1樓：捉摸不透丶澈篔
超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。
①外壓式進氣道：在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。
按進氣口前形成激波的數目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外壓式進氣道的缺點是阻力大。
②內壓式進氣道:為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。
內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態效能不好，起動困難，在飛機上未見採用。
③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。
為什麼飛機的進氣口都在下方
2樓：南川鍾會
現代噴氣式戰鬥機的主要分為兩側進氣和腹部進氣
飛機噴氣發動機的進氣口設在飛機的哪個位置上，是根據飛機的設計要求而定的。發動機裝在機身內的飛機，採取兩側進氣的方式，可以讓機頭空出很大空間用來安裝雷達和其它裝置。但此時飛機阻力會稍大一些，而且飛機做不對稱飛行時，氣不是正對進氣口，而是稍微偏離一定角度，因而進入發動機的氣流均勻度差。
所以設計這類進氣道時，要考慮克服這一問題。腹部進氣的優點是進氣道比較簡單，效率高，適合大迎角行狀態，但進氣口太靠近地面，容易吸入外來物，對機場跑道的清潔度要求高，在土跑道上不宜起降。
戰鬥機下面的那兩個口是什麼 20
3樓：影無歌
進氣的，噴氣引擎，當然要先進氣再噴氣，你看那些民航客機的發動機，雖然樣子像螺旋槳，其實也是吸氣的，壓縮後再從後面噴出去。
4樓：匿名使用者
那是發射魚雷的
回答者： ps玩家吉八毛 - 童生 一級
呵呵.飛機也發射魚雷了.
5樓：匿名使用者
發動機進氣道！燃燒需要空氣
6樓：匿名使用者
進氣口。飛機的噴氣式發動機的工作原理是：將從進氣口進來的空氣壓縮並和自帶的燃料混合、燃燒，產生的高溫高速氣體從尾部的噴氣口噴出，產生推力。
7樓：
進氣道air intake
[編輯本段]概述
空氣噴氣發動機所需空氣的進口和通道。進氣道不僅供給發動機一定流量的空氣，而且進氣流場要保證壓氣機和燃燒室正常工作。渦輪噴氣發動機壓氣機進口流速的馬赫數約為0.
4，對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉變為壓力能。隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用越來越大，在超音速飛行時的增壓作用可大大超過壓氣機，所以超音速飛機進氣道對提高飛行效能有重要的作用。
現代飛機的特點是飛行速度和高度變化範圍大。殲擊機還要經常在大迎角、大側滑角狀態下飛行。在一切飛行狀態下進氣道都應保證：
發動機所需要的空氣流量；能量損失小;流場均勻穩定;外部阻力低。高速狀態效能好的進氣道一般來說低速效能則要差一些，這在超音速飛機上尤其突出。在大迎角下進氣道的效能顯著惡化，流場不均勻性增大，以致引起進氣道和發動機工作不穩定。
此外，進口處的流場還要受到飛機其他部分，如機身、機翼的影響。進氣道所佔容積較大，對飛機的外形、內部安排以及其他部件的工作也有影響。
[編輯本段]亞音速進氣道
進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。內部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成，通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。
亞音速進氣道在超音速工作時，進氣口前會產生脫體正激波，超音速氣流經過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。激波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進氣道構造簡單、重量輕，在馬赫數為1.
6以下的低超音速飛機上也廣為採用。
[編輯本段]超音速進氣道
超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。①外壓式進氣道：
在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。按進氣口前形成激波的數目不同又有2波系、3波系和多波系之分。
外壓式進氣道的缺點是阻力大;②內壓式進氣道:為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。
內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態效能不好，起動困難，在飛機上未見採用；③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。
[編輯本段]進氣口的位置
進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。①正面進氣：進氣口位於機身或發動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優點是構造簡單。
機身頭部正面進氣口的最大缺點是機身頭部不便於放置雷達天線，同時進氣道管也太長；②非正面進氣：包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣和翼下進氣。它們在不同程度上克服了機頭正面進氣的缺點。
在非正面進氣方案中須防止進氣口前面貼近機身或機翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進入進氣道。為此，進氣口與機身或機翼表面要隔開一定距離，並設計一定的通道把附面層抽吸掉，這相應地會增加一些阻力。腹部和翼下進氣充分利用了機身或機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件。
[編輯本段]可調進氣道
在超音速條件下，不可調進氣道只在設計狀態下能與發動機協調工作，這時進氣道處於最佳臨界狀態。在非設計狀態下，譬如改變飛行速度，進氣道與發動機的工作可能不協調。當發動機需要空氣量超過進氣道通過能力時，進氣道處於低效率的超臨界狀態。
當發動機需要空氣量低於進氣道通過能力時，進氣道將處於亞臨界溢流狀態。過分的亞臨界狀態使阻力增加，並引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設計狀態下也能與發動機協調工作（即進氣道與發動機匹配），提高效能，廣泛應用可調進氣道。
常用的方法是調節喉部面積和斜板角度，使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設有放氣門，將多餘的空氣放掉，不使進氣道處於亞臨界溢流狀態。同時，為了解決起飛狀態進氣口面積過小的問題，還設定有在低速能被吸開的輔助進氣口。
8樓：匿名使用者
通風口！不進空氣燃料如何燃燒！
9樓：匿名使用者
噴氣式飛機的進氣口
飛機的進氣道的問題
10樓：匿名使用者
空氣流過機身時，在離機身很近的地方受摩擦影響，流速減慢，氣流紊亂，尤其是離機身表面幾毫米甚至幾釐米以內的地方，稱“附面層”。如果附面層中的不穩定氣流進入發動機，會擾亂發動機內的流場，使之工作不穩定。因此進氣道要與機身保持距離，像殲-8進氣道內側還有一伸出的附面層隔板。
殲10前面那個大窟窿是做什麼用的？
殲20比f22哪個強？
11樓：匿名使用者
殲20戰鬥機：(1)殲-20採用單座、雙發、全動差動雙垂尾、dsi進氣道(無附面層隔道超音速進氣道)、上反鴨翼帶尖拱邊條的鴨式氣動佈局。(2)殲-20的鴨翼是全動的，殲-20的雙垂尾也是全動的。
(3)殲-20可動邊條，位於鴨翼和機翼之間。(4)殲-20採用了dsi(無附面層隔板超音速進氣 )，用三維複雜曲面的凸曲面(鼓包狀，用於壓縮氣流)把進氣中的附面層迎面剖開，然後用壓力梯度頂到進氣口的兩角洩放。(5)殲-20是唯一採用腹鰭的，f-22、f-35、t-50 都沒有采用腹鰭。
(6)殲-20戰鬥機空中機動時前端鴨翼的偏轉，以及機尾固定的腹鰭，都會在飛機前方和側面形成較大的雷達反射面。訊息稱已經採用的區域性等離子體隱身技術、反無源探測塗料，可以使中國五代重殲隱身效能達到或超越f-22。(7)殲-20的儀表板採用了一個尺寸為8×20英寸的大型全景多功能顯示器(mfds)，截止到2023年最大的戰鬥機顯示器，殲-20採用了先進的光傳操縱系統。
光傳操縱系統是在電傳操縱系統上發展起來的，也是後者的發展趨勢。(8)殲20目前採取的1475型雷達(9)殲-20在機腹部位有一個主彈倉，機身兩側的起落架前方各有一個側彈倉。(10)殲20可攜帶遠端空對空導彈：
霹靂-21;中程空對空導彈：霹靂-12d或霹靂-15;近程空對空導彈：霹靂-10;近程空對空格鬥導彈：
霹靂-8;精確制導滑翔炸彈：雷石-6。
f22戰鬥機：(1)f-22機身蒙皮全都是高強度、耐高溫的bmi複合材料。(2)f-22採用雙垂尾雙發單座佈局。
(3)f-22在平面內為帶高位梯形機翼的帶尾翼的綜合氣動力系統，包括彼此隔開很寬和帶方向舵並朝外傾斜的垂直尾翼，並且水平安定面直接靠近機翼佈置，技術標準。(4)f/a-22配備綜合航空電子系統、通用合成處理器、ada軟體、電子戰系統、飛行中資料鏈、an/apg-77雷達系統。(5)f22採用平視顯示器，分為綜合控制板和輔助多功能顯示器。
(6)f/a-22戰鬥機前部機身下有1個主**艙，在機身兩側各有1個副**艙。(7)f/a-22戰鬥機攜帶的導彈有aim-9"響尾蛇"短程和aim-120"阿姆拉姆"中程導彈。
通過這一對比，殲20與f22不分上下。殲20採用1475型雷達，而f-22配裝an/apg-77有源相控陣雷達，由於採取了相同的材料，二者的供料差距最大為1.18倍，引起的探測距離差距為1.
04倍。1475型雷達的探測距離坑為187-227千米之間，和f-22相比略遜。但是在真正對決時，由於雙方均隱身的影響，相對於對的的探測距離不會超過187千米，孰強孰弱，沒有太大區別。
但有一比較大的問題出來了，那就是發動機。殲-20目前裝備的兩種發動機，無論是al-31fm1還是目前正在測試的太行改，都不能讓該機具備正真意義上的超音速巡航能力。所謂超音速巡航，就是指戰鬥機能在不開加力的情況下能夠以1.
5馬赫以上速度進行持續30分鐘以上的超音速飛行。但超音速巡航對於戰鬥機的氣動設計和發動機提出了很高要求，在發動機方面，首先要具有很大的軍用推力，也就是不開加力的最大推力，這樣才能具有可觀的非加力推重比(f-22是0.8左右)，輕鬆推動戰鬥機快速越過跨音速進入超音速巡航狀態。
如f-22戰鬥機的普惠f119發動機的軍用推力是10.6噸，在兩臺發動機21.2噸最大軍用推力的推進下，該機能進行1.
72馬赫的超音速巡航。相比之下，無論是al-31fm1還是太行改，其軍用推力都在8噸以下，不足以支援重量超過f-22的殲-20(殲-20的尺寸和內油都明顯大於f-22)進行超音速巡航，充其量是略超過音速的“弱”超音速巡航，所以殲-20想要超巡，只能寄希望於未來的ws-15大推力發動機。
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