浴火猛龙——DSI进气道介绍与使用机型分析

航空档 案 A v ia tIo n A r c hiv e s 进气道 是 指飞机 发动机 所需 空气 的进 口 和通道 。 进气道 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 是 战斗机设计 的关 键之 一 ， 在整个飞 行包 线 内 ， 由于 战斗机 需要在很宽 的速 度和高度 范 围内以及 高机 动条件下 飞行 ， 进入 发动机 的空气流量 变 化很大 ， 因此进气道设 计需要在所有情 况 下为发动机提供 足够 的和高质量 的空气 以 保证压 气机和燃烧室正 常工 作 。 进 气道 的 设计对飞机性能也有 一 定的影响 ， 进 气道 总压恢复系数如果提高 1％ ， 可使发动机推 力提高 1 ． 3％ ～ 1 ． 5％ {进 气道和发动机 的匹 配优劣直接 关系到飞行 的安全 ， 进气道 的 设计还 关系到进 气道 的流 场是否 会 紊乱 ； 进 气道还 是飞机 前 向三 大雷 达 强 散射源之 一 ， 占飞机整机 前 向 R C S 的 30％ ～ 50％ 。 总 之 ， 进气道设计是飞机总体布局 的重要部 分 ， 因此各国飞机设计师们都非常重视 。 D S I 进气道简介 从能否调整 的角度来说 ， 进 气道可 分 为可调式进气道和不可调式进 气道 。 可调 式进气道指进气道 内部安装有 一 套可调式 斜板系统 ， 以保证 发动机在不 同速度下都 可 以得到合适的气流 。 这种进气道 缺点是 匝 结构复杂 、 重量 较重 ， 优点是可 以适应飞 机不 同速度下 的不 同状态 ， 多用于 需要保 证 高速性 能 的重型 战斗机 ； 不可调 式进 气 道指进 气道 内部没有安装可调式斜板系统 ， 这种进 气道 的缺点是 只 能设计成在某种速 度和状态 下效率最 高 ， 一 般在综合性能上 难 以兼顾 高速性能 ； 优点是结构简单 、 重 量轻 ， 多用 于在高亚 音速 下 作战的轻型 战 斗机 。 新型 凸包进气道 (B um pInlet， 又 称 无 附面层 隔道 超音速进 气道 ， D iv erter lessS upersonicInlet， 缩写为 D S I 进 气道 ) 就是 近年 来兴起 的 一 种不 可 调 式进 气道 ， 它 是进气道 工 程设计领域 一 项跨世 纪创新 成果 ， 完全超越 了传统二 元进 气道设计理 念 ， 能满足新 一 代 战斗机在性 能 、 隐身 、 重 量 、 维护性 和 购 买 成 本 等方 面 的苛 刻要 求 。 自上 世纪 90 年代初开始 ， 本着成果共 享原则 ， 美国空军开展 了以莱特实验室牵 头 ， 兰 利中心 、 洛克希德 ? 马丁 、 波音 、 麦 道及洛斯诺普 - 格鲁 门等公司参加 的 A C IS (A dvancedC om pactlnletS ystem ， 高级紧 凑进 气道 系统 ) 研 究项 目， 目的是研 发重 量轻 、 成本低和生 存力高 (如隐身 肚能好 ) 的面 向 2l世纪 的进气道 系统 。 在综合 比较 研 究包括皮托管式进气道 、 D S I 进气道和 C aret进气道各项指标后 ， 肯定 了 D S I进气 道 的综合优 势 ： 其总压 恢复系数 略低于 带 抽 吸缝 的 C aret进气道 ， 但是在结构 、 重量 和成本方面其具有 明显 优势 ， 与皮托管式 进气道相 当 。 洛克希德 ? 马丁 公 司的研 究 表 明 ， 通过 D S I 进气道所采用 的取消与附 面层 相 关的复杂机 构的措施 ， 飞 机大概 可 以减重 136 千克 ， 节省约 50 万 美元 的生产 费用 ， 每飞 行小时维修时间减少 0 ． 03 人时 。 由此可见 ， D S I 进气道 可 以使得飞机在性 能 、 机动性 、 隐身 、 结构 、 费用 和质量 等方 面获得极大 的收益 。 与 60 年代的有 隔道 凸包进气道不 同 ， D S I 进气道是 一 种真正 实现全三 维设计的 无 附面层 隔道 (N odiverter)、 无 附面层抽 吸 (N obleed)系统或旁路 (N obypass)系 统 、 无可动部件 (简称 “ 三 无 ” 或 “ 3N ” ) 的固定不可调两 波系超声速进 气道 。 其外 形最显 著特点是取 消了现在大多数超音速 战斗机进 气道设 计所必 不可少 的附面层 隔 道 、 泄放系统和旁路系统 ， 且 其压 缩面与 前机 身融为 一 体 ， 故洛克希德 ? 马丁 公司 由国空军 将 其 命 名 为 无 隔 道 超 声 速 进 气 道 (Diverter—lessSupers0nicInlet，缩写为 DSI)。此外在结构上，该进气道的压缩面 不是平面，而是由锥型流压缩流线构成的 舌状弧形凸出的三维鼓包曲面，简称凸包 (Bump)，凸包 (Bump)进气道之名即源 于此。整个进气道由凸包和前掠式进气口 组成，前掠式进气口主要负责隔离附面层， 而凸包则主要完成对空气的预压缩。 基于乘波理论的DSI进气道凸包设计 原理可简述为：将一虚拟锥体转化为一个 等效的压缩曲面置于机身附近并使之与机 身相交。假设在没有机身情况下，超声速 来流经过虚拟锥体将产生一道锥面波并在 波后形成锥形场，锥形激波附着在压缩曲 面的边缘，由于锥形场本身的特点，DSI进 气道的压缩曲面上存在法向和横向压强梯 度，二者的联合作用相当于存在无源附面 层吹出装置，可将大部分机身附面层吹出 进气道 口外。在该锥形流场中，过锥面波 与机身交线将得到一流面 (称为压缩流 面)，如果取消虚拟锥体且将该压缩流面转 化为物面并令其在相同来流下产生激波， 则该部分激波及其波后流场与虚拟锥体产 生的相应部分流场是等价的，该物面化的 D SI进气道 “来波”原理构形。DS1进 气道能够提 高进气效率 、减小总压损失、简 化进气道结构、降低进 气道重量，并提 高了 飞机 的 隐 身 性 能 。 压缩流面即为DSI进气道凸包，实际的DSI 进气道还包括凸包剪切修整、唇罩设计、机 身融合及扩压段设计等工作。凸包设计中 对进气道性能有重要影响的参数包括虚拟 锥体半顶角 (或锥面激波波角)和锥顶点 与机身表面距离 (△z)，前者影响激波强 度，后者影响凸包形状。在 DSI进气道上 不采取附面层隔道 、吹除 ／抽吸措施也能 获得较好的性能。 采用 DSI进气道的飞机实例 目前世界上采用 DSI进气道的飞机仅 有寥寥数种，包括F一16DSI验证机、F-35 和 FC-l枭龙等。 F-16DSI验证机是洛克希德 ·马丁公 司为了研究 DSI进气道而在 F-16Block30 基础上改装的一架验证机。F～16DSI验证 机在 1996年 12月 11日首飞，9天内共进行 了l2个架次的飞行，试飞覆盖了整个F一16 的飞行包线，最大达到了马赫2．0的速度， 在所有迎角和侧滑角条件下的飞行品质都 非常接近正常生产的F一16。洛克希德 ·马 丁公司的试飞员实现了两次飞行中发动机 重新启动以及 164次加力点火 ，其中52次 加力点火是在高难度动作下进行的，过程 中没有出现故障，整个试飞中没有出现发 动机失速和异常的现象。新的DSI进气道 的亚音速性能特别是剩余功率方面略优于 生产型F—l6的皮托管式固定进气道，试飞 员认为军用推力特性和安装 G E 公司 Fl 10一GE一129发动机的生产型F-16类似。 这个结果可以说是令人满意的。 洛克希德 ·马丁公司从F一35的前身 X一35验证机上就开始使用了DSI进气道。 X 35／F 35上采用的是两侧进气的DSI进 气道。并且由于采用的是固定式进气道，因 此洛马公司在设计上使用了进气道 ／机身 一 体化结构，用一个复合材料整体结构代 替了以往设计所需要的上百个零件和上千 个紧固件，利用胶结技术使进气道与机身 内部安装边连接成为一个固定的整体结构， 这大幅度减少了潜在的雷达波反射体。进 气道 ／机身一体化结构再加上 DSI进气道 的鼓包对进气道入口的遮挡作用，以及采 用 DSI进气道本身带来的取消可调式部件 的特点，不仅降低了雷达的可探测性，而 且降低了制造成本和重量。值得一提的是， 在 X一35验证机上，DSI进气道进气唇口采 用的是外侧唇缘前突的三角形，整个唇口 为四边形。而在 F一35A上，则将DSI进气 7 航空档案Avlat-on Archlves 道进气唇 口优化为三边形，这缩短了外缘 唇口长度，减轻了68公斤重量，同时增大 了进气流量，有效改善了大迎角时的进气 效率。 FC一1枭龙是中国航空工业根据国际 市场需求，按照市场规律运作，由中巴共 同投资研制的先进多用途轻型战斗机。枭 龙01架于2003年8月25日首飞成功，采用 的是传统的两侧肋下一级斜板进气道，两 侧管道在机身汇合并经一等直段与发动机 相连。 到了2006年4月28日，枭龙O4架再次 进行了首飞。首飞成功的枭龙04架与Ol架 有诸多不同，最明显的便是换了DSI进气 道。此前美国为了打击枭龙的出口而同意 向巴基斯坦出售 F一16战斗机，在 F一16的 直接竞争压力下，成都飞机设计所必须为 枭龙增强竞争力。如果对枭龙进行大量改 进，以成都飞机设计所在研制歼 一10战斗 机及后续机型预研中所积累的经验技术， 肯定可以让枭龙的性能获得极大的提升。 但是作为一款轻型战斗机，枭龙机身所预 留的改动余量并不大，要对机身做大改动 则飞机改动的工作量相当大，时间也会相 应延长。再者，枭龙本身是作为和F—l6“高 低搭配”的低档机来定位的，所依靠的竞 争优势是适当的低廉价格和具备一定综合 性能所带来的较高的性价比；如果对机身 做较大地改进，那虽然大幅提高了性能，却 会使枭龙的低档机产生定位错位，而且对 飞机做大的改进所带来的价格攀升、时间 延误反而使枭龙在市场上处于非常尴尬的 地位。因此，成都飞机设计所非常明智的 8 枭龙 0 4架的进气道设计。 枭龙 o 4架 DSI进 气道 的唇 口设计 。 从04架开始采用了DSI进气道为主的这种 只需要对飞机做少量修改即可提高综合性 能的方式，以便增强飞机的竞争力。 袅龙O4架在采用DSI进气道后获得了 很大的收益，仅仅是取消放气门，就使枭 龙减重38公斤；此外DSI进气道的采用还 减小了飞机迎风面积，降低了阻力；减小 了飞机的RCS，提高了隐身性能；提升了 发动机进气量 ，放宽了发动机喘振余度；有 效增大了发动机推力，使发动机推力增加 了3％，相当于 100多千克推力。枭龙04架 在整体技术性能上和01／03架有了较大幅 度的提高，飞机最大速度从1．6--B赫提高到 1．8马赫，最大载荷从 3600kg提高到 3900kg，最大航程从 l 800公里提升到了 2000公里以上。 枭龙飞机DSI进气道 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 设计工作进 行了近两年，经过4轮进气道模型高速风洞 试验及1轮低速风洞试验研究 ，不断改进和 完善，最终达到了预期目的。与01／03架 常规进气道方案相比，DSI进气道具有更 高的总压恢复性能，进气道 ／发动机匹配 性能 良好，工作稳定。 枭龙04架飞机的DSI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。；在Ma=0．8～1．2的范围 内，按发动机最大状态时的流量确定喉道 面积，喉道马赫数控制在0．6～0．7；04架 飞机内管道与叭／03架也有不同之处，对 站位6146毫米之前的压缩体、唇罩及内管 道型面进行了重新设计；站位6146毫米之 后与原有的保持一致，以便结构改动较小。 为了减小前机身的阻力和附面层厚度，枭 龙04架对前机身进行了修形设计并取消了 机身附面层隔道，将肋下斜平面改为曲面， 鼓包型面与机身型面融合，使前机身外形 更加流畅。 与常规进气道的直唇口设计不一样， 枭龙04架的DSI进气道的唇口设计采用前 掠形式，唇缘与机身相邻部分成峰谷外形， 能让大部分附面层从谷后排除。为了更好 地排除压缩鼓包上的附面层，减少超声速 情况下的激波／附面层干扰，枭龙04架压 缩鼓包型面采用了横向压力梯度设计与吸 除孔方式相结合的 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 ，吸除孔均匀地分 布在唇口前掠范围内，交错排列。由于枭 龙 04架 DSI进气道采用了锥型流乘波设 计、唇口前掠及鼓包打孑L吸除三项措施，进 气道的喘振裕度大大增加，因此取消了放 气门系统。 枭龙04架DSI进气道的第一道激波压 ￡l】国空军 缩形式为渐进式压缩，激波损失小，总压 恢复高，具有明显的锥型流特征；末激波 倾斜角与唇口后掠角一致 ，且紧贴唇 口，波 后为亚声速 ，为强解斜激波。 在对枭龙飞机DSI进气道进行的高、低 速 风洞 试 验 中 ，试 验 马 赫 数 范 围 为 Ma=0～1．8马赫。DSI进气道总压恢复系 数和综合畸变指数与01／03架斜板进气道 相比，DSI进气道总压恢复系数在超声速 段优于斜板进气道，其综合畸变指数与斜 板进气道处在同一水平，远低于发动机对 畸变的限制要求。 歼 -10战斗机的 DSI猜想 歼一l0战斗机 自2006年底正式公布以 来，就一直牢牢的吸引着军迷的眼球，经 常成为论坛上讨论的焦点，赞扬者有之 ， 贬斥者有之。同时针对歼 -10的未来，人 们想 出了种种改进思路 ，其 中就包括为 歼一l0换用 DSI进气道。思考歼 一10换用 DSI进气道的问题，我们需要将歼 l0放 到整个中国空军的作战体系中来考虑，首 先我们来参考下三个典型国家的三代机配 置思路。 美国三代机配置采用了高低搭配的思 路，使用F一15重型空优战斗机和F l6轻 型多用途战斗机搭配，作战时使用高性能 的F一15夺取制空权，在这个前提条件下， 采用降低性能要求以减少造价的廉价轻型 战斗机 F—l6扫荡对方的剩余空中力量并 进行对地攻击。因此F-15采用了可调外压 式四波系超音速进气道，以保障重型空优 战斗机所需要的大范围内速度性能；而F— l6作为廉价的轻型战斗机，不要求对抗敌 方重型战斗机，也不要求高速性。F一16原 型注重的是高亚音速下的近距格斗性能， 尽量减轻重量以便提高飞机的灵活性并降 低成本，为此F 16早期型号甚至不具备使 用中距空空导弹能力。这一设计思想体现 在进气道上，就是采用皮托管式固定进气 道以减轻重量。 苏联三代机配置同样采用了苏 -27重 型战斗机和米格 一29轻型战斗机搭配，但 是战斗机搭配思路和美国有着本质的不同。 苏 一27重型战斗机主要装备防空军，完成 国土防空、拦截敌方入侵飞机任务。米格 一 29轻型战斗机则是前线战斗机，装备空军， 需要独立完成在前线对抗敌方空军战斗机 的任务，因此米格 一29需要具备对抗出现 在前线的敌方重型战斗机能力，一开始就 能使用中距空空导弹。作战思想体现在进 气道上，就是采用了可调式进气道。 法国三代机的配置思路则与美苏不同。 法国作为一个独立于北约之外的中等发达 国家，需要独立建设 自己的武装力量 ，国 力的限制让法国无法承担同时装备重型战 斗机和轻型战斗机的负担，因此其三代机 采用了幻影2000这种多功能轻型战斗机的 单一配置。虽然同为轻型战斗机，但法国 幻影2000的要求与美苏截然不同。由于美 苏均装备了重型战斗机，所以轻型战斗机 所担负的任务有所减轻，而法国则需要幻 影2000作为多面手完成重型战斗机的各种 作战任务，因此幻影2000除了近距格斗外 还必须兼顾空中截击、对地攻击等多种任 务，体现在进气道上，幻影2000采用的是 可调式进气道。 参考了三个国家的三代机配置思路， 再来回顾中国。中国在80年代启动8810工 程，研制一款三代机作为未来中国装备的 唯一一种第三代战斗机，这就是歼 一10的 由来。和法国类似的研制背景，注定了歼一 l0的设计出发点仍然是一种能够完成国土 防空和争夺制空权任务的类似幻影2000设 计思路的战斗机。由于国力的限制，首先 决定了歼-10会是一架轻型战斗机。其次， 由于 计划 项目进度计划表范例计划下载计划下载计划下载课程教学计划下载 中三代机只装备这一种 ，因此 歼 10必须能够完成重型战斗机的战术性 能要求，即需要兼顾重型战斗机大速度范 围的飞行能力。第三，由于面临苏联沉重 的压力，所以作战性能以空优为主，对地 性能则比较次要。作为一款轻型战斗机 ， 歼一l0采用了带调节斜板的可调式进气道， 保证了高空高速飞行能力。 歼 10战斗机采用了与台风战斗机类 似的带中心激波锥的二维可调式进气道 ， 进气口与机身下侧之间有一块突前的边界 层分类分离板，前缘正好和前进方向垂直， 这种进气道可为发动机提供不同飞行状态 所需的气流，更适合空战的需要；此外，可 调式进气道所增加的高效整流压缩能力还 极大地提高了飞机超音速飞行时发动机的 推力，从而获得更好的爬升和高速性能。为 了满足空中优势和防空作战的要求，歼 一 l 0战斗机在结构重量、系统复杂度和生产 成本上付出了一定的代价，但是作为能够 满足更大飞行高度和速度要求的战斗机 ， 在整体对空作战能力上比鹰狮和 F—l 6战 斗机都更为全面和完善。但是这种进气道 设计使得歼 一l0在机体和进气道之间形成 了一个空隙，这个空隙影响了进气道结构 强度，并形成了一个振动源I为此歼 一lO在 进气道上方设置了6根连接杆连接进气道 和机身，但是进气道强度问题始终存在，加 强进气道结构强度也成为了歼 一lO服役之 后的改装内容之一。 时光荏苒 ，进入 21世纪之后，中国空 军面临的作战环境又有所不同。苏 一27系 9 葡空鹳案Aviatlon Archive5 列重型战斗机的大量引进及某重型战斗机 的生产，使得歼 一10战斗机所需担负的空 优任务有所减轻，同时中国空军提出了“攻 守兼备”的战略原则。在这种情况下，歼一 10对高速性能要求降低，对地攻击的需求 增加，沉重的可调式进气道反而成为了鸡 肋。此时，中国空军主力战斗机采用了苏一 27和歼 一l0搭配的方式，类似于苏联空军 的苏 27和米格 一29搭配的方式，但是苏 联最开始选择这一搭配并制定相应的技战 术需求，是基于苏联空军和防空军相互独 立并执行不同任务的作 战体系 ，所 以米 格--29需要兼顾重型战斗机的性能。但是 中国空军是 由空军和防空军合并而来的， 歼一l0并不会在前线独立对抗敌方的重型 战斗机，这种情况下，如果歼 一10不是作 为重型战斗机的一种相对廉价的替代物一 同执行空优任务，而是类似F-16~JB种低端 飞机的话，兼顾高速性能又有些浪费。 同时，随着美军F-22战斗机的成军和 F-35的试飞，第四代战斗机的阴影开始压 过中国空军的心；在中国目前二代机还在 服役，三代机正陆续入役 ，四代机尚且无 踪影的情况下，对抗F一22只能依靠三代战 斗机。如果说面对四代机超机动性、超音 速巡航的特征依靠三代机还勉强可以对抗 的话，面对四代机的隐形性能，三代机和 四代机的对抗犹如瞎子和正常视力的人对 抗，后果不堪设想。在目前状况下，要想 在空战中对抗四代机，只有尽量减少三代 机的 R CS，减小被四代机雷达发现的距 离，尽量造成类似瞎子和近视眼对抗的局 面才能增加胜算。 10 从中国空军面临的作战环境角度来说， 歼 l0的发展趋势应该是降低对高j蛊．性能 的要求，增强综合性能，以便适应新时代 战场变化；而采用 DSI进气道则是一种顺 应歼 ～10发展趋势的性价比很高的技术手 段。假设歼 一10换用了 DSI进气道，根据 成都飞机设计所设计枭龙战斗机的情况， 我们可以这样猜想歼 l0的 DSI进气道： DSI进气道设计为腹部进气，机身与进气 道采用一体化设计，无附面层隔道 ，无附 面层泄放系统，无调节机构，使飞机阻力 小、重量轻、可靠性高。 根据未来中国空军对歼一10的定位，我 们设想歼～10的DSI进气道设计最大马赫 数为2．0，其中第一道锥面波波角应该小于 50。，捕获面积与喉道面积比应该小于1．5。 除下唇口外，进气道侧唇口由主侧唇口和 次侧唇口经圆弧光顺连接而成，应该类似 于洛克希德 -马丁公司所称的四唇缘DSI 进气道设计思想，这种设计为 DSI进气道 气动性能与飞机总体布局之间的矛盾提供 了一种协调机制。次侧唇口越接近水平方 向，对进气道气动性能越有利 ，一方面可 保证进气道有较大的直径，减小局部损失， 另一方面这种设计也有利于凸包上的低能 附面层从次侧唇 口扫掠出去。但是，若其 与水平线夹角太小，则会使机身与外唇罩 的夹角减小，于机身进气道～体化设计(特 别是隐身性能)不利。 进气道正视 图上次侧唇缘与水平方向 夹角应该会小于 50。，主、次侧唇缘相对机 身均前掠，这样可以保证附面层有效扫掠 ， 两侧唇缘设计可以借鉴F一1 6DSI验证机的 设计思路。唇口采用变厚度设计，下唇口、 主侧唇口和次侧唇 口厚度各自不同。DSI 进气道喉道位置的截面应该会非常复杂， 在设计该截面至进气道出口之间的亚声速 扩压段时，需要综合考虑截面形状过渡 (从 不规则到规则形状 )、截面面积渐变、纵向 光顺过渡等 3个问题。 DSI进气道的攻角性能和侧滑性能随 角度改变的变化不大 ，稳定性好 ，这主要 是锥 型流的特点 所致 ；当马赫数达 到 M=1．8时，进气道的总压恢复系数估计 应该可以高达 0．9左右；当马赫数达到 M-2．0时，进气道的总压恢复系数估计应 该可以超过0．85。这也是常规固定式进气 道很难实现的，体现出DSI进气道具有优 异的气动性能。 除采用DSI进气道之外，为了应对未 来的战场环境 ，还可以为未来的歼 10战 斗机加装相控阵雷达、光电探测设备，并 加大机体材料中复合材料的比例。这样在 高速性能有所下降的同时可以有效增加最 大载荷，再加上对飞机挂载方案的优化，新 歼 一1 0战斗机的对地攻击能力将得到极大 的加强。飞机隐身性能也得到了加强，对 抗隐形飞机的能力同样得到了加强，更能 够适应未来战场环境。 可以设想，如果采用 DSI进气道的新 歼一lO J／~役，未来中国空军将使用苏～27系 列战斗机 (可能还有采用可调式进气道的 老歼一l0)来完成空优任务，夺取战场制空 权；而使用DSI进气道的新歼 一10的定位 则类似美国空军的F—l6，成为攻守兼备的 中国空军手中又一款利剑。