F-111正面照片，可见其进气道形状
前面的F-111专题里面提到了，通用动力公司的工程师在NASA和空军的双重协助下，花了足足7年的时间才勉强解决F-111进气道问题。这本身就是一个有趣的故事，值得单独写出来分享。@nordland 今日头条 原创首发
喷气式飞机的进气口是一个专门的学科，简单地说，根据热力学发动机如果对外做功，必须对吸入气体进行压缩，同时由于喷气式发动机很难处理超音速气流，超音速飞机进气道要负责对吸入气体减速。这就变成了进气道的两个主要功能，减速和增压。优秀的进气道尽可能在整个飞行包线内做到高效使用气流（总压恢复系数高），和低的进气道外阻力。
工作中的二元激波进气道
F-111采用了一种独特的1/4圆，二元激波可调节进气道，拥有一个同样1/4圆锥的中央气体调节锥。气体调节锥的作用有两个，一个是通过前后移动控制进气量，另一个是超音速状态配合进气道唇口打出二元激波，稳定进气流场。由于F-111最初要考虑超低空高速突防、高空高速截击、高空低速巡逻、低空低速起降的各种复杂空气状态，因此调节锥采用了极其复杂的前后移动加上锥体角度多重调节模式。具体工作方式难以描述，看图吧：
进气口问题不能不提一下TF30发动机，这台引擎本来是海军资助下为亚音速的F6D舰队防控战斗机设计的，项目取消后海军希望继续使用相关技术，普惠公司在原型的基础上增加了加力燃烧室，这样TF30称为了世界上第一台带有加力燃烧室的涡轮风扇发动机。第一个吃螃蟹总归不会太顺利，工程领域先行者总要付出试错成本。总之，复杂的使用环境和研究开放不充分的发动机，造就了地狱难度的进气道设计。
TF30其中一个“小”问题是TF-30对进气稳定性非常敏感，进气混入的湍流和压力不均匀的流场都会引发喘振，发动机控制系统会感应到问题并关闭燃料，进而导致停机。此外，这种现象还可能对发动机造成物理损坏，导致无法在空中重新启动。
F-111原型在地面测试期间已经表现出发动机调校问题，第一个故障是“无法关机”。试飞开始以后频繁地出现空中停车，以至超音速飞行被禁止了一段时间。甚至海军B型首飞就出现了停车事故，此后多架原型机和生产型号因发动机在关键时刻停车而坠毁。
GD通过分析认为，这是由设计不良的进气口导致的，超过允许的湍流空气进入进气道，脆弱的发动机无法处理压力不均匀的进气，导致不均匀燃烧和喘振。不过他们把过错归结为普惠公司没有分享足够的数据。
空军要求F-111在稠密的低空，快速、近地飞行，进气道结构必须针对最大空气阻力进行优化，但事实证明这根本不适合高于 2150 公里/小时的速度的高空截击情况，然而这是海军计划的作战方式。在两个极端飞行状态，进气道边界层容易分离，导致湍流吸入，TF-30无法承受。
偶尔的进气不均匀并不是什么新鲜事儿，只不过以前的涡轮喷气发动机对此并不太敏感，而且较长的进气道会让流场在内部稳定下来。不过这些情况在进气道短，且不对称排列的F-111项目上不存在。
F-111早期进气道
虽然试飞前在风洞中也对这些情况进行了许多测试，获得了不错的参数，但是实际情况和理论相差甚远。特别是一开始，这种现象发生在很宽的飞行状况范围内，大多数意外停机发生在完成机动动作时，但有时也在稳定飞行、发动机启动、开加力、甚至在地面上测试时停机。
早期进气道
显然这不是简单的调整调节器运行模式就能解决的，GD建议重新设计进气道，军方则不想放弃这个低阻力系数的设计，采用其他方案必然增加阻力导致性能下降。最后，双方达成协议改进进气道，增加的1亿美元成本由空军和制造商共同承担。这成为了TP（Triple Pllow三重犁）计划。
TP I进气道，注意弯曲的边界层分离器，图示为进气马赫数探针
原来的进气道使用了一个从机身略微向前突出的薄边界层分离器，以及一个四分之一圆形的薄唇口，外侧有锋利的边缘，内部有小涡流板和进气道调节锥。不幸的是，他们的系统顺利地将缓慢的边界层湍流引入发动机。为解决问题而设计的TP I进气口，底部边缘更圆润，比以前厚很多，经过实验，改为下边远离机身的S型边界层分离器，涡流发生器位于不同位置。进气歧管的唇口前端部分可以通过液压方式向前滑动，从而在低速时为起飞进气提供额外的进气。
TP I 进气道滑动打开的辅助进气口
然而在纸面上这些看上去不错的好东西，在实际测试中，即使在风洞中也没有那么有效。TP I进气道试飞中情况有所改善，但还远远不够。有了新的进气口，压气机在亚音速范围内几乎停止的迎角增加到了16度，起飞时的改善也差不多。在2马赫左右，问题发生的次数也只是相对较少，但远未结束。
TP I
TP I
TP I改造了31架 F-111A、以及由A改装的 EF-111A、第一架 FB-111A和 F-111C，并打算用于 F-111K。前五架 B 型的 TP I 版本略有不同。
TP II
TP II进气道
试飞清楚地表明需要另一个阶段的改进，即TP II。1965-67 年间，NASA和空军的阿诺德工程发展中心等参与了建立TP II的进一步工作。为此，第 14 和第 15 架 F-111A配备了额外的传感器，新的研究发现，在 2.3 马赫以上，高迎角时，机身周围的边界层远高于预期，绕过弯曲的 TP I 的边界层分离器进入发动机。因此，在 TP II 上边界层分离器被移除，进气口向机身外移动了10.16 厘米，调节锥体加大加长了 45.72 厘米，并根据不同的工况依据编程动作。唇口前滑取消，被由压差向内打开的三扇辅助进气口取代。
原始、TP I 和TP II进气口对比
TP II 进气道结构变化
TP II增加了本来已经很差的跨音速阻力，所以在海平面的高速性能进一步恶化。而且，所有这些改进涉及机翼起落架舱框架和盖板的结构变更，自然意味着涨价。使用 TP II以后F-111终于解锁2.2马赫以下的机动飞行，也可以完成2.5马赫的直线冲刺。鱼和熊掌不能兼得，空军只能容忍了。
TP II进气道 进气道内侧增加了一个原本在进气道内的小型设备进气口
TP II 成为最常用的进气口，尽管就比例而言，它并没有比 TP I 领先太多，因为大多数 F-111A 都使用TP I。TP II 用于 D、E 和 F 版本，以及 FB-111。B型的最后两架预生产型采用了被称为STP的进气口也属于TP II，区别在辅助进气门改为两个。 @nordland 今日头条 原创首发
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