▲这种进气口形式的设计被称为“无附面层隔道超音速进气口（DSI）”，当它被安装在了一架F-16上并进行了非常成功的试验后，DSI进气口就从概念转变成了现实。

▲在1996的12月份，这架安装了DSI的飞机在短短的9天中进行了12架次的试飞活动，不仅初步摸了一下飞行包线，并且对进气口进行了完备的功能检查。

▲在后续的一系列试飞活动中，这架试验机研究DSI进气口在水平和机动飞行中的性能特性，这些试飞中油门的快速瞬变证实了进气口和发动机之间的兼容性。

▲飞行试验覆盖了整个F-16飞行包线，实现2.0马赫的最大速度。修改后的飞机在所有迎角和侧滑角下都显示出与生产型F-16相似的飞行品质类。洛克希德·马丁试飞员在试飞中完成了两次飞行中发动机重新启动、开了164次加力，都没有出现故障，有52次加力是在剧烈机动中开启的。在整个试飞中F-16没有出现发动机失速或任何异常。

▲DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”，它采用一个固定的鼓包来模拟常规进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。

▲战斗机的进气口设计一直都是难点，一架战斗机的进气口必须在很宽的速度、高度、以及机动条件范围内都能向发动机提供高品质气流，同时还能满足发动机从怠速到最大军推或加力状态下对气流的需求。

▲进气口在设计上还必须考虑因飞机布局带来的限制，如前起落架、武器舱、设备检修面板和前机身外形。进气口设计还必须满足阻力最小、重量最轻、成本最低、推进性能最高的要求。

▲由于隐身战机对性能的高要求，使得进气口还必须满足严格的低可探测性要求。

▲从战机的研发历史上来看，进气口之所以如此复杂主要是因为战斗机一直在追求卓越的性能所导致的，飞行的速度越快，进气口内把超音速气流减速到亚音速再给发动机的压缩机机构就越复杂（涡轮喷气式发动机的设计并不适合用来处理与超音速气流有关的激波）。

▲进气口的各种压缩设计的目的都是一样的，即要把超音速气流转换成发动机压缩机迎面气流总压，当战斗机的飞行速度超越2马赫时，那么这就还需要更为复杂的进气口压缩设计。

▲举个栗子，F-15的进气口设计包含大量的由软件或者复杂机械机构控制的可动压缩坡道和放气门。这些可动坡道能够通过调节进气口的外部和内部的形状，实现多种速度和攻角下发动机提供最佳气流，而那些多余的气流则通过放气门和管道流出进气口。

▲战斗机进气口在设计上还必须考虑去除在亚音速和超音速速度下形成在机身表面的低能量气流层（同样，进气口坡道表面也会形成类似的气流层）。低能量气流层流动缓慢，气流紊乱，被称为附面层，进气口吸入附面层后，在激波的干扰下附面层会导致进气道内气的不稳定。其结果是可能在发动机迎风面前出现不希望的气流畸变。如果激波/附面层之间的干扰足够严重的话，发动机就会失速。随着速度的增加，以及前机身长度（即进气口前端到机鼻的距离）的增加，附面层也会变厚。

▲为了防止发动机吞入附面层，超音速飞机的设计师们采用的方法是把进气口避开附面层置于自由流动的空气中，远离附面层的影响。在F-16上，有一个被称为隔道的结构使机身和进气口上唇之间具有8.38厘米的间隙，这个间隙的大小就是F-16在最大速度下附面层的厚度。

▲其他有些战斗机则结合使用附面层隔板和附面层吸气孔来消除附面层气流，进气口压缩坡道上密密麻麻的小孔把附面层吸除并通过放气管道排出进气口。

▲这个DSI进气口的鼓包功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气 “推离”进气道。进气道整流罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。DSI可以满足气动和隐身两方面的要求，并且与传统设计相比，将低了复杂性，减轻了重量。

▲DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点：一是采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高；二是减小了飞机迎风面的阻力，提高了飞机的隐形性能；三是不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，大大减轻了飞机的结构重量。

▲总体来看，DSI进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。而且DSI对速度适应范围很广，FC1采用DSI后甚至可以取消进气道后的放气门，对减轻飞机重量，提高战术性能有极大好处。

▲DSI进气口概念的基础研究一直持续到90年代中期。洛克希德·马丁公司的工程师们用现在叫3D打印制造出一个小型塑料进气口模型并进行了风洞测试，以作为对计算流体力学研发进程的补充。

▲工程师们在此期间取得了长足的技术进步，并获得了两项美国专利，一个是DSI进气口的总体设计专利，另一个是这项新技术的集成处理专利（两项专利均在1998年授予）。

▲通过对各式各样的无附面层隔道进气口设计进行计算流体力学分析和小型风洞模型测试，工程师们建立起一个进气口构型数据库，随后在洛克希德·马丁公司JSF设计中发挥了重要作用。

▲1996年在F-16上试飞的DSI进气口是在计算机工作站通过实用三维实体模型设计的。在设计中注重对原有机身的影响降低到最小，并最大限度利用现有的硬件以降低设计和制造成本。

▲它的技术难度实际上是非常大的，首先是设计出这个鼓包就需要极高的空气动力学和计算机技术水平，其次它的制造精度要求很高，金属材料要加工出来是很困难的。当前都是使用复合材料。

▲2008年底试飞的歼10B，以及2010年底被网友目击的中国新一代隐身战斗机“歼-20”也采用了DSI进气口。从现今来说世界上只有中国和美国发展出了这种技术。

▲新的DSI进气口模块，由多达300个部件构成，“鼓包”也就是压缩面由碳纤维环氧树脂复合材料制造，而进气口的绝大部分结构都采用了铝合金。

▲进气道侧面尖锐的边条，上方隆起的长条状鼓包是用来容纳机炮的。

因为DSI进气口被证明与传统进气口相比，在能满足所有性能要求的前提下轻30%，且具有更低的生产和维护成本，所以这种新进气口在JSF上找到了自己的位置。

▲与X-35比起来，F-35的进气口设计稍微不同。进气口后移几英寸减重并降低成本，进气道唇口几何外形进行了优化，提高了大迎角性能。AA-1进气道内部涂成白色，这也是AA-1特有的，以后的飞机进气道内部将涂成灰色。

无附面层进气道

▲F-35使用的DSI进气口历经多次的发展优化和演进。F-35B的垂直起降型在机身两侧的进气口的设计就与最初在F-16前机身的DSI进气口一样，只不过是旋转leather90度后安装在了F-35前机身两侧罢了。

▲使用此种设计的进气口整流罩沿鼓包中线对称，也是X-35验证机使用的设计。

▲随着以后计算流体力学分析和测试进一步的对DSI细化了设计，通过调整了上下导流罩唇口的位置极大的改善了侧置DSI进气口的大迎角性能。

▲这个版本新设计的DSI进气口则进行了更加充分的测试，而且也应用到了工程制造发展样机（EMD）和生产型的F-35上面。

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