圖說DSI進氣口
原創： Armstrong 空軍之翼
2016-07-11
洛克希德·馬丁公司F-35戰鬥機機身兩側進氣口內不起眼的鼓包實際上堪稱空氣動力學奇蹟，而這隻有航空工程師能夠充分理解。
在F-35以超音速飛行時，這種進氣口的鼓包與前掠式進氣口唇口配合工作，使有害的附面層氣流遠離入口，可以完全取代目前戰鬥機所使用的更重、更復雜、更昂貴的帶附面層隔道超音速進氣口。
這種進氣口設計被稱為“無附面層隔道超音速進氣口（DSI）”，當它被安裝在一架F-16 Block30上進行了非常成功的驗證後，DSI進氣口從概念變成了現實。
1996年12月，這架飛機在9天內完成了12架次試飛，其中首次試飛發生在12月11日，初步摸了一下飛行包線，並對進氣口進行了功能檢查。
在後續試飛中，這架F-16研究了DSI進氣口在水平和機動飛行中的性能特性。這些試飛中油門的快速瞬變證實了進氣口和發動機之間的兼容性。
飛行試驗覆蓋了整個F-16飛行包線，實現2.0馬赫的最大速度。修改後的飛機在所有迎角和側滑角下都顯示出與生產型F-16相似的飛行品質類。洛克希德·馬丁試飛員在試飛中完成了兩次飛行中發動機重新啟動、開了164次加力，都沒有出現故障，有52次加力是在劇烈機動中開啟的。在整個試飛中F-16沒有出現發動機失速或任何異常。
與生產型進氣口相比，新進氣口使F-16的亞音速單位剩餘功率有所提高，這得益於取消附面層隔道對整體系統帶來的好處。試飛員指出，這架F-16的軍推設定和推力特性與安裝通用電氣F110-GE-129發動機的生產型F-16非常相近。考慮到這次試飛的總體目標是驗證這種先進進口道技術的可行性，達到這種效果已經很讓人滿意了。
戰術飛機的進氣口一直是設計難點。一架戰鬥機的進氣口必須在很寬的速度、高度、以及機動條件範圍內都能向發動機提供高品質氣流，同時還能滿足發動機從怠速到最大軍推或加力狀態下對氣流的需求。
進氣口在設計上還必須考慮因飛機佈局帶來的限制，如前起落架、武器艙、設備檢修面板和前機身外形。進氣口設計還必須滿足阻力最小、重量最輕、成本最低、推進性能最高的要求。
對隱身戰鬥機來說，進氣口還必須滿足嚴格的低可探測性要求。
從歷史上看，進氣口的複雜性是因為戰鬥機追求高速性能而導致的。馬赫數越高，進氣口內把超音速氣流減速到亞音速餵給發動機的壓縮機構就越複雜（渦輪噴氣式發動機的設計並不適合用來處理與超音速氣流有關的激波）。
進氣口各種壓縮方案的原理都是把超音速氣流的動能轉換成發動機壓縮機迎面氣流總壓。戰鬥機速度超過2馬赫時，一般還需要更為複雜的進氣口壓縮設計。
舉個例子，F-15的進氣口包含一系列由軟件和複雜機械機構控制的可動壓縮坡道和放氣門。這些可動坡道通過調節進氣口外部和內部形狀，實現在各種速度和攻角下向發動機提供最優氣流。多餘氣流通過放氣門和管道流出進氣口。
戰鬥機進氣口在設計上還必須考慮去除在亞音速和超音速速度下形成在機身表面的低能量氣流層（同樣，進氣口坡道表面也會形成類似的氣流層）。低能量氣流層流動緩慢，氣流紊亂，被稱為附面層，進氣口吸入附面層後，在激波的干擾下附面層會導致進氣道內氣的不穩定。其結果是可能在發動機迎風面前出現不希望的氣流畸變。如果激波/附面層之間的干擾足夠嚴重的話，發動機就會失速。隨著速度的增加，以及前機身長度（即進氣口前端到機鼻的距離）的增加，附面層也會變厚。
為了防止發動機吞入附面層，超音速飛機的設計師們採用的方法是把進氣口避開附面層置於自由流動的空氣中，遠離附面層的影響。在F-16上，有一個被稱為隔道的結構使機身和進氣口上唇之間具有8.38釐米的間隙，這個間隙的大小就是F-16在最大速度下附面層的厚度。
其他有些戰鬥機則結合使用附面層隔板和附面層吸氣孔來消除附面層氣流，進氣口壓縮坡道上密密麻麻的小孔把附面層吸除並通過放氣管道排出進氣口。
DSI進氣口的鼓包也是一個壓縮表面，作用是創建一個壓力分佈，在2馬赫以下速度範圍都以阻止大部分附面層空氣進入進氣口，這種進氣口摒棄了複雜而沉重的機械系統。
DSI的歷史可追溯到洛克希德·馬丁公司的工程師們在20世紀90年代初進行的先進推進一體化研究項目，DSI進氣口就是該研究的一部分。隨著計算流體力學（CFD）的進步，洛克希德·馬丁設計出了計算機建模工具，才使得對DSI進氣口概念進行發展和完善成為可能。
計算流體力學是一門使用數值方法在計算機中對流體流動的控制方程進行求解，並利用這種方法在時間或空間上對所研究的一個完整流場進行描述，在這裡就是戰鬥機前機身、進氣口以及進氣道的流場。計算流體力學作為流體力學的一個分支，提供了最具成本效益的模擬氣流的手段。隨著計算機的發展，計算流體力學獲得了長足進步，已經成為評估氣動設計的首選手段。
DSI進氣口概念的基礎研究一直持續到90年代中期。洛克希德·馬丁公司的工程師們用立體光刻技術（現在叫3D打印）製造出一個小型塑料進氣口模型並進行了風洞測試，以作為對計算流體力學研發進程的補充。
工程師們在此期間取得了長足的技術進步，並獲得了兩項美國專利，一個是DSI進氣口的總體設計專利，另一個是這項新技術的集成處理專利（兩項專利均在1998年授予）。
通過對各式各樣的無附面層隔道進氣口設計進行計算流體力學分析和小型風洞模型測試，工程師們建立起一個進氣口構型數據庫，隨後在洛克希德·馬丁公司JSF設計中發揮了重要作用。
1996年在F-16上試飛的DSI進氣口是在計算機工作站通過實用三維實體模型設計的。在設計中注重對原有機身的影響降低到最小，並最大限度利用現有的硬件以降低設計和製造成本。
F-16原有的模塊化進氣口使得研發出一種無需對前機身或中段機身進行重大修改的DSI進氣口模塊成為可能。和現有進氣口設計一樣，新進氣口模塊從進氣口前緣到與前機身與中段機身的分離面與前機身合為了一體。壓縮鼓包附著在座艙下方的前機身底部，沒有對前機身的其餘部分造成影響。為了銜接新進氣口和現有進氣道，工程師們還研發了進氣道過渡段。
F-16原先的進氣口模塊上表面形成了機身前油箱底板，該油箱位於駕駛員正後方。這個油箱底板成為新進氣口模塊結構佈置的理想起點，因為能從F-16生產線直接獲得這個組件。新進氣口保留了隔道支撐結構，結合油箱底板，形成了把新進氣口模塊與前機身組合起來的主要手段。
新進氣口模塊由300個部件組成，其中包括113件機制件和83件成形蒙皮壁板。“鼓包”或更準確的名稱——固定三維壓縮表面，由洛克希德·馬丁公司在加州帕姆代爾的工廠使用碳纖維環氧樹脂複合材料製造。進氣口的大部分亞結構採用鋁合金製造。洛克希德·馬丁公司在沃斯堡工廠進行了進氣口模塊的製造和安裝，並在此完成了試飛。
1994年年中，洛克希德·馬丁在JAST/JSF項目中就把DSI進氣口作為了一項折衷研究項目（折衷研究是通過對不同屬性並相互矛盾的各種因素進行分析和權衡，求得能合理地兼顧各種因素的最佳方案的一種系統分析方法），與傳統的“加萊特”式進氣口進行了對比。折衷研究涉及了額外的計算流體力學分析、測試、以及重量和成本分析。因為DSI進氣口被證明與傳統進氣口相比，在能滿足所有性能要求的前提下輕30%，且具有更低的生產和維護成本，所以這種新進氣口在JSF上找到了自己的位置。
F-16的試飛驗證了DSI進氣口的空氣動力學特性，2000年洛克希德·馬丁公司的X-35驗證機在試飛中又對這種進氣口進行了進一步驗證。上述試飛也證實了計算流體力學分析對這種進氣口所做的分析性能和進氣口氣流穩定性預測。JSF項目繼續用這些計算流體力學工具對生產型F-35飛機的DSI進氣口設計進行了進一步細化。
F-35使用的DSI進氣口經歷了多次設計迭代演進。F-35B短距起飛垂直降落（STOVL）型的軸驅動升力風扇需要採用分叉式進氣道，在機身兩側各有一個進氣口。最初的設計基本上與F-16前機身下表面的DSI進氣口相同，只是旋轉了90度後安裝到了F-35前機身兩側。
該設計的進氣口整流罩沿鼓包中線上下對稱，這就是X-35驗證機所使用的進氣口設計。
後來的計算流體力學分析和測試進一步細化了設計，通過調整上下導流罩唇口的位置改善了側置DSI進氣口的大迎角性能。
這個版本的設計在風洞進行了充分的測試，用在了EMD（工程製造發展樣機）和生產型F-35上。
本文轉載自空軍之翼，已標註原作者，旨在用於學術交流。
閱讀更多 英雄光 的文章
