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標題: DSI（Diverterless supersonic inlet）超音速進氣口設計~ [列印本頁]

作者: cat8125900 時間: 2015-8-16 23:32:54 標題: DSI（Diverterless supersonic inlet）超音速進氣口設計~

本帖最後由 cat8125900 於 2015-8-16 23:42 編輯

DSI進氣通道（英語：Diverterless supersonic inlet）或鼓包式進氣口是一種
運用於現代戰鬥機上的發動機進氣道的特殊設計。

DSI 是隨著計算流體力學（CFD）的進步，在洛•馬的電腦CAD工具上開發並完成的。
CFD 是一門研究流體控制的數位化解決方案的技術，並可以通過空間或時間對重要的
流場加以描述並進一步改善解決方案。而CFD 解決方案闡明了工程師如何表現複雜的
空氣流場並對他們的設計進行性能上評估。

1994 年末，洛•馬對飛機構形進行了研究——該構形後來成了他們的 JSF 原型機的
構形方案。該項研究重在調查 DSI 對於 F-22 或 F/A-18E/F 的後掠式進氣道的優勢。

也由於設計上減輕了重量（約 300 磅），DSI 可以使飛機具有更好的進氣效率；同時 DSI
還減少了生產和操作費用，約每架飛機可以節省近 50 萬美元的費用，讓邊際效益相當明顯。

全尺寸 F-16 飛行試驗

在 DSI 被洛•馬 JSF 設計採用的同時，工程師就明白它會被認為比 F-22 的後掠式進氣道具有
更高的風險，為此他們改裝了 1 架 F-16 進行 DSI 驗證來降低技術風險。F-16 的模組化設計
使得它可以裝上特製DSI 模組而無需對前機身和中機身進行重大改造。

根據現有的 F-16 進氣道設計，新的進氣道模組將成為前機身的組成部分，從其前緣開始直到前
機身與中機身接合部和原進氣道融合。壓縮面被置於前機身座艙下方，不會影響前機身其它部分
或舭線。

擴壓段前部進行了重新設計，在新的進氣口和現有擴壓段之間形成一個過渡。

F-16DSI 是在風洞實驗室利用3D模型進行設計，其進氣道則利用了 CFD 的成果，採用了與 JSF
相同的設計方案。進氣道模組在洛•馬的福特•沃斯航空工廠製造，並安裝在 1 架量產型 F-16 上，
並在該地進行了試飛。

當 DSI 安裝在 1 架 Block 30 批次的 F-16 上進行了驗證試飛時，它才真正從概念成為了現實。

試飛計劃包括 12 次試飛，在 1996 年 12 月的 9 天內完成。首次試飛重在確定飛行包線和功能檢測。
其它的試飛則重在驗證進氣道性能特點，包括在水準和機動飛行中快速移動油門位置以確定進氣道和發動機
之間的相容性。

飛行試驗覆蓋了 F-16 的整個飛行包線，並達到了最大速度 M2.0。改裝機的飛行品質在所有的迎角和側滑角
條件下，都非常接近理論數值。洛•馬試飛員進行了 2 次飛行中發動機重新啟動和 164 次後燃器全力推進，
其中 52 次後燃器點火是在高難度機動中進行的。

新的進氣道顯示其在亞音速性能上特別是剩餘功率方面略優於量產型設計，也證明了取消附面層隔道對整體
系統上是有助益的。

試飛員表示，軍用推力狀態和推力特性上和安裝通用電氣 F110-GE-129 發動機的標準型 F-16 其實非常相似。
但考慮到整個試飛計畫的目的是驗證這種先進進氣道技術的可能性，但是目前的結果是非常令人滿意的。

F-16 的試飛驗證了DSI進氣道的氣動性能，而洛•馬的 JSF 原型機 X-35 也對此進行了驗證試飛。結果證實，
根據 CFD 分析作出的性能分析和進氣道氣流穩定性預測與現實世界中的情況是吻合的。

DSI 在 JSF 設計中的應用
在 STOVL 型 JSF 上採用的軸驅動升力風扇要求使用分叉式進氣道。X-35 基本上照搬了 F-16 前機身下表面的
進氣道設計，只是把它轉了 90 度移到機身兩側。進氣道整流罩相對于鼓包是中線對稱的。為了佈置升力風扇，
分叉式擴壓段明顯向外偏移。

在原型機上，自升力風扇後到發動機進氣道導向葉片前有一塊隔板將左右側進氣道分隔。在升力風扇後的擴壓段則
不再彎曲。根據 CFD 研究結果，在設計凍結之前，進氣道進行了改進設計。為此在阿諾德工程發展中心（AEDC）
的 16 英尺超音速風洞中進行了高速吹風試驗，在模擬的發動機壓氣機平面處測量其氣動特性。試驗馬赫數最大達到
了 M1.5，取得了超過 16,000 個測試點數據。結果證實，所有的進氣道性能要求都已達到或超過。

2000 年 10 月 X-35 開始進行試飛。常規起降構形（CTOL）的一個主要試飛目標是確定整個飛行包線內發動機/
進氣道的相容性。

　　
根據 X-35 進氣道構形，進行了一次 DSI 構形的高速風洞試驗。試驗於 1998 年在 NASA 葛籣的 8×6 超音速
風洞進行。在 156 小時試驗中採集了超過 12,000 個測試點數據。試驗馬赫數最大達到 M1.8。試驗資料表明，
超過 10 度迎角後，三邊形進氣口相對原來的四邊形進氣口具有更高的總壓恢復。新的進氣道滿足所有的性能和要求。

JSF 最後的減少風險措施是在飛行性能中驗證的，洛•馬的 X-35 試飛自 2000 年 10 月 24 日開始，DSI 在試飛
過程中表現良好。現在 X-35 已成為 JSF 計畫的勝利者，並改稱 F-35。

總上所述：
洛•馬開發了一種革命性的發動機進氣道概念，具有出色的氣動性能，並取消了傳統超音速進氣道上的複雜結構，降低
了生產和使用費用。

DSI 是固定幾何形狀進氣道，取消了附面層隔道、氣流調節系統和旁通道系統，減少了進 300 磅的結構重量，讓每架
飛機節省了約 50 萬美元的生產費用。

讓飛機在所有速度範圍包括高超音速條件下，DSI進氣道都具有出色的性能表現，
而在高機動性條件下，DSI 仍然可以提升飛機性能。

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作者: eszerfrm 時間: 2015-8-20 09:20:06

IDF的S型進氣孔也可以拿來說一下～

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