今天汽车常识网给各位讲解有关发动机附面层的知识，其中也会对什么是DSI进气道口 有哪些飞机使用了这种设计(dsi进气道)进行解释，如果能碰巧解决你现在面临的问题，别忘了关注本站，现在我们开始吧！

什么是DSI进气道/口 有哪些飞机使用了这种设计

DSI进气道
　　（战斗机）
　　英文全称：Divertless Supersonic Intakes
　　中文：无附面层隔板超音速进气DSI进气道
又称“三维鼓包失无附面层隔道”，它采用一个固定的鼓包来模拟以前进气道中的一、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。据专家介绍，DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点：一是采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高；二是减小了飞机迎风面的阻力，提高了飞机的隐形性能；三是不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，大大减轻了飞机的结构重量。总体来看，DSI进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。而且DSI对速度适应范围很广，FC1采用DSI后甚至可以取消进气道后的放气门，对减轻飞机重量，提高战术性能有极大好处，常规飞机在空气中飞行时，靠近飞机表面有一层空气因为粘滞作用流动较慢，如果被引入进气道会导致进气效率下降，而且由于其流速低，与高速气流作用后容易引发发动机喘振。因此高速战斗机一般都采用具有附面层隔道进气道，看起来进气道与机身之间有个间隙，或采用机头进气，或如大型客机在机翼上吊发动机。 无附面层隔道进气道就是在进气道前采用一个鼓包吹除附面层，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，而且DSI对速度适应范围很广，FC1采用DSI后甚至可以取消进气道后的放气门，对减轻飞机重量，提高战术性能有极大好处。
美国F35战机同样采用DSI进气道
　　枭龙采用DSI进气道
　　2008年底试飞的歼10B采用了DSI进气道
　　2011年歼-20采用了DSI进气口道
　　2011年，竞争舰载教练机的JL9山鹰教练机舰载型使用DSI进气口道
望采纳！！！

飞机进气道设计的难点是什么？难在哪？

1. 超音速条件下的进气
在现代战斗机的设计中，往往重视超音速巡航能力，但是空气进入发动机燃烧室的燃烧是亚音速的，所以超音速飞机进气道需要把进气降低到亚音速才“喂”进发动机，所以进气道的长度以及进气口的构型（如翼边条等）的设计就需要很好的权衡二者关系。

2. 进气道的形状与战斗机隐身效果
传统的较为笔直的进气道会将发动机的红外信号，热信号等暴露无遗，在F-22上应用的S型进气道，将进气道埋在机身内，有效地阻挡了发动机红外信号的散出，达到了隐身的目的。

3. 进气道与飞鸟撞击
需要在进气道内安置防撞格栅，防止发生鸟撞时直接击中发动机扇叶，造成严重损坏。

涡轮喷气发动机的工作原理

动画结构演示：飞机涡轮喷气发动机工作原理，精密且复杂

附面层气流对战斗机有什么影响？怎样减小这种影响？

附面层气流贴附于机体表面，其气流速度远低于正常进气速度，在空气进入发动机时，由于这种空气速度差，容易诱导发动机喘振。一般来说通过设计进气道的附层隔板和放气门，将附面层气流排出，以减小对飞机发动机的影响。比较新的方式，使用DSI进气道，也能够减小附面层气流。

我看所有飞机的涡轮发动机最前面都有一个锥形的头，那个头是什么用的？

从结构来讲是为了固定风扇叶片用的，本身椎体也整流

关于航空发动机的压气机

让我来告诉你吧！ 你说的没错，压气机整体上看是收敛形的，从垂直静子叶片的截面上看，但是静子叶片却又是扩散形的。 压气机的主要功用是对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力，为燃气膨胀做功创造条件，所以整个气流通道是收敛形的，以利于压缩空气。 但是在轴流式压气机中，无论是工作叶轮，还是整流器两个相邻叶片间的通道是扩张形的。如图一； 轴流式压气机由高速旋转的转子和与机匣固定在一起不动的静子组成。每一级转子在前，它的功用是对空气作功，压缩空气，提高空气的压力；静子在后，它使空气扩压；继续提高空气的压力。 静子是由整流器 ( 整流环 ) 构成的，每个整流器由外环、内环和若干个整流叶片形成，整流叶片先固定在内、外环之间，或几个叶片成组地装配在一起，然后再固定在机匣上，形成不动的静子。 转子是由工作叶轮构成的，在轮盘的轮缘上安装有若干个工作叶片便形成一个工作叶轮。 轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力的。根据气动知识得知亚音速气流流过扩张形通道时，速度降低，压力升高。 如图二和图三,用 C 表示绝对速度，w表示相对速度，u表示牵连速度，β是角度，①表示动叶进口时的状态，②表示动叶出口时的状态； C=W+U （矢量和） 则 C1=W1+U1 C2=W2+U2 由图看出， W2C1， 当空气流过工作叶轮叶栅通道时，由于高速旋转的叶片对空气作功，使气流的绝对速度C增大，同时由于叶片间的通道是扩张形的，则使气流的相对速度W降低，相对运动动能转变为压力位能和内能，使气流的压力和温度上升，对气流作功，还使气流的总压和总温都提高。 静子的情况更简单，当气流流过整流器叶栅通道后，由于整流环叶片间的通道也是扩张形的，使气流的绝对速度降低，绝对运动动能转变为压力位能和内能，使气流压力进一步提高，温度也继续上升。由于在整流叶栅通道内是绝能流动，故气流总压略有下降，而总温保持不变。 在叶轮内，绝对速度增大，相对速度减小，同时，总压、静压和总温、静温都提高；在整流器内，绝对速度减小，静压和静温提高，但总压下降 ,总温保持不变。 由此可见，空气在流过压气机时 ,不仅在叶轮内受到压缩，而且在整流器内也受到压缩。在叶轮内，空气压力的提高，是相对运动动能减小的结果；在整流器内，是绝对运动动能减小的结果。但是，不论是叶轮还是整流器，空气增压都是高速旋转的叶片对空气作功的结果。这是因为，如果叶轮不转动，则叶轮进口气流相对速度就得不到提高，同样，如果叶轮不对空气作功，叶轮出口气流绝对速度也得不到提高。

涡轮喷气发动机的结构

轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机（compressor，或压缩机）。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波（shockwave，又称震波），空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层（boundary layer，或边界层）的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角（angle of attack，AOA，或称攻角）时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。 空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。 在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室（afterburner，或后燃器），以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50%，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。

请问，四代机双发动机之间间距问题

宽间距升力效果好，窄间距隐身效果好

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