主题：【原创】棍子、黑寡妇、超蜂给筷子的一个启示 -- TopGun

光

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：

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：

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：

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：

DSI鼓包的曲率与激波椎相差不大

然后请看激波椎的激波：

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？

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？

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。

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。

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。

你第一段中说F-35的DSI，有这么一句话：

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：

下面是F-35的照片：

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。

请你不要转进。

我在《你的概念太乱，越说越离谱》中对你下述说法批驳得很清楚：