4-2-8 发动机进气道布置方案分析
    随着吸气式推进系统的发展，导弹与动力装置的一体化布局是当前有翼导弹研制的重要方向，此时，进气道不仅是动力装置的一个部件，同时也是导弹弹体的组成部分。
    进气道（或发动机）的布局型式对全弹的气动特性和发动机的工作都有很大影响。一方面进气道外置增加了导弹的阻力，对弹身、翼面产生纵横向气动干扰，另一方面发动机对进气道的流态较为敏感，发动机的内部参数和性能指标随着进气道实际进入发动机的空气流量而变化。
    一、常用进气道类型
    1．亚声速进气道
    亚声速远程导弹所用的推进装置主要是涡喷、涡扇发动机，其进气系统通常采用“S”形进气道，进气道在导弹上大多采用腹部布局，其外形通常有如下三种：
    （1）外露式
    为保证进气道的流量和避开弹体附面层的影响，要求进气口离开弹体表面一定距离，进气道与弹体之间有较大空隙，如图4.32所示。这种类型的进气道通常是直接安装在弹上并对其外露部分进行适当的整流。这种进气道设计方便，但增大了弹体的结构高度，同时对弹体气动干扰较大。

图4.32 外露亚声速进气道示意图
    （2）半嵌入式
    半嵌入式进气道内型设计必须与导弹外形设计相配合。因进气口部分地或全部地浸没在弹体附面层内，附面层的流动状态直接影响着进气道内流特性的品质，所以增大了进气道内形设计难度，但降低了弹体结构高度，对导弹气动干扰小。
    （3）嵌入式
     嵌入式进气道的进气口就在弹体表面上，如图4.33所示，这种进气道气动干扰小，稳定性好。



图4.33 嵌入式进气道
    2．超声速进气道
    超声速进气道按在设计工作状态下，超声速滞止到亚声速过程相对于进气道进口截面进行分类，可分为3种：若超声速气流在进口截面之外滞止为亚声速，称为外压式进气道；若滞止过程在进气道以内进行，称为内压式进气道；若滞止过程跨于进口截面内外，则称为混合式进气道。这3种类型的进气道示于图4.34。

图4.34 3种进气道类型    超声速进气道还可按压缩表面的几何形状分类。根据进气道压缩表面的几何形状，超声速进气道还可分为平面式和空间式两类，常称为二元和轴对称式。如图4.35所示。
　

图4.35 典型的超声速进气道
(a)平面式；(b)轴对称式
    按进气道在导弹弹体上的布局位置分类，超声速进气道通常分为如下三种类型。
    （1）单进气道 单进气道布局有下列几种形式：布置在弹身尾部上方的单进气道；布置在弹身尾部下方的单进气道（腹部进气道）；布置在弹身前下方的颏下进气道；布置在弹身头部的中心锥式进气道（头部进气道）等，各种形式的优缺点各不相同，主要表现在进气条件、外部气动性能和生产的难易程度等方面，需根据所设计导弹的特点加以选择。
    （2）双进气道 双进气道布局多采用弹身两侧和弹身两下侧布置形式。从发动机进气条件来说，后者好一些；从减少外形阻力来说，前者好一些。
    （3）四管（个）进气道     整体式火箭固冲补燃发动机多采用四管进气道形式，进气道剖面形状有圆形和长方形两种。四管进气道可采用十字形布局和Χ形布局两种形式，为减小阻力系数，在进气道上安装小展弦比的弹翼。
    进气道在导弹弹体上的布局如图4.36所示。



图4.36 不同进气方案的进气道
    二、进气道的气动外形设计
    1．进气道剖面
    进气道剖面形状，基本上是由内型所定，通常多见圆形、方形（或长方形）、腰子形、半圆形。
    2．进气道底部收缩形状
    进气道的前段由内型决定，后段则进行整流，其整流形状主要有以下几种
    （1）单面收缩形
    收缩段的横剖面在一个方向（XOY平面内）逐渐缩小，最后在弹体表面上形成一条线（见图4.37）。这种形状设计和生产都比较简单，但是有尾橇涡存在，同时收缩母线设计得不当，易造成底部死水区，使阻力增加。
    

图4.37 进气道底部单面收缩示意图
    （2）双面收缩
    在XOY和XOZ两个平面内均有收缩，最后形成一点，见图4.38。这种设计不仅是为了改善进气道底部流态，而且是为了充分利用底部使其产生一定的气动力，以满足弹体气动特性要求，如腹部进气道采用这种形式可以产生侧力，提高静稳定度。
    （3）流线型收缩
    这是一种古典型式，其收缩段为半流线体，主要从减少阻力的目的出发，其外形设计、生产都比较复杂，但可避免尾橇涡和底部死水区的发生。


图4.38 进气道底部双面收缩示意图
    三、弹用进气道的发展
    导弹是一次性使用的作战武器，弹用进气道的设计有些不同于飞机进气道的特点，例如，弹用进气道一般不采用结构复杂的几何可调压缩面，冲压发动机进气道出口流场畸变的设计要求不如装有涡喷或涡扇发动机的飞机进气道那样严格。早期使用的超声速战术导弹，两台冲压发动机并联外挂于弹体两侧，这种布局使导弹武器系统的体积和阻力增大。然而，在导弹总体设计与冲压发动机设计之间虽需协调，但相互依赖程度相对较小，设计较为简单，进气道设计仅作为冲压发动机的一个单独部件来进行，通常注重研究进气道本身的设计技术和性能，只考虑它的气动性能能否满足发动机的设计性能要求。
    当今导弹为了减少体积和质量，增大速度和射程，采用了弹体与进气道一体化设计技术。这样，就要求在进气道设计中考虑到对弹体和弹翼的干扰和它们对进气道进口流场的影响。整体式冲压发动机导弹进气道的设计必须重视利用导弹前弹身或翼面流场的作用，为进气道进气提供预压缩；另外，从隐身技术要求，提出背置和“Z”形进气道方案；研究减少雷达的反射面积和将雷达波经其通道后不再反射。
    四、进气道类型和布局的选择
    可供整体式冲压发动机选用的进气道类型一般有轴对称和二元进气道，有时也选用如图4.42所示的类型。进气道类型的选择主要取决于各类进气道的速度特性和攻角、侧滑特性，而布局位置主要取决于导弹总体布局要求、装载方式、转弯控制方式等。
    英美两国于50年代分别研制成功的“海标枪”、“黄铜骑士”导弹，采用的都是轴对称单锥进气道，它配置在导弹头部或在外挂式冲压发动机的头部，这样进气道与弹体之间的气动干扰很小，进气道的气动设计比较简单。这种头部进气的轴对称单锥进气道在攻角

的条件下气动性能较好，但

时，性能迅速恶化。
    如果弹身头部需要安放雷达或红外导引装置，就难以采用头部进气道。对于射程较小的小型空空或空地导弹，要求在制导转接处和末制导控制期间，以大攻角飞行以获得需要的机动性，在这种情况下，可选择尽可能靠前的两个位于45度腹侧（弹身两下侧布置形式）的二元进气道，这样可使进气道少受弹体的影响，导弹可借助发动机气动力获得较大攻角，实现高的机动性。这样布置的二元进气道本身也具有较好的攻角特性。当导弹所要求的攻角和侧滑角较小时，可选择2个或4个旁置的轴对称进气道。
    研究表明，颏下进气道（布置在弹身前下方）和两侧进气道具有良好的正攻角特性，随着攻角的增大，流量系数和临界总压恢复系数不仅不减少，反而有所增加。与轴对称进气道相比，二元进气道具有较好的攻角特性。目前以先进的整体式冲压发动机为动力的导弹，不少选用二元进气道，例如，法国的ASMP空地导弹就选用位于弹体两侧的二元进气道。