图说DSI进气口

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从历史上看，进气口的复杂性是因为战斗机追求高速性能而导致的。马赫数越高，进气口内把超音速气流减速到亚音速喂给发动机的压缩机构就越复杂（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）。

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进气口各种压缩方案的原理都是把超音速气流的动能转换成发动机压缩机迎面气流总压。战斗机速度超过2马赫时，一般还需要更为复杂的进气口压缩设计。

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举个例子，F-15的进气口包含一系列由软件和复杂机械机构控制的可动压缩坡道和放气门。这些可动坡道通过调节进气口外部和内部形状，实现在各种速度和攻角下向发动机提供最优气流。多余气流通过放气门和管道流出进气口。

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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。

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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。

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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。

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DSI进气口的鼓包也是一个压缩表面，作用是创建一个压力分布，在2马赫以下速度范围都以阻止大部分附面层空气进入进气口，这种进气口摒弃了复杂而沉重的机械系统。

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DSI的历史可追溯到洛克希德·马丁公司的工程师们在20世纪90年代初进行的先进推进一体化研究项目，DSI进气口就是该研究的一部分。随着计算流体力学（CFD）的进步，洛克希德·马丁设计出了计算机建模工具，才使得对DSI进气口概念进行发展和完善成为可能。

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计算流体力学是一门使用数值方法在计算机中对流体流动的控制方程进行求解，并利用这种方法在时间或空间上对所研究的一个完整流场进行描述，在这里就是战斗机前机身、进气口以及进气道的流场。计算流体力学作为流体力学的一个分支，提供了最具成本效益的模拟气流的手段。随着计算机的发展，计算流体力学获得了长足进步，已经成为评估气动设计的首选手段。

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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立体光刻技术（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。