主题：【原创】棍子、黑寡妇、超蜂给筷子的一个启示 -- TopGun
家园 【原创】棍子、黑寡妇、超蜂给筷子的一个启示 棍子、黑寡妇、超蜂给筷子的一个启示
棍子是网民对歼10的爱称。更有爱之深者，称其为恶棍。
黑寡妇YF-23是竞争美国第五代战斗机的两个候选者之一，另一个是猛禽F-22。虽然猛禽被选中，黑寡妇却是在全方位隐身和超音速巡航两项上超出猛禽。
超蜂是对超级大黄蜂F/A-18E/F的缩写。这是美国海军现役的、具有一定隐身能力的主力战斗机。
筷子是网民对歼11的爱称。
棍子、黑寡妇和超蜂给筷子一个什么启示呢？这个启示就是歼11进气道的改进。
首先，请看棍子早期的进气道：
外链图片需谨慎，可能会被源头改
外链图片需谨慎，可能会被源头改这个进气道不但不隐身，而且有复杂、沉重的调节机构。所以，歼10的新改型使用了DSI进气道。这个DSI进气道不但有隐身的潜力，还非常简单、轻巧，另外还利用那个鼓包增加了机内空间。请看歼10的DSI进气道：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改计划中黑寡妇YF-23的生产型F-23也是用DSI进气道：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改歼10的DSI进气道，说明中国已经拥有DSI的研发技术。黑寡妇F-23的DSI进气道，其位置类似歼11，也是在机翼/边条下。这两个合在一起，不禁令我想到：这个隐身、简单、轻巧的进气道，因该是歼11目前那个既不隐身、又很复杂、还很沉重的锲形进气道的很好的替换。
下面的图是筷子歼11，请注意其进气口位置类似黑寡妇F-23，也是在机翼/边条下面：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改可是还有一个问题——歼11的进气道是直的，即使用DSI进气道，其发动机仍然不隐身。超级大黄蜂的发动机雷达屏蔽提供了答案：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改综上所述，歼11应该考虑利用在歼10上成熟的DSI技术，参考黑寡妇F-23和超级大黄蜂F/A-18E/F，对其进气道做改进。这个改进如果配合歼11换装太行发动机会更有意义，因为太行与原来歼11用的俄罗斯发动机的进气要求有所不同，本来就需要对进气道进行调整。
当然，上述启发实际涉及歼11很多方面的变化，属于大改。不过无论从歼10的成功改进，还是黑寡妇以及超级大黄蜂的设计看，这个想法也是基于国内的实际水平和国际的设计思路的。
本帖一共被 4 帖 引用 (帖内工具实现)家园 指出三爷ID关于DSI进气口效能的一个概念错误 三爷ID在本讨论中认为DSI进气口的效能在适应速度范围上非常小，其关键论据是：
由于在高速条件下DSI不能产生到下唇口斜激波这是根本错误的。
在超音速时，DSI的鼓包通过压缩来流空气使其减速增压，会因此产生斜激波。这个或这组斜激波在一定速度下会达到一个或一组倾斜角，使得这个激波或这组激波（最起码是这组激波中的一部分）与进气道唇口相交。
下面的图是DSI鼓包：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改三爷ID下面发言中，仍然地把鼓包产生的激波说成是接近正激波，是根本错误的：
在超音速条件下，鼓包作为进气道上唇口，产生的激波接近正激波我虽没有鼓包产生的激波的图，却有与鼓包曲率类似的激波椎的激波图。首先，请看幻影2000的激波椎并请比较其与DSI鼓包的曲率：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改DSI鼓包的曲率与激波椎相差不大
外链图片需谨慎，可能会被源头改然后请看激波椎的激波：
外链图片需谨慎，可能会被源头改所以，三爷ID对DSI的认识是基于一个根本错误的概念——DSI的鼓包无法产生斜激波、无法与唇口配合在超音速下有效减速增压。
话说的远一点，三爷ID多次提到的超音速性能良好的锲形进气道的斜板在超音速下的角度其实不小，不比鼓包的曲率小，难道这个进气道也无法产生斜激波吗？
外链图片需谨慎，可能会被源头改话说的更远一点，可以飞到二点九倍音速的XF-8U的鼓包难道不能产生斜激波吗？
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外链图片需谨慎，可能会被源头改家园 既然TOPGUN点名了，我也回几句 首先说明DSI鼓包不是一个单纯的球体，是多个连续变化曲面组成的。在F35上，其鼓包正前面有类似椎体的结构，这个椎体的轴心与进气中心偏离，并且该椎体很短，与后面的曲面变化连续，所以很不容易看出来。在亚音速情况下，鼓包的曲面对附面层产生挤压和推动，促使其向两边分离，这时的分离效果不如超音速时好。在超音速情况下，椎体产生了斜激波，但是由于后面曲面曲率较大，在不大的速度范围内，该斜激波就与鼓包曲面相交，这时产生了最佳的附面层横向压力梯度，这时附面层分离效果最好。由于椎体产生的激波作用在鼓包表面，因此鼓包表面产生了多个激波，我上次说的鼓包产生的近似正激波这种说法不准确，应该说从鼓包椎体到外侧产生了接近鼓包表面曲率变化的正激波，正如TOPGUN所说，速度越快，激波组就越倾斜。其中作为内侧唇口的鼓包最外表面也产生了斜激波。注意看，鼓包与进气道唇口距离很近，也是啊，如果不近，那么部分已经被分离的附面层空气又流进了进气道了。因为距离近，所以鼓包外侧的斜激波与外唇口相交的斜激波不能太倾斜，这就是它的最佳进气条件的速度。速度太快这个激波就进入了进气道内部了。
再说一下轴对称进气道的调节椎，首先要说的是轴对称进气道的调节椎是可调的，一般可调都是调节椎体的前后缩进，很少见调节椎体的椎角，这样减少结构复杂性。幻影的调节椎的结构大家都可以看到，是一个比较长而且尖锐的椎体，后面是曲率较大的曲面，再往后就是圆柱体了。在亚音速时，椎体一般缩进进气道内。在超音速时，椎体根据速度不同调节伸出长度，保证椎尖产生的激波与进气道外唇口相交。
现在回到最初的问题，任何进气道形制都只适应于一定的速度条件，因此速度范围大的飞机的进气道都是可调的，通过调节进气道唇口形制，来适应不同的速度范围，DSI进气道是不可调的，它适应的速度范围是亚音速和跨音速范围，如果说我之前强调DSI进气道超音速范围进气效率差，不如说任何不可调进气道都只适应一定的速度范围。
家园 你的概念太乱，越说越离谱 你第一段中说F-35的DSI，有这么一句话：
在超音速情况下，椎体产生了斜激波，但是由于后面曲面曲率较大，在不大的速度范围内，该斜激波就与鼓包曲面相交，这时产生了最佳的附面层横向压力梯度，这时附面层分离效果最好。请你看看F-35的照片。F-35鼓包前面锥体部分产生的斜激波与后面的鼓包曲面相交？？？这根本是胡说八道！为什么说这根本是胡说八道呢？因为如果鼓包前锥体产生的激波如果能与鼓包曲面相交，F-35的速度大概最起码要到五六倍音速。
首先请看能飞到二点九倍音速的XF-8U，我想告诉大家的是，在二点九倍音速下，XF-8U的前锥体产程的斜激波都不可能与鼓包曲面相交：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改下面是F-35的照片：
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外链图片需谨慎，可能会被源头改家园 别激动 我来不是跟你吵架的，只是提醒一下，我的原文说的是在鼓包的前面，也是就是鼓包上有一个椎体，这个椎体非常短，并且是偏离进气中心的，就是你的第二张F35图片中座舱后下部，白色箭头尾部的那个圆滑的突起。我不知道你说的椎体是哪个，如果你说的是机头的椎体，那你继续说好了。我们在这里讨论飞机的问题，是为了互通信息，互相促进，不是来赌气发泄的，所以，冷静，冷静。
家园 看来激波的激发点很重要。DSI是用进气道板前伸的锥体 来作为激波锥。这和M2000或棍子的传统中心激波锥不同，移向了另一侧。
家园 但都是曲率类似物体减速增压，当然是斜激波。更 但都是曲率类似物体减速增压，当然是斜激波。
更何况DSI还要比幻影更充分地利用前机身曲率减速增压，即更充分地利用前机身进行预压缩。这都是空气动力学的进一步发展。
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家园 改进不一定老在鼓包进气道唇口和屏蔽风扇叶片上做文章 自从枭龙的进气道唇口改为DSI，大家都想用DSI改进10、11号，为的是提高它们的隐形能力。其实大家只要去看一下F35的鼓包设计目的就知道了，F35的鼓包是希望用最简单的唇口设计，减轻结构重量，在适用的速度范围内，有效地进气，分离附面层，顺便配合机体和进气道设计提高隐形能力。不是说DSI就没有隐形作用，单这不是它的主要功能。而且就算用DSI唇口，也要和机身设计高度一体化。F35的机身和进气道是高度一体化设计的。那张图大家都看到过，我弄不上来，只好就这么说说。从那张图上，可以看到，通过鼓包分离的附面层，一部分在鼓包下沿被引导到机身下表面，顺着设计好的引流沟槽流走，一部分沿着鼓包上沿引导到机翼上表面，只有少数附面层空气进入进气道。因此要改进10、11号，这样对整个飞机的气动外形要做重大修改才行，借桃子的话：这样做究竟值得不值得？
还有S进气道，如果改进S进气道，就必须面对S进气道的问题。首先S进气道不能太短，太短做不成S型。但是拉长了进气道，就会影响进气道的总压恢复系数，进气道长度超过进气道口直径的3倍，总压恢复系数就开始明显下降，发动机进气就受到影响。拉长了进气道还造成进气道内附面层形成，会造成发动机喘振。总之在发动机和飞机总体设计部变的情况下，拉长进气道会造成一些列坏的影响，要减少这些影响，就必须全面重新设计飞机的气动外形，还是那句话：值得不值得？
老高说的对，成飞不懒惰、主动探索的精神很好。但是作为改进，就应该改进到有效使用的方向上去，比如，可以探索10号11号的超巡能力，网络战能力。而更新的技术，可以开发中国的验证机X系列来研究，不一定非要10、11具备隐形等能力。
