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進(jìn)氣系統(tǒng)安排
渦輪噴氣發(fā)動機進(jìn)氣系統(tǒng)的主要作用是：引入空氣，并盡量利用氣流的沖壓來對發(fā)動機增壓，并使動能損失最小，進(jìn)氣口位置的安排，應(yīng)注意使速度分布均勻，附加的阻力小；同時還應(yīng)使進(jìn)氣口的位置不易吸入雜物，以免損壞發(fā)動機內(nèi)部的零件如壓氣機葉片等。
進(jìn)氣系統(tǒng)主要包括進(jìn)氣口和進(jìn)氣道。
進(jìn)氣口的位置——進(jìn)氣口的位置與發(fā)動機的位置、數(shù)目和型式等有關(guān)。常見的有機頭正面、短艙正面、機身兩側(cè)和機翼根部進(jìn)氣，此外還有翼下和翼上進(jìn)氣等型式。
 機身內(nèi)部安裝一臺或兩臺渦輪發(fā)動機，多采用機頭正面進(jìn)氣形式小這種進(jìn)氣形式的優(yōu)點是，迎面氣流沖壓助利用效果好，但由于進(jìn)氣道長，進(jìn)氣道內(nèi)部摩擦阻力大，所以動能的損失也較大；同時機身內(nèi)部的空間不好利用，雷達(dá)和武器的安裝不便，而且座艙的視界也不太好。
在這種情況下，也可采用機身兩側(cè)進(jìn)氣的型式。這種安排的進(jìn)氣道較短，內(nèi)部動能損失較小，頭部空間好用來安裝雷達(dá)和其他設(shè)備。但由于氣流沿機身流過很長一段距離，在機身形成的附面層較長較厚，氣流會從進(jìn)氣口壁分離，這樣就會使氣流沖壓的利用不好。如果附面層發(fā)展嚴(yán)重，可能出現(xiàn)進(jìn)氣道中氣流不穩(wěn)定甚至發(fā)生脈動、抖振和很大的噪音等不良現(xiàn)象。一種解決的辦法是，把附面層吸到低壓區(qū)，將它排除掉。采用機翼根部進(jìn)氣、也有與機身兩側(cè)進(jìn)氣型式相同的附面層變厚的缺點。解決的辦法也相同。
另外，有一種飛機的進(jìn)氣口設(shè)計獨特，為機身單側(cè)進(jìn)氣的非對稱形式，這種形式除了可能會帶來不對稱氣動力外，其它特性應(yīng)與兩側(cè)進(jìn)氣相同。
多臺渦輪噴氣發(fā)動機可裝在發(fā)動機短艙內(nèi)。這種安排方式不但對沖壓利用效果好，而且內(nèi)部動能損失也小。
 飛行速度對于進(jìn)氣系統(tǒng)有很大影響。亞音速飛行時，進(jìn)氣道中氣流的動能能量損失，主要由于內(nèi)部摩擦和氣流分離。為此可采取適當(dāng)?shù)倪M(jìn)氣道內(nèi)部形狀并把表面做得光滑等措施，但在超音速飛行時，除了這兩項損失以外，在進(jìn)氣道之前還要產(chǎn)生激波，如為正激波則造成的能量損失更大。實驗表明，當(dāng)速度超過一倍半音速時，激波損失大大增加，使得推力急劇減小。這時可采用超音速進(jìn)氣道來改進(jìn)這種情況。例如在機頭進(jìn)氣道中裝錐體，并使它突出于進(jìn)氣道之外，使氣流在進(jìn)氣口附近形成一系列激波，并把正激波改變?yōu)樾奔げ�，則氣流能量損失可大大降低，保持發(fā)動機產(chǎn)生較大的推力。M數(shù)更大的飛機，錐體可做成能前后調(diào)節(jié)的，以適應(yīng)不同飛行M數(shù)的需要，這樣就可在不同的M數(shù)下，都可保持氣流動能損失小而產(chǎn)生的推力大。
超音速飛機除采用錐體外，特別是M數(shù)大于2的殲擊機和旅客機，還可采用二元超音速進(jìn)氣道。其進(jìn)氣口的剖面為矩形或方形，口內(nèi)裝有斜板，使得進(jìn)氣道的剖面收縮或擴(kuò)張，隨著飛行M數(shù)的變化而改變形狀，形成不同的激波系統(tǒng)，以保證氣流的穩(wěn)定，并使氣流動能的損失減小。
渦輪噴氣發(fā)動機進(jìn)氣口處在一定氣象條件下容易結(jié)冰。這會使進(jìn)氣道中氣流動能損失增大，推力減小，還可能使發(fā)動機受到損壞。為了防止結(jié)冰，可在進(jìn)氣口和進(jìn)口導(dǎo)流片處安裝防冰裝置；其熱源可利用發(fā)動機的燃?xì)�、壓氣機后面的熱空氣或電能。
現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機為了增強隱身性能，使雷達(dá)波不能直接照射到旋轉(zhuǎn)的風(fēng)扇葉片上，將進(jìn)氣口裝在機翼上方，并采用“S”形進(jìn)氣道，使雷達(dá)波在進(jìn)氣道內(nèi)經(jīng)過多次反射而衰減，F(xiàn)－117飛機為了增強效果，甚至在進(jìn)氣口裝上了格柵，這些措施實際上對發(fā)動機的工作有影響，因此目前的隱身飛機的飛行性能都很一般。
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