主题：从四代的进气道说起 -- 乘波而来

这段时间很多事，一直没有写的帖子，看到它沉下去了也没办法。今天有时间补充一下，大家愿意看就看看。

首先说明我对四代以及苏27的进气道入口面积估计严重失误，现更改如下：

四代目测估计，进气道入口高约1.3米，宽约0.6米，等效截面积约0.78平方米；F22进气道口高约1米，宽约0.7米，等效截面积约0.7平方米；苏27进气道入口高0.8米，宽约0.6米，等效截面积约0.48平方米。其中四代的进气道入口等效截面积约与苏27之比是13:8，四代与F22等效截面积之比约7.8:7；F22与苏27等效截面积之比约35:24。由于影响喷气发动机推力的因素并不止进气量一个因素，还有风扇—压气机的压比和涡轮前温度、尾喷口效率等因素，另外我们已知的F119的压比是35，涡轮前温度是2000K，而AL31的压比约26，涡轮前温度是1679K。那么我们就不好直接比较F22和AL31的推力和进气量的关系，F119的非加力推力约11吨，加力推力约15.7吨。AL31的非加力推力约9吨，加力推力约13.2吨。根据这些数据表明，即使增加了压比和涡轮前温度，增加的的推力也不是和增加的进气量成正比的，推力之比要比进气量之比要小一些。我们根据这些数据做一个假设：假如四代的设计目标发动机与F119相似，也达到较高的压比和涡轮前温度，那么四代的推力应略大于F22的F119发动机推力，比苏27肯定要大一个等级，基本可以做到非加力最大推力等于或略小于AL31的加力推力。

另外前一次写《从四代的进气道说起—次轨飞行器1》的时候太匆忙，没有来得及详细说加莱特进气道，再加上那个图单靠我手画很难，因此我决定把这个图拍照下来然后再说说A型构型是如何构型的（俺没有扫描仪，只要用照片照下来凑合了，看不清楚将就一下吧）。

首先说明，A构型是基于斜激波来构型的，在斜激波的流场中，我们可以近似地认为激波面是一个平面。我们先设定该斜激波与来流的夹角为θ，首先选一个点O作为原点，然后选激波面上任意两点B1和B2。根据给定的θ和超声速来流的马赫数M，确定气流偏转角（气流偏转角：超声速来流经过激波后，会根据激波与来流的夹角以及马赫数产生一个流向的偏转，偏转后的气流方向与来流方向的夹角就是气流偏转角）δ。通过来流流线OA，构筑平面OAB1，OAB2。过A点做垂直于激波平面的垂线，垂足为D，垂线过偏转后的气流流线于C，做OB1C和OB2C。这样就构成了一个A型乘波构形。

一个单激波的A型进气道如上图所示，A构型的内表面就是进气道的压缩面，θ角为来流面与上下唇口连线的夹角，β为来流面与激波面的夹角，当θ等于β时，激波面刚好搭在下唇口上。

然后我们再探讨一下如F22的加莱特进气道进口的波系问题，首先肯定有前面所说的这道斜激波，那么加莱特进气道喉部是否也会像F15苏27等楔形多波系进气道一样也有结尾正激波呢？要讨论这个问题就先回答两个问题：

1、 什么条件下会产生激波？

2、 什么条件下会产生正激波？

我们来逐一回答：

1、 这个问题很好回答，兹要是军迷都知道：只要在物体在超音速气流中就会在物体前面或表面产生激波。

2、 正激波产生的条件比较特殊，至少分两种情况：第一，超音速气流通过管道时，在管道内壁会产生垂直于来流的正激波。此种正激波最强，经过正激波的气流速度会降为亚音速，不会发生气流偏转。第二，当物体在超音速气流中时，如果物体迎风面像个正方形，那么就会在物体前形成一个弓形激波，弓形激波的中间部分可以近似地看做正激波。

那么我们再来讨论一下加莱特进气道喉部是否可以产生正激波，首先可以确定的是斜激波是一种比较弱的激波，如果来流速度超音速较多，经斜激波减速压缩后的气流速度仍旧会超音速。如果来流速度超音速很少，那么经过斜激波减速压缩后速度就降为亚音速了。那么在加莱特进气道喉部，由于进气仍旧是超音速的，那么就会差生一道正激波，经过正激波后进气来流会减为亚音速。

通过这一问题我们可以做一个简单分析，如上面加莱特进气道的构型，当θ<β时，这时的来流经过斜激波和喉部正激波两级压缩，斜激波与喉部正激波没有干扰。当θ=β时，这时斜激波与喉部正激波刚好在下唇口处相交，此时进气压缩效率最高，这也就是最优设计速度的工作状况。当速度超过这一范围时，θ>β，斜激波进入了进气道内部，这时就在下唇口正面产生了一个弓形波，在进气道内部，这个弓形波可以看做是又一道斜激波，这道斜激波会与上唇口的斜激波互相干扰，产生滑流层进入进气道，然后再进经过进气道内的正激波，对进气产生干扰，因此可以根据F22进气道的两个斜切推断它的最大飞行速度，至于是多少，我目测不出来，只能猜测应该小于F15的M2.5。