嘯鷹評

紙上的宣仔，為你解答。

DSI，全稱為Diverterless Supersonic Inlet，翻譯過來叫“無附面層隔板超音速進氣道”，它的優點其實已經寫在名字上了，就是不需要可動的隔板來就可以實現超音速下的進氣調節。這種進氣道的標誌性特徵，就是在發動機進氣口前有一個鼓包（Bump），看起來好像河蚌的外殼，所以也叫蚌式進氣道。這種進氣道的優點是結構簡單，成本低，可以在很寬的馬赫數下工作，同時起到一定遮擋發動機葉片的作用，隱身性能好。

人類解決超音速下發動機的進氣問題的歷史由來已久，實際上在二戰之後的50年代就開始了，按時間先後出現的分別是激波錐進氣，如米格-21；可調隔板進氣，如米格23，殲八II，F-4，F-15，加萊特進氣道，如F-18，F-22；最後才是DSI，比如F-35，梟龍，殲10B，殲20，FC-31等。

不論哪一種超音速進氣道，要解決的都是超音速下如何將氣流減速並壓縮的問題。噴氣式發動機由於自身的工作原理，要求能對空氣進行壓縮並送入燃燒室與燃油混合燃燒。而飛機在超音速下，氣流的速度也是超音速，同時壓力較低，這時候如果直接吸進發動機，就會造成風扇和壓氣機失速，產生嚴重的進氣失配，空氣無法被壓縮。嚴重的後果就是發動機停車，機毀人亡。所以必須要想辦法能把氣流減速至亞音速。一個最簡單的二波系激波錐進氣道，是通過一個錐形體在進氣道前形成一個斜激波，並在進氣口處形成一道，空氣在斜激波後被強烈壓縮並完成第一次減速，並在進氣口處的正激波下得到第二次壓縮和減速，此時空氣已經被減速至亞音速，並且得到了預壓縮。通過動作筒調節激波錐的位置，就可以適配不同速度下的進氣。不過這種調節辦法結構複雜，抗畸變能力差，大攻角、高機動下進氣效率驟減，進入三代機時代後基本被淘汰。

米格-21的進氣道

錐形進氣道原理

可調隔板進氣道，最初一種矩形或楔形進氣道，內置一個可調的附面層隔板。這個隔板可以起到將將附面層隔開，防止低壓附面層吸入的作用，且可以產生一道斜激波，將氣流進行預壓縮。通過隔板角度的調節，就可以調節激波，從而實現不同速度下的進氣適配，對飛機大迎角高機動狀態下的抗畸變能力較強。

F-15的可調隔板進氣道

幾種使用了附面層隔板進氣道的飛機，共同特徵是進氣道形狀為矩形或楔形，進氣道和機身有一小段距離

F-22的加萊特進氣道也是一種特殊的斜板進氣道，也叫雙斜切乘波進氣道。它的外形不是矩形，也不是楔形，而是相當於於橫著斜切一刀又豎著斜切一刀後得到的形狀。這種進氣道利用了高速乘波理論，飛機高速飛行時楔形機翼下方會產生一道從前緣開始的斜激波，氣流在經過這道斜激波後會形成一個壓力均勻的高壓區。加萊特進氣道在在此乘波體理論基礎上，在進氣道上壁和內壁各設一個斜板，產生兩道斜激波，可以讓高速氣流經過波面的減速增壓後仍是均勻的，所以進氣道就不需要安裝複雜的進氣調節系統。但這種進氣道也存在一定問題，就是由於他的斜板不可調節，隨著飛機最大速度增加，設計複雜性也會大幅增加；以及總壓恢復係數和進氣道阻力是一個耦合的問題，設計上不可兼得。

F-22的加萊特進氣道

DSI進氣道是在加萊特的基礎上，進一步的結構簡化。通過超級計算機進行復雜的流體力學上的運算模擬，得到一個光滑曲線的鼓包形狀，通過在進氣口增加這個鼓包，這個鼓包一定要和進氣唇口配合，起到附面層隔板的作用。前掠的進氣唇口在中央形成一個高壓區，在兩側形成低壓區，在與機身連接處壓力最低；附面層氣流留到鼓包時，被鼓包改變了流向，朝偏離進氣口的方向流動，接近道進氣口時，被中央的高壓氣流擠壓，徹底擠出進氣口。這樣設計進氣道不必與機身留有一定距離，增加了進氣效率。此外，這個鼓包也以起到預壓縮的作用，與隔板產生的斜激波類似，但是不需要隔板的動作筒機構，大大減輕了結構重量和成本。不過這種進氣道的總壓恢復係數略低於嘉萊特進氣道。

DSI進氣道的計算機模擬，紅色為低壓氣流，可見大多數低壓氣流都被吹走了

DSI的以上優點，對新一代的戰機來說是非常誘人的。美國在掌握了DSI設計能力後果斷在F-35上使用了這種技術。而我國在吃透DSI設計能力後，這種進氣道就包打天下了，梟龍、殲10B、殲20、FC-31均採用此技術，可見這種進氣道的優勢。

F-35的DSI進氣道

使用DSI進氣道的F-16驗證機

殲20的進氣道

紙上的宣仔

航空專業人員為你解答。

給你簡單易懂的解釋：1，增加壓力。2，減小重量。3，可靠性高。4，隱身

進氣道不僅僅是進氣這麼簡單，進氣道需要保證飛機在任何速度的情況下，進氣流量氣與發動機的功率相匹配。發動機高功率工作時（專業稱為“大狀態”工作）如果進氣量太少，就會使發動機“喘振”或者直接憋死。發動機在小狀態時，如果進氣量過大，燃燒室火焰穩定不了，直接停車。雖然發動機風扇葉片也會根據發動機的功率進行偏轉，用來調節進氣量的大小，但是調節範圍是有限的，超出了調節範圍，就得需要靠進氣道來調節。

圖進氣道斜板

1，增加壓力。

渦扇發動機的低壓壓氣機（也就是風扇）和高壓氣機的作用就是對空氣進行壓縮。DSI進氣道的那個鼓包，在進氣時對空氣進行預壓縮，可以提高風扇入口壓力。很明顯的區別就是使用DSI進氣道的飛機，其進氣道的長度可以做的更短一些。

2，減輕重量

如果不使用DSI技術，進氣道入口區必須設置複雜的調節機構入如進氣道調節斜板，再加上液壓作動器、液壓管路及控制機構，少說也得上百斤重。重量對戰鬥機來說是至關重要的指標，所有的戰鬥機在定型時都要經過減重設計。一個進氣道就可以減輕上百斤的重量，對戰鬥機來說簡直是“土豪級別”，多出來的重量，用來載油或者載彈都可以使戰鬥機的戰鬥力得到實質性的提升。

圖F22的進氣調節斜板

3，高可靠性

DSI進氣道沒有可動部件，所以也不需要維護。更不會發生因為機械原因的故障導致進氣道不可調節，所以可靠性大大增強。一般戰鬥機在飛行時如果發生“進氣道不可調節”故障，飛機必須立即返航，因為這是一個非常嚴重的故障。

4，隱身

這個沒什麼說的，進氣道和風扇葉片是戰鬥機首屈一指的強反射源。

DSI進氣道的設計並不是那麼容易，要考慮到發動機在各種不同狀況下，對空氣流量的要求，必須經過複雜的氣動設計，不計其數的風洞實驗。

中國擁有世界最大的風洞群和超級計算機才能搗鼓出來，沒有雄厚的基礎設施想設計出DSI那還是比較難的。

一坑四彈

所謂蚌式進氣道，也就是DSI進氣道，即無附面層隔道超音速進氣道，這是一種被運用在最現代化戰機上的發動機進氣道設計。DSI進氣道的組成部件包括鼓包和進氣整流罩等組成，通過鼓包起到的壓縮面作用，空氣在通過此處時，會遭遇阻力並大幅減速，從而減小高速氣流進入進氣道時產生的壓力。

與傳統進氣道戰機上使用的進氣坡道技術，DSI的推進效果更好，且重量較輕，不易被敵方雷達發現，主要原理是DSI從根本上改善了飛機的低可觀察性（通過消除了轉向器和飛機蒙皮之間的雷達反射來實現的），另外鼓包標賣你減少了引擎在雷達上的暴露情況，大大降低了雷達反射的信號強度，這就使得使用DSI進氣道的戰機可以獲得更好的隱身性能。

一般飛機在飛行時，其飛行速度會被直接反映在外界空氣進入引擎中的相對速度，也就是說飛機一旦突破音障，發動機也將接受超音速氣流的考驗。而問題是過去的渦輪發動機並不能很好地處理來自超音速氣流的威脅，這些威力巨大的氣流會在發動機內部產生衝擊波，從而使得渦輪葉片發生危險的顫動，嚴重時發動機甚至會失去功率輸出，或者發動機直接故障。

因此，隨著超音速戰機成為各國服役戰機的主流，其搭載的進氣口必須擁有功能，將進入進氣口的超音速氣流降至亞音速，並疏鬆到發動機的葉片之前，以保障飛機的飛行安全。而僅將氣流“降速”是遠遠不夠的，氣流的輸入量和最佳速度等都十分考究，從而能夠讓發動機獲得最佳工作環境，並提供最大動力輸出。

雖然使用進氣錐或進氣坡道這類裝置，能夠有效地降低空氣流速，但進氣口的設計難度其實是隨著戰機最高速度的提升而大幅提升的。最高速度超過2馬赫的戰機就需要更加精細的進氣口設計，且進氣坡道等裝置過於笨重且昂貴，做出技術突破和革新已經不太現實，所以DSI進氣道的出現就成了必然。

DSI進氣道的研究最早追溯到上世紀90年代初期，1990年，美國的洛克希德•馬丁公司就開始對DSI展開初步可行性研究。很快，作為技術演示項目的重要部分，第一架裝有DSI進氣道的戰機閃亮登場，1996年12月11日洛馬首次展示了一架安裝有DSI進氣道的F-16 Block 30戰機，而戰機上原有的進氣轉向器則“不翼而飛”。但無論是亞音速還是超音速，這架F-16的改進都使得性能有了突破性的飛躍，經過後期測試F-16可以輕鬆地飛到設計上的最高速度：2馬赫。

事實證明，DSI進氣道和進氣坡道比，至少減輕了超過30%的重量，且擁有比傳統進氣道耕地的生產和維護成本，加之性能又強，不用它是不現實的。所以從1994年起，DSI就被引入JAST / JSF計劃，隨後洛克希德•馬丁公司的F-35戰機設計計劃中，也運用了DSI進氣道技術。

我國是除美國外，唯一一個將DSI進氣道技術投入實際使用的國家。除了美國的F-35以外，世界上只有一個國家有使用DSI技術，那就是中國。我空軍的殲-10、殲-20以及FC-31“鶻鷹”和“梟龍”戰機安裝有DSI進氣道。由於設計DSI的鼓包和進氣外整流罩需要超高的計算機和空氣動力學技術水平，所以我們應該為此感到驕傲。

科羅廖夫

迷彩虎軍事為您回答。說起來自中國研製戰機採用DSI進氣道後，DSI就再也不是什麼高大上的玩意了。從梟龍、到殲10B戰機、再到殲20、FC31，如今連山鷹這種教練機也裝上了，這一下就把眾多銀錢不富裕的國家看得哈喇子之流了。難怪有朋友會笑著說，中國只要“山寨”來一種技術，便往死裡用。這種“喪心病狂”的白菜化，恐怕洛馬公司看了後也只能無語凝噎了。

您能想象過去只在隱身戰機上使用的技術現在也被中國白菜化嗎？這不中國的山鷹高教機就給你白菜下。最先在F35上使用的DSI進氣道與常規進氣道相比，可以很大程度的減小飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形性能；當然除了增加隱身效果外，採用了DSI進氣道的機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量，從而大幅度提升飛機機動性。這些就是DSI進氣道的優勢所在了吧。

迷彩虎軍事

DSI進氣道又稱蚌式進氣道，中文稱“無附面層隔道超音速進氣道”，由洛克希德·馬丁公司最先開發出來，並在F-16進行了改裝試驗。

DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個優點：一是採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高。鼓包可以對氣流進行預先壓縮。而是隱身，去除附面層隔道，並且鼓包遮擋了發動機葉片，減少RCS。三是結構簡單，無附面層，減去幾百斤的重量。

目前應用DSI進氣道技術的只有中國和美國，中國最先在FC-1“梟龍”上應用，美國先是由F-16進行試驗，隨後使用在F-35聯合攻擊機上。

中國在梟龍上驗證了相關技術後，發現DSI進氣道雖然在2馬赫以上的超音速飛行會弱於傳統的直通式進氣道，但是亞音速和跨音速飛行包線比較寬，而且有利於隱身和減重隨後有大規模應用在殲10B\\C，FC-31，殲-20和隱身無人機上。

巴爾幹尖刀

DSI進氣道，又稱“三維鼓包式無附面層隔道進氣道”，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個主要優點：一是採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高；二是減小了飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形性能；三是不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量。總體來看，DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應範圍很廣，FC1採用DSI後甚至可以取消進氣道後的放氣門，對減輕飛機重量，提高戰術性能有極大好處。

豆豆拍

DSI進氣道的優點在於結構簡單、發展潛力巨大、隱身性能突出

作為目前多種超音速進氣口中最新一個設計作品，DSI進氣道可以說是瑕不掩瑜，在目前大多數空戰狀態下，優勢較為明顯。戰鬥機進行超音速飛行時，發動機渦輪葉片前的空氣流速不能超過音速，否則在激波影響下，輕則發射喘振影響動力輸出，重則引發渦輪槳葉碎裂，引發嚴重事故。所以必須在進氣口位置設置空氣調節措施，利用激波效應減少空氣流量，控制進氣道內氣壓，從而延緩進氣道內空氣流速。從早期一維乘波的激波錐，到二維乘波體系的可調擋板，最後發展到三維乘波體系的DSI和加萊特式進氣道都是屬於進氣道氣流控制措施。

DSI進氣道所利用的是是超音速氣流衝擊DSI鼓包產生的發散激波，衝散氣流後，再通過進氣道唇口，形成二次激波效應，從而大幅度延緩氣流速度。同時兩股激波氣流相互作用，互相沖擊，附面層粘性氣流影響也較弱。DSI進氣道激波模型，他是利用DSI鼓包與唇口相互作用來實現氣流控制目的，兩者缺一不可。這是一種不同以往的複雜的乘波模型，看似非常簡單的敲了個包，但實際涉及的空氣動力學研究非常複雜和深奧，非一般的國家所能掌握。而DSI進氣道最大的優勢就在這裡，他的發展前景非常廣闊，可調擋板發展到加萊特式潛力已經基本吃光，而DSI研究應用才剛剛起步，鼓包怎麼個敲法，唇口裝置怎麼個配合法，這方面的研究潛力無限。

另一個方面就是隱身性能方面，DSI進氣道又一個學名，叫做無附面層進氣道，戰鬥機在超音速飛行時，機身表面會產生附面層粘性氣流，這股氣流流速很慢而且非常紊亂，所以通常採取附面層擋板將這層氣流隔開避免其吸入進氣道。所以美國方面到現在也沒有解釋，到底是使用了神盾局的哪項黑科技，F-22正面在擁有這麼明顯的附面層空腔情況下，依然可以實現0.01平方米的雷達反射面。而DSI進氣道，因為機身表面的附面層氣流在衝擊DSI鼓包後，被迫加速，變成正常的激波氣流，因而不需要進行附面層隔離處理，也就不存在附面層空腔情況，同時對於進氣道和發動機可以起到一定的遮蔽效果。

不過目前DSI進氣道模式主要問題在於難以調整，對於不同音速情況下氣流控制能力比較弱，目前DSI進氣道優勢主要是集中在2倍音速以內，2倍音速以上激波效應過強，氣流發散過於嚴重，弊端較大。但這一領域屬於朝陽產業，其研究前景的廣闊性非常值得期待。

五嶽掩赤城

DSI進氣道，又稱“三維鼓包式無附面層隔道進氣道”，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。據專家介紹，DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個主要優點：一是採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高；二是減小了飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形性能；三是不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量。總體來看，DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應範圍很廣，FC1採用DSI後甚至可以取消進氣道後的放氣門，對減輕飛機重量，提高戰術性能有極大好處。

另外一個附加的優點是改善隱身性，DSI鼓包可以遮蓋全部或部分渦輪扇葉，大大降低雷達反射波，降低被敵方發現的機會。

mimidustie

想知道DSI進氣道有何優點，我們必須先了解什麼是進氣道？什麼是DSI進氣道？

進氣道是戰鬥機發動機的所需要的空氣的來源通道。現代航空發動機的原理是將進氣道吸收進來的空氣壓縮點燃後噴出，以此獲得巨大的反作用力。所以對於目前的飛機來說進氣道是必須的存在的。

我們以渦扇發動機為例子，上述是闡述渦扇發動機的工作原理的動量定理，渦噴其實也是一樣的，只是不分內外涵道罷了，上述公式來源於《航空飛行器飛行動力學》

由於現在戰鬥機對於速度，高度的要求越來越高，所以進氣道的設計也越來越複雜。越來越複雜就會帶來兩個很顯著的缺點：重量和可靠性。

這兩點都很好理解，越複雜的結構可靠性越低，重量也更大，尤其是重量，這無疑會在一定程度上影響到戰機的機動能力。

而且進氣道的設計往往還要兼顧飛機的結構，載重等問題，對於隱形飛機來說，還要滿足正向較小RCS的標準，所以進氣道的設計是很複雜的。

F-15的可調外壓式四波系進氣道

這時DSI進氣道出現了，DSI進氣道的全稱是：無附面層隔道超音速進氣道，DSI進氣道的核心就是bump也就是鼓包，這個固定的鼓包被用來代替常規進氣道中的一二級可調節的斜板以此來完成對氣流的壓縮作用。

而這個bump實際上是一個壓縮面，以飛機為參照系，前方來流經過bump時會產生沿橫斷面的壓力梯度，就是中間壓力大，兩邊壓力小，所以氣流會分成兩路從兩邊流出。

進氣道的外唇口設計成前掠，目的是讓緊貼著機頭蒙皮的附面層氣流可以流出去，不進入進氣道，所以DSI進氣道不需要傳統的附面層隔道。

超音速時，來流接觸到bump會形成斜激波。超音速來流經過斜激波會減速，再經過唇口正激波進一步減速到亞音速氣流，這才能供發動機吸入。

第一架使用了DSI進氣道的飛機是F-16，它也是第一架驗證機，初次試驗的結果是出人意料的，在測試涵蓋了F-16所有的飛行包線，使用了DSI的F-16在飛行品質上都表現出了與生產型相似的程度

F-35，J-20也使用了DSI進氣道

DSI的優勢是什麼？很簡單，從圖中我們都可以看出來，這個結構簡單的鼓包不僅可靠性更高，而且自身的重量相比複雜的調節板等結構要輕得多。

所以，可靠性高，更輕的重量就是DSI的優點。

在這裡我還要指出目前對於DSI的兩個誤區：1. 目前DSI進氣道是不可調的。

由於飛機進入超音速以後，發動機自身的效率會有所下降，為了匹配發動機效率和飛行速度,空氣在進入發動機之前必須要有一個減速過程，這個過程在進氣道中完成，所以在發動機進氣道中安裝一個可調壓縮面，這也是戰鬥機進氣道越來越複雜的主要原因。

但DSI是不可調的，其總壓恢復係數是較低的，這會限制戰鬥機的最大速度，F-35目前的最大速度只有1.6Ma，當然存在可能速度會更快的可能。

DSI可調的難度很高，因為鼓包本身就是精心設計的結果，要想鼓包在變形過程中依然滿足預先設計的外形並有足夠的強度，這是很難得的，至少目前還只存在紙上的研究。

我記得波音在今年春季時提過DSI可調的方案，印象不深了，時間可能記錯了，但是目前也僅僅是一個可能可行的想法而已。

F-22的跗面隔道層的確不利於隱形，不過其進氣道嚴格按照平行原則設計，再加上S形進氣道，F-22極大的減小了進氣道對RCS的不利影響，通過目前對於F-22RCS的預測來看，這個舉措還是著有成效的

2. DSI進氣道有利於隱形。

準確的來講，這點不能算是誤區，因為DSI由於一定程度上遮擋了風扇葉面產生的回波，的確是有利於隱形的。

不過我想說的是，目前遮擋或減小風扇葉面產生的鏡面回波的途徑主要是兩點：1. s形進氣道遮擋回波。2. 進氣道內壁的吸波材料。

所以對於正向RCS中的進氣道來說，加萊特和DSI都是差不多的。

dsi進氣道有何優點？答：結構簡單，可靠性強，重量較輕，並在這個情況下獲得與普通進氣道相近的飛行質量。

英雄光

主要有三個優點：一.採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高！二.減小飛機迎風面的阻力，提高飛機的隱身性能！三.不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，減輕飛機的結構重量。dsi進氣道具結構簡單、可減負、阻力小、隱身等特點。dsi對速度適應範圍廣泛。

dsi進氣道的誕生，是上世紀60-70年代，美蘇相繼完成了第一代超音速進氣道，其代表為帶圓形或者半圓形激波錐的三元超音速進氣道（美代表為f104、蘇米格21、法國幻影）以及帶可調斜板的矩形超音速進氣道（代表是米格23）其工作區間普遍在兩馬赫以上，兩馬赫以上範圍內，通過調節激波錐或斜板，滿足在高馬赫數狀況下對進氣道空氣來流的壓縮及相當不錯的總壓恢復係數（所謂總壓恢復係數即進氣道出口和進氣道進口的空氣來流總壓之比、它標誌著進氣道對空氣的壓縮效率及顯示因為進氣道的壓縮損耗的空氣來流多少、他標誌著進氣道的研發水平）而第一代兩馬赫戰鬥機正是憑藉著超音速面積率和適應高空高速的氣動佈局&高空高速的升阻比及超音速進氣道和更大推力的發動機、達到兩馬赫水平的！

當時戰鬥機的追求目標、有另類的選擇、譬如採用正激波超音速進氣道（也稱為皮托管進氣道、皮托管實際是流體力學中的一種經典測量流速的工具模型 ）的f16戰鬥機、其進氣道不採用可調佈局的三元進氣道、作為三代戰鬥機、它嚴格遵循戰鬥機的能量機動空戰原則、不追求更高的兩馬赫以上馬赫數、而將越戰中得出的空戰主要在亞跨音速發生的結論應用於f16之上！實際上f16的最高馬赫數也就2馬赫、甚至有說法其最高馬赫數不過1.8馬赫、其所謂兩馬赫的高速也是拉高俯衝時候獲得的！全球釆用dsi並不多，唯二。
（f16）

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