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主题：【原创】纠正本论坛对飞机隐身问题的一个错误认识 -- TopGun
家园 【原创】纠正本论坛对飞机隐身问题的一个错误认识 纠正本论坛对飞机隐身问题的一个错误认识，这个错误认识就是DSI进气道在隐身上不如F-22的CARET进气道。
我看到晨枫发了一个帖子，推测说F-35的隐身性能不如F-22的一个原因，大概是F-35的DSI进气道唇口前倾导致其前向雷达隐身性能不及F-22的CARET进气道。(晨枫:【原创】最近在琢磨为什么F-35的隐身不及F-22的问题)这个说法是错误的。
一、前向雷达隐身：
首先比较DSI和CARET前向雷达反射。DSI唇口前倾的确会导致唇口与前机身在反射雷达波上互相影响，但是CARET也有进气道与前机身互相干扰问题。而二者的问题都可以解决。
下图是F-22的CARET进气道，图中进气道与机身之间必须有一个深深的沟槽来避开来自前机身的附面层气流。这个沟槽导致了CARET与前机身在前向雷达反射上的互相干扰：
外链图片需谨慎，可能会被源头改F-22是非常隐身的飞机。虽然F-22的CARET进气道有这个前向隐身的缺陷，但通过精心的隐身修型和使用隐身涂料克服了这个问题。
同样，我认为DSI 前倾的唇口也可以通过类似的方式解决前向隐身的问题。
当然，F-22CARET的大深沟在前向隐身上问题不大，但一是增加了侧前方隐身的难度；二是增加了飞机的阻力；三是增加了飞机的结构重量和结构复杂性。相比之下，DSI进气道不但前向雷达隐身很好，而且比CARET阻力更小、重量更轻、结构更简单。我将在下面比较CARET和DSI侧前方隐身能力时解释为什么CARET的那个大深沟在侧前方增加了飞机的隐身难度。至于CARET比DSI阻力更大、重量更重、结构更复杂，我已经在下面的几篇文章中解释过：
TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（1）
TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2）
TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（3）
TopGun:【原创】下一代战斗机技术展望（2） DSI的进一步发展
二、侧前方、侧方、上方的雷达隐身：
F-22的CARET因为必须使用那个大深沟来避开附面层，所以在进气口附近必须开口把这个大深沟吃进去的空气再排出去。这个排气口本身就是很强的雷达反射源。具体到F-22上，这个附面层排气口的位置会恶化其侧前方、侧方、上方的隐身效果。为了避免这个问题，F-22对这个开口必须额外增加结构重量来进行隐身修型并使用隐身网格覆盖。下图中F-22驾驶舱后下方、进气口后上方的那个菱形的网格状开口，就是其CARET附面层隔离装置的排气口：
外链图片需谨慎，可能会被源头改相比之下，DSI根本就不需要这个大深沟的附面层隔离装置，所以根本就没有这个劳什子的隐身排气口。
这是DSI在雷达隐身上比CARET具有的优势之一。
再有，CARET必须大面积使用附面层吸除装置。这些由密密麻麻的小孔组成的孔阵必须进行隐身修型来克服其在侧前方的隐身性能恶化问题。CARET的这个问题还没完——这些小孔吸入的空气还必须另外开排气口排出去。这个排气口也是破坏隐身的，所以也必须额外增加重量来做隐身修型并以隐身网格覆盖。下面图中，一是可以看到F-22的附面层吸除孔阵，请注意其隐身修型；二是可以看到进气道上方给这些小孔所吸入空气进行排气的梯形排气口：
外链图片需谨慎，可能会被源头改相比之下，DSI除了第一代枭龙的进气道，其他的DSI要么根本没有这种附面层吸除装置，要么仅仅在进气道较深入的内部很小规模地使用，从而或是根本上、或是大幅度地减少了这个装置对隐身的损害。下面F-35的DSI的高清图片，请大家看看其DSI最起码在外观上看不到附面层吸除装置，这比CARET是重大进步（请点击图片看大图）：
外链图片需谨慎，可能会被源头改这是DSI在雷达隐身上比CARET具有的优势之二。
另外，CARET的速度适应范围比DSI狭窄，这导致CARET如果必须在兼顾低速性能的同时保证超过二倍音速时的性能，就需要使用较大尺寸的放气门。这个大尺寸放气门不但增加结构重量和结构复杂性，而且破坏隐身。下图红圈表示的就是F-22因使用CARET进气道而导致的巨大的排气门：
外链图片需谨慎，可能会被源头改相比之下，无论成都J-10B还是J-20都要求超过二倍音速的性能。比如成都J-10B的DSI，在二倍音速时总压恢复系数接近0.87，与J-10A的三波系可调节进气道相当；而作为比较，F-16的简单皮托管进气道在二倍音速时总压恢复系数仅仅有0.74之低。但是无论J-10B还是J-20，现在照片都已经满天飞了，而所有照片中都显示他们根本没有F-22那样的巨型进气道排气门。
这是DSI在雷达隐身上比CARET具有优势之三。
三、小结：
1、DSI在前向雷达隐身上起码不比CARET差；
2、DSI在侧前方、侧方、上方的雷达隐身上优于CARET。
家园 头回来西西河，没想到这里还有个聊军事的坛子，补充点分析 上面引用的是我在鼎盛中华发贴的内容，后来有人转到飞扬，原文链接在：http://72.232.254.235/show.php?f=1&t=1301459&m=9947238
看到前面对DSI隐身的分析，大体赞同，补充一些分析:
1、用导电细网格屏蔽机表开口，比如F117的进气口、F22的附面层排气口等，是利用电磁波谐振效应，波长不能通过等尺寸孔径进入的道理，孔径小于波长等效于平面反射的效果，这是大的方面，细节上，屏蔽网格由于表面空格属于不连续导电面，会增加表面波的反射，因此网格金属结构的延展方向、边缘形状等都需要按照隐身平行主翼散射波系原则进行倾斜和削尖，包括进气道内附面层吸附孔也类似，这样才能尽可能消除对主要威胁方向的散射。楼主观察到YF22到F22的这一细节变化，很仔细，我算是顺带把细节道理简要补充一下。
2、关于DSI的隐身特征方面，我在115期《海陆空天惯性世界》中发的那篇文章有一节专门与Caret进气道的对比分析，部分内容节选如下，仅供对比：“进气道的雷达波反射场景比较复杂，总的来说其散射可归纳为三种：进气道唇口的边缘绕射回波、腔体散射回波、与相邻机体部件间的耦合散射回波。其中唇口边缘绕射回波在入射波电极化方向与唇口边缘平行时较强；腔体散射回波包括了直射入进气道照射到发动机叶片、经过道壁多次反射照射到发动机叶片、唇口绕射波部分进入进气道等几种场景；耦合散射主要是从相邻的机身、机翼等表面反射后耦合进入进气道的场景。
实验证明，在对战机威胁最大的前向小角度范围内，四代机普遍采用的双外切Caret进气道（即双压缩斜板Caret式进气道）较普通矩形或单斜切矩形进气道唇口的绕射回波低15~25dB，这是由于边缘双斜切，前向上没有与水平或垂直极化波平行的边缘。缺点是在前向十几度威胁角范围内，腔体散射部分因入射波大部分直射入道内，RCS较高，当侧入射角继续增大超过进气口平面的法向角度外，进气道收集入射波的有效截面逐步减少，腔体RCS逐步降低。在采用S形进气道、涂覆RAM吸波涂层和在发动机前增加吸波导流板后，在非正对进气口平面的法向入射范围，典型的腔体散射部分RCS最大可降低20~25dB，退居次席地位，此时边缘唇口绕射强度上升为首要回波源，特别是考虑普通Caret进气道仍需保留附面层隔离板和间隙，唇口总体绕射RCS会较DSI设计高。不过，应用双外切进气道设计时，经机身上相邻部件反射耦合进入进气道的机会较少是一个优点。Caret进气道宽高比不宜过大，0.6~0.8之间对隐身和进气效率平衡较有利。
J20采用的是DSI和双内切进气口结合的设计，较之双外切进气道，在唇口边缘绕射方面特性相似，但没有附面层隔离板的问题，而且形成腔体散射的入射波可进入范围明显缩窄。正面由于BUMP鼓包遮挡了相当面积的直接入射波，因此唇口绕射和腔体散射均小于相同进口面积的普通双外切Caret进气道。因鼓包的存在和唇口前掠，在某些特定的前侧向入射角，经相邻机身和鼓包反射耦合进入的雷达波会有所增加，但这个角度范围较小，倾角稍增大或缩小就会演变成主要向进气道外反射的有利局面。当侧视角继续增大超过斜切角度以外时，侧唇口会完全遮挡进气道避免直接入射，侧面遮挡范围远优于双外切进气道。总体来看，DSI+双内切进气道前半球综合RCS较双外切Caret会有较明显的下降，更适合搭配隐形战机外形设计，与机身或机翼的耦合效果好，有助于减少机身浸润面积降低迎头阻力。我们可以看到生产型F35的DSI进气口已经改成与J20类似设计了，预计这类设计也将在下一代战机设计上得到普遍采用。由于J20还有进气道较长累积吸波效果更好的优势，笔者推算前半球进气道部分相对F22的综合RCS优势会在5dB左右。”——这段分析里有一个数据略放了点小卫星，但结论无太多变化，同等入口面积下DSI的前向及侧向隐身效果是优于Caret的，同时这里也解释了双斜切唇口和S形吸波进气道间的散射强度演进关系，必须强调的是DSI在唇口散射总量和入口电磁波收集量上是明显低于Caret的，而这又会带来道内消隐的利益放大。
3、唇口前掠对前向的行波反射会略有增大效应，我在文里有一节专门分析行波表面波反射的内容，因为版权问题不便贴太多，只简单解释一句，正常情况像幻影2K这类的JJ前向小角度内行波对RCS的贡献可能达到1平方米的程度，以J20的进气口上下唇口的尺度，考虑机表应用复合材料和唇口前缘及机身前后表面导电不连续段局部做结构化隐身和涂层处理，已经散射端面的倾斜，这部分造成的前向RCS影响预计不会超过0.005平方（粗略算过，仅供参考）。
结合这两点，晨枫以及CD的小飞猪对DSI隐身不好的判断确实不太准确，至少在我的知识范围和推导计算中是不存在的。另外也补充一点，我前文已经说过J20正向RCS0.01~0.03平的数据略有小放卫星，这话不是开玩笑，确实有意为之，实际考虑一些不利因素和抹平隐身材料水平差异后，J20比F22正向RCS的优势会更小一些，但仍略低于F22。
通宝推：Mtknr20,为什么不可以,bldc,鳄鱼眼泪,TopGun,家园 莫非《海陆空天惯性世界》7月号 里面关于隐身飞机的那篇的作者暖风就是阁下？
家园 受教了，期待全文能贴出来的那天 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。
家园 问过小编，说最少1个月后能贴，最好不贴 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。
家园 非常感谢您的科普，请教两个发动机喷口隐身的问题： 第一个问题：F-22和YF-23的喷口侧壁互成直角，应该是不利于雷达隐身。但为什么普遍认为这种喷口在雷达上隐身？是使用特种吸波材料达到隐身吗？
下图中YF-23的喷口处似乎用了砖式的耐火吸波材料：
外链图片需谨慎，可能会被源头改F-22喷口（点击图片看大图）：
外链图片需谨慎，可能会被源头改第二个问题：单纯看喷口，是F-22、YF-23使用的矩形喷口更容易实现雷达隐身，还是F-35用的轴对称喷口更容易实现雷达隐身？下面两图是F-35的F-135发动机喷口：
外链图片需谨慎，可能会被源头改
外链图片需谨慎，可能会被源头改家园 主要是一般分析比较粗粒度一概而过，实际隐身效果是有区分的 一般人讨论或者引用的时候往往只引述个总体结论，较少关注到细节差异，二元矢量喷口隐身也是有应用条件和相对性的，简单说两句：
1、二元喷口一般取扁宽出口矩形，因为要考虑上下侧叶片偏转的流场稳定性，左右侧壁肯定是直的，上下偏转叶片倒是可以做成带曲面的，这样相对而言上下壁板造成的镜面反射会少一些，不过F22上没有这么做，估计是为降低连接处的复杂性和重量。由于出口较扁（高度大约是轴对称喷口一半或更低），因此很容易与机身两侧翼身融合体延生出来的尾撑结合在一起，被低RCS的融合体完全遮挡，在侧向一定角度范围内借助占位效果实现隐身。轴对称喷口因为直径大，机尾部不可能有那么大面积的融合外形来遮挡喷口，一定会暴露较多凸面增加侧后面的RCS，只能用垂尾、尾撑或腹鳍在一定角度内遮挡。
2、从发动机到喷口这段典型的腔体反射来说，矩形扁出口的喷口对腔体正面遮挡要优于圆截面喷口，直射和小角度腔体反射的量低于圆截面喷口，但通常在上下俯视角+-20~60度范围和左右一定角度范围，由于喷口内壁扁平，会造成镜面反射（包括角反射效应）引发的腔体多次散射量高于圆截面喷口，这种时候，需要采取一些措施遮蔽和偏移反射方向，比如F22两发之间的中隔板和侧面翼身融合体延生的尾撑都超出喷口较多，仔细比较还能在左右水平方向45度外形成对喷口的有效遮挡，其中中央隔板推测夹带了较厚的吸波结构。YF23是借助拖后的垂尾及喷口底板形成的喷口遮蔽，道理都差不多。（来不及图片就不贴了）
综合下来，由于二元矩形矢量喷口结构较简单，便于与翼身融合，出口扁易遮挡，RCS大的方向便于得到较为有效的遮挡约束，相比全向矢量圆截面喷口而言更容易实现较大角度范围内的隐身效果。
通宝推：TopGun,家园 圆形截面锯齿形边缘的喷口还有一个问题 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。
家园 嗯，锯齿的尺寸是要考虑波段 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。
家园 感谢指教，再请教一个埋头螺栓的隐身问题： F-22似乎不太顾忌使用埋头的螺栓。这种螺栓的头与蒙皮持平，但在螺栓头中部有方空。请问这些埋头螺栓对隐身有什么影响？
下面图中有这种埋头螺栓，请点击图片看大图：
1， 驾驶舱侧后部：
外链图片需谨慎，可能会被源头改2， 进气道前方的前机身下侧：
外链图片需谨慎，可能会被源头改3， 图中左侧第一人头部附近的前机身下部：
外链图片需谨慎，可能会被源头改
家园 歼20、F-22和T-50隐身性能的数据，尚不知真伪： 其中提到的歼20威龙在正面隐身性能上不比F-22猛禽差，而且其原因之一是歼20威龙的DSI进气道比F-22猛禽的CARET进气道更隐身。这与我主贴中提到的DSI在前向隐身上强于CARET的说法相符。
我先贴出其中关于歼20威龙与F-22猛禽的隐身对比。文中作者认为在正面30度角范围内隐身上，当二者的隐身材料相当时：歼20威龙大约0.01~0.03 m^2、F-22猛禽大约0.03~0.05 m^2；在正侧面隐身上，歼20威龙大约0.2~0.4 m^2、F-22猛禽大约0.2~0.5m^2。我再次强调上述数据的前提是二者隐身材料相当。原文如下：
1、 J20前向沿纵轴约30度角范围内，RCS可抑制-20dB以上，达到-15dB m^2以下的程度，更小偏离角度内甚至可控在-20 dB m^2以下，即约为0.01~0.03 m^2，较F22平均有约2~3dB的相对优势，正侧面RCS为0.2~0.4 m^2；2、 F22单以外形论并非如一般预期的那么理想，其前向RCS可抑制-18dB以上，达到-13~-15 dB m^2左右，即为0.03~0.05 m^2，差距主要在进气道，正侧面0.2~0.5m^2。不过若考虑美国的隐身材料优势，这些值可能略有低估；
下面是全文：
下面的说法来自：http://www.fyjs.cn/bbs/htm_data/27/1206/713106.html(外链出处)
我写的那个结论是有前提的，原文推论很长，我贴部分结论节选吧，希望不违背版权约束——再说一句纯是个人分析推算，爱信不信看之前记住我前几天 帖子里说的：“其中为了避嫌和彰显本人HKC的特点，20的RCS推算结果适当放了点小卫星（全文有3处数据故意小方卫星，免得惹麻烦啊，找出问题的同志 有奖），有兴趣的兄弟读到后把RCS值适当往高处靠靠来理解，反正肯定正向威胁角内在0.1平方以下，这话本风负责。
”
=====================================================原文节选如下=================================================================
综 合各种措施，就雷达波隐身特性而言，为了对比方便，我们假定5个前提：均采用金属镀膜低RCS座舱盖（俄罗斯近期生产技术上已解决）；均采用FSS多频带 通雷达罩；均采用吸波进气道，其中T50只采用了复合材料管壁和吸波涂层，无完整S形设计；各类翼面、端面前后缘和表面不连续点采取涂覆吸波材料或直接由 吸波材料构成等措施，并抹平吸波材料的水平差距；机身表面蒙皮采用介质复合材料超过90%以上。
由于三款战机尺寸相近，在采取上述这些措施后，对X波段，估算各机型静默状态RCS如下：
1、 J20前向沿纵轴约30度角范围内，RCS可抑制-20dB以上，达到-15dB m^2以下的程度，更小偏离角度内甚至可控在-20 dB m^2以下，即约为0.01~0.03 m^2，较F22平均有约2~3dB的相对优势，正侧面RCS为0.2~0.4 m^2；
2、 F22单以外形论并非如一般预期的那么理想，其前向RCS可抑制-18dB以上，达到-13~-15 dB m^2左右，即为0.03~0.05 m^2，差距主要在进气道，正侧面0.2~0.5m^2。不过若考虑美国的隐身材料优势，这些值可能略有低估；
3、 T50正面RCS约0.5~1 m^2，侧面1~3 m^2，但如果适当提高前向俯视角，由于前机动边条的对进气口的遮挡作用，T50的前向RCS可能会缩小到0.05~0.1 m^2的程度。
后向RCS方面由于喷口等隐身设计因素，F22可谓一枝独秀，暂不具可比性，作为国土防卫者，J20后向隐身的缺点在一定程度上可以弱化看待。
需 要特别说明的是，上述机型均选择偏上单翼布局，对从前向和侧向上半球俯视角度入射的雷达波均具有良好的隐身特性；当隐身战机自身雷达开机时，FSS雷达罩 在工作频带范围失去屏蔽，前向RCS会略有增加；对仰视角度入射的场景J20和F22的隐身性能会降低约半个量级，某些角度会存在较大镜面反射（例如垂直 于侧下部倾斜机身表面的方向），而T50在这类场景下基本无法隐身。因此这几种机型均更适合以相对低高度隐蔽进入和突防的接战模式。
前面几个前提 任何之一有问题的话，上述推算都会有明显变化，特别是吸波材料的水平会显著影响上述结论。F22和J20在隐身原则的贯彻上比较彻底，很显然隐身是设计上 优先考虑的因素；T50在隐身技术综合基础不如美国的情况下，依据本国及参与方的能力和需求，重点强调了气动和结构效率，以及亚超音速机动性能，隐身显然 被排在了靠后的位置。由于美国同时在红外隐身、射频综合等方面有领先优势，如对F22进行升级可适当保持这一领先地位，但在下一代战机未出现前，差距被缩 小是必然的，且不排除局部领域被反超的可能。
老黄瓜呀~~
本贴由【暖风】于2012-06-28 13:29:45发表。