啸鹰评

纸上的宣仔，为你解答。

DSI，全称为Diverterless Supersonic Inlet，翻译过来叫“无附面层隔板超音速进气道”，它的优点其实已经写在名字上了，就是不需要可动的隔板来就可以实现超音速下的进气调节。这种进气道的标志性特征，就是在发动机进气口前有一个鼓包（Bump），看起来好像河蚌的外壳，所以也叫蚌式进气道。这种进气道的优点是结构简单，成本低，可以在很宽的马赫数下工作，同时起到一定遮挡发动机叶片的作用，隐身性能好。

人类解决超音速下发动机的进气问题的历史由来已久，实际上在二战之后的50年代就开始了，按时间先后出现的分别是激波锥进气，如米格-21；可调隔板进气，如米格23，歼八II，F-4，F-15，加莱特进气道，如F-18，F-22；最后才是DSI，比如F-35，枭龙，歼10B，歼20，FC-31等。

不论哪一种超音速进气道，要解决的都是超音速下如何将气流减速并压缩的问题。喷气式发动机由于自身的工作原理，要求能对空气进行压缩并送入燃烧室与燃油混合燃烧。而飞机在超音速下，气流的速度也是超音速，同时压力较低，这时候如果直接吸进发动机，就会造成风扇和压气机失速，产生严重的进气失配，空气无法被压缩。严重的后果就是发动机停车，机毁人亡。所以必须要想办法能把气流减速至亚音速。一个最简单的二波系激波锥进气道，是通过一个锥形体在进气道前形成一个斜激波，并在进气口处形成一道，空气在斜激波后被强烈压缩并完成第一次减速，并在进气口处的正激波下得到第二次压缩和减速，此时空气已经被减速至亚音速，并且得到了预压缩。通过动作筒调节激波锥的位置，就可以适配不同速度下的进气。不过这种调节办法结构复杂，抗畸变能力差，大攻角、高机动下进气效率骤减，进入三代机时代后基本被淘汰。

米格-21的进气道

锥形进气道原理

可调隔板进气道，最初一种矩形或楔形进气道，内置一个可调的附面层隔板。这个隔板可以起到将将附面层隔开，防止低压附面层吸入的作用，且可以产生一道斜激波，将气流进行预压缩。通过隔板角度的调节，就可以调节激波，从而实现不同速度下的进气适配，对飞机大迎角高机动状态下的抗畸变能力较强。

F-15的可调隔板进气道

几种使用了附面层隔板进气道的飞机，共同特征是进气道形状为矩形或楔形，进气道和机身有一小段距离

F-22的加莱特进气道也是一种特殊的斜板进气道，也叫双斜切乘波进气道。它的外形不是矩形，也不是楔形，而是相当于于横着斜切一刀又竖着斜切一刀后得到的形状。这种进气道利用了高速乘波理论，飞机高速飞行时楔形机翼下方会产生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过这道斜激波后会形成一个压力均匀的高压区。加莱特进气道在在此乘波体理论基础上，在进气道上壁和内壁各设一个斜板，产生两道斜激波，可以让高速气流经过波面的减速增压后仍是均匀的，所以进气道就不需要安装复杂的进气调节系统。但这种进气道也存在一定问题，就是由于他的斜板不可调节，随着飞机最大速度增加，设计复杂性也会大幅增加；以及总压恢复系数和进气道阻力是一个耦合的问题，设计上不可兼得。

F-22的加莱特进气道

DSI进气道是在加莱特的基础上，进一步的结构简化。通过超级计算机进行复杂的流体力学上的运算模拟，得到一个光滑曲线的鼓包形状，通过在进气口增加这个鼓包，这个鼓包一定要和进气唇口配合，起到附面层隔板的作用。前掠的进气唇口在中央形成一个高压区，在两侧形成低压区，在与机身连接处压力最低；附面层气流留到鼓包时，被鼓包改变了流向，朝偏离进气口的方向流动，接近道进气口时，被中央的高压气流挤压，彻底挤出进气口。这样设计进气道不必与机身留有一定距离，增加了进气效率。此外，这个鼓包也以起到预压缩的作用，与隔板产生的斜激波类似，但是不需要隔板的动作筒机构，大大减轻了结构重量和成本。不过这种进气道的总压恢复系数略低于嘉莱特进气道。

DSI进气道的计算机模拟，红色为低压气流，可见大多数低压气流都被吹走了

DSI的以上优点，对新一代的战机来说是非常诱人的。美国在掌握了DSI设计能力后果断在F-35上使用了这种技术。而我国在吃透DSI设计能力后，这种进气道就包打天下了，枭龙、歼10B、歼20、FC-31均采用此技术，可见这种进气道的优势。

F-35的DSI进气道

使用DSI进气道的F-16验证机

歼20的进气道

纸上的宣仔

航空专业人员为你解答。

给你简单易懂的解释：1，增加压力。2，减小重量。3，可靠性高。4，隐身

进气道不仅仅是进气这么简单，进气道需要保证飞机在任何速度的情况下，进气流量气与发动机的功率相匹配。发动机高功率工作时（专业称为“大状态”工作）如果进气量太少，就会使发动机“喘振”或者直接憋死。发动机在小状态时，如果进气量过大，燃烧室火焰稳定不了，直接停车。虽然发动机风扇叶片也会根据发动机的功率进行偏转，用来调节进气量的大小，但是调节范围是有限的，超出了调节范围，就得需要靠进气道来调节。

图进气道斜板

1，增加压力。

涡扇发动机的低压压气机（也就是风扇）和高压气机的作用就是对空气进行压缩。DSI进气道的那个鼓包，在进气时对空气进行预压缩，可以提高风扇入口压力。很明显的区别就是使用DSI进气道的飞机，其进气道的长度可以做的更短一些。

2，减轻重量

如果不使用DSI技术，进气道入口区必须设置复杂的调节机构入如进气道调节斜板，再加上液压作动器、液压管路及控制机构，少说也得上百斤重。重量对战斗机来说是至关重要的指标，所有的战斗机在定型时都要经过减重设计。一个进气道就可以减轻上百斤的重量，对战斗机来说简直是“土豪级别”，多出来的重量，用来载油或者载弹都可以使战斗机的战斗力得到实质性的提升。

图F22的进气调节斜板

3，高可靠性

DSI进气道没有可动部件，所以也不需要维护。更不会发生因为机械原因的故障导致进气道不可调节，所以可靠性大大增强。一般战斗机在飞行时如果发生“进气道不可调节”故障，飞机必须立即返航，因为这是一个非常严重的故障。

4，隐身

这个没什么说的，进气道和风扇叶片是战斗机首屈一指的强反射源。

DSI进气道的设计并不是那么容易，要考虑到发动机在各种不同状况下，对空气流量的要求，必须经过复杂的气动设计，不计其数的风洞实验。

中国拥有世界最大的风洞群和超级计算机才能捣鼓出来，没有雄厚的基础设施想设计出DSI那还是比较难的。

一坑四弹

所谓蚌式进气道，也就是DSI进气道，即无附面层隔道超音速进气道，这是一种被运用在最现代化战机上的发动机进气道设计。DSI进气道的组成部件包括鼓包和进气整流罩等组成，通过鼓包起到的压缩面作用，空气在通过此处时，会遭遇阻力并大幅减速，从而减小高速气流进入进气道时产生的压力。

与传统进气道战机上使用的进气坡道技术，DSI的推进效果更好，且重量较轻，不易被敌方雷达发现，主要原理是DSI从根本上改善了飞机的低可观察性（通过消除了转向器和飞机蒙皮之间的雷达反射来实现的），另外鼓包标卖你减少了引擎在雷达上的暴露情况，大大降低了雷达反射的信号强度，这就使得使用DSI进气道的战机可以获得更好的隐身性能。

一般飞机在飞行时，其飞行速度会被直接反映在外界空气进入引擎中的相对速度，也就是说飞机一旦突破音障，发动机也将接受超音速气流的考验。而问题是过去的涡轮发动机并不能很好地处理来自超音速气流的威胁，这些威力巨大的气流会在发动机内部产生冲击波，从而使得涡轮叶片发生危险的颤动，严重时发动机甚至会失去功率输出，或者发动机直接故障。

因此，随着超音速战机成为各国服役战机的主流，其搭载的进气口必须拥有功能，将进入进气口的超音速气流降至亚音速，并疏松到发动机的叶片之前，以保障飞机的飞行安全。而仅将气流“降速”是远远不够的，气流的输入量和最佳速度等都十分考究，从而能够让发动机获得最佳工作环境，并提供最大动力输出。

虽然使用进气锥或进气坡道这类装置，能够有效地降低空气流速，但进气口的设计难度其实是随着战机最高速度的提升而大幅提升的。最高速度超过2马赫的战机就需要更加精细的进气口设计，且进气坡道等装置过于笨重且昂贵，做出技术突破和革新已经不太现实，所以DSI进气道的出现就成了必然。

DSI进气道的研究最早追溯到上世纪90年代初期，1990年，美国的洛克希德•马丁公司就开始对DSI展开初步可行性研究。很快，作为技术演示项目的重要部分，第一架装有DSI进气道的战机闪亮登场，1996年12月11日洛马首次展示了一架安装有DSI进气道的F-16 Block 30战机，而战机上原有的进气转向器则“不翼而飞”。但无论是亚音速还是超音速，这架F-16的改进都使得性能有了突破性的飞跃，经过后期测试F-16可以轻松地飞到设计上的最高速度：2马赫。

事实证明，DSI进气道和进气坡道比，至少减轻了超过30%的重量，且拥有比传统进气道耕地的生产和维护成本，加之性能又强，不用它是不现实的。所以从1994年起，DSI就被引入JAST / JSF计划，随后洛克希德•马丁公司的F-35战机设计计划中，也运用了DSI进气道技术。

我国是除美国外，唯一一个将DSI进气道技术投入实际使用的国家。除了美国的F-35以外，世界上只有一个国家有使用DSI技术，那就是中国。我空军的歼-10、歼-20以及FC-31“鹘鹰”和“枭龙”战机安装有DSI进气道。由于设计DSI的鼓包和进气外整流罩需要超高的计算机和空气动力学技术水平，所以我们应该为此感到骄傲。

科罗廖夫

迷彩虎军事为您回答。说起来自中国研制战机采用DSI进气道后，DSI就再也不是什么高大上的玩意了。从枭龙、到歼10B战机、再到歼20、FC31，如今连山鹰这种教练机也装上了，这一下就把众多银钱不富裕的国家看得哈喇子之流了。难怪有朋友会笑着说，中国只要“山寨”来一种技术，便往死里用。这种“丧心病狂”的白菜化，恐怕洛马公司看了后也只能无语凝噎了。

您能想象过去只在隐身战机上使用的技术现在也被中国白菜化吗？这不中国的山鹰高教机就给你白菜下。最先在F35上使用的DSI进气道与常规进气道相比，可以很大程度的减小飞机迎风面的阻力，提高了飞机的隐形性能；当然除了增加隐身效果外，采用了DSI进气道的机可以减重数百公斤，大大减轻了飞机的结构重量，从而大幅度提升飞机机动性。这些就是DSI进气道的优势所在了吧。

迷彩虎军事

DSI进气道又称蚌式进气道，中文称“无附面层隔道超音速进气道”，由洛克希德·马丁公司最先开发出来，并在F-16进行了改装试验。

DSI进气道与常规进气道相比，有三个优点：一是采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高。鼓包可以对气流进行预先压缩。而是隐身，去除附面层隔道，并且鼓包遮挡了发动机叶片，减少RCS。三是结构简单，无附面层，减去几百斤的重量。

目前应用DSI进气道技术的只有中国和美国，中国最先在FC-1“枭龙”上应用，美国先是由F-16进行试验，随后使用在F-35联合攻击机上。

中国在枭龙上验证了相关技术后，发现DSI进气道虽然在2马赫以上的超音速飞行会弱于传统的直通式进气道，但是亚音速和跨音速飞行包线比较宽，而且有利于隐身和减重随后有大规模应用在歼10B\\C，FC-31，歼-20和隐身无人机上。

巴尔干尖刀

DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”，它采用一个固定的鼓包来模拟常规进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点：一是采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高；二是减小了飞机迎风面的阻力，提高了飞机的隐形性能；三是不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，大大减轻了飞机的结构重量。总体来看，DSI进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。而且DSI对速度适应范围很广，FC1采用DSI后甚至可以取消进气道后的放气门，对减轻飞机重量，提高战术性能有极大好处。

豆豆拍

DSI进气道的优点在于结构简单、发展潜力巨大、隐身性能突出

作为目前多种超音速进气口中最新一个设计作品，DSI进气道可以说是瑕不掩瑜，在目前大多数空战状态下，优势较为明显。战斗机进行超音速飞行时，发动机涡轮叶片前的空气流速不能超过音速，否则在激波影响下，轻则发射喘振影响动力输出，重则引发涡轮桨叶碎裂，引发严重事故。所以必须在进气口位置设置空气调节措施，利用激波效应减少空气流量，控制进气道内气压，从而延缓进气道内空气流速。从早期一维乘波的激波锥，到二维乘波体系的可调挡板，最后发展到三维乘波体系的DSI和加莱特式进气道都是属于进气道气流控制措施。

DSI进气道所利用的是是超音速气流冲击DSI鼓包产生的发散激波，冲散气流后，再通过进气道唇口，形成二次激波效应，从而大幅度延缓气流速度。同时两股激波气流相互作用，互相冲击，附面层粘性气流影响也较弱。DSI进气道激波模型，他是利用DSI鼓包与唇口相互作用来实现气流控制目的，两者缺一不可。这是一种不同以往的复杂的乘波模型，看似非常简单的敲了个包，但实际涉及的空气动力学研究非常复杂和深奥，非一般的国家所能掌握。而DSI进气道最大的优势就在这里，他的发展前景非常广阔，可调挡板发展到加莱特式潜力已经基本吃光，而DSI研究应用才刚刚起步，鼓包怎么个敲法，唇口装置怎么个配合法，这方面的研究潜力无限。

另一个方面就是隐身性能方面，DSI进气道又一个学名，叫做无附面层进气道，战斗机在超音速飞行时，机身表面会产生附面层粘性气流，这股气流流速很慢而且非常紊乱，所以通常采取附面层挡板将这层气流隔开避免其吸入进气道。所以美国方面到现在也没有解释，到底是使用了神盾局的哪项黑科技，F-22正面在拥有这么明显的附面层空腔情况下，依然可以实现0.01平方米的雷达反射面。而DSI进气道，因为机身表面的附面层气流在冲击DSI鼓包后，被迫加速，变成正常的激波气流，因而不需要进行附面层隔离处理，也就不存在附面层空腔情况，同时对于进气道和发动机可以起到一定的遮蔽效果。

不过目前DSI进气道模式主要问题在于难以调整，对于不同音速情况下气流控制能力比较弱，目前DSI进气道优势主要是集中在2倍音速以内，2倍音速以上激波效应过强，气流发散过于严重，弊端较大。但这一领域属于朝阳产业，其研究前景的广阔性非常值得期待。

五岳掩赤城

DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”，它采用一个固定的鼓包来模拟常规进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。据专家介绍，DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点：一是采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高；二是减小了飞机迎风面的阻力，提高了飞机的隐形性能；三是不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，大大减轻了飞机的结构重量。总体来看，DSI进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。而且DSI对速度适应范围很广，FC1采用DSI后甚至可以取消进气道后的放气门，对减轻飞机重量，提高战术性能有极大好处。

另外一个附加的优点是改善隐身性，DSI鼓包可以遮盖全部或部分涡轮扇叶，大大降低雷达反射波，降低被敌方发现的机会。

mimidustie

想知道DSI进气道有何优点，我们必须先了解什么是进气道？什么是DSI进气道？

进气道是战斗机发动机的所需要的空气的来源通道。现代航空发动机的原理是将进气道吸收进来的空气压缩点燃后喷出，以此获得巨大的反作用力。所以对于目前的飞机来说进气道是必须的存在的。

我们以涡扇发动机为例子，上述是阐述涡扇发动机的工作原理的动量定理，涡喷其实也是一样的，只是不分内外涵道罢了，上述公式来源于《航空飞行器飞行动力学》

由于现在战斗机对于速度，高度的要求越来越高，所以进气道的设计也越来越复杂。越来越复杂就会带来两个很显著的缺点：重量和可靠性。

这两点都很好理解，越复杂的结构可靠性越低，重量也更大，尤其是重量，这无疑会在一定程度上影响到战机的机动能力。

而且进气道的设计往往还要兼顾飞机的结构，载重等问题，对于隐形飞机来说，还要满足正向较小RCS的标准，所以进气道的设计是很复杂的。

F-15的可调外压式四波系进气道

这时DSI进气道出现了，DSI进气道的全称是：无附面层隔道超音速进气道，DSI进气道的核心就是bump也就是鼓包，这个固定的鼓包被用来代替常规进气道中的一二级可调节的斜板以此来完成对气流的压缩作用。

而这个bump实际上是一个压缩面，以飞机为参照系，前方来流经过bump时会产生沿横断面的压力梯度，就是中间压力大，两边压力小，所以气流会分成两路从两边流出。

进气道的外唇口设计成前掠，目的是让紧贴着机头蒙皮的附面层气流可以流出去，不进入进气道，所以DSI进气道不需要传统的附面层隔道。

超音速时，来流接触到bump会形成斜激波。超音速来流经过斜激波会减速，再经过唇口正激波进一步减速到亚音速气流，这才能供发动机吸入。

第一架使用了DSI进气道的飞机是F-16，它也是第一架验证机，初次试验的结果是出人意料的，在测试涵盖了F-16所有的飞行包线，使用了DSI的F-16在飞行品质上都表现出了与生产型相似的程度

F-35，J-20也使用了DSI进气道

DSI的优势是什么？很简单，从图中我们都可以看出来，这个结构简单的鼓包不仅可靠性更高，而且自身的重量相比复杂的调节板等结构要轻得多。

所以，可靠性高，更轻的重量就是DSI的优点。

在这里我还要指出目前对于DSI的两个误区：1. 目前DSI进气道是不可调的。

由于飞机进入超音速以后，发动机自身的效率会有所下降，为了匹配发动机效率和飞行速度,空气在进入发动机之前必须要有一个减速过程，这个过程在进气道中完成，所以在发动机进气道中安装一个可调压缩面，这也是战斗机进气道越来越复杂的主要原因。

但DSI是不可调的，其总压恢复系数是较低的，这会限制战斗机的最大速度，F-35目前的最大速度只有1.6Ma，当然存在可能速度会更快的可能。

DSI可调的难度很高，因为鼓包本身就是精心设计的结果，要想鼓包在变形过程中依然满足预先设计的外形并有足够的强度，这是很难得的，至少目前还只存在纸上的研究。

我记得波音在今年春季时提过DSI可调的方案，印象不深了，时间可能记错了，但是目前也仅仅是一个可能可行的想法而已。

F-22的跗面隔道层的确不利于隐形，不过其进气道严格按照平行原则设计，再加上S形进气道，F-22极大的减小了进气道对RCS的不利影响，通过目前对于F-22RCS的预测来看，这个举措还是着有成效的

2. DSI进气道有利于隐形。

准确的来讲，这点不能算是误区，因为DSI由于一定程度上遮挡了风扇叶面产生的回波，的确是有利于隐形的。

不过我想说的是，目前遮挡或减小风扇叶面产生的镜面回波的途径主要是两点：1. s形进气道遮挡回波。2. 进气道内壁的吸波材料。

所以对于正向RCS中的进气道来说，加莱特和DSI都是差不多的。

dsi进气道有何优点？答：结构简单，可靠性强，重量较轻，并在这个情况下获得与普通进气道相近的飞行质量。

英雄光

主要有三个优点：一.采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高！二.减小飞机迎风面的阻力，提高飞机的隐身性能！三.不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，减轻飞机的结构重量。dsi进气道具结构简单、可减负、阻力小、隐身等特点。dsi对速度适应范围广泛。

dsi进气道的诞生，是上世纪60-70年代，美苏相继完成了第一代超音速进气道，其代表为带圆形或者半圆形激波锥的三元超音速进气道（美代表为f104、苏米格21、法国幻影）以及带可调斜板的矩形超音速进气道（代表是米格23）其工作区间普遍在两马赫以上，两马赫以上范围内，通过调节激波锥或斜板，满足在高马赫数状况下对进气道空气来流的压缩及相当不错的总压恢复系数（所谓总压恢复系数即进气道出口和进气道进口的空气来流总压之比、它标志着进气道对空气的压缩效率及显示因为进气道的压缩损耗的空气来流多少、他标志着进气道的研发水平）而第一代两马赫战斗机正是凭借着超音速面积率和适应高空高速的气动布局&高空高速的升阻比及超音速进气道和更大推力的发动机、达到两马赫水平的！

当时战斗机的追求目标、有另类的选择、譬如采用正激波超音速进气道（也称为皮托管进气道、皮托管实际是流体力学中的一种经典测量流速的工具模型 ）的f16战斗机、其进气道不采用可调布局的三元进气道、作为三代战斗机、它严格遵循战斗机的能量机动空战原则、不追求更高的两马赫以上马赫数、而将越战中得出的空战主要在亚跨音速发生的结论应用于f16之上！实际上f16的最高马赫数也就2马赫、甚至有说法其最高马赫数不过1.8马赫、其所谓两马赫的高速也是拉高俯冲时候获得的！全球釆用dsi并不多，唯二。
（f16）

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