1樓：溫柔
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。
請問發動機進氣道的一般長度為多少？是進氣道長度，不是發動機的長度！
2樓：
是問噴氣式飛機進氣道長度吧，這個沒規律。和飛機總體佈局、渦扇渦噴、超音速亞音速有關。
總體佈局上，機頭進氣的肯定比機腹、兩側、機背進氣口長，比翼下懸掛、翼中插嵌、翼上馱置等更長。
渦噴的比渦扇的長，因為渦扇發動機直徑相對渦噴大很多，核心機直徑相對就小了，所以顯得多粗，且渦扇的風扇段可以部分取代進氣道後段的長度。
超音速的進氣道需要比亞音速的更高的進氣壓縮幅度和效率，因此需要較長的進氣道來佈置鼓包、調節板、調節錐並提供足夠的距離以有充裕的時間來壓縮氣流。
各種噴氣機進氣道的具體長度，從零（只有亞音速渦扇才可能，稍微突前的外殼實際上主要起保護風扇作用）到十幾米都有，最長的是英國閃電戰鬥機的進氣道。
3樓：匿名使用者
這都是根據發動機大小來設計的，沒有統一的標準，不明白這問題有什麼用呢？
殲10前面那個大窟窿是做什麼用的？
軍機,客機進氣道的區別
4樓：匿名使用者
----軍機的進氣道要照顧從起降時200-300的空速，一直到2馬赫以上的空速，條件變化相當大，而且還要考慮大迎角和側滑等劇烈機動時的進氣穩定性，影響因素很多。
----所以會有進氣調節錐式的進氣道，如殲七，幻影系列等；還有斜板式進氣道，如f15，米格25之類；最新的有鼓包式，如f35，梟龍。
----根據主要作戰空速的不同，甚至進氣道脣口都不一樣，亞音速的脣口就圓潤一些，超音速的脣口就很尖銳，總之很複雜，構型也很多。
----客機就簡單多了，如今的客機基本上都是直接把發動機掛在機翼下面，小一點的支線客機或者公務機則掛在尾部，發動機直接面對氣流，進氣效率最高，阻力最小，就無所謂進氣道了。
----幾十年前的噴氣客氣還有流行尾部裝三臺發動機的，比如三叉戟，波音727，圖154等，現在還在生產的有法國的隼式公務機。這種構型的中間那臺發動機是需要進氣道的，但是，這種進氣道也只需要考慮900左右空速時的最佳效率就已經夠用了，因為客機一般也就很穩定地飛這個速度。
-----所以，客機要麼就沒有進氣道這一說了，要麼就很簡單。
當飛機的飛行速度大於、小於壓氣機進口的速度的時候，對於亞音速進氣道，畫出2種情況速度，溫度，壓力圖 50
5樓：匿名使用者
當飛機的飛行速度大於壓氣機進口的速度的時候：
當飛機的飛行速度小於壓氣機進口的速度的時候你自己推算吧，也就0-01段不一樣……
望採納…
為什麼飛機進氣口有圓有方 ?
6樓：攻受皆可
噴氣飛機的發動機進氣口形狀不一，有圓的、扁扁的、矩形的、楔形的等等，這是為了適應飛機總體設計、發動機效能和飛行用途的需要。
7樓：匿名使用者
為什麼飛機進氣口有圓有方？ 噴氣飛機的發動機進氣口形狀不一，有圓的、扁扁的、矩形的、楔形的等等，這是為了適應飛機總體設計、發動機效能和飛行用途的需要。 噴氣發動機是靠空氣和燃氣做功來為飛機提供推力的。
因此，進氣道能否順暢地通過進氣口吸入空氣，對整臺發動機的效能以及發動機產生推力的大小有著重要影響。在複雜的條件下工作的戰鬥機對進氣道的要求更為苛刻。 進氣道分為亞音速進氣道和超音速進氣道兩大類。
亞音速進氣道的進口多為圓形。這是因為來流速度較低，空氣可直接引進，不需進行預壓縮，進氣口面積孔不用調節。飛行 m數<1.
4的飛機常採用這種進氣道， m數在1.6~1.9的飛機也有使用的。
超音速進氣道（又稱二元進氣道）的道口多為矩形或近似矩形，通常有一種楔形的預壓縮面，即脣口像被刀切了一下。空氣通過這種尖銳的斜面進行預壓縮後，超音速來流的一部分動能轉變為壓力能，其作用是使空氣減速，提高進氣效率。這種形式的進氣口面積可根據飛行狀態的需要調節。
如「狂風」式多用途戰鬥機的發動機進氣道就是這樣設計的。它具有水平可調斜板，在高馬赫數時可自行調節。飛行 m數》1.
5的飛機常採用這種形狀的進氣道。 另一種超音速進氣道的道口幾何形狀為圓形（包括半圓、1/4圓）。這種進氣道被稱為三元進氣道。
與亞音速圓形進氣道所不同的是，它帶有一箇中心錐面的預壓縮面。中心錐體的位置或錐角是可調的，以提高進氣效率，適應飛行需要。
什麼是可調式進氣道？
8樓：安熠鐵娥
在超音速條件下，必須將空氣速度減到亞音速才能供給發動機，不可調進氣道的減速設計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。
由於在超音速段流體的流管變粗會使流速減小,所以在發動機進氣道中安裝一個可調壓縮面,如果這種壓縮面是平面楔型的,就稱為二元可調進氣道,如f15、f22，如果是圓錐型壓縮面就稱為三元可調進氣道，如幻影2000.
通過調節激波錐伸出長度和斜板角度，改變喉部面積，使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。
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。
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