超级军网菜鸟问题，表骂我
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/05 04:34:02
看了小龙的DSI进气道，是不是这个鼓包用在双进气道的战机上比单进气道的战机效用高？象F35，看过一张F16的验证图，不知道老美是不是把它给否了呢？
如果是这样的话，咱们的10会不会不大用DSI呢？看了小龙的DSI进气道，是不是这个鼓包用在双进气道的战机上比单进气道的战机效用高？象F35，看过一张F16的验证图，不知道老美是不是把它给否了呢？
如果是这样的话，咱们的10会不会不大用DSI呢？
如果是这样的话，咱们的10会不会不大用DSI呢？看了小龙的DSI进气道，是不是这个鼓包用在双进气道的战机上比单进气道的战机效用高？象F35，看过一张F16的验证图，不知道老美是不是把它给否了呢？
如果是这样的话，咱们的10会不会不大用DSI呢？
已经用了
楼上的有料？ 飞机设计定型的话不会说改就改吧。。。系统工程不是搭积木[em06]
基本上不会再改了
外形一旦改的话，还得回去吹风洞。
外形一旦改的话，还得回去吹风洞。
FC1的外形还不是一改再改
^^
^^
单双发上应该没多大区别,原来研究DSI就是为了J10,上不上可能要看空军对J10高速性能的要求怎样.
就是没有那个到点的
转自 空军世界 http://www.airforceworld.com
洛·马JSF采用了一种全新概念的发动机进气道，可以提供出色的气动性能，同时取消了传统进气道上面的复杂机构，也因此减少了生产和操作费用。这种进气道被称作无附面层隔离装置超音速进气道（DSI），因为它取消了原来的附面层隔离装置，并且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。这项技术从酝酿到实现经历了10年时间，同时已经在F－16和最近的X－35上进行了试飞，具有较低的技术风险。
战斗机进气道设计基础
战术飞机向进气道设计人员提出了一个艰巨的挑战：即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，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。今天的进气道设计人员还必须将低可见性要求纳入考虑范畴。
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，进气道通过激波压缩空气使之在进入扩压段之前减速至亚音速。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。第二种形式需要采用一个至数个压缩斜面。如果进气道在空气进入扩压段之前完成压缩，这种进气道被称为外压式进气道。如果压缩是在进气道外部和内部共同完成的，这种进气道被称为混合压缩式进气道。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进气道，就包括了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。其它的超音速战斗机的进气道实例如图1。F－16采用了最简单的单一正激波压缩的进气道设计。其它的战斗机则采用了某种形式的压缩斜面。
图1：各具特色的进气口
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，被称作附面层隔离装置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年中开始出现后掠的唇口和外形特征的进气口设计方案，如F/A－18E/F和F－22。这会总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。图2显示了F/A－18E/F进气道采用的附面层控制特征。
图2：F/A-18E“超级大黄蜂”
无附面层隔离装置超音速进气道概念
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。如图3所示，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。
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。图3所示的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。
图3：X-35的进气口部分
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。F－16的DSI综合处理方案如图4所示。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（机身站位243处）处和原进气道融合。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（机身站位243处之后部分）之间形成一个过渡。
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。
图4：F-16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（图5），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约的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。
图5：F-16验证机飞行中
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，证明取消附面层隔离装置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上采用的轴驱动胜利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。根据CFD研究结果，在设计冻结之前，进气道进行了改进设计。为此在阿诺德工程发展中心（AEDC）的16英尺超音速风洞中进行了高速吹风试验，在模拟的发动机压气机平面处测量其气动特性。试验马赫数最大达到了M1.5，取得了超过16000个测试点数据。结果表明，所有的进气道性能要求都已达到或超过。X－35高速风洞模型如图6所示。
2000年10月X－35开始进行试飞。常规起降构形（CTOL）的一个主要试飞目标是确定整个飞行包线内发动机/进气道的相容性。
X－35构形方案冻结后，工程师们将注意力转向改进生产型构形。目标之一是减少这种构形的全重。于是设计人员开始研究缩短进气道和取消左右进气道之间的隔板。CFD分析结果表面，两种方案都是可行的。于是进气口后移了大约2英尺。与此同时，进气道设计人员也开始研究改进进气道唇口设计以改进大迎角性能。通过将整流罩唇口前移，并取消侧唇口的顶尖（简单的说就是把折线拉成直线），使得进气口更适应不同迎角的气流，改善了进气效率。这种改进提高了性能，减小了不同迎角下气流的畸变。三边形进气道如图7所示
图6：X-35飞机风洞模型
图7：X-35飞机三视图
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，取消了附面层隔离装置、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JSF所确认，因为它已经在F－16和最近的X－35上进行了试飞。
转自 空军世界 http://www.airforceworld.com
洛·马JSF采用了一种全新概念的发动机进气道，可以提供出色的气动性能，同时取消了传统进气道上面的复杂机构，也因此减少了生产和操作费用。这种进气道被称作无附面层隔离装置超音速进气道（DSI），因为它取消了原来的附面层隔离装置，并且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。这项技术从酝酿到实现经历了10年时间，同时已经在F－16和最近的X－35上进行了试飞，具有较低的技术风险。
战斗机进气道设计基础
战术飞机向进气道设计人员提出了一个艰巨的挑战：即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，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。今天的进气道设计人员还必须将低可见性要求纳入考虑范畴。
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，进气道通过激波压缩空气使之在进入扩压段之前减速至亚音速。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。第二种形式需要采用一个至数个压缩斜面。如果进气道在空气进入扩压段之前完成压缩，这种进气道被称为外压式进气道。如果压缩是在进气道外部和内部共同完成的，这种进气道被称为混合压缩式进气道。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进气道，就包括了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。其它的超音速战斗机的进气道实例如图1。F－16采用了最简单的单一正激波压缩的进气道设计。其它的战斗机则采用了某种形式的压缩斜面。
图1：各具特色的进气口
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，被称作附面层隔离装置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年中开始出现后掠的唇口和外形特征的进气口设计方案，如F/A－18E/F和F－22。这会总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。图2显示了F/A－18E/F进气道采用的附面层控制特征。
图2：F/A-18E“超级大黄蜂”
无附面层隔离装置超音速进气道概念
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。如图3所示，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。
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。图3所示的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。
图3：X-35的进气口部分
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。F－16的DSI综合处理方案如图4所示。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（机身站位243处）处和原进气道融合。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（机身站位243处之后部分）之间形成一个过渡。
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。
图4：F-16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（图5），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约的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。
图5：F-16验证机飞行中
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，证明取消附面层隔离装置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上采用的轴驱动胜利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。根据CFD研究结果，在设计冻结之前，进气道进行了改进设计。为此在阿诺德工程发展中心（AEDC）的16英尺超音速风洞中进行了高速吹风试验，在模拟的发动机压气机平面处测量其气动特性。试验马赫数最大达到了M1.5，取得了超过16000个测试点数据。结果表明，所有的进气道性能要求都已达到或超过。X－35高速风洞模型如图6所示。
2000年10月X－35开始进行试飞。常规起降构形（CTOL）的一个主要试飞目标是确定整个飞行包线内发动机/进气道的相容性。
X－35构形方案冻结后，工程师们将注意力转向改进生产型构形。目标之一是减少这种构形的全重。于是设计人员开始研究缩短进气道和取消左右进气道之间的隔板。CFD分析结果表面，两种方案都是可行的。于是进气口后移了大约2英尺。与此同时，进气道设计人员也开始研究改进进气道唇口设计以改进大迎角性能。通过将整流罩唇口前移，并取消侧唇口的顶尖（简单的说就是把折线拉成直线），使得进气口更适应不同迎角的气流，改善了进气效率。这种改进提高了性能，减小了不同迎角下气流的畸变。三边形进气道如图7所示
图6：X-35飞机风洞模型
图7：X-35飞机三视图
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，取消了附面层隔离装置、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JSF所确认，因为它已经在F－16和最近的X－35上进行了试飞。
说实话~~~枭龙真的一直不大喜欢~~~~
7楼的帖子好详细。
F16既是模块化生产，想来大批量采用DSI也非难事，为啥就仅仅用来验证一下呢
DSI对改善高速性能有好处，象F16这种执行任务时亚音速战机仅仅就剩余功率优于普通进气道，
所以，为了在高速时大幅提高飞行性能，我们最应该进行DSI进气道改造的机机是：八爷 ！
[em07][em07][em07][em07][em07][em07]
F16既是模块化生产，想来大批量采用DSI也非难事，为啥就仅仅用来验证一下呢
DSI对改善高速性能有好处，象F16这种执行任务时亚音速战机仅仅就剩余功率优于普通进气道，
所以，为了在高速时大幅提高飞行性能，我们最应该进行DSI进气道改造的机机是：八爷 ！
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[em05]八爷出到 j－8.II.9999999999版的时候 又能怎样呢
[B]以下是引用[I]赶风的猪[/I]在2005-9-24 10:52:00的发言：[/B][BR][em05]八爷出到 j－8.II.9999999999版的时候 又能怎样呢那就J-8III.0000000000版,继续开始
那就是超级"杀手锏"啦...哇咔咔........哈哈!
[em13][em13]
[em13][em13]
谁说定型就不能大改了
F18E/F几乎就是一新飞机~
F18E/F几乎就是一新飞机~
沈飞人高喊J8精神万岁