主题：【原创】纠正本论坛对飞机隐身问题的一个错误认识 -- TopGun

刚好周末休息上来看看，多谢夸奖！其实整篇讨论的都是基于X波段来的，在引用贴内容中有前提说明，估计他没仔细看过，无特别指出的话我想后面的讨论也缺省指这个波段。

这里不像超大，人身攻击和口水贴太多的话确实没精力去讨论回复，所以挺好。

S形进气道其实在今天业内已经代名词化了，缺省指的就是含双曲弯道能完全遮挡发动机进气面的通道，而不是轻微或小曲度弯曲不能有效遮蔽的通道。

进气道屏蔽装置是研究进气道隐身过程中开发出来的一种实用装置，其隐身原理估计讨论的几位都明白我就不多说，网上也很多，需要说明的是S形进气道设计并不排斥再加多一道进气道屏蔽装置为降低对总压恢复和出口流场的不利影响降低发动机推力，这种情况下一般用固定的吸波导流薄片结构就可以了，可以阻挡沿进气道波导进入的分米波，对经S形通道反射进入的厘米波也能起到折射吸收作用。实际验证这种装置对总压影响在1%一下，引起推力损失在1.5%以内。

而对不具备S形进气道的情况，比如F18E/F、X32、T50，进气道偏短直，这时候要达到一定的隐身效果就不是简单的固定吸波导流薄片结构能解决的了，必须采用可变弦角或弯度的吸波导流结构（F18E/F是固定偏转角），以达到基本或完全遮蔽发动机叶片防直射和增加反射次数的目的。由于偏角的存在，比较明显的恶化了进气道流场，会产生气流阻塞，降低进气效率和总压恢复，并可能进一步诱发进气口溢流和喘振，需要精确设计和调教优化。类似前面贴的俄罗斯那种将进气道分隔成十几、几十个狭窄短S形通道的吸波导流结构，由于通气面积已经与相接进气道面积产生较明显变化（变小），对进气道内气流阻塞和流场畸变影响，以及气体流速和附面层影响都产生明显改变，很怀疑其实际应用的条件，至少用在强调超音速和机动性的T50上会造成多大推力损失和机动限制难以估计。我的文章里对T50正面RCS0.5到1的估计已经是假定其带了类似X32那种可偏转吸波导流结构的，考虑的就是这种结构对推力影响和隐身可调整，从图片看也很有可能是这种结构。网上传的F18E/F用的固定偏角吸波导流装置正面RCS0.3平方的说法比较接近某机构分析的值，假定T50技术和材料上有更进一步，适当高看到0.1~0.2平方左右，双进气道就是0.2~0.4，算算其他的不合理处，比如表面口盖缝隙处理、光电头等等，整机迎头0.5~1会是个比较合理的估值。如果换成贴图的那种狭窄S通道吸波装置，隐身效果会略好（腔体反射值下降但增加了弧形隔离片唇面的镜面反射），但推力损失显然加大，T50如果采用这种装置，在保内油航程情况下药牺牲多少推力和载荷能力来换取这点隐身效果很值得怀疑。

关于大型吸波导流装置对飞机性能的影响还可以参考B1A改到B1B的情况，网上可能能查到一些资料，时间太晚我就不再多说了。总之，T50上采用复杂化的屏蔽装置，其实是在气动布局和结构基本确定，进气道短直的情况下不得不采取的隐身措施，而不是在隐身优先考虑前提下的设计思路，其隐身效果和提升潜力均不如走S形进气道的路子，没有必要反倒要神话它的地步。

肯定是具有一定的实际经验的人，不仅仅是泛泛之谈。

西西河原来也是这样的业内大牛多。

个人有点研究，业内谈不上

我也认为T-50的进气道是基本气动布局采用苏-27那样短直进气道、宽间距双发的结果，苏霍伊没有空间布置S形进气道。我对那个几十个狭窄辐射S形通道的做法也很怀疑，除了气流阻塞和溢流问题，那要极大增加附面层问题啊。

期待对B-1A到B-1B的解释。

杂志出版一段时间以后再贴，没有版权许可问题吧？我和杂志之间的协议是他们先出版，我以后才贴到网上，一般都没有问题。

我没有泛泛地说DSI的隐身不及Caret啊。楼上TopGun对DSI情有独钟，我就没有去申辩。我的上下文是F-35在基本外形和F-22相似的情况下，为什么隐身不及F-22，进气口设计只是其中之一。美国国会研究中心的数据说F-22是全向-40dBsm，F-35是-30dBsm，暖风风有什么评价吗？

不过说道DSI那个小小的倒角，在水平方向上，侧向角度超过斜切角度以外时，进气口外唇口可以完全遮挡入射的雷达波，但如果有一点俯视或者仰视的角度，这个倒角依然存在，所以依然是一个问题啊。

锯齿的尺度要大于典型雷达波长才有意义，否则就相当于没有锯齿，但圆形截面喷口的锯齿在结构上就受到限制，锯齿没法做得很大，而二元矩形喷口就比较少受这个限制，F-22就是一大个锯齿，而不是像F-35那样一圈细密的锯齿。

矩形喷口在极限情况下，可以等价为一条线，而喷口面积保持不变，把腔体反射变为边缘反射，这对于降低后向RCS肯定是有好处的，这还不算降低红外特征的好处。

里面关于隐身飞机的那篇的作者暖风就是阁下？

不小心打错了，请删除。

F-22从进气口到引擎大约5.2米，T-50这段也是5米左右。(以上是我自己算的，不知道谁有准确资料。)

F-22的进气口从座舱后开始，T-50从翼根后才开始，两者只相差200毫米？另外，不知道发动机长度的话，怎么计算进气道长度呢？

想想到时还是贴一下吧~

美国国会研究中心那是忽悠人的，跟张菊一个角色，F22前向最低大概也就0.05~0.06的水平，全向就不用说了，F35美国版还要差一些，想要再低付出的代价就不是一点半点了，F117上隐身涂料刮下来都有1吨，F22没法这么干。

进气口前掠造成的锐角关系，主要还是影响沿机表的行波反射，这个按普通的三代机算大概全机也就1个平方的RCS贡献，20上因为机表吸波结构复合材料应用和进气道唇口吸波材料的重点布置，加上前掠部位的尺寸较小，行波反射造成的RCS贡献很小，左右四个角加起来正面RCS应该可控制在0.00x甚至更低量级。

答应了小编再写两篇，估计排期要晚一两期

原作者来了，热烈欢迎。原文链接没有看（太慢），只看了阿汤哥的引文，所以说的不当的地方请海涵。请继续讨论一个问题：

苏35s的前截面RCS大约是1sm，如果T50也是1，不太合理。从空军需求方面考虑，毛子和兔子都要能对抗F35大概是低估计。这个数字也不能满足要求。不知道您是怎么计算的，是否能给出计算方法？

圆形截面喷口收扩叶片宽度不算小，锯齿线性尺度不会小于10CM，不会对X波段造成谐振效应。

大锯齿小锯齿其实都是为了在不构成谐振条件下把到达端面的入射波/表面波散射到其他方向，小一些的细密锯齿如果计算好的话，可以对一定范围波长的波散射形成相位上或多或少的对消效应，降低散射方向上的RCS强度，但也如你所担心的增加了谐振风险（有些搜索雷达采用L及以上波段），大锯齿设计一般不用考虑这种问题，纯粹只是改变散射方向，但可能造成散射方向上能量较大，如果散射主瓣较宽会增大被发现风险。其实算到这个份上已经是精益求精了，不伤大雅。

矩形喷口主要对尾流的红外辐射抑制有利，此外长宽比加大是有利于减弱空腔效应，但唇口散射和镜面反射加剧，另外就是推力损失加大，需要合理选择长宽比和出口位置及面积，实际使用看F22也就2:1左右。