现代战斗机的DSI进气道

Woodrow

DSI，即无附面层隔道超音速进气道（也有人根据其外形称之为“鼓包式”进气道）。这种进气道是洛克希德•马丁公司耗时 10 年开发的全新概念的超音速进气道，其突出特点是取消了传统超音速进气道上面的附面层隔道（这就是 DSI 名称的由来）以及其他一些复杂机构，也因此减少了生产和维护费用。在 JSF 竞争中获胜的洛•马 F-35 就采用了 DSI 设计。为了降低其技术风险，洛•马还专门改装了一架 F-16 进行 DSI 验证试飞。按照洛•马的说法，DSI 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。

要了解 DSI 的特点及其优势所在，我们需要首先了解战斗机进气道的一些基础知识。

战斗机进气道设计基础

随着喷气式飞机性能的提高和未来战场对战术飞机的要求日益严苛，进气道设计人员面临的挑战也越来越艰巨。现在的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，而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。近年来的空中作战中，隐形飞机的技术优势逐渐凸现，“隐形”已成为下一代战斗机必备的基本特征。进气道作为飞机上一个重要的雷达波反射源，设计人员要将低可见性要求纳入考虑范畴，令各方面性能获得良好折中，殊非易事。

喷气式发动机的工作过程，简单地说就是：压缩空气，然后点火做功产生推力。除了高速飞行器使用的冲压式喷气发动机外，我们通常所说的喷气发动机都是利用自身的压气机来完成大部分空气压缩工作（根据压气机的类型不同又分为离心式压气机和轴流式压气机），而剩下的那部分空气压缩工作，则是由进气道来完成的。此外，压气机（特别是作为目前主流的轴流式压气机）对气流畸变相当敏感，因此进气道还有一个工作就是要保证压气机入口处的气流畸变尽可能小。所以，进气道虽然外形看起来相当简单，就是一个金属管，但要完成这两大功能却并不容易。

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，要想令前方气流减速至亚音速，需要利用激波。激波本身是一个致密空气层，超音速气流穿越激波之后，速度大幅下降，而温度、压强等却急速增大。进气道就是通过激波压缩空气使之在进入扩压段之前减速至亚音速。根据飞机各方面要求的不同，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，前者就是典型的正激波进气道（如歼-6），后者则是所谓的多波系进气道（如歼-8B 是三波系进气道，苏-27 是四波系进气道）。一般来说，进气道激波数量增多，阻力减小，进气效率提高，但相应的进气道重量也增大，复杂性也大大增加）。多波系进气道需要采用一个至数个压缩斜面，利用这些斜面压缩空气，产生激波。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 注重超音速性能，因此采用了四波系进气道，内部包括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。F-16 设计重点不在超音速，因此采用了最简单的单一正激波压缩的进气道设计——但这仅仅是就进气道本身而言的。事实上 F-16 前机身底部扁平宽大，可以提供一定的压缩作用，因此就效果而言，F-16 的进气道更接近二波系进气道设计。而同样采用腹部进气的国产飞机，前机身截面与 F-16 大不相同，因此可以看到进气口前明显前伸的压缩斜板（同时兼作附面层隔板）。

而同样采用腹部进气的歼-10，前机身截面与 F-16 大不相同，因此可以看到进气口前明显前伸的压缩斜板（同时兼作附面层隔板）

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，被称作附面层隔道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。

在 F-16 上，被称作附面层隔道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 年中开始出现后掠式进气口设计方案，如 F/A-18E/F 和 F-22。这种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。

F-22 的 Caret 进气口和机身之间有明显的空隙，就是分离边界层的地方

F-22 进气口后上方的格栅，靠前的是泄放边界层的出气口，靠后的是调节进气量的出气口（超音速时，进气太多，要放掉一点）

好了，在了解了进气道的基础知识后，我们再来看看什么是 DSI，以及它相对于常规进气道究竟有什么改进。 (本文来源：新华网 )

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无附面层隔道超音速进气道概念

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。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。换句话说，DSI 实际是针对常规进气道的进气口部分进行的改进。精心设计的三维压缩面配合进气口，不仅可以完成传统附面层隔道的功能，还可以提供气流预压缩，从而提高进气道高速状态下的效率，并减小阻力。随着进气道调节系统的取消，重量自然减轻。而对于未来作战飞机更重要的一点是，取消了附面层隔道以及压缩斜板等部件后，飞机的 RCS 可能大幅减小，这显然有利于提高飞机的隐身能力——F-22 的进气道仍具有传统的附面层隔道，设计时免不了大费周章；而其采用固定式进气道，考虑的因素中，隐身要求占了相当一部分。

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。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。

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。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之间形成一个过渡。


F-16 DSI 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，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 月的 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。




F-16 的进气道改装过程
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，证明取消附面层隔道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。 (本文来源：新华网 )

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DSI 在 JSF 设计中的应用

在 STOVL 型 JSF 上采用的轴驱动升力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 16,000 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。


这里可以清楚地看到 F-35 的 DSI 进气口，边界层被鼓包从中间“破开”，被迫向鼓包的两侧分开，最后从后缩的进气口唇口和机身连接处泄放

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。

这是 F-35A 型战斗机的缩比仿真模型，从这个角度，我们可以很清楚地看到位于 F-35 战斗机鼻下方形状独特的光电跟踪系统（EOTS）和外形经过优化的 DSI 进气道，当然我们也可以看到飞机进气道上狭窄的边条

根据 X-35 进气道构形，进行了一次三边形 DSI 构形的高速风洞试验。试验于 1998 年春在 NASA 的格伦的 8×6 超音速风洞进行。在 156 小时试验中采集了超过 12,000 个测试点数据。试验马赫数最大达到 M1.8。试验数据表明，超过 10 度迎角后，三边形进气口相对原来的四边形进气口具有更高的总压恢复。新的进气道满足所有的性能和畸变要求 。

JSF 最后的减小风险措施是飞行性能验证。洛•马的 X-35 试飞自 2000 年 10 月 24 日开始，DSI 在试飞过程中表现良好。现在 X-35 已成为 JSF 计划的胜利者，并改称 F-35。DSI 已成为其标志性特征之一。

总之，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，取消了附面层隔道、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 F-35 所确认。

问题与未来

事实上目前 DSI 的公开资料相当有限，因此很难准确地判断 DSI 的优缺点。笔者和朋友讨论时曾提到如下问题：相对于固定式进气道，DSI 有何优势？相对于可调式超音速进气道，DSI 又有何优势？

对于 F-16 类型的正激波进气道，DSI 的减重主要集中在附面层隔道及其相应的结构加强的重量上；而对于具有双后掠特征的固定式进气道来说，要加上进气口前部附面层抽吸机构和结构的重量（对于 F-22 还有固定压缩斜板的重量）。上文中提到的“减重 300 磅”其实是非常笼统的数据，因为并未提及具体比较对象。对于可调式超音速进气道来说，除了前述部分外，DSI 还省去了复杂的进气道斜板调节机构的重量。

在进气性能方面，目前只能与进行 DSI 试飞的 F-16 进行比较。从试飞结果来看，试验型 DSI 在超音速范围内和 F-16 的正激波进气道相当，亚音速范围内略有优势——公开资料特别强调了 SEP 优势，这有可能是取消附面层隔道导致飞机阻力减小的结果。但换个角度看，F-16 进气道强调高亚音速性能，超音速性能较差，那么试验型 DSI 也具有同样的特点——换句话说，试验型 DSI 相对可调式超音速进气道没有性能优势。虽然根据洛•马的说法，DSI 的超音速性能也不错，但目前没有公开资料证实这一点。

就已知信息来看，现在的 DSI 在性能略由于固定式进气道的基础上，可以改善飞机的隐身特性，并有利于进气道——机身一体化设计。而在超音速性能方面，即使目前的 DSI 尚不尽如人意，但笔者以为并不足以严重影响 DSI 在战斗机设计中的应用。其理由是：在未来第四代战斗机服役期间，高超音速作战仍不是强调的重点；发动机推力的增大，可以在相当程度上弥补进气道的不足——这也是个发展的问题，如果给 40 年代的发动机配上今天的进气道，其推力损失的相对比例恐怕大得吓人；技术进步可以进一步改善 DSI，包括并未证实的超音速性能。

最近曝光的 J-10 最新改型也使用了 DSI 进气道


(本文来源：新华网 )