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目前的隱形戰機及無人飛機如:F-22,JSF & UCAV皆以彎曲的進氣道(serpentine inlet)取代直線式進氣道來遮蔽engine face,也就是發動機壓縮風扇的正面,以降低飛機的RCS值。但是彎曲的進氣道容易產生管壁的氣流分離(flow separation),從而影響進氣道的性能。
一種新的系統可以降低氣流分離現象,採用fluidic actuator以吹/吸的方式來控制進氣道管壁的氣流,可以改善其氣流之品質。如此不僅可達到隱形的需求也保持住引擎的性能。
這概念很類似一架 X 實驗機,他在機翼上鑽孔,以吸氣的方式來消弭機翼上的邊界層氣流剝離的現象。
進氣道實際上進氣道應視為飛機結構的一部分,而非屬發動機的模組,但就整個推進系統而言,進氣道設計良窳關係著發動機入口氣流品質,推進系統與飛機的整合(Propulsion Airframe Integration ,PAI)直接影響戰機整體性能。最簡單的進氣道設計為一直通且略為漸擴的管路,使入口氣流減速增壓後將氣流的動能轉換為壓力能,再進入發動機,實際上因起落架、航電配置等因素,進氣道通常都略有轉折。新一代戰機因考量雷達反射問題,多採如蛇形般的S形設計,利用進氣道的結構減少風扇對雷達波的直接反射,提昇戰機的存活率。
以一氣流進入至機身後,先向下再向後彎折至發動機的進氣道設計為例,通常氣流於進入進氣道後第一個轉折處的底部與第二個轉折處的頂部易發生氣流剝離,造成進氣道內氣流擾動,這種於預期之外的氣流擾動傳遞至風扇進口處後易引起風扇葉片的振動,導致高頻疲勞而損壞;也影響了發動機的穩定性與性能,所以進氣道的設計是非常重要的。
《 本帖最後由 chuang0410 於 2007-3-12 16:24 編輯 》 |
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