芝麻开花节节高 中国超音速进气道设计

<strong><font color="#0066cc">芝麻开花节节高&nbsp;中国超音速进气道设计</font></strong> <hr noshade="true" size="1"/><table class="12v" cellspacing="0" cellpadding="0" width="526" border="0"><tbody><tr></tr><tr><td height="30"><table cellspacing="0" cellpadding="0" width="100%" border="0"><tbody><tr class="a3"><td align="right" bgcolor="#0651ac"><font color="#ffffff">文章来源：佚名 更新时间：2006-3-22</font> </td></tr></tbody></table></td></tr><tr></tr><tr><td height="40"><table height="42" cellspacing="0" cellpadding="0" width="521" border="0"><tbody><tr><td valign="top" align="center" width="521" height="18">查看网上更多此类文章: <a href="http://page.zhongsou.com/zspage.cgi?word=芝麻开花节节高 中国超音速进气道设计&amp;webid=xmhuo&amp;aid=B0100012868" target="_blank"><font color="#09298f">芝麻开花节节高 中国超音速进气道设计</font></a> </td></tr><tr><td valign="top" align="center" height="18">寻找更多军事网站,点击进入 <a href="http://www.jun123.com/index.htm" target="_blank"><font color="#09298f">JUN123军事网址荟萃 www.jun123.com </font></a></td></tr></tbody></table></td></tr><tr><td valign="top" align="center"><table class="14v" cellspacing="0" cellpadding="0" width="515" border="0"><tbody><tr><td class="14v" width="507">　　军事新闻网 作者：张文宇<br/>转载自：《现代兵器》三月刊<br/><br/>自从今年5月份的成都科技展上展出的FC-1“枭龙”战斗机04架模型上明显的使用了无附面层隔道超音速进气道（Divertless Supersonic Inlet，缩写为DSI）后，国内军迷对飞机进气道设计的关注达到空前的程度。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。<br/><br/><center><img alt="13183532_2006032108393547863600.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393547863600.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393551790800.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393551790800.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393553509400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393553509400.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393555440500.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393555440500.jpg" border="0"/></center><br/><br/>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改型使用带固定激波锥的二波系进气道，但是效果并不好。我国引进Миг-21Ф-13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Миг-21Ф-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。<br/><br/>尽管歼-8飞机在气动设计上比较成功，飞机高空性能较好，5千米以上飞行性能全面超过了当时比较先进的Миг-23飞机，在5千米以下与Миг-23各有千秋，但是Миг-23飞机操纵十分复杂。尽管歼-8飞行性能较好，但是机头进气方式限制了机载雷达性能的提高，歼-8飞机在火控系统方面存在缺陷，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、国防工办下达（80）参装字第594号文规定了歼-8改进型飞机要能在昼、夜间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，改进重点就是改为两侧进气道以便容纳大口径的雷达天线。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。在第二级斜板上开附面层吸除孔，这是因为附面层隔道分离附面层之后，在有一定长度的压缩斜板上附面层也会增厚，不予处理的话就会影响总压恢复和内流均匀度。进气道内外侧壁上有2片导流片，，可以改善流场均匀性。进气道扩压段在机翼前缘前方开有一个辅助进气门，用于满足低速大流量的要求，该门为浮动式，平时由簧力关闭，需要时由内外压差作用自动打开。歼-8II飞机的进气道在飞行马赫数超过跨音速区后就进入自动调节，该机的进气道调节系统被设计为两个独立的控制系统，各自根据预定调节规律调节进气道，以保证进气道和发动机协调工作，防止喘振。歼-8II飞机的第二级压缩斜板张角根据发动机压气机的压比按分段线性规律调节，这里说的压比是指压气机出口（第6级）的绝对静压与压气机进口的绝对静压之比，压气机压比是飞行马赫数、发动机转速和自由流总温的函数，按压比调节要比歼-8I飞机的按飞行马赫数调节优越。而且歼-8II飞机的进气道斜板模拟式控制系统部件性能也要比歼-8I飞机的激波锥继典型线性控制系统好，整个系统精度比较高。这套系统除了可以自动连续地调节第二级斜板之外，还具有向飞行员指示斜板位置，在故障时自动锁定斜板位置，应急手动控制斜板位置和大机动斜板位置自动补偿的功能。<br/><center><img alt="13183532_2006032108393557389000.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393557389000.jpg" border="0"/></center><center>歼-8II飞机的进气道设计上据说受到我国从埃及获得的Миг-21MФ和Миг-23MC以及更早得到的F-4飞机残骸的影响。Миг-23MC飞机和F-4飞机都采用了两侧垂直压缩斜板的二元可调多波系进气道，而Миг-21MФ和Миг-23MC可以确认同样按照压气机压比来调节进气道。但是Миг-23MC飞机的进气道控制系统性能比较落后，动态响应慢，体积重量都比较大。而歼-8II飞机的进气道控制系统采用了晶体管放大器、电液伺服阀、导杆式压缩斜板位置传感器和小型密封继电器等较先进的部件，系统的性能较好。采用带垂直压缩斜板的两侧进气道是同时追求高空高速性能和完善火控设备的大型二代战斗机的普遍选择，这种形式的进气道可以选择宽高比较小的进口形状，有利于机身的光滑过渡，可以减小阻力，而且结构设计上比较有利，对隔框的利用较好，可以减轻重量。但是这种形式的进气道由于安装位置的原因受到机身上洗的影响，加上上方没有屏蔽，导致当地迎角超过实际飞行迎角，因此大迎角总压恢复比较差，而且下唇口容易发生分离，使畸变也增大。另一个问题是两侧进气道在有侧滑时受机身遮蔽和机身下表面绕流影响，背风侧进气道会出现明显的总压恢复下降，可能会发生内侧壁下表面局部分离。由于这种形式的进气道存在的缺陷对飞机的机动性有较大的影响，所以各国的新一代战斗机均不再采用这种进气道设计，倾向于采用有屏蔽的或者水平压缩斜板的进气道，有的两侧进气道有内倾或者下唇口低于机身底部的措施。但是我国在改进歼-8II飞机的过程中没有刻意改动气动布局提高飞机格斗能力的需要，进气道的设计仍然保留，主要改进了进气道的控制系统，由模拟式系统改进为数字式系统，使用数字式绝对压比计算机代替了原系统中的绝对静压传感器、比值计算器和压缩斜板变阻器盒，在减小了控制系统的体积重量的同时，系统的误差、动态响应速度和延时等主要指标均有明显提高，地面维护也得到简化。<br/><center><img alt="13183532_2006032108393559365800.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393559365800.jpg" border="0"/></center><br/>在研制新型多用途超音速歼击机时，飞机的机动性受到高度的重视，同时作为当时计划中的唯一主力战斗机，仍然必须保持有相当的高空高速能力以应付当时仍然存在的威胁。目前该型歼击机仍未解密，笔者只能以网上和国外媒体上流传的图片和公开论文的研究以及国外类似方案为基础进行探讨。从图片上看，新型歼击机采用了腹部二元半侧壁可调多波系进气道，进气道上唇口前缘纵向位置略靠后于风挡隔框，距机头距离以23-3航炮舱比例推测约为4米。附面层隔道高度较大，内部有曲线边缘锥体使附面层向两边排出，附面层隔道边缘有比较特殊的3对连接片，似乎这些连接片按从小到大的偏角排列，目前尚无资料显示是什么功能。进气道侧壁作了明显的倒切，侧壁下部前缘垂直，进气道肩部开有百叶窗状的附面层放出缝。图片显示，该进气道第一级压缩斜板为固定，斜板角度大约在10度以内，第二级压缩斜板为可调，在第二级压缩斜板上开有附面层吸除孔。从图片中见到的第二级压缩斜板位置看，根据激波搭唇口的外压式进气道的设计原则考虑，新型歼击机采用的是三波系进气道，不存在第三级压缩斜板。<br/><center><img alt="13183532_2006032108393561376700.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393561376700.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393563398400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393563398400.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393565235400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393565235400.jpg" border="0"/></center><br/><br/></center><center>从目前飞机设计的实践来看，采用腹部水平压缩斜板的方案比较少见，大体上有波音公司竞争LWF的909方案，F-16的保形IIIB可调进气道方案和EF2000的进气道等。其中909方案比较早，目前也没有这方面的资料，EF2000的进气道压缩斜板是固定的，而下唇口却可以转动以调节捕获面积，与新型歼击机差别比较大，F-16的保形IIIB可调进气道方案有一定的参考意义。保形IIIB进气道方案由Tailor Mate II研究中试验过的矩形进气道A-3-3方案发展而来，为了能与F-16的机身结构和外形相吻合，修形为曲线剖面使之光滑地融入F-16飞机的机身理论外形，改善了面积分布的改变，从而减小阻力。进气道侧壁同样采用倒切，这种设计有利于小流量下侧滑时唇口转折处的横向溢流，推迟内侧壁涡流形成，可增大进气道亚临街稳定工作范围。保形IIIB进气道方案采用钝唇口设计，特别是侧壁转折处唇口半径加大，有利于减小内侧壁的分离，同时保持唇口的前缘吸力，抵消部分溢流阻力。该进气道附面层隔板为弧形，取得了减阻和增加有效压缩角的效果。该方案没有在压缩斜板上开附面层吸除孔，在喉道位置开缝吸除压缩斜板的附面层，但是实际效果不是很理想，有可能导致扩张板上出现分离，喉道缝吸除的附面层也由进气道肩部的百叶窗排出。第二级压缩斜板的调节规律为根据发动机换算流量、飞行马赫数、攻角和侧滑角求得最优斜板张角，进气道与发动机匹配较好，但是存在大斜板角时喉道位置前移较多，亚临界状态时可能发生正斜激波相交，产生滑流吸入进气道，造成喘振。该进气道方案还存在设计马赫数M2.2，巡航攻角1度时，前机身下表面出现轻微二次膨胀，当地马赫数增加的情况和小流量下稳定性较差的问题，但是相对而言，该进气道在最大程度保持原F-16跨音速机动性的同时，确保了足够的超音速剩余推力，使飞机有良好的超音速机动能力和M2.2最大平飞马赫数，而且结构比较简单，风险不高。<br/><br/>由于腹下进气道有前机身屏蔽，当地迎角小于飞行迎角，高攻角总压恢复好，气流均匀和两侧无遮蔽，对侧滑不敏感的明显优点，我国对腹下可调进气道的研究开展比较早，在美国于1980年5月完成保形IIIB方案的最终报告后，我国很快就翻译了这部分内容。目前国内已经有一些公开的论文研究腹下可调进气道的设计，并且提出了一些设计原则和改善进气道性能的手段。通常根据经验，前机身附面层厚度按长度的1%取值，附面层隔道高度取进口处附面层厚度的1.1~1.3倍，而腹下实际附面层厚度较小，取为1.1倍就已经足够。附面层隔道中间体顶点要在上唇口之后大于3倍隔道高度处，以防止其产生的脱体激波吸入进气道。第一级压缩斜板的附面层通过两级压缩斜板铰链处设计台阶即可阻止，但是第二级压缩斜板上要开附面层吸除孔，而且吸除的附面层以通过肩部百叶窗排出为好，如果设计为排入附面层隔道，隔道中可能会因为自身设计问题出现高压区阻碍附面层排出。据研究，即使在第二级压缩斜板上开了附面层吸除孔，仍以开喉道放气缝为好，原因可能是放气可以提高进气道的工作稳定性。<br/><br/>从参考引进实物自行改进为适应自行研制歼击机的进气道到参考已有设计概念自行研制新型歼击机进气道，这代表了进气道设计水平的一次进步。而令人惊喜的是在这之后的不长时间里，我国气动工作者在美国公开其应用于新一代飞机的后掠双斜面超音速进气道（CARET）和无附面层隔道超音速进气道（DSI）的设计概念之后不长的时间内，先后吃透它们的工作原理和设计方法，並且利用计算流体力学方法对典型的这类进气道进行了数值模拟，掌握了它们的性能特点。特别是DSI进气道是美国用于新世纪三军通用战斗机F-35的先进技术，其公开时间并不长，但是我国非常敏感的进行了跟踪研究，不但完全掌握了它的设计方法，而且南京航空航天大学开发了用于设计DSI进气道的专门软件，611所更是在自行设计的FC-1“枭龙”的04架原型机上成功应用了这一技术。这代表着我国进气道设计水平的飞跃。<br/><br/><center><img alt="13183532_2006032108393567098800.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393567098800.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393577771200.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393577771200.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393580528400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393580528400.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393582394900.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393582394900.jpg" border="0"/></center></center>（完）</td></tr></tbody></table></td></tr></tbody></table><strong><font color="#0066cc">芝麻开花节节高&nbsp;中国超音速进气道设计</font></strong> <hr noshade="true" size="1"/><table class="12v" cellspacing="0" cellpadding="0" width="526" border="0"><tbody><tr></tr><tr><td height="30"><table cellspacing="0" cellpadding="0" width="100%" border="0"><tbody><tr class="a3"><td align="right" bgcolor="#0651ac"><font color="#ffffff">文章来源：佚名 更新时间：2006-3-22</font> </td></tr></tbody></table></td></tr><tr></tr><tr><td height="40"><table height="42" cellspacing="0" cellpadding="0" width="521" border="0"><tbody><tr><td valign="top" align="center" width="521" height="18">查看网上更多此类文章: <a href="http://page.zhongsou.com/zspage.cgi?word=芝麻开花节节高 中国超音速进气道设计&amp;webid=xmhuo&amp;aid=B0100012868" target="_blank"><font color="#09298f">芝麻开花节节高 中国超音速进气道设计</font></a> </td></tr><tr><td valign="top" align="center" height="18">寻找更多军事网站,点击进入 <a href="http://www.jun123.com/index.htm" target="_blank"><font color="#09298f">JUN123军事网址荟萃 www.jun123.com </font></a></td></tr></tbody></table></td></tr><tr><td valign="top" align="center"><table class="14v" cellspacing="0" cellpadding="0" width="515" border="0"><tbody><tr><td class="14v" width="507">　　军事新闻网 作者：张文宇<br/>转载自：《现代兵器》三月刊<br/><br/>自从今年5月份的成都科技展上展出的FC-1“枭龙”战斗机04架模型上明显的使用了无附面层隔道超音速进气道（Divertless Supersonic Inlet，缩写为DSI）后，国内军迷对飞机进气道设计的关注达到空前的程度。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。<br/><br/><center><img alt="13183532_2006032108393547863600.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393547863600.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393551790800.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393551790800.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393553509400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393553509400.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393555440500.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393555440500.jpg" border="0"/></center><br/><br/>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改型使用带固定激波锥的二波系进气道，但是效果并不好。我国引进Миг-21Ф-13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Миг-21Ф-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。<br/><br/>尽管歼-8飞机在气动设计上比较成功，飞机高空性能较好，5千米以上飞行性能全面超过了当时比较先进的Миг-23飞机，在5千米以下与Миг-23各有千秋，但是Миг-23飞机操纵十分复杂。尽管歼-8飞行性能较好，但是机头进气方式限制了机载雷达性能的提高，歼-8飞机在火控系统方面存在缺陷，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、国防工办下达（80）参装字第594号文规定了歼-8改进型飞机要能在昼、夜间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，改进重点就是改为两侧进气道以便容纳大口径的雷达天线。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。在第二级斜板上开附面层吸除孔，这是因为附面层隔道分离附面层之后，在有一定长度的压缩斜板上附面层也会增厚，不予处理的话就会影响总压恢复和内流均匀度。进气道内外侧壁上有2片导流片，，可以改善流场均匀性。进气道扩压段在机翼前缘前方开有一个辅助进气门，用于满足低速大流量的要求，该门为浮动式，平时由簧力关闭，需要时由内外压差作用自动打开。歼-8II飞机的进气道在飞行马赫数超过跨音速区后就进入自动调节，该机的进气道调节系统被设计为两个独立的控制系统，各自根据预定调节规律调节进气道，以保证进气道和发动机协调工作，防止喘振。歼-8II飞机的第二级压缩斜板张角根据发动机压气机的压比按分段线性规律调节，这里说的压比是指压气机出口（第6级）的绝对静压与压气机进口的绝对静压之比，压气机压比是飞行马赫数、发动机转速和自由流总温的函数，按压比调节要比歼-8I飞机的按飞行马赫数调节优越。而且歼-8II飞机的进气道斜板模拟式控制系统部件性能也要比歼-8I飞机的激波锥继典型线性控制系统好，整个系统精度比较高。这套系统除了可以自动连续地调节第二级斜板之外，还具有向飞行员指示斜板位置，在故障时自动锁定斜板位置，应急手动控制斜板位置和大机动斜板位置自动补偿的功能。<br/><center><img alt="13183532_2006032108393557389000.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393557389000.jpg" border="0"/></center><center>歼-8II飞机的进气道设计上据说受到我国从埃及获得的Миг-21MФ和Миг-23MC以及更早得到的F-4飞机残骸的影响。Миг-23MC飞机和F-4飞机都采用了两侧垂直压缩斜板的二元可调多波系进气道，而Миг-21MФ和Миг-23MC可以确认同样按照压气机压比来调节进气道。但是Миг-23MC飞机的进气道控制系统性能比较落后，动态响应慢，体积重量都比较大。而歼-8II飞机的进气道控制系统采用了晶体管放大器、电液伺服阀、导杆式压缩斜板位置传感器和小型密封继电器等较先进的部件，系统的性能较好。采用带垂直压缩斜板的两侧进气道是同时追求高空高速性能和完善火控设备的大型二代战斗机的普遍选择，这种形式的进气道可以选择宽高比较小的进口形状，有利于机身的光滑过渡，可以减小阻力，而且结构设计上比较有利，对隔框的利用较好，可以减轻重量。但是这种形式的进气道由于安装位置的原因受到机身上洗的影响，加上上方没有屏蔽，导致当地迎角超过实际飞行迎角，因此大迎角总压恢复比较差，而且下唇口容易发生分离，使畸变也增大。另一个问题是两侧进气道在有侧滑时受机身遮蔽和机身下表面绕流影响，背风侧进气道会出现明显的总压恢复下降，可能会发生内侧壁下表面局部分离。由于这种形式的进气道存在的缺陷对飞机的机动性有较大的影响，所以各国的新一代战斗机均不再采用这种进气道设计，倾向于采用有屏蔽的或者水平压缩斜板的进气道，有的两侧进气道有内倾或者下唇口低于机身底部的措施。但是我国在改进歼-8II飞机的过程中没有刻意改动气动布局提高飞机格斗能力的需要，进气道的设计仍然保留，主要改进了进气道的控制系统，由模拟式系统改进为数字式系统，使用数字式绝对压比计算机代替了原系统中的绝对静压传感器、比值计算器和压缩斜板变阻器盒，在减小了控制系统的体积重量的同时，系统的误差、动态响应速度和延时等主要指标均有明显提高，地面维护也得到简化。<br/><center><img alt="13183532_2006032108393559365800.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393559365800.jpg" border="0"/></center><br/>在研制新型多用途超音速歼击机时，飞机的机动性受到高度的重视，同时作为当时计划中的唯一主力战斗机，仍然必须保持有相当的高空高速能力以应付当时仍然存在的威胁。目前该型歼击机仍未解密，笔者只能以网上和国外媒体上流传的图片和公开论文的研究以及国外类似方案为基础进行探讨。从图片上看，新型歼击机采用了腹部二元半侧壁可调多波系进气道，进气道上唇口前缘纵向位置略靠后于风挡隔框，距机头距离以23-3航炮舱比例推测约为4米。附面层隔道高度较大，内部有曲线边缘锥体使附面层向两边排出，附面层隔道边缘有比较特殊的3对连接片，似乎这些连接片按从小到大的偏角排列，目前尚无资料显示是什么功能。进气道侧壁作了明显的倒切，侧壁下部前缘垂直，进气道肩部开有百叶窗状的附面层放出缝。图片显示，该进气道第一级压缩斜板为固定，斜板角度大约在10度以内，第二级压缩斜板为可调，在第二级压缩斜板上开有附面层吸除孔。从图片中见到的第二级压缩斜板位置看，根据激波搭唇口的外压式进气道的设计原则考虑，新型歼击机采用的是三波系进气道，不存在第三级压缩斜板。<br/><center><img alt="13183532_2006032108393561376700.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393561376700.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393563398400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393563398400.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393565235400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393565235400.jpg" border="0"/></center><br/><br/></center><center>从目前飞机设计的实践来看，采用腹部水平压缩斜板的方案比较少见，大体上有波音公司竞争LWF的909方案，F-16的保形IIIB可调进气道方案和EF2000的进气道等。其中909方案比较早，目前也没有这方面的资料，EF2000的进气道压缩斜板是固定的，而下唇口却可以转动以调节捕获面积，与新型歼击机差别比较大，F-16的保形IIIB可调进气道方案有一定的参考意义。保形IIIB进气道方案由Tailor Mate II研究中试验过的矩形进气道A-3-3方案发展而来，为了能与F-16的机身结构和外形相吻合，修形为曲线剖面使之光滑地融入F-16飞机的机身理论外形，改善了面积分布的改变，从而减小阻力。进气道侧壁同样采用倒切，这种设计有利于小流量下侧滑时唇口转折处的横向溢流，推迟内侧壁涡流形成，可增大进气道亚临街稳定工作范围。保形IIIB进气道方案采用钝唇口设计，特别是侧壁转折处唇口半径加大，有利于减小内侧壁的分离，同时保持唇口的前缘吸力，抵消部分溢流阻力。该进气道附面层隔板为弧形，取得了减阻和增加有效压缩角的效果。该方案没有在压缩斜板上开附面层吸除孔，在喉道位置开缝吸除压缩斜板的附面层，但是实际效果不是很理想，有可能导致扩张板上出现分离，喉道缝吸除的附面层也由进气道肩部的百叶窗排出。第二级压缩斜板的调节规律为根据发动机换算流量、飞行马赫数、攻角和侧滑角求得最优斜板张角，进气道与发动机匹配较好，但是存在大斜板角时喉道位置前移较多，亚临界状态时可能发生正斜激波相交，产生滑流吸入进气道，造成喘振。该进气道方案还存在设计马赫数M2.2，巡航攻角1度时，前机身下表面出现轻微二次膨胀，当地马赫数增加的情况和小流量下稳定性较差的问题，但是相对而言，该进气道在最大程度保持原F-16跨音速机动性的同时，确保了足够的超音速剩余推力，使飞机有良好的超音速机动能力和M2.2最大平飞马赫数，而且结构比较简单，风险不高。<br/><br/>由于腹下进气道有前机身屏蔽，当地迎角小于飞行迎角，高攻角总压恢复好，气流均匀和两侧无遮蔽，对侧滑不敏感的明显优点，我国对腹下可调进气道的研究开展比较早，在美国于1980年5月完成保形IIIB方案的最终报告后，我国很快就翻译了这部分内容。目前国内已经有一些公开的论文研究腹下可调进气道的设计，并且提出了一些设计原则和改善进气道性能的手段。通常根据经验，前机身附面层厚度按长度的1%取值，附面层隔道高度取进口处附面层厚度的1.1~1.3倍，而腹下实际附面层厚度较小，取为1.1倍就已经足够。附面层隔道中间体顶点要在上唇口之后大于3倍隔道高度处，以防止其产生的脱体激波吸入进气道。第一级压缩斜板的附面层通过两级压缩斜板铰链处设计台阶即可阻止，但是第二级压缩斜板上要开附面层吸除孔，而且吸除的附面层以通过肩部百叶窗排出为好，如果设计为排入附面层隔道，隔道中可能会因为自身设计问题出现高压区阻碍附面层排出。据研究，即使在第二级压缩斜板上开了附面层吸除孔，仍以开喉道放气缝为好，原因可能是放气可以提高进气道的工作稳定性。<br/><br/>从参考引进实物自行改进为适应自行研制歼击机的进气道到参考已有设计概念自行研制新型歼击机进气道，这代表了进气道设计水平的一次进步。而令人惊喜的是在这之后的不长时间里，我国气动工作者在美国公开其应用于新一代飞机的后掠双斜面超音速进气道（CARET）和无附面层隔道超音速进气道（DSI）的设计概念之后不长的时间内，先后吃透它们的工作原理和设计方法，並且利用计算流体力学方法对典型的这类进气道进行了数值模拟，掌握了它们的性能特点。特别是DSI进气道是美国用于新世纪三军通用战斗机F-35的先进技术，其公开时间并不长，但是我国非常敏感的进行了跟踪研究，不但完全掌握了它的设计方法，而且南京航空航天大学开发了用于设计DSI进气道的专门软件，611所更是在自行设计的FC-1“枭龙”的04架原型机上成功应用了这一技术。这代表着我国进气道设计水平的飞跃。<br/><br/><center><img alt="13183532_2006032108393567098800.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393567098800.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393577771200.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393577771200.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393580528400.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393580528400.jpg" border="0"/></center><br/><center><img alt="13183532_2006032108393582394900.jpg" src="http://military.china.com/zh_cn/head/83/20060321/images/13183532_2006032108393582394900.jpg" border="0"/></center></center>（完）</td></tr></tbody></table></td></tr></tbody></table>