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来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 01:32:04
原载西西河h ttp:// w w w.talkcc.com/article/3462084
作者：TopGun
从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（1）
一，从无到有：枭龙的DSI进气道
枭龙是全世界第一个装备部队的DSI飞机:
根据南航杨应凯的论文《枭龙飞机Bump 进气道设计》(链接出处)所说：
枭龙飞机Bump进气道性能优异, 总压恢复系数高, 与斜板进气道比, 提高0.02～ 0.04; 综合畸变指数低, 满足进/发匹配要求;
并且取消了附面层隔道和放气门系统, 使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。
杨的论文提供了如下几个信息:
1,枭龙DSI进气道的总压恢复系数高于原来所用进气道。考虑到进气道总压恢复系数提高1% , 可使发动机推力提高1.3%～ 1.5% ,这是枭龙使用DSI后的一个重要的动力系统性能提高；
2，枭龙DSI虽是固定进气道，其适应范围却大于原来的斜板进气道，因为DSI的使用使枭龙得以取消原来斜板进气道的放气门；
3，枭龙DSI还取消了原来斜板进气道的附面层隔道。这与上面讲的取消放气门一起，“使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高”。
除了上述优点外，本文还想强调枭龙DSI的另一个重要性能特点和枭龙是如何选取设计数据来使这个特定形状的DSI达到这个重要性能特点的。
先说这个重要性能特点，就是这个固定进气道在比较宽广的速度范围内维持了高的进气效率。
这个结论同样来自杨的论文。在论文的最后一页的图8（a），给出了枭龙DSI的总压恢复系数随速度变化的曲线。从这个曲线看，大致在0.6倍音速到0.7倍音速之间,总压恢复系数最高。但这个最高值是一个非常平缓的曲线的最高值，实际上直到1.6倍音速曲线都很平缓；在速度超过1.6倍音速后，总压回复系数开始快速降低。
在说设计数据选取之前，我先强调一下枭龙进气道的特定形状：
1，枭龙为了提高DSI进气道的性能特地给机头做了修形，把原来相对平展的机头下侧面改为稍稍凸出的曲面。这实际上与F-35、J-10B、J-20所做的都相反。这个修形是基于枭龙DSI的特定形状。杨的论文中有修形前后对比图；
2，枭龙的DSI基本是上下对称的形状，与F-35、J-20都不同。
下面两图是使用DSI的枭龙：
现在说一说枭龙DSI的设计数据选择，来源同样是杨的论文：
Bump 进气道设计点为: 最大马赫数Ma=1.7, 预压缩鼓包当量压缩半锥角为20°, 高度H=11km并以此确定捕获面积; 在Ma=0.8～ 1.2范围内, 按发动机最大状态时的流量确定喉道面积,喉道马赫数M ath控制在0.6～0.7;
我录出上述数据，为在下一篇J-10B的DSI文章中，作为对比之用。
枭龙DSI暂说的这里。我对枭龙DSI的总体看法是：
1，作为全世界第一个实用DSI，不但简单、减重，而且以无任何辅助调节手段的固定形状在比较宽广的速度范围实现良好的性能；
2，这个DSI在形状上尚有待进一步完善以提高诸如大迎角状态的进气效率，也需在形状上进一步完善以取消附面层吸除装置。
原载西西河h ttp:// w w w.talkcc.com/article/3462084
作者：TopGun
从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（1）
一，从无到有：枭龙的DSI进气道
枭龙是全世界第一个装备部队的DSI飞机:
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根据南航杨应凯的论文《枭龙飞机Bump 进气道设计》(链接出处)所说：
枭龙飞机Bump进气道性能优异, 总压恢复系数高, 与斜板进气道比, 提高0.02～ 0.04; 综合畸变指数低, 满足进/发匹配要求;
并且取消了附面层隔道和放气门系统, 使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。
杨的论文提供了如下几个信息:
1,枭龙DSI进气道的总压恢复系数高于原来所用进气道。考虑到进气道总压恢复系数提高1% , 可使发动机推力提高1.3%～ 1.5% ,这是枭龙使用DSI后的一个重要的动力系统性能提高；
2，枭龙DSI虽是固定进气道，其适应范围却大于原来的斜板进气道，因为DSI的使用使枭龙得以取消原来斜板进气道的放气门；
3，枭龙DSI还取消了原来斜板进气道的附面层隔道。这与上面讲的取消放气门一起，“使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高”。
除了上述优点外，本文还想强调枭龙DSI的另一个重要性能特点和枭龙是如何选取设计数据来使这个特定形状的DSI达到这个重要性能特点的。
先说这个重要性能特点，就是这个固定进气道在比较宽广的速度范围内维持了高的进气效率。
这个结论同样来自杨的论文。在论文的最后一页的图8（a），给出了枭龙DSI的总压恢复系数随速度变化的曲线。从这个曲线看，大致在0.6倍音速到0.7倍音速之间,总压恢复系数最高。但这个最高值是一个非常平缓的曲线的最高值，实际上直到1.6倍音速曲线都很平缓；在速度超过1.6倍音速后，总压回复系数开始快速降低。
在说设计数据选取之前，我先强调一下枭龙进气道的特定形状：
1，枭龙为了提高DSI进气道的性能特地给机头做了修形，把原来相对平展的机头下侧面改为稍稍凸出的曲面。这实际上与F-35、J-10B、J-20所做的都相反。这个修形是基于枭龙DSI的特定形状。杨的论文中有修形前后对比图；
2，枭龙的DSI基本是上下对称的形状，与F-35、J-20都不同。
下面两图是使用DSI的枭龙：
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现在说一说枭龙DSI的设计数据选择，来源同样是杨的论文：
Bump 进气道设计点为: 最大马赫数Ma=1.7, 预压缩鼓包当量压缩半锥角为20°, 高度H=11km并以此确定捕获面积; 在Ma=0.8～ 1.2范围内, 按发动机最大状态时的流量确定喉道面积,喉道马赫数M ath控制在0.6～0.7;
我录出上述数据，为在下一篇J-10B的DSI文章中，作为对比之用。
枭龙DSI暂说的这里。我对枭龙DSI的总体看法是：
1，作为全世界第一个实用DSI，不但简单、减重，而且以无任何辅助调节手段的固定形状在比较宽广的速度范围实现良好的性能；
2，这个DSI在形状上尚有待进一步完善以提高诸如大迎角状态的进气效率，也需在形状上进一步完善以取消附面层吸除装置。
从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2）
二，向高速迈进：J-10B的DSI进气道
1，从论文数据看J-10B的DSI进气道的高速性能
使用DSI的中国枭龙和美国F-35都飞得不快。洛马官方网站居然说F-35的最大速度是1.6倍音速。我认为这是因为美国军方并不强调F-35的高速性能导致洛马不重视F-35的最大速度，从而仅仅在网站上指出F-35的最大速度不低于1.6倍音速。
F-35比较低的最高速度，加上枭龙在速度超过1.6倍音速后DSI总压恢复系数比较剧烈地下降，使得很多人怀疑DSI的高速性能。（详细请见《一，从无到有：枭龙的DSI进气道》
J-10B的出现，可以说否定了这种怀疑。下面两图是成都开发的J-10B：
南航在2005年发表的一篇论文透露了J-10B的DSI进气道的一些重要线索。这篇论文的标题是《凸包（Bump）进气道/ DSI模型设计及气动特性研究》，链接出处链接是：h ttp://w w w.d ocin.com/p-214423319.html。下图是此论文的摘要：
这篇2005年论文中研究的腹部进气的DSI进气道，应该就是J-10B进气道的诸多研究之一部分。文中给出的腹部进气DSI进气道的图更是与照片中J-10B的DSI惟妙惟肖。
此文给出的一个重要内容是：
、、、、、、表明在发动机设计状态，在来流马赫数为Ma=2.0时，出口平均总压恢复系数接近0.87，而在Ma=1.8时该值不低于0.91。
这个固定的DSI进气道在2.0倍音速时接近0.87的总压恢复，与F-4D的二元三激波可调节进气道大致相当或稍稍好一点；而其在1.8倍音速时不低于0.91的总压恢复，则超过了F-4D。我是从《Aircraft Engine Design， Volume1》第440页给出的几种主要飞机的总压恢复系数曲线中得出的上述结论。这本书的链接链接出处：h ttp://b o o k s.g oogle.com/books?id=2Wy5rpdm3DMC&printsec=frontcover&source=gbs_ge_summary_r&cad=0#v=onepage&q&f=false。
这张图中给出了F-16、F-4D、F-15等飞机的总压恢复系数曲线。其中最简单的是F-16的固定式皮托管进气道，其在2.0倍音速时的总压恢复系数低到超出了图的范围——在0.75以下；最复杂、重量最大的是F-15的二元四激波可调节进气道，其在2.0倍音速时的总压恢复系数大致在0.92到0.93之间；在复杂性和重量上介于F-16和F-15之间的是F-4D的二元三激波可调节进气道，其在大约1.7倍音速时总压恢复系数跌到0.9以下、在2.0倍音速时大概0.87或稍微低一点。
还有什么飞机在使用类似F-4D的二元三激波可调节进气道呢？成都J-10A，沈阳J-8II， 俄罗斯米格-23。这些飞机的二元三激波可调节进气道应该有类似的特性。事实也是如此：无论是F-4D、J-8II、 还是米格-23，都是最大速度超过两倍音速的战斗机。我认为J-10A也不可能例外，只不过官方没有明确发布相关信息而已。
这就使我形成这么一个看法：J-10B的DSI进气道在超音速时很可能比J-10A的进气道性能更好。原因是这篇2005年论文指出固定的、腹部进气的DSI在1.8倍音速时总压恢复优于F-4D、在2.0倍音速时与F-4D相当或稍微好一点，而J-10A用的是与F-4D原理相同的二元三激波可调节进气道。
飞扬sopc_dsp的说法也支持上述结论：
J10B的Bump进气道在超声速段的总压恢复系数优于J10 的斜板可调的3波系进气道。
链接出处（h ttp://w w w.f yjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html）
2，J-10B的DSI是如何适应高速的？
sopc_dsp在同一个发言中还指出了J-10B的DSI进气道一些设计数据的选取。我将其列在下面，并与枭龙DSI的设计数据选取做一下对比（枭龙数据来源请见《一，从无到有：枭龙的DSI进气道》
J10B的Bump进气道设计点为：高空大马赫数设计点取 Ma=2.0，并以此确定进气截面积（唇口最大包围面积）；在Ma=1.2按发动机最大状态时的流量确定喉道面积，喉道马赫数控制在0.6Ma～0.7Ma 。
杨应凯论文中指出的枭龙DSI的设计数据选取：
Bump 进气道设计点为: 最大马赫数Ma=1.7, 预压缩鼓包当量压缩半锥角为20°, 高度H=11km并以此确定捕获面积; 在Ma=0.8～ 1.2范围内, 按发动机最大状态时的流量确定喉道面积,喉道马赫数M ath控制在0.6～0.7;
如果sopc_dsp给出的数据是可靠的，上述数据的对比也可以看出从枭龙DSI到J-10B的DSI在设计原理上有很大的传承。J-10B的DSI之所以在高速下有枭龙DSI所不具备的高效率，是依靠更先进的鼓包和唇口形状、外加更好地利用J-10B机头下表面对来流进行预压缩。
在本文开始提到的南航2005年论文，指出了一些鼓包和唇口的设计要点，比如：
第一道椎面波波角（与鼓包形状直接相关）、唇口厚度的变化、唇口前掠角、主侧唇口与次侧唇口的关系、等等。这些设计要点综合在 一起，形成了J-10B的DSI进气道形状及其相应的高速性能。
另外有一点值得注意，就是南航这篇2005年的论文代表的是中国DSI在2005年的水平。六年之后的现在，J-10B的DSI在研制中是否有什么改进呢？sopc_dsp提供了下述信息：
验证型的J10B在来流马赫数为2.0Ma时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在1.8Ma时该值大于0.91。
现在即将装备的J10B，对腹部进气布局的Bump进气道的鼓包和进气唇口进行了修改（唇口截面改得更方了），2.05Ma时出口平均总压恢复系数接近0.9，是高空高速大马赫数下的推力增加约4%的主要方面。
与J-10A的同等马赫数下的总压恢复系数相比，即将装备的J10B略好于J-10A。
即将装备的J10B在跨/超音速下的阻力降低明显，J10B在亚/跨/超音速下的加速特性更好。
（上面sopc_dsp的发言来自链接出处h ttp://w w w.f yjs.cn/bbs/read.php?tid=309226&page=8#3236983022）
如果上述内容是可靠的，则可以说明J-10B的固定DSI进气道的高速性能已经明显超过了二元三激波可调节进气道。而实现这种超越的手段之一是唇口修形成更有棱角的形状。
3，J-10B的DSI对飞机总体减阻的贡献
sopc_dsp在我上面提到的发言中（链接出处h ttp://w w w.f yjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html。）详细讲述了J-10B的DSI如何使J-10B的跨音速和超音速阻力全面低于J-10A，从而配合DSI进气道效率提高导致的发动机增推，使J-10B在跨音速和超音速的机动性全面优于J-10A。我仅仅在此作一个小结：
A， DSI本身的迎风面积小于原进气道，关键原因是取消了附面层隔板系统；
B， 通过对前机身修形外加DSI鼓包的作用，使得J-10B更符合跨音速面积率和超音速面积率。
4，本文小结——我对J-10B的DSI进气道的总体看法：
1， 这个DSI以非常简单、重量很轻、并且隐身的固定形式，在性能上超过了比较复杂、比较沉重、而且不隐身的二元三激波可调节进气道；
2， 这个DSI凭借取消附面层隔板系统和利用前机身对来流的预压缩，减轻了飞机结构重量并且减小了飞机跨音速和超音速阻力。
从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2）
二，向高速迈进：J-10B的DSI进气道
1，从论文数据看J-10B的DSI进气道的高速性能
使用DSI的中国枭龙和美国F-35都飞得不快。洛马官方网站居然说F-35的最大速度是1.6倍音速。我认为这是因为美国军方并不强调F-35的高速性能导致洛马不重视F-35的最大速度，从而仅仅在网站上指出F-35的最大速度不低于1.6倍音速。
F-35比较低的最高速度，加上枭龙在速度超过1.6倍音速后DSI总压恢复系数比较剧烈地下降，使得很多人怀疑DSI的高速性能。（详细请见《一，从无到有：枭龙的DSI进气道》
J-10B的出现，可以说否定了这种怀疑。下面两图是成都开发的J-10B：
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南航在2005年发表的一篇论文透露了J-10B的DSI进气道的一些重要线索。这篇论文的标题是《凸包（Bump）进气道/ DSI模型设计及气动特性研究》，链接出处链接是：h ttp://w w w.d ocin.com/p-214423319.html。下图是此论文的摘要：
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这篇2005年论文中研究的腹部进气的DSI进气道，应该就是J-10B进气道的诸多研究之一部分。文中给出的腹部进气DSI进气道的图更是与照片中J-10B的DSI惟妙惟肖。
此文给出的一个重要内容是：
、、、、、、表明在发动机设计状态，在来流马赫数为Ma=2.0时，出口平均总压恢复系数接近0.87，而在Ma=1.8时该值不低于0.91。
这个固定的DSI进气道在2.0倍音速时接近0.87的总压恢复，与F-4D的二元三激波可调节进气道大致相当或稍稍好一点；而其在1.8倍音速时不低于0.91的总压恢复，则超过了F-4D。我是从《Aircraft Engine Design， Volume1》第440页给出的几种主要飞机的总压恢复系数曲线中得出的上述结论。这本书的链接链接出处：h ttp://b o o k s.g oogle.com/books?id=2Wy5rpdm3DMC&printsec=frontcover&source=gbs_ge_summary_r&cad=0#v=onepage&q&f=false。
这张图中给出了F-16、F-4D、F-15等飞机的总压恢复系数曲线。其中最简单的是F-16的固定式皮托管进气道，其在2.0倍音速时的总压恢复系数低到超出了图的范围——在0.75以下；最复杂、重量最大的是F-15的二元四激波可调节进气道，其在2.0倍音速时的总压恢复系数大致在0.92到0.93之间；在复杂性和重量上介于F-16和F-15之间的是F-4D的二元三激波可调节进气道，其在大约1.7倍音速时总压恢复系数跌到0.9以下、在2.0倍音速时大概0.87或稍微低一点。
还有什么飞机在使用类似F-4D的二元三激波可调节进气道呢？成都J-10A，沈阳J-8II， 俄罗斯米格-23。这些飞机的二元三激波可调节进气道应该有类似的特性。事实也是如此：无论是F-4D、J-8II、 还是米格-23，都是最大速度超过两倍音速的战斗机。我认为J-10A也不可能例外，只不过官方没有明确发布相关信息而已。
这就使我形成这么一个看法：J-10B的DSI进气道在超音速时很可能比J-10A的进气道性能更好。原因是这篇2005年论文指出固定的、腹部进气的DSI在1.8倍音速时总压恢复优于F-4D、在2.0倍音速时与F-4D相当或稍微好一点，而J-10A用的是与F-4D原理相同的二元三激波可调节进气道。
飞扬sopc_dsp的说法也支持上述结论：
J10B的Bump进气道在超声速段的总压恢复系数优于J10 的斜板可调的3波系进气道。
链接出处（h ttp://w w w.f yjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html）
2，J-10B的DSI是如何适应高速的？
sopc_dsp在同一个发言中还指出了J-10B的DSI进气道一些设计数据的选取。我将其列在下面，并与枭龙DSI的设计数据选取做一下对比（枭龙数据来源请见《一，从无到有：枭龙的DSI进气道》
J10B的Bump进气道设计点为：高空大马赫数设计点取 Ma=2.0，并以此确定进气截面积（唇口最大包围面积）；在Ma=1.2按发动机最大状态时的流量确定喉道面积，喉道马赫数控制在0.6Ma～0.7Ma 。
杨应凯论文中指出的枭龙DSI的设计数据选取：
Bump 进气道设计点为: 最大马赫数Ma=1.7, 预压缩鼓包当量压缩半锥角为20°, 高度H=11km并以此确定捕获面积; 在Ma=0.8～ 1.2范围内, 按发动机最大状态时的流量确定喉道面积,喉道马赫数M ath控制在0.6～0.7;
如果sopc_dsp给出的数据是可靠的，上述数据的对比也可以看出从枭龙DSI到J-10B的DSI在设计原理上有很大的传承。J-10B的DSI之所以在高速下有枭龙DSI所不具备的高效率，是依靠更先进的鼓包和唇口形状、外加更好地利用J-10B机头下表面对来流进行预压缩。
在本文开始提到的南航2005年论文，指出了一些鼓包和唇口的设计要点，比如：
第一道椎面波波角（与鼓包形状直接相关）、唇口厚度的变化、唇口前掠角、主侧唇口与次侧唇口的关系、等等。这些设计要点综合在 一起，形成了J-10B的DSI进气道形状及其相应的高速性能。
另外有一点值得注意，就是南航这篇2005年的论文代表的是中国DSI在2005年的水平。六年之后的现在，J-10B的DSI在研制中是否有什么改进呢？sopc_dsp提供了下述信息：
验证型的J10B在来流马赫数为2.0Ma时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在1.8Ma时该值大于0.91。
现在即将装备的J10B，对腹部进气布局的Bump进气道的鼓包和进气唇口进行了修改（唇口截面改得更方了），2.05Ma时出口平均总压恢复系数接近0.9，是高空高速大马赫数下的推力增加约4%的主要方面。
与J-10A的同等马赫数下的总压恢复系数相比，即将装备的J10B略好于J-10A。
即将装备的J10B在跨/超音速下的阻力降低明显，J10B在亚/跨/超音速下的加速特性更好。
（上面sopc_dsp的发言来自链接出处h ttp://w w w.f yjs.cn/bbs/read.php?tid=309226&page=8#3236983022）
如果上述内容是可靠的，则可以说明J-10B的固定DSI进气道的高速性能已经明显超过了二元三激波可调节进气道。而实现这种超越的手段之一是唇口修形成更有棱角的形状。
3，J-10B的DSI对飞机总体减阻的贡献
sopc_dsp在我上面提到的发言中（链接出处h ttp://w w w.f yjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html。）详细讲述了J-10B的DSI如何使J-10B的跨音速和超音速阻力全面低于J-10A，从而配合DSI进气道效率提高导致的发动机增推，使J-10B在跨音速和超音速的机动性全面优于J-10A。我仅仅在此作一个小结：
A， DSI本身的迎风面积小于原进气道，关键原因是取消了附面层隔板系统；
B， 通过对前机身修形外加DSI鼓包的作用，使得J-10B更符合跨音速面积率和超音速面积率。
4，本文小结——我对J-10B的DSI进气道的总体看法：
1， 这个DSI以非常简单、重量很轻、并且隐身的固定形式，在性能上超过了比较复杂、比较沉重、而且不隐身的二元三激波可调节进气道；
2， 这个DSI凭借取消附面层隔板系统和利用前机身对来流的预压缩，减轻了飞机结构重量并且减小了飞机跨音速和超音速阻力。
从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（3）
本文中的图基本都是大图，可以点击图片看清晰的大图。
三，新的地平线：J-20的DSI进气道
1，J-20的DSI进气道超越了F-22的CARET进气道
F-22的CARET进气道不但隐身，还适应超音速巡航和超音速机动，并适应F-22在亚音速的超机动能力。然而，J-20的DSI更加优秀。J-20的DSI进气道与F-22的CARET相比，有五个突出优点。我大致按照从易到难的顺序在本文解释这五个突出优点。先请大家看看使用CARET进气道的美国F-22：
J-20DSI的第一突出优点是取消了F-22的CARET的附面层隔离装置。下图的F-22照片中，介于机身和进气道之间的缝，就是F-22CARET的附面层隔离装置：
这个附面层隔离装置不但增加阻力，还增加重量。J-20的DSI则根本不需要这个装置。
J-20DSI的第二个突出优点不象CARET那样严重依赖进气道内部附面层吸除装置。
CARET进气道必须在机身一侧的斜板内壁使用附面层吸除装置，甚至上侧斜板内壁也要用。下图中钻进F-22进气道的地勤身后和他头上方的侧壁上布满了密密麻麻的附面层吸除装置的吸气小孔：
从下图可以看到F-22CARET进气道在机身一侧的内壁上至少有两组附面层吸气孔阵：
这些吸气孔阵吸出来的附面层空气还要排放出去，所以必须设排气孔。排气孔会损害飞机的隐身性能，所以又必须额外增加重量给排气孔做隐身修形。下图中F-22座舱下方，介于机身和进气道交接处的菱形的、由具有隐身作用的网格覆盖的开口，就是F-22CARET进气道附面层吸除装置的排气口：
CARET进气道在机身一侧的进气道内壁产生附面层的弊端使得同样采用CARET的F/A-18E/F超级大黄蜂也必须使用附面侧吸气孔。下图中F/A-18E的进气道可以清晰地看到附面层吸气孔（大量的吸气孔布阵般形成菱形、三角形、梯形的颜色较深的“补丁”）：
F/A-18E/F同样需要给附面侧吸除装置设排气孔，下图中F/A-18E边条上的那个开缝，就是附面侧吸除装置排气孔之一：
J-20的DSI即使不是根本不需要这个沉重、复杂的装置，也是极大地减少了这个装置的使用，从而减少了重量和复杂性。J-20DSI的鼓包巧妙地把附面层从进气口上面和下面排出。下面的图是大图，可以清晰地看到J-20并无附面层吸除孔阵，图中鼓包上稀疏的白点大概是铆钉，但绝不是附面层吸除孔：
当然，全世界第一个服役的DSI—— 枭龙的DSI，使用了附面层吸除装置。但是随着中国DSI技术的进步，最起码这个装置在J-20上的类似部位没有再次出现，虽然我暂无法确定J-20的DSI是否在进气道的其他部位小规模地使用了附面层吸除装置。下图的枭龙照片，可以看到枭龙进气道鼓包上面有颜色略深的前后两排、每排四个“补丁”，每个“补丁”都是由大量的附面层吸气孔布阵而成。大家可以拿这个照片和上面J-20的DSI照片做一下对比（都是大图），可以清晰看到J-20鼓包上并无附面层吸气孔阵：
J-20DSI的第三个突出优点是不象CARET那样严重依赖放气门。
这个放气门不是前面说的附面侧吸除装置的排气口，而是调节进气道的放气门。北航和601的一篇论文是这么说的：
对一种Caret进气道进行了试验研究，给出了该型进气道超音速基本气动特性。该进气道在Ma=1.6～2.0范围总压恢复急剧下降，在Ma=2.0时， 由于亚临界防喘余量较小，在放气门关闭情况下将无进/发匹配点；在喘振点处，稳态周向畸变相对于临界状态在减小，而动态紊流度急剧增加，临界至超临界情 况，在两个压缩斜板的交角后管道内出现流动分离。
这篇论文的若干不同链接：如果一个不好使，可以试另一个：链接出处h ttp://w ww.paper.edu.cn/index.php/default/scholar/downpaper/lichunxuan-10；链接出处
h ttp://w ww.cqvip.com/Main/Detail.aspx?id=7712093&AspxAutoDetectCookieSupport=1
事实也是如此。F-22的CARET进气道使用了非常巨大的放气门。下图红圈所表示的，就是F-22CARET进气道巨大的放气门：
如此巨大的放气门本身就相当程度地增加了结构重量，而诸如锯齿之类的隐身修形更是给结构重量雪上加霜。下图是从另一个角度看这个巨大放气门：
再换一个角度：
令事情更加糟糕的是，F-22的CARET进气道很可能还有另外一组放气门。下图中最左面的菱形“补丁”是我在前面提到的附面层吸除装置排气口，最右边有锯齿状隐身修形的“补丁”是空调系统换气口，中间细长的、梯形的“补丁”，很可能是CARET进气道的另一个放气门。当然，这个细长的“补丁”也可能是附面层吸除装置的另外一个排气口，但无论如何，都表明F-22CARET进气道排气、放气系统之复杂、沉重：
枭龙的DSI没有放气门。从下面的四张J-10B照片看，无论是从上面看还是从下面看，采用DSI的J-10B也没有放气门，最起码没有F-22那样的巨型放气门：
从下面的照片看，无论是背部还是腹部，采用DSI的J-20也没有F-22那样的巨型放气门
当然，J-20在背部有两组小的、有换气作用的开口，我觉得至少一组是空调系统的换气口。另外一组可能是放气门，也可仍然是空调系统换气口。但即使是放气门，也是非常小的，仅仅类似F-22在进气道前端的那一组小放气门——这与F-22在背部的巨大放气门有很大区别，其附带产生的增重非常小。下图可见J-20背部、处于前翼之间的两组很小的有换气作用的开口：
J-20DSI的第四个突出优点是在超音速总压恢复上比F-22的CARET至少不差，极可能更好。
J-20DSI的总压恢复系数即使和F-22的CARET相当，也是优点。这是因为J-20的DSI比F-22的CARET更简单、更轻( 具体请看前面的三点对比)。但根据北航/601的论文《一种CARET进气道超音速特性的研究》（链接1：链接出处h ttp://w ww.paper.edu.cn/index.php/default/scholar/downpaper/lichunxuan-10；链接2链接出处：
h ttp://w ww.cqvip.com/Main/Detail.aspx?id=7712093&AspxAutoDetectCookieSupport=1），即使J-10B的DSI进气道在没有完善前的超音速总压恢复，也略强于这个论文中的CARET进气道。
这篇论文的图2（a）表示，论文所研究的CARET进气道在1.8倍音速时的总压恢复系数在0.88到0.90之间；而J-10B早期未完善的DSI在1.8倍音速时的总压恢复系数至少是0.91。同一篇论文的图3表示，这个CARET进气道在2.0倍音速时总压恢复系数不超过0.83；而J-10B早期未完善的DSI在2.0倍音速时总压恢复系数接近0.87。J-10B的数据来自下图所表示的论文：
而根据我在TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2）中引用的消息，J-10B的DSI在经过完善后，超音速总压恢复系数很可能还有提高。
虽然北航/601的这篇论文研究的CARET并不是F-22的CARET，但其得出的数据对于F-22的CARET应该有参考价值，而且正如我在“J-20的第三个突出优点”中指出的 ，这篇论文对于CARET在2.0倍音速时必须使用放气门的结论被F-22巨大的放气门所证实。所以，通过上面的分析，J-10B在超音速时，其DSI进气道的总压恢复至少不比F-22的CARET差。而超音速巡航的J-20，其DSI进气道比J-10B的DSI更强调高速性能，又是在J-10B之后开发出来的更新的DSI，在超音速总压恢复上应该不比J-10B的DSI差。
所以，我认为J-20的DSI在超音速的总压恢复至少不比F-22的CARET差，极有可能比F-22的CARET更好。
J-20DSI的第五个突出优点是在亚/跨音速时比CARET更能提供使发动机平稳工作的气流。
611的论文《F/A-18E/F的CARET进气道》（链接链接出处：h ttp://w ww.6lib.com/pdf/27F7B3634819343683.pdf）在第34页指出,F/A-18E/F的CARET在0.80倍音速到1.05倍音速并且襟翼偏转一定角度时，进气道的气流畸变大，必须用额外的办法解决。具体的解决方式是：使用抗畸变能力更强的F414发动机并改变边条形状从而改善进气条件。
F-22的CARET进气道是否有类似问题呢？我认为可能有，因为F-22的CARET比F/A-19E/F的CARET进气条件更差——F-22的CARET没有F/A-18E/F那样的可以改善进气条件的大边条。然而，F-22巨大的放气门外加抗畸变能力更强的F119发动机克服了这个问题。在上述611论文中提到，如果抗畸变能力相对较弱的F404发动机使用CARET，就需要使用放气门来克服CARET进气道的畸变。F-22的CARET正好有巨大的放气门，应该可以胜任类似的工作。
相比之下，枭龙的DSI并无此问题。因为南航论文《枭龙飞机Bump进气道设计》（链接链接出处：h ttp://w w w.docin.com/p-119377183.html）说得非常清楚：
枭龙飞机Bump进气道性能优异, 总压恢复系数高, 与斜板进气道比, 提高0.02～ 0.04; 综合畸变指数低, 满足进/发匹配要求; 并且取消了附面层隔道和放气门系统, 使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。
考虑到J-20的DSI是在积累了枭龙DSI的大量经验后发展出来的新一代DSI，我认为J-20DSI会继承枭龙DSI的这个优点。
发动机是中国航空最薄弱的部分。DSI比CARET优越的进气道/发动机匹配很适合以611代表的“发动机不足气动补”的飞机开发路子。
3，小结：
A，J-20的DSI在超音速的总压恢复系数至少不比F-22的CARET进气道差；
B，J-20的DSI比F-22的CARET更轻、更简单、阻力更小。
以下面的J-20三视图作为本文的结尾：
从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（3）
本文中的图基本都是大图，可以点击图片看清晰的大图。
三，新的地平线：J-20的DSI进气道
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1，J-20的DSI进气道超越了F-22的CARET进气道
F-22的CARET进气道不但隐身，还适应超音速巡航和超音速机动，并适应F-22在亚音速的超机动能力。然而，J-20的DSI更加优秀。J-20的DSI进气道与F-22的CARET相比，有五个突出优点。我大致按照从易到难的顺序在本文解释这五个突出优点。先请大家看看使用CARET进气道的美国F-22：
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J-20DSI的第一突出优点是取消了F-22的CARET的附面层隔离装置。下图的F-22照片中，介于机身和进气道之间的缝，就是F-22CARET的附面层隔离装置：
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这个附面层隔离装置不但增加阻力，还增加重量。J-20的DSI则根本不需要这个装置。
J-20DSI的第二个突出优点不象CARET那样严重依赖进气道内部附面层吸除装置。
CARET进气道必须在机身一侧的斜板内壁使用附面层吸除装置，甚至上侧斜板内壁也要用。下图中钻进F-22进气道的地勤身后和他头上方的侧壁上布满了密密麻麻的附面层吸除装置的吸气小孔：
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从下图可以看到F-22CARET进气道在机身一侧的内壁上至少有两组附面层吸气孔阵：
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这些吸气孔阵吸出来的附面层空气还要排放出去，所以必须设排气孔。排气孔会损害飞机的隐身性能，所以又必须额外增加重量给排气孔做隐身修形。下图中F-22座舱下方，介于机身和进气道交接处的菱形的、由具有隐身作用的网格覆盖的开口，就是F-22CARET进气道附面层吸除装置的排气口：
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CARET进气道在机身一侧的进气道内壁产生附面层的弊端使得同样采用CARET的F/A-18E/F超级大黄蜂也必须使用附面侧吸气孔。下图中F/A-18E的进气道可以清晰地看到附面层吸气孔（大量的吸气孔布阵般形成菱形、三角形、梯形的颜色较深的“补丁”）：
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F/A-18E/F同样需要给附面侧吸除装置设排气孔，下图中F/A-18E边条上的那个开缝，就是附面侧吸除装置排气孔之一：
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J-20的DSI即使不是根本不需要这个沉重、复杂的装置，也是极大地减少了这个装置的使用，从而减少了重量和复杂性。J-20DSI的鼓包巧妙地把附面层从进气口上面和下面排出。下面的图是大图，可以清晰地看到J-20并无附面层吸除孔阵，图中鼓包上稀疏的白点大概是铆钉，但绝不是附面层吸除孔：
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当然，全世界第一个服役的DSI—— 枭龙的DSI，使用了附面层吸除装置。但是随着中国DSI技术的进步，最起码这个装置在J-20上的类似部位没有再次出现，虽然我暂无法确定J-20的DSI是否在进气道的其他部位小规模地使用了附面层吸除装置。下图的枭龙照片，可以看到枭龙进气道鼓包上面有颜色略深的前后两排、每排四个“补丁”，每个“补丁”都是由大量的附面层吸气孔布阵而成。大家可以拿这个照片和上面J-20的DSI照片做一下对比（都是大图），可以清晰看到J-20鼓包上并无附面层吸气孔阵：
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J-20DSI的第三个突出优点是不象CARET那样严重依赖放气门。
这个放气门不是前面说的附面侧吸除装置的排气口，而是调节进气道的放气门。北航和601的一篇论文是这么说的：
对一种Caret进气道进行了试验研究，给出了该型进气道超音速基本气动特性。该进气道在Ma=1.6～2.0范围总压恢复急剧下降，在Ma=2.0时， 由于亚临界防喘余量较小，在放气门关闭情况下将无进/发匹配点；在喘振点处，稳态周向畸变相对于临界状态在减小，而动态紊流度急剧增加，临界至超临界情 况，在两个压缩斜板的交角后管道内出现流动分离。
这篇论文的若干不同链接：如果一个不好使，可以试另一个：链接出处h ttp://w ww.paper.edu.cn/index.php/default/scholar/downpaper/lichunxuan-10；链接出处
h ttp://w ww.cqvip.com/Main/Detail.aspx?id=7712093&AspxAutoDetectCookieSupport=1
事实也是如此。F-22的CARET进气道使用了非常巨大的放气门。下图红圈所表示的，就是F-22CARET进气道巨大的放气门：
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如此巨大的放气门本身就相当程度地增加了结构重量，而诸如锯齿之类的隐身修形更是给结构重量雪上加霜。下图是从另一个角度看这个巨大放气门：
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再换一个角度：
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令事情更加糟糕的是，F-22的CARET进气道很可能还有另外一组放气门。下图中最左面的菱形“补丁”是我在前面提到的附面层吸除装置排气口，最右边有锯齿状隐身修形的“补丁”是空调系统换气口，中间细长的、梯形的“补丁”，很可能是CARET进气道的另一个放气门。当然，这个细长的“补丁”也可能是附面层吸除装置的另外一个排气口，但无论如何，都表明F-22CARET进气道排气、放气系统之复杂、沉重：
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枭龙的DSI没有放气门。从下面的四张J-10B照片看，无论是从上面看还是从下面看，采用DSI的J-10B也没有放气门，最起码没有F-22那样的巨型放气门：
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从下面的照片看，无论是背部还是腹部，采用DSI的J-20也没有F-22那样的巨型放气门
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当然，J-20在背部有两组小的、有换气作用的开口，我觉得至少一组是空调系统的换气口。另外一组可能是放气门，也可仍然是空调系统换气口。但即使是放气门，也是非常小的，仅仅类似F-22在进气道前端的那一组小放气门——这与F-22在背部的巨大放气门有很大区别，其附带产生的增重非常小。下图可见J-20背部、处于前翼之间的两组很小的有换气作用的开口：
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J-20DSI的第四个突出优点是在超音速总压恢复上比F-22的CARET至少不差，极可能更好。
J-20DSI的总压恢复系数即使和F-22的CARET相当，也是优点。这是因为J-20的DSI比F-22的CARET更简单、更轻( 具体请看前面的三点对比)。但根据北航/601的论文《一种CARET进气道超音速特性的研究》（链接1：链接出处h ttp://w ww.paper.edu.cn/index.php/default/scholar/downpaper/lichunxuan-10；链接2链接出处：
h ttp://w ww.cqvip.com/Main/Detail.aspx?id=7712093&AspxAutoDetectCookieSupport=1），即使J-10B的DSI进气道在没有完善前的超音速总压恢复，也略强于这个论文中的CARET进气道。
这篇论文的图2（a）表示，论文所研究的CARET进气道在1.8倍音速时的总压恢复系数在0.88到0.90之间；而J-10B早期未完善的DSI在1.8倍音速时的总压恢复系数至少是0.91。同一篇论文的图3表示，这个CARET进气道在2.0倍音速时总压恢复系数不超过0.83；而J-10B早期未完善的DSI在2.0倍音速时总压恢复系数接近0.87。J-10B的数据来自下图所表示的论文：
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而根据我在TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2）中引用的消息，J-10B的DSI在经过完善后，超音速总压恢复系数很可能还有提高。
虽然北航/601的这篇论文研究的CARET并不是F-22的CARET，但其得出的数据对于F-22的CARET应该有参考价值，而且正如我在“J-20的第三个突出优点”中指出的 ，这篇论文对于CARET在2.0倍音速时必须使用放气门的结论被F-22巨大的放气门所证实。所以，通过上面的分析，J-10B在超音速时，其DSI进气道的总压恢复至少不比F-22的CARET差。而超音速巡航的J-20，其DSI进气道比J-10B的DSI更强调高速性能，又是在J-10B之后开发出来的更新的DSI，在超音速总压恢复上应该不比J-10B的DSI差。
所以，我认为J-20的DSI在超音速的总压恢复至少不比F-22的CARET差，极有可能比F-22的CARET更好。
J-20DSI的第五个突出优点是在亚/跨音速时比CARET更能提供使发动机平稳工作的气流。
611的论文《F/A-18E/F的CARET进气道》（链接链接出处：h ttp://w ww.6lib.com/pdf/27F7B3634819343683.pdf）在第34页指出,F/A-18E/F的CARET在0.80倍音速到1.05倍音速并且襟翼偏转一定角度时，进气道的气流畸变大，必须用额外的办法解决。具体的解决方式是：使用抗畸变能力更强的F414发动机并改变边条形状从而改善进气条件。
F-22的CARET进气道是否有类似问题呢？我认为可能有，因为F-22的CARET比F/A-19E/F的CARET进气条件更差——F-22的CARET没有F/A-18E/F那样的可以改善进气条件的大边条。然而，F-22巨大的放气门外加抗畸变能力更强的F119发动机克服了这个问题。在上述611论文中提到，如果抗畸变能力相对较弱的F404发动机使用CARET，就需要使用放气门来克服CARET进气道的畸变。F-22的CARET正好有巨大的放气门，应该可以胜任类似的工作。
相比之下，枭龙的DSI并无此问题。因为南航论文《枭龙飞机Bump进气道设计》（链接链接出处：h ttp://w w w.docin.com/p-119377183.html）说得非常清楚：
枭龙飞机Bump进气道性能优异, 总压恢复系数高, 与斜板进气道比, 提高0.02～ 0.04; 综合畸变指数低, 满足进/发匹配要求; 并且取消了附面层隔道和放气门系统, 使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。
考虑到J-20的DSI是在积累了枭龙DSI的大量经验后发展出来的新一代DSI，我认为J-20DSI会继承枭龙DSI的这个优点。
发动机是中国航空最薄弱的部分。DSI比CARET优越的进气道/发动机匹配很适合以611代表的“发动机不足气动补”的飞机开发路子。
3，小结：
A，J-20的DSI在超音速的总压恢复系数至少不比F-22的CARET进气道差；
B，J-20的DSI比F-22的CARET更轻、更简单、阻力更小。
以下面的J-20三视图作为本文的结尾：
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科普好文，顶你。。等待更新。
期待下文
其实都是在不断的探索与研究的。小龙DSI到棍10B再到丝带DSI肯定需要进步和改善的
写得很好，受教了
技术文，值得顶
欢迎技术流好文，欢迎转载。
看不到图呢
太专业了，根本看不懂多少……空气动力学学习好了再来吧！
有理有据，虽然小白不知道对错
崇拜技术派
喜欢这篇文章，太棒了。
顶了再学习
不错，学习了。
科普文章，不错分析贴要顶！
话说J10和F22的图看不到哎。
话说J10和F22的图看不到哎。
lz牛呀！从DSI发展不难看出风洞的作用了，联系这几天的新闻XX风洞开建！就可以想象出以后TG在空天领域是多么让人期待
此文要顶。有理有据。最讨厌感觉党。
楼主的才华让人佩服，这样的科普贴英爱多发点，前面的图好像看不了
花了功夫，值得表扬！
图全挂了
感谢科普啊
感谢科普啊
不是说内部可调吗
mark,好文，顶！
很专业，虽然不懂，但是还是要支持一下。
本来作者知道设计点不同不能简单比较得出结论，但还是把女棍黑丝和娘娘的拿来比了。
本来作者知道设计点不同不能简单比较得出结论，但还是把女棍黑丝和娘娘的拿来比了。
不错，受教了
期待LZ今后的大作。较为喜欢论文党，哈哈，可惜真正有料的军工论文都不是公开发行的，遗憾~~{:soso__13577618147164949709_3:}
图挂的地方往下，我就没看了。这样的科普帖子，把图挂了还有多大的普及意义？
终于看到有人把TOPGUN好文章转过来了 说实话给科普不少东西
科普好文，留名了。
科普好文多谢楼主分享
顶了再学习
辛苦了。顶
查百度明白了一点：总压恢复系数具体怎么算不太懂，不过此系数越高对发动机越好啊
图看不到
分析的不错
20的进气道看来还是很niu
分析的不错
20的进气道看来还是很niu
内牛满面