主题：【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（3） -- TopGun
TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（1）
TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2）
本文中的图基本都是大图，可以点击图片看清晰的大图。
三，新的地平线：J-20的DSI进气道
1，J-20的DSI进气道超越了F-22的CARET进气道
F-22的CARET进气道不但隐身，还适应超音速巡航和超音速机动，并适应F-22在亚音速的超机动能力。然而，J-20的DSI更加优秀。J-20的DSI进气道与F-22的CARET相比，有五个突出优点。我大致按照从易到难的顺序在本文解释这五个突出优点。先请大家看看使用CARET进气道的美国F-22：
J-20DSI的第一突出优点是取消了F-22的CARET的附面层隔离装置。下图的F-22照片中，介于机身和进气道之间的缝，就是F-22CARET的附面层隔离装置：
这个附面层隔离装置不但增加阻力，还增加重量。J-20的DSI则根本不需要这个装置。
J-20DSI的第二个突出优点不象CARET那样严重依赖进气道内部附面层吸除装置。
CARET进气道必须在机身一侧的斜板内壁使用附面层吸除装置，甚至上侧斜板内壁也要用。下图中钻进F-22进气道的地勤身后和他头上方的侧壁上布满了密密麻麻的附面层吸除装置的吸气小孔：
从下图可以看到F-22CARET进气道在机身一侧的内壁上至少有两组附面层吸气孔阵：
这些吸气孔阵吸出来的附面层空气还要排放出去，所以必须设排气孔。排气孔会损害飞机的隐身性能，所以又必须额外增加重量给排气孔做隐身修形。下图中F-22座舱下方，介于机身和进气道交接处的菱形的、由具有隐身作用的网格覆盖的开口，就是F-22CARET进气道附面层吸除装置的排气口：
CARET进气道在机身一侧的进气道内壁产生附面层的弊端使得同样采用CARET的F/A-18E/F超级大黄蜂也必须使用附面侧吸气孔。下图中F/A-18E的进气道可以清晰地看到附面层吸气孔（大量的吸气孔布阵般形成菱形、三角形、梯形的颜色较深的“补丁”）：
F/A-18E/F同样需要给附面侧吸除装置设排气孔，下图中F/A-18E边条上的那个开缝，就是附面侧吸除装置排气孔之一：
J-20的DSI即使不是根本不需要这个沉重、复杂的装置，也是极大地减少了这个装置的使用，从而减少了重量和复杂性。J-20DSI的鼓包巧妙地把附面层从进气口上面和下面排出。下面的图是大图，可以清晰地看到J-20并无附面层吸除孔阵，图中鼓包上稀疏的白点大概是铆钉，但绝不是附面层吸除孔：
当然，全世界第一个服役的DSI—— 枭龙的DSI，使用了附面层吸除装置。但是随着中国DSI技术的进步，最起码这个装置在J-20上的类似部位没有再次出现，虽然我暂无法确定J-20的DSI是否在进气道的其他部位小规模地使用了附面层吸除装置。下图的枭龙照片，可以看到枭龙进气道鼓包上面有颜色略深的前后两排、每排四个“补丁”，每个“补丁”都是由大量的附面层吸气孔布阵而成。大家可以拿这个照片和上面J-20的DSI照片做一下对比（都是大图），可以清晰看到J-20鼓包上并无附面层吸气孔阵：
J-20DSI的第三个突出优点是不象CARET那样严重依赖放气门。
这个放气门不是前面说的附面侧吸除装置的排气口，而是调节进气道的放气门。北航和601的一篇论文是这么说的：
这篇论文的若干不同链接：如果一个不好使，可以试另一个：外链出处http://www.paper.edu.cn/index.php/default/scholar/downpaper/lichunxuan-10；外链出处
http://www.cqvip.com/Main/Detail.aspx?id=7712093&AspxAutoDetectCookieSupport=1
事实也是如此。F-22的CARET进气道使用了非常巨大的放气门。下图红圈所表示的，就是F-22CARET进气道巨大的放气门：
如此巨大的放气门本身就相当程度地增加了结构重量，而诸如锯齿之类的隐身修形更是给结构重量雪上加霜。下图是从另一个角度看这个巨大放气门：
再换一个角度：
令事情更加糟糕的是，F-22的CARET进气道很可能还有另外一组放气门。下图中最左面的菱形“补丁”是我在前面提到的附面层吸除装置排气口，最右边有锯齿状隐身修形的“补丁”是空调系统换气口，中间细长的、梯形的“补丁”，很可能是CARET进气道的另一个放气门。当然，这个细长的“补丁”也可能是附面层吸除装置的另外一个排气口，但无论如何，都表明F-22CARET进气道排气、放气系统之复杂、沉重：
枭龙的DSI没有放气门。从下面的四张J-10B照片看，无论是从上面看还是从下面看，采用DSI的J-10B也没有放气门，最起码没有F-22那样的巨型放气门：
从下面的照片看，无论是背部还是腹部，采用DSI的J-20也没有F-22那样的巨型放气门：
当然，J-20在背部有两组小的、有换气作用的开口，我觉得至少一组是空调系统的换气口。另外一组可能是放气门，也可仍然是空调系统换气口。但即使是放气门，也是非常小的，仅仅类似F-22在进气道前端的那一组小放气门——这与F-22在背部的巨大放气门有很大区别，其附带产生的增重非常小。下图可见J-20背部、处于前翼之间的两组很小的有换气作用的开口：
J-20DSI的第四个突出优点是在超音速总压恢复上比F-22的CARET至少不差，极可能更好。
J-20DSI的总压恢复系数即使和F-22的CARET相当，也是优点。这是因为J-20的DSI比F-22的CARET更简单、更轻( 具体请看前面的三点对比)。但根据北航/601的论文《一种CARET进气道超音速特性的研究》（链接1：外链出处http://www.paper.edu.cn/index.php/default/scholar/downpaper/lichunxuan-10；链接2外链出处：
http://www.cqvip.com/Main/Detail.aspx?id=7712093&AspxAutoDetectCookieSupport=1），即使J-10B的DSI进气道在没有完善前的超音速总压恢复，也略强于这个论文中的CARET进气道。
这篇论文的图2（a）表示，论文所研究的CARET进气道在1.8倍音速时的总压恢复系数在0.88到0.90之间；而J-10B早期未完善的DSI在1.8倍音速时的总压恢复系数至少是0.91。同一篇论文的图3表示，这个CARET进气道在2.0倍音速时总压恢复系数不超过0.83；而J-10B早期未完善的DSI在2.0倍音速时总压恢复系数接近0.87。J-10B的数据来自下图所表示的论文：
而根据我在TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2）中引用的消息，J-10B的DSI在经过完善后，超音速总压恢复系数很可能还有提高。
虽然北航/601的这篇论文研究的CARET并不是F-22的CARET，但其得出的数据对于F-22的CARET应该有参考价值，而且正如我在“J-20的第三个突出优点”中指出的 ，这篇论文对于CARET在2.0倍音速时必须使用放气门的结论被F-22巨大的放气门所证实。所以，通过上面的分析，J-10B在超音速时，其DSI进气道的总压恢复至少不比F-22的CARET差。而超音速巡航的J-20，其DSI进气道比J-10B的DSI更强调高速性能，又是在J-10B之后开发出来的更新的DSI，在超音速总压恢复上应该不比J-10B的DSI差。
所以，我认为J-20的DSI在超音速的总压恢复至少不比F-22的CARET差，极有可能比F-22的CARET更好。
J-20DSI的第五个突出优点是在亚/跨音速时比CARET更能提供使发动机平稳工作的气流。
611的论文《F/A-18E/F的CARET进气道》（链接外链出处：http://www.6lib.com/pdf/27F7B3634819343683.pdf）在第34页指出,F/A-18E/F的CARET在0.80倍音速到1.05倍音速并且襟翼偏转一定角度时，进气道的气流畸变大，必须用额外的办法解决。具体的解决方式是：使用抗畸变能力更强的F414发动机并改变边条形状从而改善进气条件。
F-22的CARET进气道是否有类似问题呢？我认为可能有，因为F-22的CARET比F/A-19E/F的CARET进气条件更差——F-22的CARET没有F/A-18E/F那样的可以改善进气条件的大边条。然而，F-22巨大的放气门外加抗畸变能力更强的F119发动机克服了这个问题。在上述611论文中提到，如果抗畸变能力相对较弱的F404发动机使用CARET，就需要使用放气门来克服CARET进气道的畸变。F-22的CARET正好有巨大的放气门，应该可以胜任类似的工作。
相比之下，枭龙的DSI并无此问题。因为南航论文《枭龙飞机Bump进气道设计》（链接外链出处：http://www.docin.com/p-119377183.html）说得非常清楚：
考虑到J-20的DSI是在积累了枭龙DSI的大量经验后发展出来的新一代DSI，我认为J-20DSI会继承枭龙DSI的这个优点。
发动机是中国航空最薄弱的部分。DSI比CARET优越的进气道/发动机匹配很适合以611代表的“发动机不足气动补”的飞机开发路子。
3，小结：
A，J-20的DSI在超音速的总压恢复系数至少不比F-22的CARET进气道差；
B，J-20的DSI比F-22的CARET更轻、更简单、阻力更小。
以下面的J-20三视图作为本文的结尾：
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第一次
这些不带调节的进气道超音速都得有放气口吧？
根据俺有限知识（对不对请指正），超音速时，
对发动机来说进气都嫌多吧，好象都要试图放掉
一些进气，或者调节进气道口减少进气。
j20如果进气道不带调节装置，也得给超音速放气
啊。
那些小孔对隐身没啥压力吧，对小于波长的这些
孔，雷达看起来跟平面也没多大区别了。F117这个
进气道都被孔栅栏挡着，反而是隐身措施。
而且用‘一种 Caret 进气道研究’作为对比两种
使用飞机上的caret进气道的依据似乎弱了点。
F18E/F, F18系列就不是追求速度的飞机，它们
的研制，恐怕就根本不会care 马赫2以上的东东。
根据俺有限知识（对不对请指正），超音速时，
对发动机来说进气都嫌多吧，好象都要试图放掉
一些进气，或者调节进气道口减少进气。
j20如果进气道不带调节装置，也得给超音速放气
啊。
一些超音速飞机即使用固定进气道，也不需要放气门。比如南航杨应凯在那篇枭龙进气道的论文中明确地说枭龙使用DSI的一个好处是取消了原来斜板进气道的放气门。
根据杨的论文，枭龙DSI在没有放气门的情况下直到1点6倍音速，总压恢复系数都很好。
至于J-20是否有放气门，我在文中指出：J-20肯定没有象F-22那样的巨大放气门，但是J-20背部那两组小开口中可能有一组是很小的放气门，也可能不是。
J-20如果有放气门（即使有也会很小），我觉得的确应该是为高速考虑；如果没有放气门，则说明J-20的固定进气道直到J-20任务需要的最高速度（我认为这个速度大于2倍音速）都足以维持适用的总压恢复。
孔，雷达看起来跟平面也没多大区别了。F117这个
进气道都被孔栅栏挡着，反而是隐身措施。
我在文中只提到包括大量小孔在内的附面层吸除装置增加了飞机重量和复杂性，没有提这些吸气小孔的隐身问题。
不过你在小孔的隐身问题上提醒了我应该再说一说J-20的DSI因为没有或者很少使用这些小孔的隐身收益：
这些吸气小孔虽然单个来说不影响隐身，但是成千上万个吸气小孔在一起布成的阵势，却会产生隐身问题。这就是为什么无论F-22还是F/A-18E/F的CARET进气道，其吸气小孔布成的阵势都必须做隐身修形，如下图所示（图来自飞扬）：
这些隐身修形即使有隐身效果，也不可能是百分之百的效果。相比之下，J-20的DSI不用，或者即使用也用的非常少，会有利于J-20的隐身。
使用飞机上的caret进气道的依据似乎弱了点。
请说明为什么有这个判断。
的研制，恐怕就根本不会care 马赫2以上的东东。
所以我在文中引用F/A-18E/F的CARET进气道在跨音速的0点80倍音速到1点05倍音速的某些状态下进气道有畸变问题，目的是说明即使是F/A-18E/F这种不追求高速的飞机，其CARET进气道在跨音速这个远远低于其1点8倍音速最高速度的情况下，都有畸变问题。
加工考虑，恐怕还是在独立的板材上打孔。这独立
板材总得修修。
j20的照片非常有限啊
而且也很难说巨大放气门是因为要更高超音速放气
还是进气道导致畸变吧，考虑到F22比F18E/F先进
不少，机动要求也大大超过，设计的也更晚，很难
想象效果会比F18E/F的更差啊。
根据杨的论文，枭龙DSI在没有放气门的情况下直到1点6倍音速，总压恢复系数都很好。
这例子似乎不合适啊，毕竟枭龙的超音速范围不大，
它没有，可不意味着超过2倍音速以后不需要。
我前面所说小孔的隐身是指附面层吸除孔组成的阵需要做锯齿形隐身修形，请看下图中成千上万的小孔组成的阵，其边缘是锯齿形的：
关于放气门，我在文中的确指出了F-22的放气门可以参与克服进气道畸变。
关于固定的DSI进气道是否需要在超音速使用放气门，第一代DSI的枭龙不用放气门，在1点6倍音速可以保持高的总压恢复。那么后续开发的J-10B和J-20的DSI是否使用了放气门？我认为可能用了，也可能没有用，但即使用了放气门，也肯定不会用象F-22那样巨大的放气门。
来源：一本叫 morden military aircraft Anatomy
的图书。
名称：‘Intake by-pass spill duct'(F14,F15)
'bleed air duct'(F4,Mig25)
这几个著名的可飞高速飞机都有放气门，大小跟F22的也相
当，不过不用隐形锯齿。难说就是都因为畸变吧？
至于枭龙，毕竟速度范围低，拿它说明歼20，似乎不合适。
我也在图册上没找到M2以下带放气门的。米格29和苏27进
气道在下面，对一个立体抛视图太难看到了。
我的意思是，小孔阵列多半要打在独立的蒙皮板上，这独立
的蒙皮板总得修成锯齿状，那连带小孔阵列不也得成锯齿状？
J-20即使有放气门，也是比F-22的巨大放气门小得多的放气门：
再有：
你不要把放气门和畸变放在一起。我文中第三个优势引用的论文说得很清楚，CARET进气道在2倍音速时非常需要放气门。这里指的是速度。
但你也不要认为放气门与畸变无关。我文中第五个优势引用的论文提到具体到CARET进气道，在低速度时，放气门可以减少畸变。
可是你又不能机械地认为所有放气门都与畸变有关。不同种类的进气道气流特性非常不同，虽同样使用放气门，却用途不尽相同。
我前面用枭龙的DSI没有放气门的例子回答你的问题是：
枭龙是超音速飞机，枭龙没有放气门。所以枭龙是回答你这个问题的一个例子。
关于小孔，我再解释一下：单个小孔没有隐身问题。所以每一个小孔是圆孔没有隐身问题。但是成千上万个小孔在一起，这个小孔组成的整体就有隐身问题，就必须隐身修形。例如F-22和F/A-18E/F的CARET上，大量小孔组成的表面都作了锯齿状隐身修形：
[IMGA][/IMGA]
首先拿一个对F18E/F这样更本不会飞M2以上的飞机
的进气道研究（注，这里的研究真实度恐怕也要打个
折扣了，是个96年投稿，对高仿真度，缩小模型的研
究）来推断能飞M2 以上的飞机进气道如何如何。
我举了几个高速飞机的例子，都有类似大小的放气门，
可见高速下，需要放气门绝非Caret 进气道独有，而
更像普遍要求。（用调节椎在进气口一开始就调整面积的
似乎例外。）
这个是我说的太绝对了。
确切说一点，似乎是M2以下的飞机没有。例如F102没有，
F106就有，F4的前辈F101就没有，F4有。
第二，用枭龙没放气门来推导J20没有，似乎也是用低速
飞机情况去导高速飞机，恐怕一样的不妥。
J20如果M2以上高速，恐怕也得要放气门。考虑到腹部是
弹仓的位置，放气门多半和F22一样需要放北部，在涂成
深色的机体上有限的照片上没看到，未必说明没有。
几张照片上的小孔恐怕是在独立的蒙皮板上，因此阵列的
修形难说是因为小孔阵列的要求还是这块对立蒙皮板的要
求。
至于J10B,J20 要不要小孔，从枭龙的照片看，如要小孔
也是在鼓包的中后部，对J10B,J20来说，鼓包中后部都深
入进气道内部，一个在下部，一个是深色机体，都很难从
有限的照片上看出。
DSI作为同样无需调节装置的进气道，比Caret较轻是显
然的（毕竟直接少掉一大块附层面分离板），但要直接说
性能如何如何高，似乎还为时尚早。
的进气道研究（注，这里的研究真实度恐怕也要打个
折扣了，是个96年投稿，对高仿真度，缩小模型的研
究）来推断能飞M2 以上的飞机进气道如何如何。
我用F/A-18E/F这个强调低速性能的飞机说明即使是这个强调低速的飞机在低速下，其CARET尚有畸变问题。请你看原文，我说F/A-18E/F进气道的文字在J-20的第五个突出优点。我这里根本没说高速，我说的是低速。
既然CARET进气道在强调低速的F/A-18E/F尚有低速畸变问题，就有理由怀疑CARET在强调高速而有可能舍弃部分低速性能的F-22上有低速畸变的问题。
你说我不应该以此推断最高速度M2以上的飞机进气道，这根本是无理取闹。我不断在说这是亚/跨音速的低速性能，不但原文说，上面给你的回答也说，可你一遍一遍地选择性视而不见，所以我说你无理取闹。
至于拿此论文时间早、模型小之类的非直接原因否定此611论文，实际是找不到任何理由，只好用这些不是理由的理由否定此论文。这是很可笑的行为。
可见高速下，需要放气门绝非Caret 进气道独有，而
更像普遍要求。（用调节椎在进气口一开始就调整面积的
似乎例外。）
谁说高速下放气门是CARET独有了？至于你断言所谓几种高速飞机放气门的大小和F-22相当，我尚没有看到你的图，本发言暂不评论。
这个是我说的太绝对了。
不予评论。
F106就有，F4的前辈F101就没有，F4有。
你说的都是老飞机。现在，枭龙在1点6倍音速不用放气门效率也非常高、进气道/发动机匹配也非常好。随着技术的进步，这个不用放气门的速度肯定会进一步提高。
所以我一直在说，J-20的DSI可能有放气门，也可能没有放气门。
飞机情况去导高速飞机，恐怕一样的不妥。
J20如果M2以上高速，恐怕也得要放气门。考虑到腹部是
弹仓的位置，放气门多半和F22一样需要放北部，在涂成
深色的机体上有限的照片上没看到，未必说明没有。
我一遍一遍地说J-20的进气道可能有放气门也可能没有放气门，你一遍一遍地选择性失明，然后一遍一遍地说：
你这是无理取闹。在我再一次重申之前，我先质问你：谁从枭龙没有放气门推出J-20没有放气门了？你为什么诬蔑我？现在，我再一次重申：J-20的进气道可能有放气门也可能没有放气门。
修形难说是因为小孔阵列的要求还是这块对立蒙皮板的要
求。
我认为小孔不是在独立的蒙皮板上。阵列的修形就是满足小孔阵列的隐身要求。原因是单个小孔因为非常小，对于通常对空雷达的波长是隐身的。但是大量小孔集成的表面，其雷达反射特性与没有小孔的表面不同。
也是在鼓包的中后部，对J10B,J20来说，鼓包中后部都深
入进气道内部，一个在下部，一个是深色机体，都很难从
有限的照片上看出。
你说的与我在原文说的不矛盾。我原文中说J-20DSI可能用也可能不用，但即使采用，也是用得很少。
然的（毕竟直接少掉一大块附层面分离板），但要直接说
性能如何如何高，似乎还为时尚早。
你没有任何站得住脚的理由支持你所谓“为时尚早”的观点。
如我所说，因为飞机形状和现有有限照片，
根本无法判断是否有对残余附面层的吸收装置．
你根本不确定是否有放气门，怎么得出有这个＇突出优点＇的？
Ｆ１０１极速Ｍ１．７，不慢，倒是有发动机压气机的放气门。
老飞机都没有，４０年后的飞机类似速度没有不稀奇吧。
我可没有否定这个论文啊，我只说要打打折扣，谁都知道模型
到事物可能有很大不同了，否则还要原型机试飞干吗？
推理来源是：
这个有点让人无语吧？
这总是你写的吧．几种高速飞机可都有放气门，大小相当不确切，
跟发动机大小成比例更确实些。
米格２５进气道上方两边各一个
Ｆ１４，变翼转轴前面一点
Ｆ１５，跟米格２５位置类似，稍后一点
小孔阵列吗，背面那几块很明显是独立蒙皮块上打的啊
总该等等飞机数据指标吧
正如我在上一发言中所说，你根本就是无理取闹。我在回复这一贴后会屏蔽你。
也正如我前面发言所说，你的发言一遍一遍地选择性无视我的部分内容，然后一遍一遍地纠缠，这种纠缠甚至还有诸如下面引入的对我的诬蔑：
有鉴于此，我在这里仅仅就你给出图片的米格25、F-14、F-15的进气道放气门做回复，因为这方面我在前面的发言中没有回复过：
1，我原文说F-22的DSI为了达到高速而使用了巨大的放气门。我从来没说过其他飞机不需要放气门。你拿米格25、F-14、F-15有放气门来反驳我F-22巨大放气门的说法无法说明任何问题；
2，至于米格25、F-14、F-15的放气门大，还是F-22的放气门大，实际与我原文的说法无关。我原文是F-22的DSI为达到高速使用的巨大的放气门；
3，F-22的巨大放气门在结构重量上对飞机非常不利。一个关键原因是这一对巨大的结构开口正好位于两个机翼之间的机身上部，是飞机最关键承力结构的一部分。这里一方面要承受来自机翼的巨大升力载荷（F-22的过载大概是9G），另一方面要承受前机身传来的巨大应力（前机身的重量要通过这里的结构被机翼的升力所克服）。正是在这个非常关键的承力部位，要为进气道做巨大的结构开口，会导致比较明显的结构增重。请看下图中F-22背部锯齿状放气门：
4,米格25、F-14、F-15的放气门均在进气道前部并且都相对独立于机身结构。这些放气门开口所在位置不象F-22的放气门大开口那样处于关键的飞机承力部位，其开口对结构重量的增加也就不象F-22放气门那样严重。下图F-15进气道上方，处于前后两个栅状开口之间的方形口，就是其放气门：
5，上述3和4，也通过米格25、F-14、F-15放气门位置导致开口增重较F-22放气门开口少的对比，再次说明了我原文中F-22CARET放气门对结构重量很不利的观点；
这就是我回答你的最后一贴。请你以后不要再看我的帖子。