上DSI后一个加强攻击力版本的歼10将出现

----中国歼10战机是不会上DSI？[二]
作者：一刀
中国歼10战机是不会上DSI？[一]
分析好处2
鼓包的用途,一是去掉附面层,二是在一定速度范围内配合进气道进行压缩-扩散
DSI进气道在亚音速状态下工作效果良好，跨音速状态也有不错的表现。
结构减重530公斤，什么概念？也就是后机身可以相应减少上百公斤的配重。这样飞机的推重比升高了，翼载荷下降了，机体剩余强度提高了。机动性肯定更好。
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分析好处3
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相比之下，DSI增压恢复提高了10%左右（不同速度下，数据不同）。这表现在飞机上就是0。65到0。9马赫之间的增速性能优秀。缠斗性能良好。
某种程度上提高进气效率
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DSI进气道不同于F-16的单波系进气道，在较低的速度下工作很稳定。而且大迎角性能也可圈可点。
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分析好处4
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这个就不用说了。(军友们都看出来了)
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分析好处 5
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改造成功，DSI对整机隐型性能有多大帮助？
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就隐身技术而言，JSF 的最大特色是对进气口的处理
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从正前方看，根本不可能看到压气机叶片，因此对发动机进气口的雷达反射有一定的抑制作用，可以获得较好的隐身效果。
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对于喷气式飞机而言，进气道和发动机一级压气机是其前方雷达反射截面积的主要来源之一，设计稍有不慎即可导致为隐身所作的努力全数付诸东流。通常在中、高空飞行的飞机，如 F-117、B-2 这类飞机，其主要威胁来自下方，因此将进气道和喷管布置于机体上表面，以机身遮挡主要雷达反射特征。但对于制空战斗机来说，这一威胁定律显然是不适用的。如果在所有方向上的威胁具有同等可能性，在这种情况下依据什么原则来设计飞机呢？并没有一个人人满意的答案。从 YF-23A 的设计来看，在没有适用的隐身规则的情况下，其进气道设计选择了遵循机动性和进气要求。
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发动机进气道是一个空腔结构，本身就是良好的雷达波反射体。而发动机一级压气机高速旋转的叶片不仅是强反射源，其反射波频谱甚至足以成为飞机型号的识别特征。要解决隐身问题，就必须首先解决这两个麻烦。解决途径之一是遮挡。F-111、幻影那种三元进气道，其激波锥可以在一定程度上遮蔽来自进气道内部和压气机的反射波，但问题是激波锥本身就是一个强的雷达散射源。另一个也是更常采用的途径是采用 S 形进气道，并在进气道内敷设吸波材料。不过 S 形进气道并不是想象中那么简单，设计不当可能导致严重的总压损失。没有大量的验证，设计时候少不了要吃苦头的。
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以前看到过报道，成飞完成了坐舱盖隐形、进气道隐形什么的验证工作，不久后FC1-04就出来了，其中一个最大的变化就是DSI。

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现在让我们来分析它的缺点
1． 加工
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DSI的鼓包不是一个好啃的骨头，它是一个新技术，对气动设计、制造工艺都有很高要求
在设计上通过计算机流体动力学（CFD）数值计算，对于DSI进气道、前机身流场、进口段和管道内流场进行了精确模拟，并通过对计算得到的流场图谱的观察，估算设计方案的性能；在工艺上要求极高的加工精度，金属类的利用超塑成型尚不能符合要求，必须使用复合材料
设计中需要大量精确的气动数据计算，而且对部件加工工艺精度要求很高，难度很大。
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2． DSI的根本问题，也就是我所说的固定的进气道设计的固有问题
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DSI是固定几何形状进气道，DSI只对于不超过2马赫的进气有预制整流作用，进气道在不同的M数下鼓包产生的激波分布是不同的，也就是说它并不具备在各种不同速度下调节功能，应该只是在其设计的工作范围进行了最佳优化。
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附：据称
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沈阳飞机设计研究所目前已经把CARET进气道技术基本摸熟，也曾经研究过DSI，最后得出结论，DSI不适合此重型高机动制空战斗机，故601所的研究模型基本上都是CARET进气道，相对成熟。
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3．DSI因为多了鼓包的预压缩，所以才能在性能上特别是总压恢复比上有全面的提升，但是对于有机体预压缩的进气道设计并没有特别大的优势，这也可以解释为什么在F-16上没有获得总压恢复比的全面优势了。
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现在呢，我们再联系歼10的实际情况来看看，改装可行不可行？
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目前DSI腹部进气道在量产战机上的应用，只有在F-16上试验过机腹DSI进气道。正式应用DSI进气道的只有F-35上的DSI两侧进气道，进气道布局从机身正面看呈V形。
如果歼10上DSI的话，由此带来的好处正如上文所说的：
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第一可以简化腹部进气口结构，工作部件少，更加稳定可靠，至少可以省去了那6条加强肋。
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二则可以减少迎风面阻力，改善飞机的机动性能
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三则具有在1.5M以下飞行包线内拥有更高的总压恢复，能满足歼10改型后对性能和畸变要求
四则可以明显简化结构，降低飞机重量，增大机内空间
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五则是适合与机身一体化设计，隐身效果上大大加强
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同样明显的是它带来的问题
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1. 我国的加工工艺与材料上，总是让人没办法
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2. 歼10为此要付出高空高速上性能的损失，因为目前还没有能自动移动调节的DSI
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3. 结构的改动
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歼10进气口前这块延伸板并不是仅仅起附面层隔离作用，由于歼－10采用圆形截面的前机身设计，难以 利用前机身对气流进行整流压缩，所以以尖锐的前唇口进行整流压缩，改DSI后，进气口下唇口需要向前突出伸入气流中，机头需要修形来利用前机身对气流进行整流压缩，若采用腹部DSI外形将极其难看，机头也需要做得更宽。这涉及的结构改动可比F16大的多了。

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歼-10的机体设备安装密度大（起落架，机炮，挂架占满了机腹），原设计又没有这方面的考虑，不知道是不是有采用模块化设计，否则还要对机体大改，
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PS：
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DSI在超音速时总压恢复系数于原有的相当，亚音速时DSI稍好一点， DSI整体性能和设计的好的正激波进气道相当，优势应该在隐身方面。如果设计点定的高，高速性能也有可能还不错，就是不晓得低速性能会有多少损失。
4. 会不会改？
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先分析歼10的定位
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歼10在广大军友心目中是不灭传说，但是实事求是的说，歼10并不是一架什么完美的战机，
歼－10研制始於80年代。 当时中苏交恶，不但谈不上引进苏－27。当时的图22M还是我国全力防卫的对象，而当时歼－8II作为唯一堪用的截击机，明显是一种无可奈何 的应急战斗机。
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因此，作为一段时间内唯一的主力战斗机研制的歼－10，一开始就已经注定了它“多用途战斗机”的命运。 这种“一支独秀”的结果是它必须担负包括制空、拦截、对地攻击在内的多种作战任务
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为了满足多种任务要求，歼－10选用了高、低速性功能俱佳的鸭式布局。
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它通过选取较大的机翼面积和大推力涡扇发动机获得了较低的翼载和较高的推重比，结合鸭式布局，来取得了良好的机动性。同时在设计中尽可能地兼顾了高速和低空飞行的性功能要求，包括采用可调进气道，选用小展弦比机翼等，也为此付出了不小的代价。
但这是不可避免的。
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多用途战斗机必然是多种要求的折中，面面俱到也即面面不到。
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但歼10的综合作战能力却已经有了阶段性的进步。就常规机动性而言，没有公开的资料，根据估算的资料，歼－10空战推重比略逊於F－16A（后者约1.15），优于F－16C，翼载则小于F－16任何型号。
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由於F－16采用固定式皮托管进气道，高空高速性功能当然无法和歼－10匹敌，只有在中低空亚音速区双方互有长短：由於歼－10诱导阻力大，推重比略小，估计其中加速性、上升能力以及稳定盘旋能力可能略逊于F－16A，但必定优于F－16C，而暂时盘旋能力则优于F－16任何型号
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至于 “过失速机动”，歼－10研制之时还没有这个概念，并不能要求太多。
PS：只要能够在大迎角/超大迎角时保证飞机三轴的稳定性，就有了进行过失速机动的基础。有些飞机不能进行过失速机动并不是由於控制失效，而是由于某个轴的稳定性丧失，进入发散运动状态（例如尾旋），造成飞机失控。
最後的问题是隐身。
鸭翼的存在确实会增大飞机的RCS，这也是当初ATF论证阶段放弃鸭式方案的原因之一。
不过，歼－10本来就是瞄准第三代战斗机的水平研制的，而且以我们当年的技术水平要满足隐身要求，可能也是有心无力。
改装DSI后，在M2.0以下飞行包线内，能某种程度上提高进气效率，但对机动性应该没有什么大的飞跃，(当然歼10的机动性应该已经是不错的了)对隐形却是能有相当的好处，S 形进气道对发动机进气口的雷达反射有一定的抑制作用，并且从正前方看，根本不可能看到压气机叶片。
DSI进气道在亚音速状态下工作效果良好，跨音速状态也有不错的表现。附面层分离导致进气道失效一般发生在2马赫左右，如果速度没有超过1.8马赫。DSI进气道还是合适的。
但是这就意味着歼10必须要牺牲一定的高空高速上性能的。
F-35使用DSI考虑了很多方面，成本只是其中之一。减重减阻增推隐身应该才是重点，使用了DSI后飞机减重530公斤，解决了结构超重的设计问题。同时后机身可以相应减少上百公斤的配重。同时还减少了部分阻力，亚音速状态下进气效率将要更好，提高了推力 ，飞机的推重比升高了，翼载荷下降了机动性会更好。
F35的DSI进气道不同于F-16的单波系进气道，在较低的速度下工作很稳定。而且大迎角性能也可圈可点。由于有资料称90%的空战发生在0.9马赫一下。毕竟多用途战斗机来说不需要超过2马赫那么高的速度。所以对于F35，DSI还是很好的设计。
歼10的高速性能现在看来并不是非要不可的东西，毕竟F-22也才能飞2马赫。

在苏联解体后的国际形势下，我国引进了SU27，这使我军一直以来只能使用劣势装备去战胜优势装备的形势发生了变化，在当时的国际形势判断中，认为相当长的一段时期内，不会有战争可能，因此我军可以利用这一段相当长的和平时期，军事建设上追赶上国际先进水平。
在北顾无忧的情况下，SU27大大缓解了空军的急迫感，开始有可能相对从容地去规划军事装备的日程表，歼10也就由当时的独一无二，变成了“生产一代，研制一代，预研一代”中的研制一代了，此时的空军不再需要快餐式的歼10来填肚子了，自然开始挑三拣四了，面对空军一再的性能要求变化，再加上技术进步所必需付出的时间代价，歼10的“慢工出细活”就在所难免了。
在空军原本的安排中，歼10仍是做为一种过渡型的战斗机，在边生产边试验边探索边改装中走完一生，为中国空军下一代的第四代战斗机出场垫上坚实的基石。
但是这些年来的国际形势风云突变，战争可能大大增加，面对要切切实实做好战争准备的空军，翻开自己的家底，开始为战争开始打量起了歼10
在中国空军中：
1． SU27及引进生产改进的歼11，是空防的主力，空军的第三代战斗机
2． 大量的歼7歼8早期型号是历史负担，只适用于国土防空，正在逐步淘汰中
3． 新型号的歼7及歼8II作为歼11的有效补充及其作为歼6的替换机种，在相当长时间内都会存在
4． SU30MKK作为空军的拳头，将与飞豹一起成为空军的攻击主力。
在机种搭配上
歼7及歼8II，一个有良好的机动性能，一个有优秀的高空高速性能，将做为国土防空的坚强护盾
(我从没指望这2型飞机能去打台湾)
SU27、歼11与SU30、飞豹一个能防一个攻，是实现我空军攻防兼备的根本基础，离开了它们是没有资格谈论空军的的转型的，这是硬件，少不得的
(空军的指导思想、训练方针是软件，以后再发文细说)
空军的家底比起80年代时候突然丰厚了许多，曾经在空军心中天下无双的歼10突然有点尴尬。
PS：特别是随着远程防区外制导武器的发展，歼8II这种已经存在的飞行平台突然又有了新的利用价值，而在气动上来说，作为超音速飞行阻力最小的一种战机，面对美军的超音速巡航(超音速巡航能力最大的目的是将大大缩短 其在对方防空系统内暴露的 时间，提高其生存能力)，歼8II这种老机刚好“专业对口”了
既然歼10不再必须担负包括制空、拦截、对地攻击在内的多种作战任务 了，它的下一步发展又在何处呢？
我认为歼-10的DSI改型其作战用途将改变为攻击为主，最大速度会下降，对地能力会加强。
空军当前的任务很简单，就是立足于可能爆发的台海战争，要能夺取制空权，空地协同有效攻击敌人，也就是说空军将要从长期的国土防空任务中“守家”转变成“打出去”。
歼7歼8守家还行，打出去是不成的。
歼11用SU27还暂时只是空优机种，SU30太少，真打起来总靠老毛子靠不住。豹子空战性能不是太好，毕竟是轰炸(攻击)机出身，这时歼10的强力攻击版就显得分外需要了(一如F16的生涯变迁)

资料：目前国内公开的相关文章中有一个三翼面的四代，全机外形很像SU-37和SU-47以及F-22的结合体，大体感觉很细长，应该具有超音速巡航能力，J-8II-ACT的作用还是有的。沈阳飞机设计研究所目前已经把CARET进气道技术基本摸熟，也曾经研究过DSI，最后得出结论，DSI不适合此重型高机动制空战斗机，故601所的研究模型基本上都是CARET进气道，相对成熟。
同时采用DSI技术对于歼10有隐形上的好处，无需投入更多的修正就能达到隐形技术要求，(相对也降低了成本)提高隐身性能也就意味着生存力的增加，作为三代或是三代半的歼10，没有隐身能力是一个不可避免的重大缺陷。
以目前的资料分析来看，歼10上DSI后，高空高速性能有所下降(这其实也取决于设计点定的有多高)，低速性能大大提高，隐身上也有了很大改善，重量轻了，机体结构可以加强，装甲防护可以提出讨论，结构加强后可以增加外挂，这样一个加强攻击力版本的歼10就出现了。
付出了部分超音速性能，换取了更强的攻击力与生存力，我看是值得。
当然鸭翼的存在确实会增大飞机的RCS，这是它与生俱来的问题，正如DSI的不可调也是它与生俱来的问题，但是上了DSI后的歼10，其RCS对比歼11还是要小的。
PS：有此人说歼10为什么不干脆上个双垂尾，搞内置武器舱等等，这些变化都是说着容易，做起来很不容易的。双垂尾要求对后机身整个重新设计，实际上整个飞机的气动都要重做过。DSI 进气道和机身、发动机的配合是一个难题，国外就一个F35，国内也就一个FC1，别的都是研究阶段，没有到产品阶段。雷达屏障也不是轻而易举的事，何况要求发动机增加推力，以补偿进气损失。中国在提高航空发动机性能方面，还没有达到游刃有余的地步。
类似F22与F35的菱形截面的前机身起一定的边条作用，处理好了，增加机动性，处理不好，飞行控制会成问题。而且本来鸭式布局飞机的方向稳定性就有先天性的缺陷。
对于隐形战机，因为超音速后有气动加热问题，需要强调隐形的战场形势下更多的是亚音速飞行。
对于F35这种低档搭配机种，装备数量是很大的，实际上与F16一样，在大多数国家大多数行动中，无论是中低空突袭还是亚音速近距缠斗都是经常遇到的战斗行动，DSI对于F35利大于弊，何况能够降低采购价和装备成本，对于FC-1，与F35要求相似。 DSI进气有预制整流作用，附面层分离导致进气道失效一般发生在2马赫左右，然而无论F-35还是FC-1速度都没有超过1.8马赫。采用DSI正好符合各种要求
PS:请注意这张图并不是歼10的DSI改型，是F16的

为响应风兄号召，特发科普篇：
DSI进气道也就是美国F35战斗机和我国“枭龙04”采用的BUMP进气道. 又称无附面层隔道进气道
属二维进气道(本人并不赞同此种说话)，但没有附面层隔板，这种进气道在进气口前方的机身上设计一个鼓包状突起，这个鼓包须跟前掠式唇口共同作用才能起到现有的进气道作用。通过这个突起对进入进气道的空气进行预压缩，并同时吹除影响发动机吸气的附面层。其作用是：第一，起附面层隔板的作用。前掠唇口改变了进气口附近的压力分布，进气口中央压力高，两侧附近压力低，而与机身连接部位的压力最低。当附面层流流经前面这个鼓包时，其流向开始向外偏转，当接近进气口时，其流向大幅度偏转，被高压气流挤出进气口。二，对流入空气进行预压缩，起到其他超音速进气道的压缩斜板的作用，但它具有更高的总压恢复，能满足性能和畸变要求。这种创新设计的鼓包，结构简单，没有超音速进气道的附面层吸除、辅助进气口、放气等机械装置，工作部件少，更加稳定可靠。可以明显简化结构，降低飞机重量，增大机内空间，它还可以减少迎风面阻力，适合与机身一体化设计，隐身效果好。由于结构简单，其维护费用也很低。但设计中需要大量精确的气动数据计算，而且对部件加工工艺精度要求很高，难度很大。

再细一点的讨论DSI的进气口：
改DSI后，进气口下唇口需要向前突出伸入气流中，机头需要修形来利用前机身对气流进行整流压缩，机头需要做得更宽。
同时要改善喉部面积与进气唇，问题是增大喉部面积就会增大进气道的捕获面积(Capture Area)，此将使超音速下的进气道阻力大幅度的增加，也就会减少超音速下发动机的推力，飞机超音速的性能就会变差。而且增厚进气唇虽可有效避免次音速下大流量时的分离现象，但一样会使超音速下的进气道阻力增加，另外也会影响进口震波系统，若处理不当，可能使"震颤"现象提早发生，而影响到超音速下发动机的可用范围，甚至于影响到飞机右边包络线范围与极速性能。
为避免进气唇太”尖锐”的问题，相信修改进气唇的外形(下缘与外侧)亦将有助于攻角/侧滑角压力恢复值下降的问题(次音速攻角应大于15度，侧滑角应大于5度)。
为了使在低速大仰角飞行时进气道的下唇口能有足够气流，不致于发动机进气量不足，
下唇口的设计有很大的讲究。
喷气发动机的压气机在进气的流速较高而且流场均匀的时候效率最高，然而由于空气的粘性，在进气口前机身表面附近的空气相对于机身的流速很低，而“干净”的气流的相对流速就很高，因此，发动机最好“伸到”干净的气流中，像民航机的翼下吊挂发动机一样。战斗机做不到这一点，发动机只能在机身内，于是用这块边界层分离板，或在进气口和机身之间形成一个间隙，把低流速的“边界层”分离掉，然后再通过“泄流道”把它泄放掉，不影响发动机的最优工况，DSI用固定的鼓包和进气的压力，将边界层向鼓包的两侧压缩，进气唇口的中间向前延伸，但两侧向后退缩，正好衔接上鼓包的边缘，形成“泄流道”，唇口的形状自然地成为锯齿状。
资料：在洛克希德?马丁的 DSI进气道设计中，附面层隔道没有了，进气口和飞机前机身成为一体化设计，代替附面层隔道的是在进口前设计了一个三维曲面的突起块，或者鼓包。这个鼓包起到对来流的压缩作用，并产生一个把附面层气流推离进气道的压力分布。
洛克希德?马丁公司最初设计的进气口，除上下唇缘外，侧唇缘为双边的三角形，因而被称为四唇缘进气口，而且每个唇缘的唇罩都特别设计成峰谷外形，能让大部分附面层从谷后溢出。这种DSI进气道没有可动部件，因而不可调，没有附面层隔道，也没有泄放系统或旁路系统。
X－35构形方案冻结后，进气道设计人员也开始研究改进进气道唇口设计以改进大迎角性能。通过将整流罩唇口前移，并取消侧唇口的顶尖（简单的说就是把折线拉成直线），使得进气口更适应不同迎角的气流，改善了进气效率。这种改进提高了性能，减小了不同迎角下气流的畸变。超过10度迎角后，三边形进气口相对原来的四边形进气口具有更高的总压恢复。新的进气道满足所有的性能和畸变要求。
F16的进气道是经过严密科学的选型的，最后使用的正激波进气道不负众望，在F16要求的飞行包线内都有良好的表现。很多人以为F16的进气道超音速不行，其实这是误解，F-16的进气道在M2.0小迎角的总压恢复是相当差的，不过随迎角改善非常明显，总得来说在M2.0时仍有不错的总压恢复系数，并且超音速时总压恢复系数随迎角增大而增大，这相当有利于超音速机动的发挥和有外挂时的超音速飞行性能。
资料：通过高低速风洞试验,对比迎角和侧滑角对机身腹部和机身两侧进气的进气道气动性能的影响.试验结果表明:在超音速来流状态下,当迎角增加到5°时,腹部进气道的气动性能改善,而两侧进气道的气动性能几乎不变;在亚音速来流状态下,当迎角从6°逐渐增加到所试验的值(高亚音速为12°,低速为30°),两侧进气道的气动性能逐渐明显变差,而腹部进气道的气动性能对迎角并不敏感,基本能保持无迎角时的性能;在高低速来流状态下,两种型式进气道的气动性能对所试验的侧滑角β(小于6°或9°)均不敏感.

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