主题：总觉得歼10的进气道不简单 -- 晨枫

从公开照片看，歼－10进气口压缩斜板上至少有一道铰链线，这意味着其进气道至少是三波系设计：铰链线前为一级固定斜板，之后为二级可调斜板，共产生两道斜激波，加上喉道处一道正激波，构成三波系压缩。当然，不排除压缩斜板上可能还有一道铰链线，即采用四波系设计的可能。不过以笔者的角度看，假如真要按四波系设计进气道，留给三级斜板的空间已经不多，可能性较小。

虽然前机身下表面的附面层已经通过附面层隔道排除于进气口之外，但压缩斜板上同样会形成附面层。这里正好是激波形成面，为避免发生激波－附面层干扰分离，必须在压缩斜板上采取某种附面层排除措施。从照片看，一级斜板上没有采取附面层排除措施，但铰链线处具有较大缝隙，不排除从此处抽吸一级斜板附面层的可能；二级斜板上则有明显的6列多行附面层抽吸缝（或抽吸孔阵列）。然后，来自压缩斜板的附面层经由进气口两侧的鳃状排放槽排出。为避免异物通过附面层排放槽进入进气道内，歼－10停机状态多会加盖盖板作为防护措施——这就是我们在多数公开照片上看到歼－10进气道两侧有三角形红色盖板的由来。航空报曾经有一幅照片，透露了歼－10进气口的细节。照片上，附面层排放槽并不是今天所见的鳃状，而更像是多孔式设计。从进气道上方加强支撑结构弦向仍平行飞机纵轴的特点来看，该机很可能就是歼－ 10第01架原型机。结合附面层排放槽的蒙皮呈扭曲状、后来的歼－10第01架原型机照片上附面层排放槽改为鳃状设计等信息推测，可能多孔式设计是最早的附面层排放槽设计，但试飞结果不尽人意，遂改为现在的鳃状设计。

在了解了以上信息后，我们可以知道：歼－10进气道前部上表面、两侧壁和压缩斜板共同组成一个扁平狭长的空心结构，并且为了排除附面层而导致前部无法与机身结构连接。这样一个结构不利于受力，但要采用水平压缩斜板，就必须解决其受力问题。为避免进气道前部形变超过限制甚至发生颤振，在进气道构形不变的前提下，途径有三：一，采用新型材料，以确保进气口受力部件的强度和刚度；二，采用现有材料，不惜增大重量来确保进气口受力部件的强度和刚度；三，改变受力设计，加上辅助结构，减小受力部件对强度和刚度的要求，以保证在现有条件下可以满足之。相比之下，途径一更适合于作为预研项目，有利于长远发展，但对于单个飞机型号而言效费比较低；途径二最直接，但重量代价最大；途径三对设计功底要求高，而且如果辅助结构外露会对飞机RCS带来不利影响。

从歼－10的设计来看，设计人员显然是采用了途径三来解决进气道前部受力问题。6个“工” 字型支撑结构将进气道上表面与前机身承力框连接在一起，进气道前部所承受的相当一部分作用力通过支撑结构直接传递给机身承力结构，受力环境大为改善。很多人将歼－10进气道与F-16、EF2000相比，认为同样是腹部进气道而只有歼－10有加强结构，显然水平不如后两者。这种说法完全忽略了后两者的进气道前部结构与歼－10的差异。F-16没有压缩斜板，进气道上唇口前伸少许作为附面层隔板，又是实心结构，受力、传力要求要简单得多。EF2000进气道前部结构和歼－10有些类似，但最大差别是其弧形结构的压缩斜板，这种结构在受力方面相对有利，可以说设计人员也是采用了前述第三种途径来解决受力问题。不过这种设计更像是渐变改进的结果——对比EF2000的验证机EAP，我们就会发现其进气道前部结构与歼－10极其相似：同样的水平斜板，同样的加强支撑结构。EF2000最终演变成现在的设计，固然省掉了支撑结构，不过后果就是无法采用活动水平斜板进行调节——这与其原始设计并不相悖，所以可行，但歼－10却无法采用同类设计。

也有看法认为，歼－10进气道上部那6个“工”字型结构其弦向并不平行于飞机纵轴，所以可能是某种用途的天线。其实只要看看歼－10第01架原型机的照片就可以知道，那6个“工”字型结构的弦向最初设计就是平行于飞机纵轴的。就直观来看，弦向平行于飞机纵轴应该具有最小阻力，但附面层隔道斜板的存在使得附面层流向并非平行于飞机纵轴——笔者推测，正是这个原因使得后两排4个“工”字型结构的弦向改为与飞机纵轴成不等夹角，以适应附面层的流向，不致在此处产生紊流。这种设计也非罕见，米格I.44的进气道上部也有类似的斜置支撑结构。

从正面照片可以看到，歼－10进气道从进气口开始就急剧向上弯曲。就可见部分而言，其弯曲幅度明显大于F-16、EF2000，这也是有些评论称歼－10在设计上强调隐身、采用S形进气道的缘由。我们知道EF2000是欧洲第一种对飞机前向RCS提出控制目标的歼击机，该机进气道尚且不需要这么大的弯曲度，歼－10采用这样的设计又为了什么呢？要么为了更好地衰减来自压气机的二次反射波，要么就是另有原因。对于第一种可能性的答案是否定的，因为隐身设计是对全机综合考虑的结构，在机身外部仍有多个进气管道和孔洞的情况下（空腔对RCS的贡献远比想象中大），却花大力气处理压气机的二次反射波，这样其实得不偿失。所以，歼－10的这种进气道设计在客观上有助于减少前向RCS，但其初衷却不是为了隐身。不过，不管目的如何，这样的设计带来的一个后果就是总压损失 ——而这直接影响到发动机的性能。我们知道苏－27的进气道并没有采用S形设计，并且采用了四波系可调进气道，那么在双方水平相当的情况下，即使歼－10 也采用了四波系进气道设计，AL-31F的装机推力也会比在苏－27上小。有公开报道提及歼－10试飞碰到一些问题，虽未明言，但从其改进措施来看都是减小飞机零升阻力的，针对的应该是大马赫数飞行——这些问题恐怕与进气道这种设计不无关系。

前文提及，歼－10的进气道从进气口开始急剧向上弯曲，其实主要就是为了给前起落架舱留出空间。对比类似的腹部进气歼击机，我们可以看到：F-16采用前轮旋转收藏方式，使得前起落架舱高度大大减小；EF2000虽不旋转前轮，但分隔左右发动机进气道的狭长空间可作收藏前起之用。而歼－10的双前轮结构，使得前轮旋转收藏变得没有意义（宽高比接近1）；而双前轮的宽度也使之无法象EF2000那样收藏在进气道中间夹层结构内 ——如果一定要这样设计，为了保证进气量，进气道的横截面积将急剧膨胀，带来更加恶劣的后果。但我们看看同期成飞产品FC-1就可以发现，成飞并非不能制造F-16那种支柱式半轮叉结构单轮前起落架，旋转前轮收藏技术更是在40年前的强－5上就已经采用。可能的原因是，我们还不能制造这样的高压轮胎——在给定的尺寸限制下以单轮满足歼－10前起承载的要求。若推测正确，那就意味着：我们在航空轮胎制造技术上的差距直接影响了歼－10的进气道设计，而当前进气道设计又对歼－10高速飞行性能产生了明显影响。