DSI进气道
超声速进气道的分类方法
超声速进气道的分类方法，优缺点及应用范围进气道的功用是把一定的高速气流均匀地引入发动机，并满足发动机在不同条件下所需求的空气流量，同时气流在其中减速增压。
对进气道的主要要求是：总压恢复系数尽可能的高，阻力小，结构简单且重量轻。
当气流以超声速流入进气道时，超声速气流受到压缩时必然要产生激波，而激波会引起较大的总压损失，使气流的做功能力下降。
因此，在设计进气道时，如何组织进气道进口前的激波系，降低进气道的总压损失是非常重要的。
超声速气流流经锥体时便产生锥形激波，流经楔形体时便产生平面斜激波。
空气喷气发动机所需空气的进口和通道。
进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。
涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。
在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。
随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。
超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。
超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。
①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。
外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。
按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。
外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。
设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。
内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。
按照波系数目的多少来划分，又可分为正激波式、双波系和多波系进气道。
对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。
涡轮发动机结构之进气道—超音速进气道流量调节原理
辅助进气门
其它形式超音速进气道
二维可调斜板式超音速进气道（J10）
说出斜板型进气道波系产生和调节
二维可调斜板式超音速进气道
通过调节二级斜板角度来调 节波系位置和进口流量
拓展思考
斜板型超音速进气道原理和调节措施
其它形式超音速进气道 蚌式超音速进气道（J20）
DSI （Diverterless Supersonic Inlet），中文叫无附面层隔板超音速进气道，其鼓包是超音速飞行时的激 波产生面，鼓包越大，能应付的最大速度也越高，进气原理是利用鼓包把附面层劈开，在入口处让低能量的 空气分别往两边引开，大部分的低能量附面层会避开进气道，小部分经由进气道里面的排气口排放掉。
超音速进气道
流量调节原理
回顾：进气道的功用
功 用 以尽可能小的流动损失，为发动机供应适量的空气
如何保证进气量与 发动机需气量匹配？
目标
利用进气道流量变化原理，说明如何 调节流量使得与发动机需气量匹配
一 进气道进气流量的特点 二 进气道流量调节措施
一 进气道进气流量特点
进气道供气量 主要是飞行高度、速度的函数，发动机状态无关
m供
一 进气道进气流量特点
发动机需气量 主要是与发动机转速决定
m需
一 进气道进气流量特点
>
进气道供气量 = 发动机需气量
m供
<
m需
一 进气道进气流量的特点 二 进气道流量调节措施
二 超音速进气道流量调节措施
1. m 供 m需
气雍塞
怎么解决？
二 超音速进气道流量调节措施
1. m 供 m需
其它形式超音速进气道
其它形式超音速进气道
CARET，中文叫”后掠双斜面超音速进气道“
隐形飞机进气道分析
隐身飞机的进气道F-22 和F-117、B-2 不一样，不光要求隐身，更要求机动性和超音速巡航性能。
F-22 不光采用了弯曲的进气道（但弯曲程度不及B-2），还采用了介于机侧和翼下进气口之间的所谓Caret 进气口。
这个Caret 进气口不光在水平和垂直方向同时向后斜切一刀，还将矩形的进气道截面扭转成斜菱形的，避免了侧面的直立平面。
Caret 进气口在垂直方向的向后斜切一刀可以和F-15 的楔形进气口相比，在大迎角时具有将迎风气流兜住的作用，有利于发动机稳定供气。
在水平方向向后斜切一刀则避免了唇部和前进方向成直角。
然而，这样复合地斜切，加上进气道侧面和菱形机头的折边相当于边条，对进气口的气流场设计和整个飞机的气动设计要求很高，弄不好要弄巧成拙。
Caret 进气口整个侧悬于机身，和机身的空隙正好作为边界层的泄流道，在机翼上表面开口泄放。
取消的A-12 攻击机的进气口也属于Caret 进气口，当然A-12 没有超巡的要求。
F-22 的Caret 进气口和机身之间有明显的空隙，这就是分离边界层的地方进气口后上方紧靠机身的开口就是泄放边界层的地方对比F-15 的楔形进气口，F-22 的进气口的斜切一刀有异曲同工之妙YF-23 的设计要求和F-22 一样，但更强调隐身和超巡。
YF-23 采用翼下进气口和向上的弯曲进气道。
翼下进气口和机身下截面的形状是吻合的，也是梯形，但摈弃了边界层分离板，而是别出心裁地在进气口前的机翼下表面开了很多小孔，用于吸走边界层，然后向机翼上表面泄放。
机翼上表面气压低于下表面，这是机翼产生升力的道理。
YF-23 巧妙地利用了这个原理，通过孔道将边界层从发动机进气气流中吸除，抽吸到上表面，解决了边界层分离的问题。
不过不知道长期在恶劣环境使用时，会不会这样有孔道堵塞的问题。
边界层分离板的结构彻底消失，消除了一大导致强反射的前向孔穴。
从这一点上说，YF-23 的进气口隐身设计比F-22 的Caret 进气口还要先进。
芝麻开花节节高_中国超音速进气道设计
2006.3 题歼－８ＩＩ 走上改进之路张文宇——中国超音速进气道设计在２００５年５月份，成都科技展上展出的ＦＣ－１“枭龙”战斗机第４架模型，明显地使用了无附面层隔道超音速进气道（Ｄｉｖｅｒｔｌｅｓｓ Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｉｎｌｅｔ，缩写为ＤＳＩ），此后国内军迷对飞机进气道设计的关注达到空前的高度。
如果说ＦＣ－１飞机采用ＤＳＩ进气道这项美国才刚刚开始应用的先进技术震撼了大家，体现了我国应用计算流体力学（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ，缩写为ＣＦＤ）进行先进进气道设计的实力的话，那么我国新老两代超音速歼击机的进气道设计就代表着我国进气道设计的发展历程。
在歼－８ＩＩ飞机以前，我国的歼击机全部使用机头进气，歼－５、歼－６飞机采用皮托管式进气道，部分歼－６改型机使用了带固定激波锥的二波系进气道，但是效果并不好。
我国引进米格－２１Ｆ－１３并仿制成功歼－７飞机后，很快掌握了可调激波锥的机头进气二波系进气道的设计原理，在随后设计的歼－８飞机上创造性地设计了可以随马赫数无级调节的机头进气二波系进气道，而原米格－２１Ｆ－１３的进气道是三级调节的，对飞行任务的适应能力远不如无级调节进气道。
尽管歼－８飞机在气动设计上比较成功，飞机高空性能较好，５千米以上的飞行性能全面超过了当时比较先进的米格－２３，但是机头进气方式限制了机载雷达性能的提高，且在火控系统方面存在↑ＦＣ－１“枭龙”战斗机的进气道改为无附面层隔道超音速进气道，可以看出中国在飞机进气道设计方面还是比较超前的缺陷，因此没有足够的能力完成截击当时苏联有战斗机护航的先进轰炸机、歼击轰炸机的任务。
为此，１９８０年９月总参、国防工办下文要求改进歼－８，改进型飞机要能在昼、夜和复杂气象条件下截击敌轰炸机、歼击轰炸机，能通过空战夺取制空权，改进的重点就是将进气道改在两侧，以便容纳大直径的雷达天线。
改进后的歼－８ＩＩ飞机采用机身两侧的二元外压式三波系进气道，包含一级固定压缩斜板和一级可调压缩斜板，第三级铰链板与第二级可调压缩斜板铰接，随动于可调斜板，使进气道过渡到扩压段。
参考资料 - 发动机进排气系统及其设计
以涡扇发动机排气系统为例：
⚫ 内外涵两股排气：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流。
⚫ 排气方式： 混合排气：常用在低涵道比发动机上，长外涵，两股气流
由内部混合器充分混合后排出。有利于降低噪音。 分开排气：用于高涵道比发动机上，短外涵，两股气流排
出后于大气中混合。 见下图：
发动机排气系统分类：
发动机排气系统
乘波飞行理论：对于一个尖楔体，以高速飞机上常见 的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产 生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成 一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区 的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压 区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像 乘在激波上，乘波飞行由此得名。
由于“启动”问题的限制，即使进气道前的脱体激波 移动至喉部下游稳定位置，阻碍了其实际的运用。
◆ 外压式进气道
由外罩和中心体组成，如下图2-2所示，利用中心体 产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正激波使超音 速气流变为亚音速气流而减速增压。
结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞 机多采用此类型进气道。
➢ 将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气， 产生推力。
➢ 对涡喷发动机，涡轮后排气流产生全部推力；对涡扇发动 机，风扇排气产生主要推力，涡轮排气产生部分推力；对 涡桨发动机，排气流产生的推力更少，主要是靠螺旋桨产 生拉力。
➢ 从涡轮出来的排气流，因有高速旋流，为了降低摩檫损失， 通常将排气锥和外壁之间的通道设计为扩散的，气流流速 降低、压力升高。涡轮后部支板对气流进入喷管之前整流， 避免旋涡损失。
◼ 内部流动损失
➢ 粘性摩擦损失
由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的，因 此内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失。
DSI进气道
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研发历程
研发ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ程
美国F-35战斗机采用DSI进气道洛克希德·马丁公司的工程师在 1990年代早期就开始研究传统超音速进气 道概念的替代方案。他们试图取消和附面层控制有关的复杂机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。通过取 消这些机构，设计人员可以从飞机上减轻大约 300磅的重量。最后的研究结果就是如今的 DSI，或叫做鼓包式进 气道。在 DSI上已经去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计有一个三维的表面 （鼓包）。这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。进气道整流 罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。整个 DSI没有可动部件，没有附面层隔离板，也 没有放气系统或旁通系统。换句话说，DSI实际是针对常规进气道的进气口部分进行的改进。精心设计的三维压 缩面配合进气口，不仅可以完成传统附面层隔道的功能，还可以提供气流预压缩，从而提高进气道高速状态下的 效率，并减小阻力。随着进气道调节系统的取消，重量自然减轻。而对于未来作战飞机更重要的一点是，取消了 附面层隔道以及压缩斜板等部件后，飞机的 RCS可能大幅减小，这显然有利于提高飞机的隐身能力——F-22的进 气道仍具有传统的附面层隔道，设计时免不了大费周章；而其采用固定式进气道，考虑的因素中，隐身要求占了 相当一部分。
DSI是随着计算流体力学（CFD）的进步，在洛·马自己的计算机建模工具上开发并完善的。CFD是一门研究 流体控制方程的数字化解决方案的科学，并可以通过空间或时间对重要的流场加以描述并进一步改善解决方案。 CFD解决方案阐明了工程师们如何表现复杂的流场并对他们的设计进行性能评估。
1994年末，洛·马对飞机构形进行了研究——该构形后来成了他们的 JSF原型机的构形方案。
歼-10B雷达先进隐身能力强 性能直逼四代机
歼-10B雷达先进隐身能力强性能直逼四代机2013-3-14 14:03 来源：战略社区2人参与 2条评论字号：T | T歼-10B多用途战斗机是歼-10战斗机的最新改进型，歼-10B改进了歼-10机身外形和航空电子设备，使其性能大幅提升，当前普遍认为歼-10B是中国第一种真正的三代半战斗机。
歼-10B最显着的特征之一是机头下方的“无附面层隔道超音速进气口(DSI进气道)”。
DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”，它采用一个固定的鼓包来模拟常规进气道中的一、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。
这几个优点使歼-10B的性能得到了有效的提升，并加强了隐身效果。
但DSI进气道作为一种新技术对气动设计、制造工艺都有极高的要求，且可能影响超音速性能。
歼-10B已经增加使用一套光电瞄准系统（EOTS），普遍在如苏-27和米格-29的整个第三代俄国战斗机上，安放在驾驶员座舱罩右前方，系统包括一套红外搜寻和跟踪（IRST）感应器和激光测距仪，能不需要打开火控雷达被动式发现敌人的目标，因而减少飞机被发现的机会。
歼-10B的EOTS或许以俄罗斯设计为基础。
光电传感器相对于机载火控雷达有三个明显的优势：能够实现无源探测，能够通过成像识别目标以及能够在高强度电磁干扰下工作。
也同样存在几个缺点：探测距离有限，性能受气象影响较大，所使用的激光测距装置作用距离很有限。
光电传感器虽然较难实现目标的大范围搜索，但是根据雷达无源探测模式给出的干扰源粗坐标精确跟踪和识别敌方释放干扰的战斗机或者电子对抗飞机，然后为中距空空弹装订目标数据，实现复杂电磁条件下的静默攻击。
新一代战机DSI进气道技术简介
DSI进气道技术基础知识 进气道技术基础知识
随着喷气式飞机性能的 提高未来战场对战术飞机的 要求 日益严苛， 日益严苛，进气道设计人员 面临的挑战也越来越艰巨 现在的战斗机进气道必须在 大的速度、 大的速度、高度范围内以及 在机动条件下向发动机高质 量的气流， 量的气流，而无论此时发动 机油门此时处于何种位置—— 机油门此时处于何种位置 慢车、军用推力还是加力状态。 慢车、军用推力还是加力状态。
型战斗机的缩比仿真模型，从这个角度， 这是 F-35A 型战斗机的缩比仿真模型，从这个角度，我们可以很清楚地看到位于 F-35 战斗机鼻下方形状独特的光电跟踪系统（EOTS）和外形经过优化的 DSI 进 战斗机鼻下方形状独特的光电跟踪系统（ ） 气道， 气道，当然我们也可以看到飞机进气道上狭窄的边条
DSI进气道的特点 进气道的特点
DSI进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。而且 进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。 进气道具有结构简单 DSI对速度适应范围很广，FC1采用 对速度适应范围很广， 采用DSI后甚至可以取消进气道 对速度适应范围很广 采用 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。 后的放气门，对减轻飞机重量，提高战术性能有极大好处。
战斗机进气道DSI设计必须考虑到低能量空气层 设计必须考虑到低能量空气层 战斗机进气道 的影响。无论在亚音速还是超音速， 的影响。无论在亚音速还是超音速，在机身表 面和压缩斜面上都会形成这样一个空气层， 面和压缩斜面上都会形成这样一个空气层，也 就是所谓的“附面层” 就是所谓的“附面层”。
在 F-16 上，被称作附面层隔道的结构可以提供从机身下表面到进 英寸的间隙——这个尺寸是 F-16 以最大速度 气道上唇口之间 4.5 英寸的间隙 这个尺寸是 飞行时附面层的厚度 年中开始出现后掠式进气口设计方案， 战斗机进气道设计在最近 10 年中开始出现后掠式进气口设计方案， 如 F/A-18E/F 和 F-22。这种特点会增加附面层形成的面积，并增 。这种特点会增加附面层形成的面积， 大附面层控制的难度。典型的做法是增加放气系统， 大附面层控制的难度。典型的做法是增加放气系统，它可以通过在 压缩面上的小孔将无益的气流导入进气道内的放气管道。 压缩面上的小孔将无益的气流导入进气道内的放气管道
并非只是减重
并非只是减重一个直观的变化由于DSI技术的引入，进气道的变化成为新、老两版歼10最明显的区别。
DSI，即无附面层隔道超声速进气道的缩写（Diverterless Supersonic Intake），也有人根据其外形称之为“鼓包式”或者“蚌式”进气道。
这种进气道在结构上的突出特点是取消了传统超声速进气道上面的附面层隔道（这就是DSI 名称的由来）以及其他一些复杂机构，取而代之以一个形状巧妙的“鼓包”，既减轻了结构重量，也减少了生产和维护成本。
由于F-35采用了此种设计，DSI因此变得广为人知，以至变成了航空技术前沿的代名词。
不过有意思的是，虽然DSI的概念最早是由美国人在上世纪70年代提出的，并在90年代率先进行了实践，但目前世界上第二个也是最大范围应用DSI技术的国家却是中国――从FC-1到“山鹰”，从歼20到歼10B，时髦的DSI 在新一代中国军机（或改型）上遍地开花，成为了最普遍的技术特色。
但值得注意的是，在目前所有应用DSI的中国军机中，以歼10B的情况最为特殊――这个技术应用的背后，可能隐藏着某些深邃的东西。
有些特别的底色将歼10B视为一种技术再升级的产物并无不妥，但若仅仅如此却又是不明智的。
至于这其中的原因，要从基本型歼10的“底色”中去寻找。
歼10A曾使人无比振奋，一个重要原因就是高度的机动性――全动式鸭翼布局可以利用鸭翼与机翼的有利干扰，大幅度提高大迎角升阻比，对提高机动性有很大好处。
事实也的确如此，歼10研制之初对机动性非常重视，为此抗过载设计也被摆到了一个相当的高度上，这是此前的国产飞机设计中从未有过的现象。
然而同时应当意识到，特殊的时代烙印在歼10身上从来是不可忽视的。
1981年年底，时任国防科工委副主任的邹家华向邓小平建议，开始搞新一代歼击机，预计初期投资在5亿元，邓小平批示“新歼项目较为重要，前期投资5亿左右，目前花钱也不多，拟同意”，我国的自制三代机就此拉开序幕。
而此时，“北方强邻”虽已一脚踏入阿富汗这个“帝国坟场”，但高大健壮的身躯却还看不到太多的疲态，以图-22为代表的高空高速目标仍然令我们如梗在喉。
DSI进气道技术
这种进气口设计被称为“无附面层隔 道超音速进气口（DSI）”，当它被 安装在一架F-16 Block30上进行了非 常成功的验证后，DSI进气口从概念 变成了现实。
飞行试验覆盖了整个F-16飞行包线，实现2.0 马赫的最大速度。修改后的飞机在所有迎角 和侧滑角下都显示出与生产型F-16相似的飞 行品质类。洛克希德·马丁试飞员在试飞中完 成了两次飞行中发动机重新启动、开了164次 加力，都没有出现故障，有52次加力是在剧 烈机动中开启的。在整个试飞中F-16没有出 现发动机失速或任何异常。
DSI进气道技术
一，DSI技术简介
• 英文全称：Diverterless Supersonic Inlet
• 中文全称：无附面层隔道超音 速进气道Байду номын сангаас
• DSI进气道，又称“三维鼓包式 无附面层隔道进气道”，它采 用一个固定的鼓包来模拟常规 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。
三，DSI技术原理
DSI 进气口是在进气口前方的机身上设计一个鼓包状突起，通 过这个突起对进入进气口的空气进行预压缩，并同时吹除影 响发动机吸气的附面层。 DSI 进气口能够达到对气流的压缩， 以及简化结构、隐形的目的。
四，DSI技术的验证和应用
• 洛克希德·马丁公司F-35战斗 机机身两侧进气口内不起眼的 鼓包实际上堪称空气动力学奇 迹
• 在F-35以超音速飞行时，这种 进气口的鼓包与前掠式进气口 唇口配合工作，使有害的附面 层气流远离入口，可以完全取 代目前战斗机所使用的更重、 更复杂、更昂贵的带附面层隔 道超音速进气口。
1996年12月，这架飞机在9天内完成了12架次 试飞，其中首次试飞发生在12月11日，初步 摸了一下飞行包线，并对进气口进行了功能 检查。
DSI进气道,上传
DSI简介——历史沿革
DSI提出
• 20世纪90年代,美国的洛克希德·马丁公司开始探索一种可以代替传统超声速 进气道设计的新方法,在研究中提出了DSI进气道的新概念,
进一步被肯定（F35)
• 90年代初,本着成果共享原则,美国空军开展了ACIS计划,该计划致力于研究重 量轻、成本低、隐身性能好、生存力高的新型进气系统,在综合比较了皮托式 进气道、caret进气道、bump进气道等三种进气道的各项指标后,肯定了进 气道的综合优势。
DSI（ Diverterless Supersonic Inlet）进气道
令狐烈
目录
DSI简介 DSI原理 DSI优势 DSI难点
DSI简介——常用名称
What‘s my name ?
bump inlet
蚌式进气道
DSI：Diverterless Supersonic Inlet
无附面层隔道超 音速进气道 鼓包（凸包） 进气道
参考文献
1.[cited 2016 2016-5-9]; Available from: /doc/2043895-2162675.html 2.蔡乐. Bump 进气道的机理与设计规律研究[D]. 哈尔滨工业大学, 2009. 3. .[cited 2016 2016-5-9];从枭龙和 J-10B 的 DSI 看 J-20 的 DSI 与 F-22的比较 优劣分析Available from: /thread-303410-1-13.html
蔡乐. Bump 进气道的机理与设计规律研究[D]. 哈尔滨工业大学, 2009.
DSI原理
鼓包乘波体 设计，锥形 激波附着在 鼓包表表面
强大的逆压梯度将边 界层推向进气道边角
F-35 的 DSI 进气道
浴火猛龙 DSI进气道介绍与使用机型分析
浴火猛龙 DSI进气道介绍与使用机型分析
文扬
【期刊名称】《航空档案》
【年(卷),期】2009(000)008
【摘要】进气道是指飞机发动机所需空气的进口和通道。
进气道设计是战斗机设计的关键之一，在整个飞行包线内，由于战斗机需要在很宽的速度和高度范围内以及高机动条件下飞行，进入发动机的空气流量变化很大，因此进气道设计需要在所有情况下为发动机提供足够的和高质量的空气以保证压气机和燃烧室正常工作。
进气道的设计对飞机性能也有一定的影响，进气道总压恢复系数如果提高1％，可使发动机推力提高1．3％～1．5％；进气道和发动机的匹配优劣直接关系到飞行的安全，进气道的设计还关系到进气道的流场是否会紊乱；
【总页数】5页(P6-10)
【作者】文扬
【作者单位】
【正文语种】中文
【中图分类】V23
【相关文献】
1.配备新型DSI进气道的枭龙战斗机模型 [J],
2.基于EHVI加点准则的DSI进气道气动/隐身多目标代理优化方法研究 [J], 樊华羽; 詹浩; 程诗信; 米百刚
3.浴火猛龙DSI进气道介绍与使用机型分析 [J], 文扬
4.凸包(Bump)进气道/DSI模型设计及气动特性研究 [J], 钟易成;余少志;吴晴
5.DSI进气道鼓包外形优化 [J], 唐静;贾洪印;李彬;崔鹏程
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DSI进气道技术及其
总结
总之，洛•马开发了一种革命性的发动机进气道概念，具有 出色的气动性能，并取消了传统超音速进气道上的复杂结构， 降低了生产和使用费用。DSI 是固定几何形状进气道，取消 了附面层隔道、放气系统和旁通系统，减少了 300 磅的结构 重量，每架飞机节省了 50 万美元的生产费用。在所有速度 范围包括高超音速条件下，DSI 都具有出色的性能，而在机 动条件下，DSI 仍然非常可靠。在过去的 10 年里，这项技 术从酝酿走向成熟，其低风险已经被 F-35 所确认。
DSI进气道技术的应用
随着喷气式飞机性能的提高和未来战场对战术飞机的要求日 益严苛，进气道设计人员面临的挑战也越来越艰巨。现在的 战斗机进气道必须在大的速度、高度范围内以及在机动条件 下向发动机高质量的气流，而无论此时发动机油门此时处于 何种位置——慢车、军用推力还是加力状态。同时进气道设 计人员还必须考虑到其它一些由于构形特征带来的限制，例 如前起落架、武器舱、设备维护口盖以及前机身形状等，以 便确定最佳构形从而减小阻力、减轻重量、降低费用、提高 可靠性以及提供良好的推进性能。近年来的空中作战中，隐 形飞机的技术优势逐渐凸现，“隐形”已成为下一代战斗机 必备的基本特征。进气道作为飞机上一个重要的雷达波反射 源，设计人员要将低可见性要求纳入考虑范畴，令各方面性 能获得良好折界层被 鼓包从中间“破开”，被迫 向鼓包的两侧分开，最后从 后缩的进气口唇口和机身连 接处泄放。
这是 F-35A 型战斗机的缩 比仿真模型，从这个角度， 我们可以很清楚地看到位于 F-35 战斗机鼻下方形状独 特的光电跟踪系统（EOTS） 和外形经过优化的 DSI 进 气道，当然我们也可以看到 飞机进气道上狭窄的边条。
在 STOVL 型 JSF 上采用 的轴驱动升力风扇要求使用 分叉式进气道。X-35 基本 上原版照搬了 F-16 前机身 下表面的进气道设计，只是 把它转了 90 度移到机身两 侧。进气道整流罩相对于鼓 包是中线对称的。为了布置 升力风扇，分叉式扩压段明 显向外偏移。在原型机上， 自升力风扇后到发动机进气 道导向叶片前有一块隔板将 左右侧进气道分隔。在升力 风扇后的扩压段则不再弯曲。
F-35关键技术
三、先进综合射频和先进电子战系统
F-35 的机载综合电子战系统的综合化水平是世界上所有战斗机中最高的，通过 F-35 的综合核心处理器(ICP)，其综合电子战系统不仅和 APG-81 雷达相交联，还和其它的机载任务传感器相连通。当电子战系统的综合化程度达到了这个水平的时候，其机载光电分布式孔径系统(EODAS)传感器也可支持电子战系统的对抗措施。虽然基于射频(RF)信号的电子战系统和基于红外(IR)信号的分布式孔径系统是在不同的电磁波频率范围内分开地运作的，但是，通过功能强大的机载综合核心处理器，它们也可以交联在一起进行工作。以前，在老旧的战斗机上，电子战系统的传感器和红外光电侦测系统的传感器是互相独立工作的，飞行员要分别操作电子战系统和光电侦测系统的传感器来探测到的威胁目标，并在座舱内不同的显示器上读取不同传感器的探测到的不同信息，其工作量过大。而 F-35 上的高度综合化的电子战系统可以将各种不同的传感器交联起来，并自动对比各种传感器探测到的威胁目标，经过信息过滤后，自动将最佳结果显示给飞行员，这极大的减轻了飞行员的工作负担。如此高的自动化水平使飞行员更为高效地掌握战场态势，从而大大缩短了飞行员实施电子对抗措施的决策和反应时间。
我国自上世纪90年代开始，对以上六大技术进行了技术跟踪研究，为了配套正在方案研制的第五代战斗机研究，并于本世纪初开始立项研制，目前，我国已经完全掌握以上六大关键技术，成为继美国之后唯一一个完全掌握以上先进技术的国家，目前，随着歼20 2011号原型机的露面，我们得以证明中国在航空先进技术上的巨大进步，这是中国航空人引以为傲的底气，一些分析人士指出，作为后来者，歼20继承和发展了F-22、F-35以及T-50等美俄五代机的先进技术成果，源相控阵机载雷达
五、EOTS系统
F-35上光电跟踪系统(EOTS)不仅可以用来探测空中目标，还可以用来探测地面目标。其在对地面目标的前视红外成像可将目标放大 4 倍，以求得到分辨率较高的红外图像。另外 EOTS 系统还具有激光定位和标准的能力，并引导激光指导武器打击地面目标。
浅谈隐形飞机的进气道
浅谈隐形飞机的进气道进气道是隐形飞机的一个重要组成部分。
如果进气道隐身不好，发动机风扇和涡轮的正面暴露在入射的雷达视线之中，那无异于黑夜中手电筒照在闪亮的大门板上，想不看见都难。
隐形飞机的历史不长，除了被取消的项目、无人机和研究机外，到现在只有6 种飞机可以称得上是真正的隐形飞机：F-117、B-2、F-22、YF-23、F-35 和X-32，其中YF-23 和X-32 都是接近生产规格的飞机，所以算进去了。
有趣的是，这6 种隐形飞机采用了6种不同的隐形进气道的设计。
进气道设计分里外两部分，里指进气口以内到发动机的这一段。
对于隐形来说，这一段应该有所弯曲，使发动机正面不直接暴露在入射的雷达视线之中。
外指进气口本身，这要求尽量避免边界层分离板和进气口唇部和前进方向（一般假定为最主要的雷达入射方向）不成直角，如果可能的话，甚至避免边界层分离板。
F-117 是历史上第一架真正的隐形飞机。
由于技术条件的限制，F-117 的隐身技术是基于多面体反射的原理，将入射的雷达能量尽量反射到其他方向，而不是返回到入射的方向，以减小被雷达探测的机率。
F-117 的发动机并没有深埋，所以进气道没有多少弯曲，主要靠进气口上的格栅形成雷达屏障。
进气口本身是斜切的，在水平和垂直方向上都向后斜切一刀，以避免和前进方向上形成直角。
网格状的格栅可以使足够的空气通过，以保证发动机的正常工作。
但网格本身尺度较小，对入射的雷达来说，和倾斜的平面没有两样。
F-117 就是这样阻止入射雷达直接“看见”发动机的。
由于是亚音速飞机和出于对隐身的考虑，F-117 没有对边界层分离作特殊处理，发动机效率也因此受到损失。
作为不强调机动性和极端飞行性能的“低性能”飞机，这是可以接受的。
B-2 在技术水平上比F-117 高得多。
由于计算技术的进步，更由于电磁理论的突破，B-2 采用弧顶平底尖边的外形。
理论上，飞碟是最理想的外形；实际上，飞翼足够接近理想外形，而且飞翼在气动和结构上有额外的好处。
DSI
以进气道位置来划分的话：首先是机头进气道，进气道位于飞机头部。
典型的是美国的F-100，苏联的米格21。
机头进气道是空气动力学效率最高的进气道，普遍用于早期战斗机，在发动机推力有限的情况下达到最高的飞行性能，特别是高速性能。
由于苏联的发动机技术一直落后于美国，为了保证飞行性能，长期使用机头进气。
而美国很快就放弃了机头进气。
颌部进气道是头部进气道的变形，进气道位于机头下方，把飞机头部让出来安装大直径雷达。
典型的是A-7海盗，中国的歼七FS。
腹部进气道是颌部进气道的进一步变形，主要是利用了前机身的预压缩功能。
典型的有F-16，歼十，台风。
两侧进气是双进气道最普遍的形式，典型的包括F-15，米格-31，歼八II。
肋部进气是两侧进气的变形，进气道位于前机身或部分机翼的下方，利用了前机身和机翼的预压缩功能。
典型的有F-18，苏-27，阵风。
机翼进气道也是两侧进气道的变形，进气道结构和机翼结构是一体的，主要也是用在早期飞机上。
典型的有英国的火神轰炸机，以及图-16/轰六。
背部进气是一种另类，典型的是F-117。
外挂式发动机，使用与发动机吊舱一体的独立式进气道，主要用于大型轰炸机，运输机。
以进气道的流场特性来分：固定激波系进气道，也叫单波系进气道，皮托管式进气道，正激波进气道。
典型的是F-16。
单波系进气道在1.8马赫以下效率较高，但是高速性不好，适合中低速飞机。
苏联飞机由于强调截击能力，对高速飞行能力要求较高。
除了极早期的飞机外，没有使用单波系进气道的。
可调多波系进气道，也叫多元进气道（从2元到4元不定），一般的多波系进气道都是可调式进气道。
只不过有的使用可调锥体，例如歼七和幻影2000，但是更多的是使用可调斜板。
平时说“几波系”或者“几元”，指的是进气道中的激波的数量，二元就是双波系，这是进气道内部结构的问题，外表是看不出来的。
波系越多，结构越复杂，高速性能越好。
美国飞机对高速性能要求较低，F-15和F-22都是双波系进气道。
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现代战斗机的DSI进气道DSI，即无附面层隔道超音速进气道（也有人根据其外形称之为“鼓包式”进气道）。
这种进气道是洛克希德•马丁公司耗时 10 年开发的全新概念的超音速进气道，其突出特点是取消了传统超音速进气道上面的附面层隔道（这就是 DSI 名称的由来）以及其他一些复杂机构，也因此减少了生产和维护费用。
在 JSF 竞争中获胜的洛•马 F-35 就采用了 DSI 设计。
为了降低其技术风险，洛•马还专门改装了一架 F-16 进行 DSI 验证试飞。
按照洛•马的说法，DSI 可以在包括高超音速在内的各种速度条件下提供出色的性能。
要了解 DSI 的特点及其优势所在，我们需要首先了解战斗机进气道的一些基础知识。
战斗机进气道设计基础随着喷气式飞机性能的提高和未来战场对战术飞机的要求日益严苛，进气道设计人员面临的挑战也越来越艰巨。
现在的战斗机进气道必须在大的速度、高度范围内以及在机动条件下向发动机高质量的气流，而无论此时发动机油门此时处于何种位置——慢车、军用推力还是加力状态。
同时进气道设计人员还必须考虑到其它一些由于构形特征带来的限制，例如前起落架、武器舱、设备维护口盖以及前机身形状等，以便确定最佳构形从而减小阻力、减轻重量、降低费用、提高可靠性以及提供良好的推进性能。
近年来的空中作战中，隐形飞机的技术优势逐渐凸现，“隐形”已成为下一代战斗机必备的基本特征。
进气道作为飞机上一个重要的雷达波反射源，设计人员要将低可见性要求纳入考虑范畴，令各方面性能获得良好折中，殊非易事。
喷气式发动机的工作过程，简单地说就是：压缩空气，然后点火做功产生推力。
除了高速飞行器使用的冲压式喷气发动机外，我们通常所说的喷气发动机都是利用自身的压气机来完成大部分空气压缩工作（根据压气机的类型不同又分为离心式压气机和轴流式压气机），而剩下的那部分空气压缩工作，则是由进气道来完成的。
此外，压气机（特别是作为目前主流的轴流式压气机）对气流畸变相当敏感，因此进气道还有一个工作就是要保证压气机入口处的气流畸变尽可能小。
所以，进气道虽然外形看起来相当简单，就是一个金属管，但要完成这两大功能却并不容易。
进气道具有两个主要组成部分，即进气口和扩压段。
空气通过进气口进入，然后在扩压段减速增压以便使发动机压气机平面处的气流速度降至可以接受的水平（典型的是 M0.2 ~M0.5）。
随着飞机最大速度的增大，进气道特别是进气口的复杂性也随之增加。
超音速状态下，要想令前方气流减速至亚音速，需要利用激波。
激波本身是一个致密空气层，超音速气流穿越激波之后，速度大幅下降，而温度、压强等却急速增大。
进气道就是通过激波压缩空气使之在进入扩压段之前减速至亚音速。
根据飞机各方面要求的不同，进气道设计人员可以选择单一的正激波或者一道正激波加一系列斜激波的形式，前者就是典型的正激波进气道（如歼-6），后者则是所谓的多波系进气道（如歼-8B 是三波系进气道，苏-27 是四波系进气道）。
一般来说，进气道激波数量增多，阻力减小，进气效率提高，但相应的进气道重量也增大，复杂性也大大增加）。
多波系进气道需要采用一个至数个压缩斜面，利用这些斜面压缩空气，产生激波。
当设计速度达到 M2 时，进气道通常需要更精心的设计以增大压力和降低阻力。
例如 F-15 注重超音速性能，因此采用了四波系进气道，内部包括一系列由软件和精确作动的机械系统控制的可动压缩斜板和放气门。
这样，在变化的空速和迎角条件下，通过移动斜板调节进气道内、外部形状可以向发动机提供最适宜的气流。
放气门和放气通道则允许多余的气流绕过进气道排放出去。
F-16 设计重点不在超音速，因此采用了最简单的单一正激波压缩的进气道设计——但这仅仅是就进气道本身而言的。
事实上 F-16 前机身底部扁平宽大，可以提供一定的压缩作用，因此就效果而言，F-16 的进气道更接近二波系进气道设计。
而同样采用腹部进气的国产飞机，前机身截面与 F-16 大不相同，因此可以看到进气口前明显前伸的压缩斜板（同时兼作附面层隔板）。
而同样采用腹部进气的歼-10，前机身截面与 F-16 大不相同，因此可以看到进气口前明显前伸的压缩斜板（同时兼作附面层隔板）战斗机进气道设计必须考虑到低能量空气层的影响。
无论在亚音速还是超音速，在机身表面和压缩斜面上都会形成这样一个空气层，也就是所谓的“附面层”。
它实际上是机身表面（也就是空气粘滞表面）和自由气流（此处气流处于自由流动状态）之间的一个区域，激波和附面层的交互作用会增大紊流进而导致发动机压气机平面处无益的气流畸变。
如果激波/附面层交互作用增强到一定程度，进气道将变得不稳定，而发动机也会失速。
附面层的厚度随前机身长度（也就是机头到进气口这段距离）增大而增大。
超音速飞机的设计人员处理附面层现象的传统方法是在附面层到达进气道喉部之前改变附面层流向，同时将进气道置于远离附面层的自由流中——这里的气流不受附面层现象的影响。
在 F-16 上，被称作附面层隔道的结构可以提供从机身下表面到进气道上唇口之间 4.5 英寸的间隙——这个尺寸是 F-16 以最大速度飞行时附面层的厚度。
在 F-16 上，被称作附面层隔道的结构可以提供从机身下表面到进气道上唇口之间 4.5 英寸的间隙——这个尺寸是 F-16 以最大速度飞行时附面层的厚度战斗机进气道设计在最近 10 年中开始出现后掠式进气口设计方案，如 F/A-18E/F 和 F-22。
这种特点会增加附面层形成的面积，并增大附面层控制的难度。
典型的做法是增加放气系统，它可以通过在压缩面上的小孔将无益的气流导入进气道内的放气管道。
F-22 的 Caret 进气口和机身之间有明显的空隙，就是分离边界层的地方F-22 进气口后上方的格栅，靠前的是泄放边界层的出气口，靠后的是调节进气量的出气口（超音速时，进气太多，要放掉一点）好了，在了解了进气道的基础知识后，我们再来看看什么是 DSI，以及它相对于常规进气道究竟有什么改进。
无附面层隔道超音速进气道概念洛•马的工程师在 1990 年代早期就开始研究传统超音速进气道概念的替代方案。
他们试图取消和附面层控制有关的复杂机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。
通过取消这些机构，设计人员可以从飞机上减轻大约 300 磅的重量。
最后的研究结果就是如今的 DSI，或叫做鼓包式进气道。
在 DSI 上已经去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。
在进气口前设计有一个三维的表面（鼓包）。
这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。
进气道整流罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。
整个 DSI 没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气系统或旁通系统。
换句话说，DSI 实际是针对常规进气道的进气口部分进行的改进。
精心设计的三维压缩面配合进气口，不仅可以完成传统附面层隔道的功能，还可以提供气流预压缩，从而提高进气道高速状态下的效率，并减小阻力。
随着进气道调节系统的取消，重量自然减轻。
而对于未来作战飞机更重要的一点是，取消了附面层隔道以及压缩斜板等部件后，飞机的RCS 可能大幅减小，这显然有利于提高飞机的隐身能力——F-22 的进气道仍具有传统的附面层隔道，设计时免不了大费周章；而其采用固定式进气道，考虑的因素中，隐身要求占了相当一部分。
DSI 是随着计算流体力学（CFD）的进步，在洛•马自己的计算机建模工具上开发并完善的。
CFD 是一门研究流体控制方程的数字化解决方案的科学，并可以通过空间或时间对重要的流场加以描述并进一步改善解决方案。
CFD 解决方案阐明了工程师们如何表现复杂的流场并对他们的设计进行性能评估。
1994 年末，洛•马对飞机构形进行了研究——该构形后来成了他们的 JSF 原型机的构形方案。
该项研究重在调查 DSI 相对于 F-22 或 F/A-18E/F 类型的后掠式进气道的优势。
由于减少了重量（约 300 磅），DSI 可以使飞机具有更好的性能；同时 DSI 还减少了生产和操作费用——通过取消复杂部件，每架飞机可以节省 50 万美元的费用，效益相当明显。
工程师们为了保持技术领先地位而在此期间申请了 2 项美国技术专利，并在 1998 年获得批准。
全尺寸 F-16 飞行试验几乎在 DSI 被洛•马 JSF 设计采用的同时，工程师就明白它会被认为比 F-22 的后掠式进气道具有更高的风险，为此他们改装了 1 架 F-16 进行 DSI 验证来降低技术风险。
F-16 的模块化进气道设计使得它可以装上 DSI 模块而无需对前机身和中机身进行重大改造。
根据现有的 F-16 进气道设计，新的进气道模块将成为前机身的组成部分，从其前缘开始直到前机身与中机身接合部和原进气道融合。
压缩面被置于前机身座舱下方，不会影响前机身其它部分或舭线。
扩压段前部进行了重新设计，在新的进气口和现有扩压段之间形成一个过渡。
F-16 DSI 验证机F-16DSI 是在工作站上利用三维模型进行设计，其进气道则利用了 CFD 的成果，采用了与 JSF 相同的设计方案。
进气道模块在洛•马的福特•沃斯航空工厂制造，安装在 1 架生产型 F-16 上，并在该地进行了试飞。
当 DSI 安装在 1 架 Block 30 批次的 F-16 上进行了高度成功的验证试飞时，它才真正从概念成为了现实。
试飞程序包括 12 次试飞，在 1996 年 12 月的 9 天内完成。
首次试飞重在确定飞行包线和功能检测。
其它的试飞则重在验证进气道性能特点，包括在水平和机动飞行中快速移动油门位置以确定进气道和发动机之间的相容性。
F-16 的进气道改装过程飞行试验覆盖了 F-16 的整个飞行包线，并达到了最大速度 M2.0。
改装机的飞行品质在所有的迎角和侧滑角条件下，都非常接近生产型 F-16。
洛•马试飞员进行了 2 次飞行中发动机重新启动和 164 次加力点火，没有发生故障。
其中 52 次加力点火是在高难度机动中进行的。
在整个试飞中没有发生发动机失速和异常现象。
新的进气道显示其亚音速性能特别是剩余功率方面略优于生产型进气道，证明取消附面层隔道对整个系统是有益的。
试飞员表示，军用推力状态和推力特性和安装通用电气F110-GE-129 发动机的标准型 F-16 非常相似。
考虑到整个试飞计划的目的是验证这种先进进气道技术的生命力，这个结果是非常令人满意的。
F-16 的试飞验证了进气道的气动性能，而洛•马的 JSF 原型机 X-35 也对此进行了验证试飞。
结果表明，根据 CFD 分析作出的性能分析和进气道气流稳定性预测与现实世界中的情况是吻合的。
DSI 在 JSF 设计中的应用在 STOVL 型 JSF 上采用的轴驱动升力风扇要求使用分叉式进气道。