3.7 进气道与尾喷管参数的选择 3.7.1 进气道的功用、设计要求 I. 进气道的功用 将流入进气道的空气减速增压 II. 进气道总压/压力恢复系数 进气道出口总压与进气道进口总压之比，称为进气道总压/压力恢复系数 进气道总压恢复系数是衡量进气道效率的参数III. 选择进气道参数时应该满足的要求 (1) 保证发动机所需的空气流量； (2) 使进气道的总压恢复系数最大； (3) 与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽可能得小； (4) 要求进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质好，等等3.7.2 进气道的类型(4类) (1) NACA嵌入式(平贴式)进气道 将附面层吸入，总压恢复系数低，已经很少采用 具有很低的阻力 多用于冷却进气口、APU进气口,F-93,(2) 皮托管式或正激波进气道 亚音速飞机常采用的进气道 超音速飞机也可以采用(称为正激波进气道)3) 锥形或中心体进气道 适合于超音速飞机使用4) 二维斜板式进气道 适合于超音速飞机使用3.7.3 亚音速进气道 I. 亚音速进气道形式 亚音速进气道通常采用简单不可调扩散式进气道(皮托管式进气道) II. 亚音速进气道参数 (1) 进口面积(捕获面积) (2) 进气道长度 (3) 进气道前缘唇口半径,III. 亚音速进气道特点 (1) 设计经验丰富，总压恢复系数高，可以达到0.97~0.98。
(2) 结构简单，重量轻，在设计点处工作稳定 (3) 有些超音速飞机(如F-16)也采用这种形式的进气道，只是其唇口前缘半径较小3.7.4 超音速进气道 I. 超音速进气道原理 通过多道（弱）激波，将超音速气流减速，加大压力恢复系数(可达95%) ，减小推力损失 M2减速到亚音速： 方案1 通过正激波减速，总压恢复系数为72%； 方案2 先利用10°斜角，减速到M1.66，总压损失仅1.4%；再通过正激波减速到M0.65，总压恢复87.2%，总的压力恢复系数为98.6%*87.2%=86%II. 超音速进气道的压缩方式 (1) 外压式 图 (2) 内压式 图 (3) 混合式 III. 超音速进气道的进口形状 图 (1) 二元(矩形) (2) 三元(圆形、半圆形),IV. 超音速进气道的波系结构 图 (1) 二波系 (2) 三波系 (3) 四波系 (4) 等熵多波系 超音速进气道主要的压力损失是激波损失一般而言，斜激波的数目越多，总压恢复系数越大图 各种进气道的适用范围,V. 超音速进气道的流量系数 超音速进气道的流量系数φ ，是指实际进入进气道的空气流量与可能的最大流量之比；也等于进气道进口面积与自由流截面积之比。
进气道的工作状态与其流量系数有关图,VI. 二元超音速进气道 (1) 特点 (2) 参数 图 调节板折角δ 激波角β 进口面积/捕获面积 进气道前缘唇口半径,(3) 参数选择过程 (a) 确定调节板的级数及波系结构 (b) 查曲线求出最佳的调节板折角(均匀减速)及其对应的激波角 图 单级二波系 二级三波系 三级四波系,,(c) 确定进口面积/捕获面积 其中，φ 取 0.8~0.85 (d) 确定喉道面积 图,(e) 确定前缘唇口半径 超音速进气道前缘唇口半径为进气口前端面半径的3~5% (f) 根据调节板折角、激波角、进口面积等，按照几何关系协调调节板的长度4) 外压式可变几何形状进气道,VII. 三元可调(轴对称)超音速进气道 图 (1) 与二元进气道类似，要求设计状态时，斜激波交于进气口前缘，此时总压恢复系数最大 (2) 速度增大时，调节锥前伸；速度减小时，调节锥后缩，以使进气道总处于最佳工作状态 (3) 参数选择与二元进气道类似3.7.5 进口面积(捕获面积)的统计计算方法,3.7.6 进气道附面层抽吸及隔道 超音速进气道为了防止压缩面上发生激波——附面层干扰分离，压缩面上往往需要采用附面层抽吸，以提高进气道的总压恢复。
对于机身侧面进气的进气道，进口前的机身产生的附面层必须隔除(F22、J10)，尤其在超音速时 如果进口很接近机头，在2~4倍进口直径内，可以不用机身附面层排除措施主要的机身附面层排除措施有： ① 台阶式隔道(只适用于亚音速飞机) ② 附面层旁路管道 图 ③ 抽吸型附面层隔道 ④ 沟槽式附面层隔道等 图 附面层隔道的厚度，与进气口距机头的距离有关初步设计时，可按照距机头每米不小于10mm的标准来选取3.7.7 进气道在飞机上的布置 隐埋式发动机的进气道位置有图：机头进气、机身两侧进气、腹部进气、“腋窝”进气、背部进气、后机身上方进气和机翼前缘进气等 吊挂式(短舱式)发动机的进气道位置有图：机翼吊挂式短舱进气和后机身吊挂式短舱进气等 一般要将前起落架布置在进气口之后头部进气,颚部进气,背部进气,两侧进气,腋下进气,F-107,AMX（意/巴）,机翼上表面进气,机身背部和翼吊发动机舱,机翼前缘进气,翼根进气,Victor（英）,背部短舱进气,发动机吊舱进气,腹部进气,腹部进气,3.7.8 DSI进气道 Diverterless Supersonic Inlet,DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”，也有人根据其外形称之为“鼓包式”进气道 DSI进气道是洛克希德•马丁公司耗时 10 年开发的全新概念的超音速进气道，其突出特点是取消了传统超音速进气道上面的附面层隔道以及其他一些复杂机构，也因此减少了生产和维护费用。
DSI进气道采用一个固定的鼓包来模拟常规进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的 DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点： (1) 采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高； (2) 减小了飞机迎面阻力，提高了隐形性能； (3) 不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道，大大减轻了飞机的结构重量3.7.9 尾喷管的型式和主要参数选择 I. 尾喷管的功用和要求 尾喷管的功用是将发动机燃气的压力势能有效地转变为排气的动能，使发动机以最高的效率，最小的能量损失产生最大的推力对尾喷管的基本要求是：能保证在飞机全部的飞行使用范围内，都能够与发动机的工作很好地协调和匹配，始终保持较高的效率 此外，飞机的外部阻力的影响也应考虑喷管还需要冷却，四周应留有足够的冷却通道，有的飞机还需要加装反推力装置II. 尾喷管的主要形式 尾喷管的主要形式有： (1) 收敛喷管，又可分为固定不变收敛喷管和可变面积收敛喷管； (2) 引射喷管； (3) 可调收敛-扩散喷管(C-D喷管)； (4) 矢量喷管III. 尾喷管的面积 作为初步设计，可以根据进气道进口面积进行适当的近似计算来得出喷管面积。
对于亚音速收敛喷管或者处于关闭位置的C-D喷管，其所需的喷管出口面积大概是0.5~0.7倍的进气道进口面积 对于最大超音速加力工作状态，所需的喷管出口面积大约是1.2~1.6倍的进气道进口面积 IV. 反推力装置 图,。