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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
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最后于2012-04-03 10:21:01改,共2次;
前排的右三，像华裔。左二，像黑人与东亚的混血，或者就是个晒黑的亚裔也说不定。
后排的右四，像日裔
奇怪的是有这么多东亚裔的子弟去当兵吗
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：
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)
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。
这个很有趣，您是否有详细资料，给个链接吧。
F-35和F-22在设计之处对隐身就有不同要求。也就是说还没有出生，谁更隐身已经决定了。
我是从公开的杂志，比如美国《航空周刊与空间技术》上看到的。而且并非仅仅一篇文章中有此信息。具体的出处无法给出。
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。
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：
F-22喷口（点击图片看大图）：
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：
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。
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：
2， 进气道前方的前机身下侧：
3， 图中左侧第一人头部附近的前机身下部：
作者不在这里无法讨论，说多了不好，就捡一点吧。娘娘司机是有明显S形设计的，这个很多图片在网上，没有疑问。
暖风的原话：
照片：
这的确是“无完整S形设计”，因为所谓完整S形设计，是S形可以遮蔽发动机的设计。
你仔细观察，在主要的接缝区、铆钉密集区域等，周围都有一层加厚的吸波贴片层（略高于机表蒙皮，你贴的几张图也能看到这些微凸起的区域），埋头螺栓实际上陷入这个吸波层内，雷达波入射时时部分被吸收或不能进入（螺栓孔径小于X波段3厘米左右波长）。
仔细看J20，也能在某些区域（如机背开口盖周围）找到类似吸波层，但不如22那么明显。
这个图片是首飞不久出现的，现在已经很长时间了，老黄历了。当时争论很多，有ps说，有超大黄蜂说……
既然有PS说，先放一张更好的图看看。
抛开不确实的部分，先看看可以确认的几点：
1.下面是一张娘娘的腹视图
可以看到进气口的中轴线和引擎的中轴线不一致，是典型的S形设计。同时也能看到，进气口的内侧边缘线和引擎的中轴线很接近。也就是说进气口和引擎不能完全错开。如果人站在进气口前，你应该可以看到后面的引擎。
下面另一张照片也反映同样的结果。
对比一张丝带，也是一样。
结论是这里没有一个完美的S形。
那么是不是真能看到娘娘的引擎呢？
试试下面的图片
oops!谁拿盖子挡住了！
揭开盖子再看
有个东西挡住了。
2.去年8月娘娘司机的公开展示，看时请转成1080p高清
[FLASH=560,315]http://www.youtube.com/v/xWxvJEwjVCc&hd=1[/FLASH]
录像是8月18日（只对媒体和专家开放），可以看到娘娘司机在公众面前做了一个掉头，距离很近，现场有上百人持有各种专业工具。但是事后没有（象一年前对上面照片那样的）任何这方面的跟进评论。是不是可以猜测那里的问题解决了？
3.同样是苏霍伊，在苏35s的进气道上实现了比苏27sk减少-15dBSM的效果（x波段）苏35只是传统设计，没有经过隐形的形状优化。
4.毛子的两种新进气道雷达阻挡装置。
[FLASH=420,315]http://www.youtube.com/v/SvarEU9oEIY[/FLASH]
5.即使不加修饰，毛子的进气道也不应该直接看到风扇，因为前边还有其他东西。下面是一个例子。注意1分35秒左右。
[FLASH=420,315]http://www.youtube.com/v/lahy3ZtZjE8[/FLASH]
这个可以说明上面的图片肯定不是拍摄的完工状态。
总结一下上面各种头绪的信息，大概可以得出的结论是：
1.经过苏47和苏35s的隐形实践（苏霍伊多半还有米格1.44的数据），认为毛子在这个地方不懂根本不可能。
2.加上现在的s形辅助，即使没有超级大黄蜂那样的挡头，毛子也应该可以做的比降低-15dBSM更好。
3.这个部位是机头方向隐身最重要的工作，因为一旦被对方捕捉到，现代的雷达技术可以通过形状和转速迅速判断出目标。不要期望毛子在懂道理又会做的情况下刻意漠视。
以这个地方分析毛子的机头隐身比F-22和J-20差，多少有些矫情。看到专业人事把T-50模型放入RCS模拟软件中，并且结合毛子工业水平所做的分析中，在这个地方基本认作和F-22持平。个人感觉这样的算法还是中肯的。
多几句废话。
谈RCS的时候，最好写明是什么雷达。因为不同波段雷达下RCS的差距很大。下面的图是一个例子：
注意：鸭子在x波段和s波段的试验数据分别是-21,-30!
飞机的例子最好的是F-35，因为F-35只要求对几种雷达隐身，所以对比F-35在不同波段下的RCS有非常大的差异。
如果把RCS估算到-13,-15这样的精度，却不给出对应的波段的话，很容易让人怀疑数据的严谨性。
即使是使用了RCS模拟，在给出了什么条件刻意估算，什么条件无法估算的前提下，我看到的也只是-10,-20这样的数量级结果。
J-20如果前向RCS真是-15的话，大约空军是不能接受的。逻辑是：空军未来周边的潜在对手是F-35（日，韩？台？）+ AIM120C（台）。如果空军希望打破隐形战斗机在视距外打中距弹然后逃逸的预设战斗模式，冲到对方面前发挥J-20的机动优势，那么应该把对方的发现距离降低到30海里以内。这个需要J-20最少达到-20的标准。在-20,-30甚至-40的时候，对方的中距弹发射距离和反应时间会越来越短。最后，F-35会和传统战机F-15，F-16，F/A-18一样丧失对抗能力，F-22也不得不出来缠斗。
你的长篇大论漏洞太多，纠正起来费时费力。你拿这么一大堆有明显漏洞的东西去质疑暖风的言论，是不合适的。
暖风的发言中有成系统的隐身方面的知识，非常非常有价值、非常非常有内容、可以从中学到很多东西。这种人能就隐身这个极端敏感的话题说一些东西，非常难得。正确的态度应该是认真学习、谨慎质疑。你这样轻率地、实际是没有根据地质疑，很容易把这种人气跑。因为你的论据太烂，而反驳你又非常非常麻烦，要从很多非常基本的东西开始。
我捡一些不得不说的说一下：
看图吧（点击图片看大图）。F-22的S形进气道对发动机遮蔽得很好，目前所有相关角度照片都无法看到发动机。你所谓“如果人站在进气口前，你应该可以看到后面的引擎。”是错误的：
你仅仅从俯视图上，看到：
而你却忘记了在侧视图上，F-22发动机中轴线位置高于进气口中轴线。尤其重要的是，你忘了F-22进气口最靠近机身中间面的地方是进气口位置基本是最低的地方。也就是与发动机中轴线在垂直距离上基本是最大的地方。具体请看上面的图。