机自然是使用亚音速进气道最好，因为结构简单，重量也轻，好设计，而且进气效率高，进气口不用像超音速进气道那样做得很大，阻力和雷达截面积都小；主要工作在超音速段的战斗机因为涉及到气流速度和进气量的调节问题，最好使用超音速进气道；而主要工作在跨音速段的战斗机选择哪种进气道，就要看其任务种类了，比如美国B-1A轰炸机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。再如美国的F-16战斗机，虽然属于超音速战斗机，但由于它主要执行亚音速作战任务，强调跨音速机动性能，就采用了亚音速进气道。这种进气道的最优工作范围在0.8到1.2马赫之间，F-16也主要在这个速度区间作战。所以，即便F-16的动力很强劲，也不能有效地进行超音速飞行，在1.6马赫以上尤其明显，压力的损失对发动机的效率影响很大。同样，美国的F-5战斗机，中国的“飞豹”、以及意大利与巴西合作研制的AMX攻击机，也都属于超音速飞机，但由于主要工作在亚音速范围，因此也都使用的是亚音速进气道。

腹部进气的歼-10，采用的是超音速进气道，因此可以看到进气口前明显前伸的压缩斜板，同时兼作附面层隔板

采用矩形进气道的美国F-4战斗机，进气口前面伸出的装置面板即为调节斜板，同时兼做附面层隔板，我国的歼-8Ⅱ战斗机也采用的是这种进气道

记：我国的歼-10经常被用来和F-16作横向对比，F-16采用亚音速进气道，那歼-10用的是哪种进气道？

王：歼-10的进气道很明显是超音速进气道，这一点从它进气口向前延伸的尖劈就能看出，这个尖劈实际上就是压缩斜板，用于压缩气流形成激波给气流减速，同时还兼作附面层隔板，隔离分流附面层。另外，尖劈后部，进气道上唇口内还安装有可调斜板，与前面的尖劈斜板配合形成多道斜激波，共同作用将气流速度降低到亚音速，还可用来调节进气道的入口截面积。

歼-10的这种进气道学名是二元可调多波系矩形进气道，结构上比F-16的皮托管式亚音速进气道复杂的多，所以重量也大，这才有了进气道上面与机身相连的6根加强筋，这6根加强筋与F-16进气道内的加强杆作用一样，纯粹是结构上的加强，并没有网上军迷所说的别的用途。

实际上，光从进气道的设计上，就能看出两机的作战思想和任务完全不同，歼-10干的是高速截击兼顾格斗的活，F-16则强调亚音速或高亚音速条件下的多用途，二者没有多少可比性。倒是新报道的使用DSI进气道的歼-10，虽然不知道它的最优工作范围多少马赫数，但肯定不会是在超音速段，应该是在跨音速段，和F-16倒还有一比。

激波的作用

记：您上面讲的超音速进气道通过形成激波来降低气流速度是怎么一回事？

王：要了解这个，首先要知道什么是激波，当飞机以等音速或超音速飞行时，在其前面出现的由无数较强的波迭聚而成的波面，这个波面就称为激波，实际上就是一层受机头强烈压缩的空气层。从其形状来分主要有正激波（波面与飞行方向垂直）和斜激波（波面相对于飞行方向有倾斜角）。由于超音速气流穿过激波后，温度和压强增大，速度却大幅下降，所以超音速战斗机就通过进气道产生激波的方法来给气流减速。

早期的超音速战斗机通过进气道口安装的圆锥或半圆锥装置来压缩空气形成激波，如米格-21、歼－7、歼－8Ⅰ，幻影-2000战斗机等，通过进气道口的圆锥（幻影-2000是半圆锥）来形成激波，使气流减速，并通过圆锥向前或向后伸缩来调节激波，以满足大范围的飞行马赫数变化。但随着飞机性能不断提高，这种锥型的进气口，由于调节范围小，在飞机机动飞行时的进气效率低，所以慢慢被矩形截面的进气道所取代。

矩形进气道主要通过进气口前面的固定或者可调的斜板来压缩空气形成激波，同时斜板还兼起附面层隔板的作用，而且斜板是可动的，可以通过调节斜板的角度来改变激波的参数，适应飞机较宽范围的速度变化。采用这种进气道的代表性飞机有美国的F-4、俄国的米格-23和中国的歼-8II等。

矩形进气道之后又发展出一个变种——楔形进气道。相当于把矩形进气道从上向下斜着切一刀，形成一个尖锐的楔形，楔形唇口内可以安装多块调节斜板。当飞机高速飞行时，楔形进气道最前端的斜板产生一道斜激波，同时进气道唇口里面的活动斜板也各生成一道斜激波，这些斜激波共同作用实现对气流的减速，形成多波系进气道。采用楔形进气道的代表性战斗机有俄罗斯的米格-25、米格-29、苏-27，美国的F-15等。

俄罗斯米格-25战斗机是最早采用楔形进气道的战斗机

美国F-15战斗机的工作范围很广，从亚音速，跨音速到超音速，这么一个宽范围的区间，气流的性质差异很大，所以需要多个活动斜板共同作用来调整激波的参数，使进气道始终处于最佳的工作范围内。从图中F-15楔形进气道入口内，能看到里面有3块斜板

记：多波系进气道是什么意思？

王：多波系进气道是这么回事，我们把超音速气流降低到亚音速，理论上可以通过一道正激波来实现，比如F-16、歼-6等，但实际上这样做总压损失较大，进气效率也不高。一般来说，进气道激波数量增多，阻力减小，进气效率也越高。所以就采用多级斜板，利用这些斜面压缩空气产生多道斜激波来减速，气流每经过一道斜激波，流速呈梯度下降，然后一道一道减速下来，必然会减速到一倍音速，此时斜激波与声波重叠变成了垂直的正激波，气流经过这道正激波之后，速度便降为亚音速，然后再经过喉道扩张段，进一步降低流速，就可以进入发动机进气口了，这就是多波系超音速进气道的工作原理。理论上，波系越多，进气效果越好，但相应的进气道重量和复杂性也大大增加，所以一般最多也就四、五波系进气道。

记：怎么看一个进气道是几波系的？

王：就看进气道口的尖锥或者斜板有几个斜面，就是几波系的，每个斜面产生一道斜激波。以美国F-15战斗机为例，它的进气道入口上唇有三块斜板，可以产生3道斜激波，加最后一道正激波共4道，所以F-15的进气道是四波系进气道，全称是可调外压式四波系超音速进气道。之所以搞这么麻烦，是因为它的工作范围广，涵盖亚音速、跨音速到超音速，这么一个宽范围的区间，气流的性质差异很大，单一的进气道无法满足，需要这些可活动的斜板来不断调整。F-15在飞行时，通过机载计算机根据迎角和飞行马赫数自动调节斜板的角度，从而改变激波的参数，使进气道始终处于一个最佳的工作范围内。

进气道的旁路系统

记：战斗机进气道上往往还有一些开口，这是干什么用的？

王：这是进气道的旁路系统，主要包括辅助进气口和放气口。辅助进气口很好理解，就是当飞机起飞、低速飞行，或者是大迎角飞行时，进气口的进气量不够，所以打开进气道上面或者侧面的辅助进气口来增加进气量。辅助进气口一般采用压力控制活门，即当进气道压力低于外部压力时，则表明进气量不够，辅助进气口自动打开，当进气道压力上升，大于外部压力时，辅助进气口则自动关闭。

放气口用来泄掉多余进气，尤其是飞机超音速飞行时，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，当进气超过发动机需求时，就开启放气口，将多余空气排放出去。此外，放气口的另一个作用是排放进气道内产生的附面层，进气道外面产生的附面层是通过附面层隔道来分离，飞机的进气道与机身之间都会有一个间隙，这个间隙就是附面层隔道。而进气道内部产生的附面层，则是通过斜板上的吸附层小孔来吸取，然后通过排气口排放出去。

F-22进气道的背部开孔是用来泄放附面层气流的，而且为保证隐身效果，排气孔都做了隐身处理，敷了一层细密的金属网格，把强散射变为弱散射

战斗机进气道一般都设置有辅助进气道，当进气量不够时自动打开，补充进气。比如图中正做大迎角飞行的苏-35战斗机，能看到其进气道下部的格栅状辅助进气口已经打开

记：进气道附面层隔板与机身下表面或者侧表面之间的间隙距离是如何来确定的？是和飞行速度有关吗？

王：当空气流过机身时，由于机体表面不是绝对光滑，加之空气有粘性，所以紧贴机身表面的一层空气受到阻滞，这层空气又通过粘性作用影响上一层空气的流动，如此一层影响一层，在机身表面附近形成一个慢速的薄层空气层，这个空气层就是附面层。附面层进入进气道与高速气流混合会产生紊流，导致气流畸变，从而引发发动机喘振。附面层隔板就是用来分离并排掉这部分空气的装置。

附面层的厚度与流经物体长度的关系是100:1，也就是说，气流经过一个100米长的物体，边界层流到最末端会扩散到1米厚，而一米外的外层气流则不受影响。所以，超音速进气道附面层隔板与机身表面的间隙距离取决于前机身长度，也就是机头到进气口这段距离的1/100，与飞行速度无关。

CARET进气道

记：美国F-22战斗机的进气道既不是传统的矩形进气道，也不是楔形的，其外形像是菱形的，好像还有一点后掠，它属于什么进气道？

王：这是CARET进气道，中文名称是“后掠双斜面超音速进气道”或者“双斜切乘波进气道”。这种进气道是在高速乘波飞行理论的启发下提出的，利用了超音速激波增压原理，即当飞机超音速飞行时，机翼下方会产生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过这道斜激波后会形成一个压力均匀的高压区。在此基础上，沿波面进行进气道进口设计，可以让高速气流经过波面的减速增压后仍是均匀的，这部分均匀气流可以有效提高进气道内部的气流性能，适合发动机的进气需要，所以就不需要安装复杂的进气调节控制系统。

就进气道而言，整个进气道紧贴在机翼前缘的激波后面，阻断了与外界空气的交汇，进气道就像在一个封闭的空间里进行工作，没有外界空气的影响，能获得更高的压力，效率自然也更好。更重要的是，这种构造容易实现进气道的隐身设计。就外观而言，相当于把一个矩形进气道斜着切了两刀，一个从水平方向斜切，一个从垂直方向斜切。在垂直方向向后斜切的一刀作用和F-15的楔形进气口类似，可以在大迎角时将迎风气流兜住，有利于发动机稳定供气；在水平方向向后斜切一刀则避免了进气道唇口和前进方向成直角，有利于隐身。不过，这种复合斜切，对进气口的气流场设计和整个飞机的气动设计要求很高，弄不好就会弄巧成拙。CARET进气道最早应用在F/A-18E/F战斗机上，到F-22上进一步优化了设计。

采用CARET进气道的F/A-18E战斗机，这种进气道还被应用在F-22战斗机上

使用DSI进气道的F-35战斗机，我国研制的“枭龙”、歼-10改和歼-20战斗机上，也都采用这种进气道

DSI进气道的特点

记：同是四代机，美国的F-35和我国的歼-20却采用的是DSI进气道，这种进气道有什么特点？

王：D S I进气道也叫“蚌”式进气道，是“无附面层隔板超音速进气道”的英文缩写。它采用一个固定的鼓包来模拟以前进气道中的一、二级可调斜板，必须和前掠式唇口配合才能起作用。主要有两个用途：一是起到附面层隔板的作用，因为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低，所以当附面层流经前面这个鼓包时，其流向开始向外偏转，从而被高压气流挤出进气口。二是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，从而提高进气道高速状态下的效率，并减小了迎风阻力。

由于没有附面层隔板和压缩斜板，所以整个DSI进气道没有机械装置，活动部件少，更加稳定可靠，结构重量也大为减轻，有利于飞机减重。最重要的是，DSI进气道可以改善飞机的隐身特性，突出的鼓包可以遮蔽发动机，而且并有利于进气道——机身一体化设计。

记：目前的多波系进气道都可以根据飞机速度使用斜板来调节进气量，DSI进气道要如何来调节不同速度下的进气量？

王：要调节进气道的流量必须有活动部件，这方面最明显的例子就是“台风”战斗机，它的调节斜板伸出在进气道外面，安装在进气口的下唇前面，在低速起降的时候向下打开，这样就能吸到更多的空气，在做大仰角机动时也向下打开，就像一个张开的大漏斗，将气流兜进去。而高速的时候则向上偏转来缩小进气口，减少进气量。而DSI进气道的鼓包是固定的，所以并不能调节进气量，因此，采用这种进气道的战斗机会根据其任务需求，设定一个最优化的速度区间，然后来设计这个鼓包的位置、形状和大小。超过这个速度范围，进气道的性能就会打折扣。

“台风”战斗机进气道的调节斜板非常明显，伸出在进气唇口之外（红圈所示），通过向上或向下偏转可以调节进气量

B-2隐身轰炸机的进气道隐身处理效果是目前最好的，对地面雷达完全是隐身的，对其扁平进气口和弯曲进气道也具有很好的隐身效果

记：近距离看“枭龙”战斗机的DSI进气道，会发现它的鼓包上有很多小孔，这些小孔是做什么用的？

王：这些小孔是用来吸附附面层的。因为鼓包不可能完全的把附面层挤压走，况且鼓包本身也会跟空气接触，自身也会产生少量附面层气流，所以就在鼓包上开设小孔，用来把这些残余的附面层气流吸走。

进气道的隐身设计

记：四代机普遍强调隐身性能，从隐身角度来讲，对进气道设计有什么要求？

王：进气道是隐身飞机的一个重要组成部分，如果进气道隐身不好，会影响整机的隐身效果。进气道隐身设计分里外两部分，里面主要指进气口以内到发动机的这一段，从隐身角度来说，这一段应尽量有所弯曲，比如像F-22战斗机一样使用“蛇”形进气道，或者像F-117那样使用进气口上的网格状格栅形成雷达屏障，或者采用DSI进气道，利用鼓包进行遮蔽，使发动机风扇和涡轮正面不直接暴露在入射的雷达视线之中。这方面B-2隐身轰炸机做得最好，因为B-2的发动机深埋在飞翼结构里，飞翼的上表面扁平的进气口和弯曲的进气道可以保证入射的雷达无法从上方直接照射到发动机的正面，从下方就更不可能了，所以B-2的进气道对地面雷达来说是完全隐身的，对空中雷达也通过扁平进气口和弯曲进气道达到很好的隐身效果

外部主要指进气口本身的隐身处理，这要求尽量避免边界层分离板和进气口唇部和前进方向（一般假定为最主要的雷达入射方向）不成直角。比如F-22使用的后掠式进气道，不光在水平和垂直方向同时向后斜切一刀，还将矩形的进气道截面扭转成斜菱形的，避免了侧面的直立平面。另外对于边界层隔板的隐身问题，要么采用DSI进气道进行替代，要么像YF-23那样，通过在进气口前的下表面开设小孔的方法，利用机翼上表面气压低于下表面的原理，通过孔道将附面层从发动机进气气流中吸除，抽吸到上表面排放。

总的来说，进气道的隐身设计要配合整机的气动布局和结构设计，还要保证发动机的进气要求，不能为了隐身而隐身，要对整机隐身性能和整机作战性能通盘考虑。

记：谢谢王教授接受我们的采访！Ω