“进气道”术语辨析：此进气道非彼进气道

“进气道”是航空航天推进领域的一个技术术语。进气道基本功能是实现吸气式喷气发动机所需空气的捕获和输运。作为飞行器主动力，吸气式发动机种类多、应用极为广泛。吸气式发动机热力循环基本由压缩、加热、膨胀、放热等热力过程构成。

吸气式发动机主要分类

作为吸气式飞行器的核心功能部件，进气道按飞行器飞行速度、进气道在飞行器上的位置、进气调节方式、进气口形状、气流压缩形式等可分为很多类型。进气道主要性能参数包括总压恢复系数、流量系数、阻力系数和出口流场畸变指数等。

民航客机进气道

客机、运输机等亚声速飞机进气道很短，发动机安装多采用短舱形式。超声速飞机发动机安装位置多在后部，进气道可能比较长。

超声速飞机进气道

对于有压气机吸气式喷气发动机和无压气机吸气式喷气发动机而言，进气道的概念、描述对象和功能却存在着实质性差异。

进气道与有压气机吸气式发动机

有压气机吸气式喷气发动机，即涡轮类发动机，其配套的进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机正常工作，即将足够的进气量、以最小的流动损失捕获，并顺利引入压气机或风扇与压气机。进气道影响空气流量，从而影响发动机有效推力；进气畸变影响发动机的工作特性。

进气道性能、进气道与发动机相容性直接影响发动机工作状态，进而影响整个动力系统的稳定性和综合性能。进气道与发动机相容性即工程技术上常说的进发匹配，包括进气道与发动机流量匹配和流场相容两大方面。

流量匹配是进气道要保证在飞行包线内任意点都能提供发动机所需求的空气流量，满足质量守恒和流量连续的工作条件，同时实现尽可能高的总压恢复系数、能量损失小。

流场相容指进气道出口速度场、温度场、压力场等流场品质与发动机的风扇、压气机的抗畸变能力相容。

如果在飞行包线内出现进发不匹配，可能会诱发压气机失速、发动机喘振和失稳等故障。因此，进发匹配不仅要在发动机设计点实现，而且要在非设计状态的全部飞行包线内满足匹配要求。进气道与发动机的相容性，需要经过飞行试验的验证和评定，以保证发动机安全稳定运行。

涡轮类发动机的热力循环是布雷顿循环，其第一个热力过程是绝热压缩，基本从空气进入压气机开始，压缩过程主要由压气机实现。当飞行速度大于压气机进口气流速度时，进气道对空气初始增压也有贡献。

涡轮发动机的布雷顿循环

进气道与涡轮发动机的相互关系，实际上存在着截然相反的认识，而且都有一定的认知基础。

认为进气道是涡轮发动机的组成部分：

（1）从气动专业和发动机性能角度，包含进气道的涡轮发动机需要统筹研究；

（2）很多情况下进气道具有来流压缩功能，特别是超声速进气道在来流增压中占有很大比重；

（3）航空涡轮发动机教科书多把进气道定义为发动机的组成部分。

进气道与涡轮发动机是相互独立的物理概念，也是相互独立的实物主体，彼此没有隶属关系：

（1）飞行速度较高时进气道参与来流压缩，但空气流经进气道不是全部涡轮类发动机热力循环不可或缺的热力过程；

（2）教科书将进气道作为涡轮发动机部件的同时，具体描述基本以“进气由飞机进口至发动机进口的管道称为进气道”、“进气道将自由流空气引入发动机”等类似表述逻辑上明确了进气道与发动机相互配合、互不隶属、彼此并列的关系；

（3）进气道不在涡轮发动机技术体系之内：航空涡轮类发动机通用规范等顶层标准中发动机不包括进气道，且明确发动机与进气道是连接关系；航空发动机制造商产品普遍没有进气道；选定发动机后的进气道设计也不由发动机专业承担。

民航客机进气道及在飞机上的位置

大涵道比涡扇发动机

亚声速飞机进气道与涡扇发动机串行安装。透过进气道清晰看到发动机的风扇及叶片。

超声速飞机进气道与涡扇发动机的相对位置。从进气道入口不一定看得到发动机的任何部件。

对进气道与涡轮发动机从属关系的不同理解，并没有影响涡轮发动机、进气道的科学研究、技术发展和产品研发。

进气道与无压气机吸气式发动机

无压气机吸气式喷气发动机主要是冲压发动机，包括亚燃冲压发动机、超燃冲压发动机，主要应用于超声速、高超声速飞行器。冲压发动机相关的进气道与涡轮类发动机飞行器推进系统的进气道有着本质的不同。

冲压发动机进气道是发动机的有机组成部分，承担吸入空气的流量捕获和压缩功能，即对来流空气减速增压，提供或通过隔离段提供下游燃烧室所需的压缩空气，与燃油掺混、燃烧释热，增高气体焓值，增强膨胀做功能力。对来流空气增压而言，冲压发动机进气道的功能相当于涡轮发动机的压气机。

吸气式高超声速飞行器和超燃冲压发动机机体推进一体化特征突出，飞行器前体承担部分压缩功能。飞行器前体与发动机进气道为连续的气动型面，没有明显的物理、几何和结构界面，工程上需要人为划定前体与进气道界限，以进行一体化设计和性能优化迭代。

冲压发动机的热力循环同样是开式布雷顿循环，其第一个热力过程同样是绝热压缩，但这个绝热压缩过程主要由进气道完成。即：以进气道为主的进气绝热缩压与等压加热、绝热膨胀、等压放热4个热力过程构成冲压发动机完整的热力循环。

“冲压发动机的进气道”是一个准确的表述，确切的含义是作为冲压发动机的组成部分，进气道承担来流空气减速增压的作用，其热力功能是绝热压缩（指理想循环的绝热压缩，工程中存在与壁面热传导等损失）。

超燃冲压发动机进气道作为热力循环的第一个过程对来流空气进行压缩

冲压发动机的布雷顿循环

涡喷发动机由压气机实现空气压缩。亚燃冲压发动机、超燃冲压发动机由进气道完成空气压缩。

冲压发动机本体包括进气道、隔离段、燃烧室、喷管等部件，进气道与燃烧室或进气道-隔离段-燃烧室需要匹配工作，以避免出现因飞行速度降低或飞行姿态改变等发动机外部原因引发的进气道不起动现象。

在冲压发动机和相关的飞行器技术中讲“进发匹配”或“进发排匹配”是不准确的表述，对进气道与冲压发动机相互关系形成误导、造成误解。

以有压气机吸气式喷气发动机和无压气机吸气式喷气发动机为背景，中文“进气道”、英文“inlet”或“intake”，同一术语表述的对象、功能和隶属关系存在着实质性差异，是技术发展过程的历史和习惯使然，也是较为特殊的术语使用情况。还曾用扩压器一词（英文diffuser）或其它英文单词，词意都不分彼此，使用也越来越少。

因此，针对不同的功能和对象，“进气道”术语不加区分地普遍使用已是既成事实。但对涡轮发动机、冲压发动机和飞行器的技术工作，区分和准确掌握进气道概念是必要的。

正确理解进气道概念的意义

高超声速技术是当代科技发展的前沿和热点，工程应用方兴未艾。“高超声速”术语是前辈科学家根据物理学学科分类和声学国家标准有关定义认真推敲确定的规范表述。

现在媒体上时常出现“高超音速”以及“音速”、“超音速”等词，虽不至引起过多混乱，但是对专业的随意和对“声”、“音”混用历史与科学规范的漫不经心。因此，正式场合应使用“高超声速”，以体现科学性、严谨性和科学素养。

涡轮类发动机推进系统和冲压发动机都有进气道，但“此进气道非彼进气道”。准确使用“进气道”术语对冲压发动机技术发展有着积极的意义。

进气道承担冲压发动机热力循环的压缩过程，是发动机的组成部分。冲压发动机领域讲“进发匹配”是概念性错误。准确认识和把握进气道与冲压发动机的从属关系，有利于工程上工作界面的合理划分和确定。

准确理解冲压发动机热力循环的完整性，有利于超声速、高超声速飞行器结构集约化、机体推进一体化和空天动力技术的深化研究。特别对远航程飞行器，气动布局、升阻特性、系统控制矛盾突出，如采用贯穿式进气方式，或以过渡管道调节布局、质心，可能影响载油量，进而影响载荷能力或航程，需在飞行器主要性能上认真分析、权衡。

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