F-35采用的DSI进气道是空气动力学的一项革命性的创新，在这一点上怎么夸都不过分。然而网上关于DSI进气道的介绍往往是一张图了事，让我们无法感受它的精妙之处。

本文将深入浅出的讲解DSI进气道的原理，以及它与传统进气道的区别。

首先我们要回答一个问题，为什么超音速飞机需要进气道？

超音速飞机采用的燃气涡轮发动机需要吸入空气才能工作，然而发动机只能吸入亚音速气体，直接吸入超音速气流会造成发动机叶片震颤损坏。因此我们需要一个超音速进气道（下图蓝色部分）将超音速气流减速到亚音速。

进气道不光要减速，还需要为发动机提供均匀的进气。由于飞机机身和空气是存在摩擦力的，所以在飞机机身表面往往沾着一层流速较慢的空气，叫做附面层。

为了防止附面层进入进气口，下图飞机的进气口与机头之间有一条缝隙，这条缝隙叫做附面层隔道。它负责将附面层的低速气流与来流的超音速气流分离。

如果附面层不慎进入了进气道会怎样呢？会造成进气道内的压力分布不均匀，后果很严重。轻则造成发动机叶片循环受力、震颤，造成金属疲劳，减少发动机寿命。

重则导致极为危险的发动机压气机失速喘振，损坏发动机（没错发动机就是这么娇贵）。

因此进气道必须把附面层隔离在进气道外，并为发动机提供均匀的进气。

超音速战机工作在很宽的速度和高度范围内，以及机动条件。海拔越高空气越稀薄，飞机飞得越快通过进气口的空气流量越大。然而发动机很挑剔，进气流量和压力必须维持在一定的区间才能让发动机高效工作。以匹配发动机的工作环境，进气道通常需要复杂的可动部件来调节气流。

例如SR-71的可调激波锥进气口。

进气口的圆锥可以前后调节，从而调节进气流量。

当超音速气流遇到尖锐的物体或发生小的偏折时会产生一道斜激波，斜激波会在进气道内部反射。

超音速气流每经过一道斜激波时都会减速为稍慢的超音速气流。经过10道斜激波，超音速气流逐渐减速，直到减速到一个临界点，此时会出现1道正激波。

经过正激波后，超音速气流（下图红色区域）会被减速到亚音速气流（下图蓝色区域），此时的气流的可以被发动机吸入了。经过许多道斜激波和1道正激波的减速方式是高效的减速方式，经过的斜激波越多，减速过程越高效（总压恢复系数越高）。

深入了解激波请看我的另一个回答：

下图可以看到协和式超音速客机的二元可调进气道，气流减速的方式依然是经过许多道斜激波和一道正激波。（进气口上表面和机翼下表面之间的缝隙是附面层隔道）

进气道内有复杂的调节板，和一个排出多余空气的排气口。

下图是进气道斜坡调节的过程。

以上进气道拥有非常复杂的机械结构，虽然高效（发动机几乎不损失推力），但笨重且造价昂贵。

如果没有这些复杂的机械结构，发动机就只能在单一的速度下维持高效率。

比如F-16的皮托式进气道，注重亚音速机动性能的战机通常会采用这种进气道。（进气道与机头之间有附面层隔道）

进气道里没有可调节的机械结构。

对于皮托式进气道，超音速气流在进气道内会形成一道正激波，并瞬间减速为亚音速气流。经过一道正激波的减速方式是低效的，会让发动机的推力损失13-15%。

皮托式进气道低效但是胜在没有活动部件，结构相对轻盈。

那么有没有既轻盈又相对高效的进气道呢？

有的，比如运用乘波体原理F-22的加莱特进气道。加莱特进气道不可调节，几乎没有活动部件，结构相对轻盈。进气道唇口处会产生斜激波，效率相比皮托式进气道稍有提高。

深入了解加莱特进气道请看我的另一个回答：

铺垫了这么多，DSI进气道总该上场了。DSI进气道的全称是无附面层隔道超音速进气道，也叫Bump鼓包进气道。下图红圈处是鼓包。

首先我们采用“三维照片复原技术”对F-35进行建模，得到F-35的机头模型[1]。

观察DSI进气道鼓包，其大致由前半部分的扁圆锥形和后半部分的过度区域组成。

前半部分的扁圆锥形是我们要观察的。

数值模拟的结果显示扁圆锥形的头部有一块高压区，会将附面层推至两端的低压区。

看到这里有同学就要问了，法国幻影2000战机的激波锥进气道的圆锥体也是一个鼓包，为什么它不能将附面层推到两边呢？

圆锥体的头部会形成均匀且压力相比前者较低的高压区域，气流会均匀地流过圆锥体，起不到推开附面层的效果。

让我们回到DSI进气道的鼓包。鼓包两侧会有进气道的唇口，负责把被推离的附面层分开。（以下的示意图并非以F-35为模型，但原理类似）

鼓包是一块连续的曲面，这块曲面使得超音速流体在这里产生了连续的偏折，从而产生了一片连续的斜激波。我们可以把这片连续的斜激波看作无数道斜激波，因此它减速是十分高效的。从风洞的成可以看出，鼓包前形成了一片三角形的连续斜激波，和进气道唇口前的一条正激波。根据进气口外形推测，F-35的最高速度在1.6马赫左右，如果超出1.6马赫，斜激波角度降低，斜激波与正激波耦合产生的流动分离会进入进气道，大大降低进气效率。

从数值模拟的结果可以看到，下图鼓包处连续的曲面产生出连续的斜激波。连续的斜激波形成了三角形的区域，最后落入一道正激波。连续的斜激波和一道正激波让进气道实现了高效的进气。

作为上图的补充，观察下面三张DSI进气道的实验结果图，我们都可以发现与上图类似的三角形斜激波区域，和进气口前的一道正激波。（忽略三张图颜色的不同，关注激波的空间分布）

设计DSI进气道的难点在于，因为不存在附面层隔道，机身对气流的扰动会影响到进气道，进气道鼓包需要和机身做整体设计。进气道鼓包是三维的复杂曲面，无法利用公式来分析其产生的激波系，我们需要对机身和进气道做计算量庞大的数值模拟和优化。在计算机算力匮乏且昂贵的年代，采用DSI进气道不可行。对于传统有附面层隔道的进气道，机身和进气道可以分别设计，再组装在一起。且进气道都是2维或者中心对称的，方便用公式计算激波系，不依赖计算机算力。

DSI进气道的优点是取消了附面层隔道和复杂的活动部件，降低重量和生产成本，同时维持了高效的进气。据说F-35的进气道鼓包是一整块复合材料曲面用树脂粘在机身上的。取消了附面层隔道还提高了隐身性能，特定频率的雷达波会在特定宽度的附面层隔道内发生谐振从而产生强烈的回波。

DSI进气道的缺点在于进气口大小不可调，不能适应大的速度范围，极速在1.8-2.1马赫。鼓包是复杂曲面，鼓包前方的角度难以调节，这导致DSI进气道只能针对某一速度优化，在远离这个速度时进气效率会有所下降。

下面讨论一下我国采用DSI进气道的机型。

2003年首飞的枭龙01号原型机原本采用的是传统的二元可调斜坡进气道。

2006年4月首飞的04号原型机改用了DSI进气道。同年12月F-35第一架原型机首飞。

其采用了DSI+附面层吸除装置的设计（下图鼓包上的小孔阵列是附面层吸除装置）。DSI进气道理论上是可以取消附面层吸除装置的，它会带来额外的重量。由于这是我国第一款采用DSI进气道的机型，为了降低风险，还是安装了附面层吸除装置。

枭龙飞机DSI进气道方案设计工作进行了近两年，经过4轮进气道模型高速风洞试验及1轮低速风洞试验研究，不断改进和完善，最终达到了了预期的目的：与原型机01和03的常规进气道方案相比， DSI进气道具有更高的效率（总压恢复性能），进气道与发动机的匹配性能良好，工作稳定。[2]（外贸机保密级别真低）

2008年12月采用DSI进气道的歼-10B首飞。（查资料中，过段时间再补充）

2011年1月采用DSI进气道的歼20首飞。（查资料中，过段时间再补充）

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