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主题：【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（2） -- TopGun
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（3）
二，向高速迈进：J-10B的DSI进气道
1，从论文数据看J-10B的DSI进气道的高速性能
使用DSI的中国枭龙和美国F-35都飞得不快。洛马官方网站居然说F-35的最大速度是1.6倍音速。我认为这是因为美国军方并不强调F-35的高速性能导致洛马不重视F-35的最大速度，从而仅仅在网站上指出F-35的最大速度不低于1.6倍音速。
F-35比较低的最高速度，加上枭龙在速度超过1.6倍音速后DSI总压恢复系数比较剧烈地下降，使得很多人怀疑DSI的高速性能。（详细请见《一，从无到有：枭龙的DSI进气道》TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（1））
J-10B的出现，可以说否定了这种怀疑。下面两图是成都开发的J-10B：
南航在2005年发表的一篇论文透露了J-10B的DSI进气道的一些重要线索。这篇论文的标题是《凸包（Bump）进气道/ DSI模型设计及气动特性研究》，外链出处链接是：http://www.docin.com/p-214423319.html。下图是此论文的摘要：
这篇2005年论文中研究的腹部进气的DSI进气道，应该就是J-10B进气道的诸多研究之一部分。文中给出的腹部进气DSI进气道的图更是与照片中J-10B的DSI惟妙惟肖。
此文给出的一个重要内容是：
这个固定的DSI进气道在2.0倍音速时接近0.87的总压恢复，与F-4D的二元三激波可调节进气道大致相当或稍稍好一点；而其在1.8倍音速时不低于0.91的总压恢复，则超过了F-4D。我是从《Aircraft Engine Design， Volume1》第440页给出的几种主要飞机的总压恢复系数曲线中得出的上述结论。这本书的链接外链出处：http://books.google.com/books?id=2Wy5rpdm3DMC&printsec=frontcover&source=gbs_ge_summary_r&cad=0#v=onepage&q&f=false。
这张图中给出了F-16、F-4D、F-15等飞机的总压恢复系数曲线。其中最简单的是F-16的固定式皮托管进气道，其在2.0倍音速时的总压恢复系数低到超出了图的范围——在0.75以下；最复杂、重量最大的是F-15的二元四激波可调节进气道，其在2.0倍音速时的总压恢复系数大致在0.92到0.93之间；在复杂性和重量上介于F-16和F-15之间的是F-4D的二元三激波可调节进气道，其在大约1.7倍音速时总压恢复系数跌到0.9以下、在2.0倍音速时大概0.87或稍微低一点。
还有什么飞机在使用类似F-4D的二元三激波可调节进气道呢？成都J-10A，沈阳J-8II， 俄罗斯米格-23。这些飞机的二元三激波可调节进气道应该有类似的特性。事实也是如此：无论是F-4D、J-8II、 还是米格-23，都是最大速度超过两倍音速的战斗机。我认为J-10A也不可能例外，只不过官方没有明确发布相关信息而已。
这就使我形成这么一个看法：J-10B的DSI进气道在超音速时很可能比J-10A的进气道性能更好。原因是这篇2005年论文指出固定的、腹部进气的DSI在1.8倍音速时总压恢复优于F-4D、在2.0倍音速时与F-4D相当或稍微好一点，而J-10A用的是与F-4D原理相同的二元三激波可调节进气道。
飞扬sopc_dsp的说法也支持上述结论：
外链出处（http://www.fyjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html）
2，J-10B的DSI是如何适应高速的？
sopc_dsp在同一个发言中还指出了J-10B的DSI进气道一些设计数据的选取。我将其列在下面，并与枭龙DSI的设计数据选取做一下对比（枭龙数据来源请见《一，从无到有：枭龙的DSI进气道》TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI（1））：
杨应凯论文中指出的枭龙DSI的设计数据选取：
如果sopc_dsp给出的数据是可靠的，上述数据的对比也可以看出从枭龙DSI到J-10B的DSI在设计原理上有很大的传承。J-10B的DSI之所以在高速下有枭龙DSI所不具备的高效率，是依靠更先进的鼓包和唇口形状、外加更好地利用J-10B机头下表面对来流进行预压缩。
在本文开始提到的南航2005年论文，指出了一些鼓包和唇口的设计要点，比如：
第一道椎面波波角（与鼓包形状直接相关）、唇口厚度的变化、唇口前掠角、主侧唇口与次侧唇口的关系、等等。这些设计要点综合在 一起，形成了J-10B的DSI进气道形状及其相应的高速性能。
另外有一点值得注意，就是南航这篇2005年的论文代表的是中国DSI在2005年的水平。六年之后的现在，J-10B的DSI在研制中是否有什么改进呢？sopc_dsp提供了下述信息：
现在即将装备的J10B，对腹部进气布局的Bump进气道的鼓包和进气唇口进行了修改（唇口截面改得更方了），2.05Ma时出口平均总压恢复系数接近0.9，是高空高速大马赫数下的推力增加约4%的主要方面。
与J-10A的同等马赫数下的总压恢复系数相比，即将装备的J10B略好于J-10A。
即将装备的J10B在跨/超音速下的阻力降低明显，J10B在亚/跨/超音速下的加速特性更好。
（上面sopc_dsp的发言来自外链出处http://www.fyjs.cn/bbs/read.php?tid=309226&page=8#3236983022）
如果上述内容是可靠的，则可以说明J-10B的固定DSI进气道的高速性能已经明显超过了二元三激波可调节进气道。而实现这种超越的手段之一是唇口修形成更有棱角的形状。
3，J-10B的DSI对飞机总体减阻的贡献
sopc_dsp在我上面提到的发言中（外链出处http://www.fyjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html。）详细讲述了J-10B的DSI如何使J-10B的跨音速和超音速阻力全面低于J-10A，从而配合DSI进气道效率提高导致的发动机增推，使J-10B在跨音速和超音速的机动性全面优于J-10A。我仅仅在此作一个小结：
A， DSI本身的迎风面积小于原进气道，关键原因是取消了附面层隔板系统；
B， 通过对前机身修形外加DSI鼓包的作用，使得J-10B更符合跨音速面积率和超音速面积率。
4，本文小结——我对J-10B的DSI进气道的总体看法：
1， 这个DSI以非常简单、重量很轻、并且隐身的固定形式，在性能上超过了比较复杂、比较沉重、而且不隐身的二元三激波可调节进气道；
2， 这个DSI凭借取消附面层隔板系统和利用前机身对来流的预压缩，减轻了飞机结构重量并且减小了飞机跨音速和超音速阻力。
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看图索引，得来不全费功夫。
看图片没有基础也是不能抄出来的，爱抚娘娘图片全世界都有，又有几家可以抄出来？，那变态的发动机就没有一个国家可以抄出来啊！
BUMP鼓包可不是一个圆球或是什么其他标准形状，那可是经过圆锥激波构型出来的一个复杂曲面。没有足够的乘波构型的理论积累，没有多次的超音速风洞实验和计算，根本就不可能做出这么个曲面来。还有唇口的前掠角，喉道面积与速度和发动机进气的匹配等等，这些你以为看了图就行了？
当年那几个年轻人已经在乘波构型理论上有了很深的造诣，只不过没有尝试过利用圆锥激波构型来设计进气道，等一看到F35的进气道结构，得到启发，马上就开始实验，因为基础扎实，所以一下子就成功了，而且对DSI进气道把握透彻，可以随意地用在各种飞机上。
听说除了常规飞机以外，成都正在搞高超音速、空天飞机一类的项目。这也是成都多年来在乘波理论上一向勇于探索、勇于实践的一个结果。
飞机作战现在有隐身法宝，但隐身法宝被技术进步破掉之后，下一个法宝很可能是高超音速、近太空。
只是这个方向对发动机有更加高的要求，事实上高超音速发动机的难度还大于高超音速飞机。我虽对成都在飞机气动方面勇闯高超音速很有信心，却对整个中国航空发动机工业能否为这个气动提供足够的动力而不乐观。
说这话可有根据？或是您是专业人士分析得来的？这样不负责任的话还是到别处说吧！国内的军坛很多。。。。。
别以为简单的一个鼓包就很容易弄懂。
没有大量的气动实验，只知道一个类似胸罩的形状，你敢装到飞机上？
作科研的都知道，头一个有特殊意义。那个鼓包，我们为什么不先想出来。跟着别人走，不吃亏，这倒是正确道路，弯路不用走了，也没有专利费。
一个星期就算出来了，当时报纸上说的。你以为有多难，建好结构模型，用现成的软件算就是了。就这个时间出来CFD 计算，很难说非常复杂。
很深的造诣？ 科学的发展是让所有的愿意学习的人站在前人的肩上。你只要学会最新的模型，就是最前沿的计算了。
我向来认为外国人能做的，我们也能做。但是现在不认为我们能研究出来，外国人研究不出来。没有必要太高兴。
不是一个研究所的事情。