超级军网睡不着问个事，为何枭龙04改DSI进气道后最大速度反而到 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 20:48:58
从下文可以看出，枭龙01、03架（非DSI进气道）的航速只有1.6M，巴方不满意。后来提出了改进要求。
那么，怎么用DSI进气道来满足这一要求呢？我印象中DSI进气道在1.8M段落有一个极限的。请大侠们指教。感谢。
起床去海边散步跑步去了。三亚早上冷。不，是凉。
大家周末快乐。
参见《巴基斯坦中校谈枭龙性能》“继续改进
０１和０３号原型机只是飞行性能的验证机，它们的主要任务就是找出原设计的一些缺陷并在最后全状态飞机中一一改进。０１号机试飞以后，巴基斯坦空军专家组提出最好能让飞机空重降低。以０１和０３的状态来看，飞机还是较重，正常起飞的推重比只有０．９１，和以Ｆ－１６为代表的三代机还有一定差距；作战推重比只有１．０９，亦和Ｆ－１６有一定差距，仅比＂幻影＂２０００、Ｆ／Ａ－１８略好。另外，５０００磅燃油要求是针对Ｆ４０４发动机的油耗考虑的，ＲＤ－９３推力较大、油耗也较高，这将导致ＪＦ－１７的航程比预计的要低；要达到要求的航程，就必须增加燃油。此外，空军希望如果有可能，飞机最大速度最好还是能够达到１．８－２．０马赫的水平；原来确定的１．６马赫速度稍低，对未来超视距空战不利。”从下文可以看出，枭龙01、03架（非DSI进气道）的航速只有1.6M，巴方不满意。后来提出了改进要求。
那么，怎么用DSI进气道来满足这一要求呢？我印象中DSI进气道在1.8M段落有一个极限的。请大侠们指教。感谢。
起床去海边散步跑步去了。三亚早上冷。不，是凉。
大家周末快乐。
参见《巴基斯坦中校谈枭龙性能》“继续改进
０１和０３号原型机只是飞行性能的验证机，它们的主要任务就是找出原设计的一些缺陷并在最后全状态飞机中一一改进。０１号机试飞以后，巴基斯坦空军专家组提出最好能让飞机空重降低。以０１和０３的状态来看，飞机还是较重，正常起飞的推重比只有０．９１，和以Ｆ－１６为代表的三代机还有一定差距；作战推重比只有１．０９，亦和Ｆ－１６有一定差距，仅比＂幻影＂２０００、Ｆ／Ａ－１８略好。另外，５０００磅燃油要求是针对Ｆ４０４发动机的油耗考虑的，ＲＤ－９３推力较大、油耗也较高，这将导致ＪＦ－１７的航程比预计的要低；要达到要求的航程，就必须增加燃油。此外，空军希望如果有可能，飞机最大速度最好还是能够达到１．８－２．０马赫的水平；原来确定的１．６马赫速度稍低，对未来超视距空战不利。”
那么，怎么用DSI进气道来满足这一要求呢？我印象中DSI进气道在1.8M段落有一个极限的。请大侠们指教。感谢。
起床去海边散步跑步去了。三亚早上冷。不，是凉。
大家周末快乐。
参见《巴基斯坦中校谈枭龙性能》“继续改进
０１和０３号原型机只是飞行性能的验证机，它们的主要任务就是找出原设计的一些缺陷并在最后全状态飞机中一一改进。０１号机试飞以后，巴基斯坦空军专家组提出最好能让飞机空重降低。以０１和０３的状态来看，飞机还是较重，正常起飞的推重比只有０．９１，和以Ｆ－１６为代表的三代机还有一定差距；作战推重比只有１．０９，亦和Ｆ－１６有一定差距，仅比＂幻影＂２０００、Ｆ／Ａ－１８略好。另外，５０００磅燃油要求是针对Ｆ４０４发动机的油耗考虑的，ＲＤ－９３推力较大、油耗也较高，这将导致ＪＦ－１７的航程比预计的要低；要达到要求的航程，就必须增加燃油。此外，空军希望如果有可能，飞机最大速度最好还是能够达到１．８－２．０马赫的水平；原来确定的１．６马赫速度稍低，对未来超视距空战不利。”从下文可以看出，枭龙01、03架（非DSI进气道）的航速只有1.6M，巴方不满意。后来提出了改进要求。
那么，怎么用DSI进气道来满足这一要求呢？我印象中DSI进气道在1.8M段落有一个极限的。请大侠们指教。感谢。
起床去海边散步跑步去了。三亚早上冷。不，是凉。
大家周末快乐。
参见《巴基斯坦中校谈枭龙性能》“继续改进
０１和０３号原型机只是飞行性能的验证机，它们的主要任务就是找出原设计的一些缺陷并在最后全状态飞机中一一改进。０１号机试飞以后，巴基斯坦空军专家组提出最好能让飞机空重降低。以０１和０３的状态来看，飞机还是较重，正常起飞的推重比只有０．９１，和以Ｆ－１６为代表的三代机还有一定差距；作战推重比只有１．０９，亦和Ｆ－１６有一定差距，仅比＂幻影＂２０００、Ｆ／Ａ－１８略好。另外，５０００磅燃油要求是针对Ｆ４０４发动机的油耗考虑的，ＲＤ－９３推力较大、油耗也较高，这将导致ＪＦ－１７的航程比预计的要低；要达到要求的航程，就必须增加燃油。此外，空军希望如果有可能，飞机最大速度最好还是能够达到１．８－２．０马赫的水平；原来确定的１．６马赫速度稍低，对未来超视距空战不利。”
这个，原来达不到和进气道没关系好不好，后来也不是因为这个进气道提起的速度。
原帖由 大飞鸡 于 2009-3-7 09:01 发表
这个，原来达不到和进气道没关系好不好，后来也不是因为这个进气道提起的速度。
那是什么原因啊，发动机可没有变化啊。
难道减重这么多？
还有DSI进气道不是不适合1.8m以上高速的吗？
不明观众在复杂电磁环境下围观学习
只听某些砖家说过DSI不能适应2.0M以上的飞行条件
还是等砖家来解析:D
只听某些砖家说过DSI不能适应2.0M以上的飞行条件
还是等砖家来解析:D
貌似鼓包进气道属于三维乘波进气道的范畴。。。
二维乘波进气道典型的设计有超级虫子的和猛禽滴。。。
闪电2、小龙和某机用的是三维乘波进气道，就是鼓包进气道，气动设计更加合理。。。
三维乘波进气道倒不是不适应高速条件，而是因为不可调，兼容性一般，不能同时适应高速和中低速要求。。。
二维乘波进气道典型的设计有超级虫子的和猛禽滴。。。
闪电2、小龙和某机用的是三维乘波进气道，就是鼓包进气道，气动设计更加合理。。。
三维乘波进气道倒不是不适应高速条件，而是因为不可调，兼容性一般，不能同时适应高速和中低速要求。。。
不过想想有可能是我孟浪了，DSI能使整体结构减重，单位功率增大，从而得以增加一点速度也不是没有道理的，楼主的疑惑也在情理之中。
但是提高速度对成飞应该不是什么难事吧，一大堆推比没有枭龙高的飞机都上了2M，感觉成飞采取了别的手段更可信，具体得接触过的人才知道，CD不是有几个132的人吗。[:a2:]
但是提高速度对成飞应该不是什么难事吧，一大堆推比没有枭龙高的飞机都上了2M，感觉成飞采取了别的手段更可信，具体得接触过的人才知道，CD不是有几个132的人吗。[:a2:]
降低了重量，提高了进气效率．
因为DSI不适合高速是愚昧的误解。dsi的不同位置曲面可以适合不同的速度区域，相对于可调进气道的缺陷在于适应范围比较小。dsi作到10m都没问题。
某机????????????????????????????????
10B？
10B？
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原帖由 龙腾日月 于 2009-3-7 09:52 发表
三维乘波进气道倒不是不适应高速条件，而是因为不可调，兼容性一般，不能同时适应高速和中低速要求。。。
严重同意
原帖由 汪洋大盗游击队 于 2009-3-7 09:46 发表
不明观众在复杂电磁环境下围观学习
只听某些砖家说过DSI不能适应2.0M以上的飞行条件
还是等砖家来解析:D
说个实话很怀疑砖家到底对DSI了解的有多深，不是说中央流体到现在都没有从风洞里搞明白为什么Su-27有那样的过失速机动能力么？
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原帖由 sopc_dsp 于 2009-3-7 13:58 发表
枭龙01、03架采用2波系不可调进气道，枭龙04改DSI进气道是三维乘波不可调进气道，
他门都是不可调的进气道，由于3代机要考虑亚跨音速格斗时的进气效率和亚跨音速加速性要求，不可调的进气道的最佳进气设计点在亚跨音 ...
枭龙06（定版）型
A、无外挂，全部炮弹的内油状态最大速度1.8M
B、翼尖挂载2枚空空弹，全部炮弹的内油状态最大速度1.6M
C、机翼挂载6枚空空弹，全部炮弹的内油状态最大速度1.4M
拐点参考值（大于拐点效率下降较快，阻力直线上升）
正激波（皮托管）进气道（外压缩型）：1.4M
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F16能飞到2.0M得拜他的大推力发动机，
F16在无外挂无炮弹，还拆了机炮，用填充物堵了被拆的机炮口的情况下，得到了能飞到2.0M的最大速度值
原帖由 龙腾日月 于 2009-3-7 09:52 发表
貌似鼓包进气道属于三维乘波进气道的范畴。。。
二维乘波进气道典型的设计有超级虫子的和猛禽滴。。。
闪电2、小龙和某机用的是三维乘波进气道，就是鼓包进气道，气动设计更加合理。。。
三维乘波进气道倒不是不适 ...
赞同
好科普，受益ing，顶！
原帖由 sopc_dsp 于 2009-3-7 14:20 发表
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F16能飞到2.0M得拜他的大推力发动机，
F16在无外挂无炮弹，还拆了机炮，用填充物堵了被拆的机炮口的情况下，得到了能飞到2.0M的最大速度值
F-16飞到M2.0是在俯冲状态才能达到，其他状态是达不到的。
LS的LS的LS好久没有冒泡啦
原帖由 草原猛禽 于 2009-3-7 14:32 发表
F-16飞到M2.0是在俯冲状态才能达到，其他状态是达不到的。
谢谢你的补充，记得在外国论坛上，有个F-16飞飞说，俯冲的时候没达到1.8M，气得他在座舱里直捶。（好像是带4枚导弹，记不清了）
请问Ｆ２２采用的是哪种不可调的进气道？
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原帖由 sopc_dsp 于 2009-3-7 14:09 发表
枭龙06（定版）型
A、无外挂，全部炮弹的内油状态最大速度1.8M
B、翼尖挂载2枚空空弹，全部炮弹的内油状态最大速度1.6M
C、机翼挂载6枚空空弹，全部炮弹的内油状态最大速度1.4M
猛啊。请问大大06版枭龙机动能力和电子能力有没有新变化啊
Ｆ２２采用的是二维乘波进气道
原帖由 xuese 于 2009-3-7 17:01 发表
猛啊。请问大大06版枭龙机动能力和电子能力有没有新变化啊
06版枭龙响应性更好，盘旋能力较03版枭龙大为改善，亚音速、跨音速、超音速加速性能较03版枭有很大提高。
06版枭在跨音速加速时，刚过音速后会有发动机推力超额增大感觉，感觉上加速性能比高亚音速时还要好一点，这和DSI三维乘波进气道的减阻增推有关系。
长知识了
原帖由 sopc_dsp 于 2009-3-7 13:58 发表
枭龙01、03架采用2波系不可调进气道，枭龙04改DSI进气道是三维乘波不可调进气道，
他门都是不可调的进气道，由于3代机要考虑亚跨音速格斗时的进气效率和亚跨音速加速性要求，不可调的进气道的最佳进气设计点在亚跨音 ...
唇口可调是台风的那种进气道，应该是斜板可调。
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某机？？？？？？;funk ;funk ;funk
感谢科普
看来，J10B采用DSI，不会影响最大2.0左右的速度了。全挂载的时候另外计算
不过，还是希望J10早日隐形化、武器内置化。内置化的好处应该有：
1、除了增加隐形减少反射面积之外，
2、还可以减少外怪带来的阻力、增加速度、航程、
3、增益机动性。
要想身体好，常来海南岛。各位常来海南岛吧 。代表海南人民表示欢迎。每天吃蟹三五只，不辞长做海南人。
看来，J10B采用DSI，不会影响最大2.0左右的速度了。全挂载的时候另外计算
不过，还是希望J10早日隐形化、武器内置化。内置化的好处应该有：
1、除了增加隐形减少反射面积之外，
2、还可以减少外怪带来的阻力、增加速度、航程、
3、增益机动性。
要想身体好，常来海南岛。各位常来海南岛吧 。代表海南人民表示欢迎。每天吃蟹三五只，不辞长做海南人。
ok。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。
原帖由 sopc_dsp 于 2009-3-7 17:23 发表
06版枭龙响应性更好，盘旋能力较03版枭龙大为改善，亚音速、跨音速、超音速加速性能较03版枭有很大提高。
06版枭在跨音速加速时，刚过音速后会有发动机推力超额增大感觉，感觉上加速性能比高亚音速时还要好一点 ...
06与03的差别俺不怎么感冒，偶很关心06与04的区别，我想大家对此问题也应很关心，还请老大解惑！
应该是因为把配重的那几百公斤铅块去掉的原因吧
04架原型机是全状态飞机，飞机的气动布局在01架和03架试飞数据的基础上进行了大规模的优化设计，大幅度提高了飞机的气动性能，在这个过程中应用了大量的最新气动研究成果。
飞机的整个前体设计都作了非常大的改进，最明显的变化是为了改善进气道性能，简化结构，减轻结构重量，采用了美国洛克西德•马丁公司刚刚研制成功应用于其最新开发的美国联合攻击战斗机（JSF）F-35飞机上的无附面层隔道超音速进气道（Divertless supersonic inlet，DSI）。这种进气道通过一个复杂三维曲面外形的鼓包（Bump）作为压缩面，所以又被称为Bump进气道，在04架原型机首飞成功后，国内媒体将其称为“蚌”式进气道既是贴切的音译又传神地反映了这种新式进气道的外观。
附面层是由于流体粘性作用而附着在物体表面的低速低能量流动薄层，在这一层区域中的流动速度远低于来流的速度，但是沿垂直物体表面方向的速度梯度却很大，同时附面层流动随距离增加而减慢，存在一个逆速度方向的压力梯度，在这个逆压梯度与法向压力梯度的作用下附面层容易发生分离。附面层的另一个特点是沿物体表面流动的前段不同能量的流动互相不发生交流，表现出“分层”流动的特点，但是经过一定的距离便可能发生转捩，成为内部存在剧烈无序流动，能量交换十分频繁的紊流附面层，紊流附面层虽然相对不容易发生分离，但是也会影响到进气道内流动的均匀。由于附面层的这些特点，进气道吸入来自上游机身较远处来的附面层会对进气道的总压恢复和畸变程度产生很不利的影响。早期的喷气发动机进气道设计没有认识到附面层的影响，像XB-42使用的NACA平贴式进气道，P-59，P-80等飞机使用的无附面层隔道的两侧进气道都没有阻止附面层进入进气道的措施，进气道的性能比较差。在这个时期不需要处理附面层的机头进气或者下颔进气的设计用得比较多，在超音速飞行发展的初期，也曾有一些较早出现的方案没有考虑附面层的处理，试图用一个按设计飞行马赫数设计的鼓包来简化结构，比如美国的4马赫战斗机XF-103的进气道就是这样的腹部进气道，当然这样的设计限于当时的条件不可能取得很好的效果。在此后的近半个世纪时间里，绝大多数超音速战斗机在气动布局上都考虑了进气道附面层处理，所采取的技术手段有阻挡附面层的凸台，附面层隔道，附面层抽吸装置等，而且很多飞机同时使用两种附面层处理手段，比如FC-1飞机的01架和03架原型机就同时采用了附面层隔道和固定压缩斜板开附面层吸除孔进行抽吸的手段。附面层隔道增加飞机的横截面积，增加阻力、重量和雷达散射截面积（RCS），而附面层抽吸需要一套泄放旁路管道，显著增加了进气道的复杂性。对于像FC-1这样的轻型战斗机，由于进气道增加的阻力和重量也是可观的损失。
无附面层隔道超音速进气道是一种应用了乘波原理的进气道。目前应用乘波原理的进气道总共有两种，一种是双斜切后掠压缩面进气道（Caret进气道），另一种就是鼓包进气道（Bump进气道），前者应用高超音速乘波体（Wave Rider）理论中的尖脊翼（Caret Wing）的原理来设计，并以此命名，后者则是采用锥形流乘波理论设计的。一个单独的基于锥形激波流场的锥导乘波体设计通常采用上下表面分别设计的反设计方法，也就是根据任务要求选定设计点的马赫数和迎角，选择一个虚拟的圆锥体（称为基准圆锥）来获得一个圆锥激波流场，在这个流场内根据需要设计乘波体上表面的形状，上表面与圆锥激波面相交处形成一条前缘线（FCT），前缘线向外延伸即得到自由来流面，通过解圆锥激波方程得到前缘线后的波后流面，这个波后流面就是乘波体下表面的理论形状。应当要注意圆锥激波流场并非在波后就立刻转折到平行基准圆锥母线方向，否则就会出现扩张流管而有悖质量守恒，实际情况是波后流线逐渐弯曲偏转到平行基准圆锥母线方向，因此下表面形状通常是一个前端有些内凹的复杂曲面形状，而且圆锥激波要比平面激波弱，激波能量损失较少，波后存在继续压缩的现象，空间压力分布与二维情况是不一样的。由于靠近基准圆锥处流线转折较快而远离基准圆锥处转折较缓，圆锥激波流场内存在径向的压力梯度，所以对于插入到圆锥激波流场中的乘波体表面而言就存在了法向和展向的压力梯度，正是这两个压力梯度的作用提供了向外推出附面层的效果。对于进气道设计而言，鼓包是直接附着在前机身表面的，所以不需要考虑乘波体上表面的形状，自由流面就是前机身在进气道入口前的表面形状，前缘线就是前机身表面与圆锥激波面的交线。乘波现象中激波完全附着于物体前缘，阻断了激波封闭区域内外的压力交流，从而获得高的效率，正因为这个特点，鼓包进气道具有较一般进气道更高的总压恢复。由于鼓包进气道的捕获面积是固定的，而且喉道没有放气，它需要通过自动溢流来使流量满足需要，同时外推的附面层也需要泄放通道，这就造成了鼓包进气道的前掠唇口设计，唇口与机身相交处就形成了泄放通道，附面层和溢流从此处排出。设计一个鼓包进气道主要包括选取设计点、设计鼓包压缩面、设计唇罩和设计内管道等工作，其中内管道的设计与常规进气道基本上是一样的，只是要确保内管道和鼓包压缩面的衔接的光滑过渡即可，而其余部分则比较特殊。为了使不可调的鼓包进气道在整个包线范围内都具有良好的性能，在设计点的选取上一般采用双设计点方法，鼓包压缩面和捕获面积以最大飞行马赫数为设计点，喉道面积则以跨音速条件最大流量为设计点，并且需要校核低速状态的进气道性能。鼓包压缩面和唇罩的设计是互相关联的，并且要考虑与前机身的融合。鼓包进气道是二波系结构的进气道，有一道锥形激波和一道喉道正激波，理论上讲希望这两道激波要恰好搭在外侧唇口上。为了满足这样的设计要求，设计时首先根据设计马赫数选取可获得最高波后总压的圆锥激波角，然后根据喉道面积的要求和总体布置要求的进气道宽高比来确定基准圆锥的位置从而获得前缘线，这样就可以计算出整个鼓包的外形。唇罩的形状首先要考虑激波搭唇口的设计原则，实践中为了保持波系结构的稳定，要使喉道正激波稍脱离唇口，此外还要考虑大迎角，有侧滑等状态的工作和附面层排出的要求，而且唇罩根部要求与机身融合。04架飞机的进气道基本上就是按照这样的方法设计的，设计点取值稍大于原先公布的最大平飞速度指标，内管道的设计与01/03架也少有区别，实际上某站位之前的部分基本上都作了改动，而之后则保持不变。为了配合进气道的改进，飞机的前体设计也作了修改，原先起预压缩作用的肋下平面设计被改成了曲面，目的是减小前机身阻力和附面层的厚度，也许也有使头部激波和波后流动能适应锥形流乘波进气道需要的考虑，另一方面对前体的修形也增加了一些前机身容积，为日后升级安装更多电子设备提供了方便。04架飞机的鼓包进气道设计方案在风洞试验中表现良好，1.2马赫以上的总压恢复系数较原设计的固定压缩斜板进气道有较大的提高，相信可以比较明显的改善飞机的高速性能，进气道的综合畸变指数保持了与原进气道相当的水平，远低于发动机对畸变的限制要求。对设计方案进行风洞油流试验的结果显示附面层大部分被有效排除，达到了取消附面层隔道的设计目的，在原设计方案中为保险而采用的鼓包前附面层吸除孔似乎没有存在的必要，但是可能是出于保险在实际制造的04架原型机的近景画面上还是能看到附面层吸除孔。改用了最新式进气道设计的04架原型机不但在气动性能上获益良多，而且明显简化了结构，减轻了重量，前体容积的增加和形状的变化也为移动部分装载创造了条件，据报道04架原型机减少了200多公斤空重，其中有不少应该就是进气道和前体设计修改的效果。
飞机的整个前体设计都作了非常大的改进，最明显的变化是为了改善进气道性能，简化结构，减轻结构重量，采用了美国洛克西德•马丁公司刚刚研制成功应用于其最新开发的美国联合攻击战斗机（JSF）F-35飞机上的无附面层隔道超音速进气道（Divertless supersonic inlet，DSI）。这种进气道通过一个复杂三维曲面外形的鼓包（Bump）作为压缩面，所以又被称为Bump进气道，在04架原型机首飞成功后，国内媒体将其称为“蚌”式进气道既是贴切的音译又传神地反映了这种新式进气道的外观。
附面层是由于流体粘性作用而附着在物体表面的低速低能量流动薄层，在这一层区域中的流动速度远低于来流的速度，但是沿垂直物体表面方向的速度梯度却很大，同时附面层流动随距离增加而减慢，存在一个逆速度方向的压力梯度，在这个逆压梯度与法向压力梯度的作用下附面层容易发生分离。附面层的另一个特点是沿物体表面流动的前段不同能量的流动互相不发生交流，表现出“分层”流动的特点，但是经过一定的距离便可能发生转捩，成为内部存在剧烈无序流动，能量交换十分频繁的紊流附面层，紊流附面层虽然相对不容易发生分离，但是也会影响到进气道内流动的均匀。由于附面层的这些特点，进气道吸入来自上游机身较远处来的附面层会对进气道的总压恢复和畸变程度产生很不利的影响。早期的喷气发动机进气道设计没有认识到附面层的影响，像XB-42使用的NACA平贴式进气道，P-59，P-80等飞机使用的无附面层隔道的两侧进气道都没有阻止附面层进入进气道的措施，进气道的性能比较差。在这个时期不需要处理附面层的机头进气或者下颔进气的设计用得比较多，在超音速飞行发展的初期，也曾有一些较早出现的方案没有考虑附面层的处理，试图用一个按设计飞行马赫数设计的鼓包来简化结构，比如美国的4马赫战斗机XF-103的进气道就是这样的腹部进气道，当然这样的设计限于当时的条件不可能取得很好的效果。在此后的近半个世纪时间里，绝大多数超音速战斗机在气动布局上都考虑了进气道附面层处理，所采取的技术手段有阻挡附面层的凸台，附面层隔道，附面层抽吸装置等，而且很多飞机同时使用两种附面层处理手段，比如FC-1飞机的01架和03架原型机就同时采用了附面层隔道和固定压缩斜板开附面层吸除孔进行抽吸的手段。附面层隔道增加飞机的横截面积，增加阻力、重量和雷达散射截面积（RCS），而附面层抽吸需要一套泄放旁路管道，显著增加了进气道的复杂性。对于像FC-1这样的轻型战斗机，由于进气道增加的阻力和重量也是可观的损失。
无附面层隔道超音速进气道是一种应用了乘波原理的进气道。目前应用乘波原理的进气道总共有两种，一种是双斜切后掠压缩面进气道（Caret进气道），另一种就是鼓包进气道（Bump进气道），前者应用高超音速乘波体（Wave Rider）理论中的尖脊翼（Caret Wing）的原理来设计，并以此命名，后者则是采用锥形流乘波理论设计的。一个单独的基于锥形激波流场的锥导乘波体设计通常采用上下表面分别设计的反设计方法，也就是根据任务要求选定设计点的马赫数和迎角，选择一个虚拟的圆锥体（称为基准圆锥）来获得一个圆锥激波流场，在这个流场内根据需要设计乘波体上表面的形状，上表面与圆锥激波面相交处形成一条前缘线（FCT），前缘线向外延伸即得到自由来流面，通过解圆锥激波方程得到前缘线后的波后流面，这个波后流面就是乘波体下表面的理论形状。应当要注意圆锥激波流场并非在波后就立刻转折到平行基准圆锥母线方向，否则就会出现扩张流管而有悖质量守恒，实际情况是波后流线逐渐弯曲偏转到平行基准圆锥母线方向，因此下表面形状通常是一个前端有些内凹的复杂曲面形状，而且圆锥激波要比平面激波弱，激波能量损失较少，波后存在继续压缩的现象，空间压力分布与二维情况是不一样的。由于靠近基准圆锥处流线转折较快而远离基准圆锥处转折较缓，圆锥激波流场内存在径向的压力梯度，所以对于插入到圆锥激波流场中的乘波体表面而言就存在了法向和展向的压力梯度，正是这两个压力梯度的作用提供了向外推出附面层的效果。对于进气道设计而言，鼓包是直接附着在前机身表面的，所以不需要考虑乘波体上表面的形状，自由流面就是前机身在进气道入口前的表面形状，前缘线就是前机身表面与圆锥激波面的交线。乘波现象中激波完全附着于物体前缘，阻断了激波封闭区域内外的压力交流，从而获得高的效率，正因为这个特点，鼓包进气道具有较一般进气道更高的总压恢复。由于鼓包进气道的捕获面积是固定的，而且喉道没有放气，它需要通过自动溢流来使流量满足需要，同时外推的附面层也需要泄放通道，这就造成了鼓包进气道的前掠唇口设计，唇口与机身相交处就形成了泄放通道，附面层和溢流从此处排出。设计一个鼓包进气道主要包括选取设计点、设计鼓包压缩面、设计唇罩和设计内管道等工作，其中内管道的设计与常规进气道基本上是一样的，只是要确保内管道和鼓包压缩面的衔接的光滑过渡即可，而其余部分则比较特殊。为了使不可调的鼓包进气道在整个包线范围内都具有良好的性能，在设计点的选取上一般采用双设计点方法，鼓包压缩面和捕获面积以最大飞行马赫数为设计点，喉道面积则以跨音速条件最大流量为设计点，并且需要校核低速状态的进气道性能。鼓包压缩面和唇罩的设计是互相关联的，并且要考虑与前机身的融合。鼓包进气道是二波系结构的进气道，有一道锥形激波和一道喉道正激波，理论上讲希望这两道激波要恰好搭在外侧唇口上。为了满足这样的设计要求，设计时首先根据设计马赫数选取可获得最高波后总压的圆锥激波角，然后根据喉道面积的要求和总体布置要求的进气道宽高比来确定基准圆锥的位置从而获得前缘线，这样就可以计算出整个鼓包的外形。唇罩的形状首先要考虑激波搭唇口的设计原则，实践中为了保持波系结构的稳定，要使喉道正激波稍脱离唇口，此外还要考虑大迎角，有侧滑等状态的工作和附面层排出的要求，而且唇罩根部要求与机身融合。04架飞机的进气道基本上就是按照这样的方法设计的，设计点取值稍大于原先公布的最大平飞速度指标，内管道的设计与01/03架也少有区别，实际上某站位之前的部分基本上都作了改动，而之后则保持不变。为了配合进气道的改进，飞机的前体设计也作了修改，原先起预压缩作用的肋下平面设计被改成了曲面，目的是减小前机身阻力和附面层的厚度，也许也有使头部激波和波后流动能适应锥形流乘波进气道需要的考虑，另一方面对前体的修形也增加了一些前机身容积，为日后升级安装更多电子设备提供了方便。04架飞机的鼓包进气道设计方案在风洞试验中表现良好，1.2马赫以上的总压恢复系数较原设计的固定压缩斜板进气道有较大的提高，相信可以比较明显的改善飞机的高速性能，进气道的综合畸变指数保持了与原进气道相当的水平，远低于发动机对畸变的限制要求。对设计方案进行风洞油流试验的结果显示附面层大部分被有效排除，达到了取消附面层隔道的设计目的，在原设计方案中为保险而采用的鼓包前附面层吸除孔似乎没有存在的必要，但是可能是出于保险在实际制造的04架原型机的近景画面上还是能看到附面层吸除孔。改用了最新式进气道设计的04架原型机不但在气动性能上获益良多，而且明显简化了结构，减轻了重量，前体容积的增加和形状的变化也为移动部分装载创造了条件，据报道04架原型机减少了200多公斤空重，其中有不少应该就是进气道和前体设计修改的效果。
楼上的长篇大论看的我蛋疼
为了使不可调的鼓包进气道在整个包线范围内都具有良好的性能，在设计点的选取上一般采用双设计点方法，鼓包压缩面和捕获面积以最大飞行马赫数为设计点，喉道面积则以跨音速条件最大流量为设计点，并且需要校核低速状态的进气道性能。此外还要考虑大迎角，有侧滑等状态的工作和附面层排出的要求---------------------hao!!!!
感谢楼上科普
看来，如果重型或者轻型隐歼如果要像现有J10一样，既保持优异的高速性能，又保持优异的跨音速或亚音速性能，那么，DSI进气道是可以达到或者大部分达到的。
这样很好，很欣慰。
谢谢楼上的。
这样很好，很欣慰。
谢谢楼上的。
原帖由 kwah 于 2009-3-7 11:02 发表
某机????????????????????????????????
10B？
同问？
原帖由 SYSTEM2009 于 2009-3-7 19:14 发表
感谢科普
看来，J10B采用DSI，不会影响最大2.0左右的速度了。全挂载的时候另外计算
不过，还是希望J10早日隐形化、武器内置化。内置化的好处应该有：
1、除了增加隐形减少反射面积之外，
2、还可以减少外怪 ...
这个变化太大了 几乎完重新设计了 不能叫10号了吧