X32的进气道,可以和F35的DSI进气道对照一下

波音JSF X-32A于2000年9月18日实现了首飞，表现出良好的飞行品质，其中该机的短S弯形进气道及下颌式唇罩构型，体现了进气道/机体一体化巧妙的设计；据称它能较好地满足了军方对飞机减重、改进机动性和降低着舰速度的要求，对飞机的隐身设计也很有利 v岗枯#笣2
　　波音的JSF X-32A技术 验证机采用了一系列高新技术，特别在飞机总体气动布局上，采用了短S弯形下颌式进气道（Chin air inlet）。这是一项标新立异的设计，体现了NASA在20世纪90年代一系列推进系统技术计划所取得的重大成果。 ?L?a??
　　 军方要求JSF的最大飞行速度是M1.5。如果设计的是第三代战斗机，那么业内人士很可能会选择采用F-16飞机那样的皮托管式进气道方案，因为这样的进气道简单、长度短、重量轻、成本又便宜，而且其总压恢复系数可以在M1.6以下的速度范围内满足常规设计要求。但是，波音公司在考虑以对地攻击为主的第四代攻击战斗机JSF时，重点放在如何通过优异的增推减阻、减重和隐身性能，来满足军方的高机动性和隐身的战技要求，所以，对进气道设计方案作了许多特别的考虑。 ma憮烛傿闀
　　构型特征 G饏^锑潧?
　　 X-32A验证机采用的是一种形状较为独特的进气道构型。相比于F-16布局，在X-32A的短短的前机身后面，进气道入口位置更加靠前，已处于座舱位置下方的前头；其准二元保形的进口面积很大；上翘的下唇口向前突出，从而造成了两侧唇缘的前掠倾斜。从正前方看，该进气口有如人的"地包天"口唇形状。它利用前机身机头下表面的下凸三维曲面来形成进气道入口处的一块固定斜坡，因此明显地有别于常规的皮托式进气道入口构型，与该唇罩连接的是S形短扩压器管道，由此组合成"短S弯形下颌式进气道"。 艬9顟!' 胿
　　 所谓的"短S形进气道"，按美国航空科技界现行的界定，是指该亚音速扩压器管道长度与喉道高度之比值不超过5～6。业内人士都知道，太长或太短的扩压器均应避免。这是因为扩压器太短(管道长度与喉道高度比值小于4)，管道弯曲太大，会使气流分离，令进气道出口的流场品质恶化；而扩压器太长(管道长度与喉道高度比值大于4)，则会增加气流的摩擦阻力，使进气道总压恢复系数降低，并使进气道（即飞机）的重量增加。 嚽{wB!倰Y
　　性能设计特点分析 ?? q8伵
　　据有关资料披露，X-32A的进气道设计点取在M1.6；进口采用"1斜+1正"的波系结构。其中的STOVL型进气道的进口部件采用了可调几何结构，从起飞滑跑到升空时段，其唇罩可向前平移，以增大进口捕获面积并同时形成辅助进气门，来满足此时的发动机地面工况的大流量需求。从性能分析看，这种进气道布局可能有以下好处。 &鎷*H沸鏁
　　 ● 使设计点为M1.6的进气道完全可满足飞机在最大飞行速度M1.4～M1.5时的使用要求，而且由此可人为造成在最大使用飞行速度下，前机身（斜坡）的斜激波与下唇口脱开适当距离；它不仅不会加大进气道内气流畸变，而有利于飞机机动性的提高，同时也为今后飞机的改进留下了发展空间。 尦U糘nAp
　　 ● 依经验判断，X-32A进气道入口的斜坡角度应在11°左右，由于它能有效地对来流起到预压缩作用，所以可提供亚音速下大迎角直到M1.6甚至是M1.8的进气道良好总压恢复性能和气流品质。 `no挾%>??
　　 ● 由于这种入口位置相当靠前、而进口捕获面积又很大，所以像头部进气布局的皮托管式进气道那样，可以获得高的进气效率，而溢流阻力较小；该戽斗状的下唇口更有利于在大迎角机动飞行中对气流的兜捕，因此流量系数值较高。 ?イ鲿q醚
　　 ● 对入口产生遮蔽效应的前机身较短，该前机身下表面附面层的厚度很薄，以致可以不设进气道的附面层隔离或吸除装置，飞机也可进行无忧虑地操纵，有利于飞机减重；由于进气道入口可不设机身附面层隔道，减小了飞机的迎风面积，对减小飞行阻力也有利；又由于不必担心在超音速飞行中会出现末激波与附面层的相互干扰问题，同时也不必担心有低能量的附面层吸入进气道导致气流分离，引起在S形扩压器中诱发生成进气道旋流问题，因此，可以简化技术难度很高的进气道 / 发动机的流场匹配工作。 粩V尔B酾?
　　 ● X-32A飞机巧妙地利用前机身下表面的突出弧形三元曲面来形成并替代常规设计进气道入口处的固定斜坡，既简化了进气道唇罩结构的设计，回避了入口处长斜板的制造难度，也有利于飞机的减重。无论从理论计算结果还是从模型的风洞测试结果来看，三元曲面的斜坡比常规设计的二元平板，对提高进气道的总压恢复系数更为有效。因而，有很显著的增推功效。 %腢怮]?X?
　　 ● 短S弯扩压器管道比常规设计的S形进气道，对减少进气道总压损失和减轻飞机的重量的好处是不言而喻的。 :{s鰰圤Yx
　　隐身设计分析 u摳h愳Q?
　　 X-32A验证机采用了短S形进气道（扩压器管道）。虽然这种管道的弯曲度较大，比直通式的进气总压损失要大，但有利飞机的隐身。 ]弞惿JpQ?
　　 通常在常规直通式进气道中，雷达波在里面大约要反射1～2次，而在S形进气道，雷达波大概要反射4～5次，这就大大减小了雷达反射面积（RCS）。据统计，弯曲进气道大致可降低50%～60%的雷达反射截面，因此对飞机实现隐身至关重要。正因为如此，现在研制的新战斗机大都采用弯曲进气道构型。此外，为了提高隐身性能，在进气道内腔壁面上还被涂上了吸波材料。 楺?"_q沛
　　 从X-32A正视图不难看出：发动机风扇叶片进口平面不仅部分地被短S形管道的弯曲表面所遮盖，而且也部分地被"地包天"的下唇口所遮盖。这些，显然也都对进一步减小RCS有利。 绷勤娺7*铗
　　 对飞机总体特性影响分析 +攵n桕?
　　必须指出， X-32A采用下颌式进气道，是缘于波音方案采用了直接升力垂直动力方案所致。因为飞机尺寸的限制，直接升力喷管又必须置于飞机重心之上，迫使发动机安装位置前移，这可以说是一种"不得已而为之"的设计举措；而且该方案的迎面阻力也显得较大。 5蛟衎睁;7?
　　 但是，此布局方案可以腾出机头空间来安装较大功率的探测雷达，加上设计人员在X-32A设计上采用了减小阻力的保形设计措施，从而达到了"扬长避短"之目的。所谓的保形，保的就是飞机总体的气动外形，而使飞机有较为理想的升阻比。 *燋橱Yh噷
　　 值得一提的是，X-32A装配了高推重比（10一级）的大推力（180千牛）的加力式涡扇发动机，对抵消该进气布局的较大阻力也发挥了积极的补偿作用。而下颌式大进气口正是适应此大流量发动机之必需。 忖?x?
　　 X-32A进气道的最大缺点是超音速飞行时的进气道效率低，溢流阻力大，而且在常规起降型和舰载型中，由于进气口不能做成可调式而必须是固定式的，显然对改善飞机的起飞性能不利。对此存在问题仍有待于探讨和飞行验证。 墽?u纄
　　进一步的修改 臰謍*?
　　除了价格超标之外，现在参与竞争的JSF验证机目前都存在超重问题。由于波音X-32A的最大起飞重量已达20吨以上，所以从严格意义上讲，它已不是轻型战斗机了(洛克希德·马丁公司的JSF X- 35A CV型方案重量甚至达28吨以上)。典型的第三代轻型战斗机F-16C 25批次的最大起飞重量，带外挂油箱时为17吨；不带外挂则只有11吨左右。 ?M2U~牽藑
　　 因此，早在1999年初，波音便开始大幅度地为飞机减重，以改进飞机的机动性和降低着降速度。除了对机翼/尾翼布局进行较大更改外，进气道也进行了改动。 ?sb!奖灎
　　 最明显的修改，是把原先的向前倾斜的"突出的下颌"进气道唇罩外形，改为后掠式唇罩，以提高飞机在大迎角飞行状态时的进气道性能和减轻进气道结构的重量。 ?lt;徧c&啡?
　　 波音公司JSF计划经理声称：上述的重新设计，有效地改善了被期望的外形修改性能，而对隐身特性几乎没有带来不利影响。 阿篗岡HC孛
　　 波音公司表示，在对JSF进行了几次修改设计之后，公司不会再轻易改变JSF外部构型了，虽然军方的要求可能还会再改变，波音将以改动内部设计来满足军方的要求，尽可能避免变更进气道和机翼周围的气流流场。 X鋲k`W泍?
　　 几点体会 .#ab羰 ?l
　　波音X-32A验证机采用了许多高新技术，其中许多技术可为我们提供参考或借鉴。例如对进气道/机体一体化设计问题，在国内尚未引起足够重视，有必要变"亡羊补牢"为"未雨绸缪"。 平波音JSF X-32A于2000年9月18日实现了首飞，表现出良好的飞行品质，其中该机的短S弯形进气道及下颌式唇罩构型，体现了进气道/机体一体化巧妙的设计；据称它能较好地满足了军方对飞机减重、改进机动性和降低着舰速度的要求，对飞机的隐身设计也很有利 v岗枯#笣2
　　波音的JSF X-32A技术 验证机采用了一系列高新技术，特别在飞机总体气动布局上，采用了短S弯形下颌式进气道（Chin air inlet）。这是一项标新立异的设计，体现了NASA在20世纪90年代一系列推进系统技术计划所取得的重大成果。 ?L?a??
　　 军方要求JSF的最大飞行速度是M1.5。如果设计的是第三代战斗机，那么业内人士很可能会选择采用F-16飞机那样的皮托管式进气道方案，因为这样的进气道简单、长度短、重量轻、成本又便宜，而且其总压恢复系数可以在M1.6以下的速度范围内满足常规设计要求。但是，波音公司在考虑以对地攻击为主的第四代攻击战斗机JSF时，重点放在如何通过优异的增推减阻、减重和隐身性能，来满足军方的高机动性和隐身的战技要求，所以，对进气道设计方案作了许多特别的考虑。 ma憮烛傿闀
　　构型特征 G饏^锑潧?
　　 X-32A验证机采用的是一种形状较为独特的进气道构型。相比于F-16布局，在X-32A的短短的前机身后面，进气道入口位置更加靠前，已处于座舱位置下方的前头；其准二元保形的进口面积很大；上翘的下唇口向前突出，从而造成了两侧唇缘的前掠倾斜。从正前方看，该进气口有如人的"地包天"口唇形状。它利用前机身机头下表面的下凸三维曲面来形成进气道入口处的一块固定斜坡，因此明显地有别于常规的皮托式进气道入口构型，与该唇罩连接的是S形短扩压器管道，由此组合成"短S弯形下颌式进气道"。 艬9顟!' 胿
　　 所谓的"短S形进气道"，按美国航空科技界现行的界定，是指该亚音速扩压器管道长度与喉道高度之比值不超过5～6。业内人士都知道，太长或太短的扩压器均应避免。这是因为扩压器太短(管道长度与喉道高度比值小于4)，管道弯曲太大，会使气流分离，令进气道出口的流场品质恶化；而扩压器太长(管道长度与喉道高度比值大于4)，则会增加气流的摩擦阻力，使进气道总压恢复系数降低，并使进气道（即飞机）的重量增加。 嚽{wB!倰Y
　　性能设计特点分析 ?? q8伵
　　据有关资料披露，X-32A的进气道设计点取在M1.6；进口采用"1斜+1正"的波系结构。其中的STOVL型进气道的进口部件采用了可调几何结构，从起飞滑跑到升空时段，其唇罩可向前平移，以增大进口捕获面积并同时形成辅助进气门，来满足此时的发动机地面工况的大流量需求。从性能分析看，这种进气道布局可能有以下好处。 &鎷*H沸鏁
　　 ● 使设计点为M1.6的进气道完全可满足飞机在最大飞行速度M1.4～M1.5时的使用要求，而且由此可人为造成在最大使用飞行速度下，前机身（斜坡）的斜激波与下唇口脱开适当距离；它不仅不会加大进气道内气流畸变，而有利于飞机机动性的提高，同时也为今后飞机的改进留下了发展空间。 尦U糘nAp
　　 ● 依经验判断，X-32A进气道入口的斜坡角度应在11°左右，由于它能有效地对来流起到预压缩作用，所以可提供亚音速下大迎角直到M1.6甚至是M1.8的进气道良好总压恢复性能和气流品质。 `no挾%>??
　　 ● 由于这种入口位置相当靠前、而进口捕获面积又很大，所以像头部进气布局的皮托管式进气道那样，可以获得高的进气效率，而溢流阻力较小；该戽斗状的下唇口更有利于在大迎角机动飞行中对气流的兜捕，因此流量系数值较高。 ?イ鲿q醚
　　 ● 对入口产生遮蔽效应的前机身较短，该前机身下表面附面层的厚度很薄，以致可以不设进气道的附面层隔离或吸除装置，飞机也可进行无忧虑地操纵，有利于飞机减重；由于进气道入口可不设机身附面层隔道，减小了飞机的迎风面积，对减小飞行阻力也有利；又由于不必担心在超音速飞行中会出现末激波与附面层的相互干扰问题，同时也不必担心有低能量的附面层吸入进气道导致气流分离，引起在S形扩压器中诱发生成进气道旋流问题，因此，可以简化技术难度很高的进气道 / 发动机的流场匹配工作。 粩V尔B酾?
　　 ● X-32A飞机巧妙地利用前机身下表面的突出弧形三元曲面来形成并替代常规设计进气道入口处的固定斜坡，既简化了进气道唇罩结构的设计，回避了入口处长斜板的制造难度，也有利于飞机的减重。无论从理论计算结果还是从模型的风洞测试结果来看，三元曲面的斜坡比常规设计的二元平板，对提高进气道的总压恢复系数更为有效。因而，有很显著的增推功效。 %腢怮]?X?
　　 ● 短S弯扩压器管道比常规设计的S形进气道，对减少进气道总压损失和减轻飞机的重量的好处是不言而喻的。 :{s鰰圤Yx
　　隐身设计分析 u摳h愳Q?
　　 X-32A验证机采用了短S形进气道（扩压器管道）。虽然这种管道的弯曲度较大，比直通式的进气总压损失要大，但有利飞机的隐身。 ]弞惿JpQ?
　　 通常在常规直通式进气道中，雷达波在里面大约要反射1～2次，而在S形进气道，雷达波大概要反射4～5次，这就大大减小了雷达反射面积（RCS）。据统计，弯曲进气道大致可降低50%～60%的雷达反射截面，因此对飞机实现隐身至关重要。正因为如此，现在研制的新战斗机大都采用弯曲进气道构型。此外，为了提高隐身性能，在进气道内腔壁面上还被涂上了吸波材料。 楺?"_q沛
　　 从X-32A正视图不难看出：发动机风扇叶片进口平面不仅部分地被短S形管道的弯曲表面所遮盖，而且也部分地被"地包天"的下唇口所遮盖。这些，显然也都对进一步减小RCS有利。 绷勤娺7*铗
　　 对飞机总体特性影响分析 +攵n桕?
　　必须指出， X-32A采用下颌式进气道，是缘于波音方案采用了直接升力垂直动力方案所致。因为飞机尺寸的限制，直接升力喷管又必须置于飞机重心之上，迫使发动机安装位置前移，这可以说是一种"不得已而为之"的设计举措；而且该方案的迎面阻力也显得较大。 5蛟衎睁;7?
　　 但是，此布局方案可以腾出机头空间来安装较大功率的探测雷达，加上设计人员在X-32A设计上采用了减小阻力的保形设计措施，从而达到了"扬长避短"之目的。所谓的保形，保的就是飞机总体的气动外形，而使飞机有较为理想的升阻比。 *燋橱Yh噷
　　 值得一提的是，X-32A装配了高推重比（10一级）的大推力（180千牛）的加力式涡扇发动机，对抵消该进气布局的较大阻力也发挥了积极的补偿作用。而下颌式大进气口正是适应此大流量发动机之必需。 忖?x?
　　 X-32A进气道的最大缺点是超音速飞行时的进气道效率低，溢流阻力大，而且在常规起降型和舰载型中，由于进气口不能做成可调式而必须是固定式的，显然对改善飞机的起飞性能不利。对此存在问题仍有待于探讨和飞行验证。 墽?u纄
　　进一步的修改 臰謍*?
　　除了价格超标之外，现在参与竞争的JSF验证机目前都存在超重问题。由于波音X-32A的最大起飞重量已达20吨以上，所以从严格意义上讲，它已不是轻型战斗机了(洛克希德·马丁公司的JSF X- 35A CV型方案重量甚至达28吨以上)。典型的第三代轻型战斗机F-16C 25批次的最大起飞重量，带外挂油箱时为17吨；不带外挂则只有11吨左右。 ?M2U~牽藑
　　 因此，早在1999年初，波音便开始大幅度地为飞机减重，以改进飞机的机动性和降低着降速度。除了对机翼/尾翼布局进行较大更改外，进气道也进行了改动。 ?sb!奖灎
　　 最明显的修改，是把原先的向前倾斜的"突出的下颌"进气道唇罩外形，改为后掠式唇罩，以提高飞机在大迎角飞行状态时的进气道性能和减轻进气道结构的重量。 ?lt;徧c&啡?
　　 波音公司JSF计划经理声称：上述的重新设计，有效地改善了被期望的外形修改性能，而对隐身特性几乎没有带来不利影响。 阿篗岡HC孛
　　 波音公司表示，在对JSF进行了几次修改设计之后，公司不会再轻易改变JSF外部构型了，虽然军方的要求可能还会再改变，波音将以改动内部设计来满足军方的要求，尽可能避免变更进气道和机翼周围的气流流场。 X鋲k`W泍?
　　 几点体会 .#ab羰 ?l
　　波音X-32A验证机采用了许多高新技术，其中许多技术可为我们提供参考或借鉴。例如对进气道/机体一体化设计问题，在国内尚未引起足够重视，有必要变"亡羊补牢"为"未雨绸缪"。 平