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善隐者，上隐于九天——热点战机隐身性能分析
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3秒自动关闭窗口水木社区手机版水木社区手机版版面-航空航天(Aero)主题:JSF的新技术——无附面层隔离装置超音速进气道(DSI)JSF的新技术——无附面层隔离装置超音速进气道（DSI）方方译 简介洛·马JSF采用了一种全新概念的发动机进气道，可以提供出色的气动性能，同时取消了传统进气道上面的复杂机构，也因此减少了生产和操作费用。这种进气道被称作无附面层隔离装置超音速进气道（DSI），因为它取消了原来的附面层隔离装置，并且可以在包括高超音速在内的各种速度条件下提供出色的性能。这项技术从酝酿到实现经历了10年时间，同时已经在F－16和最近的X－35上进行了试飞，具有较低的技术风险。 战斗机进气道设计基础　　战术飞机向进气道设计人员提出了一个艰巨的挑战：即战斗机进气道必须在大的速度、高度范围内以及在机动条件下向发动机高质量的气流，无论此时发动机油门此时处于何种位置——慢车、军用推力还是加力状态。同时进气道设计人员还必须考虑到其它一些由于构形特征带来的限制，例如前起落架、武器舱、设备维护口盖以及前机身形状等，以便确定最佳构形从而减小阻力、减轻重量、降低费用、提高可靠性以及提供良好的推进性能。今天的进气道设计人员还必须将低可见性要求纳入考虑范畴。　　进气道具有两个主要组成部分，即进气口和扩压段。空气通过进气口进入，然后在扩压段减速增压以便使发动机压气机平面处的气流速度降至可以接受的水平（典型的是M0.2~M0.5）。随着飞机最大速度的增大，进气道特别是进气口的复杂性也随之增加。超音速状态下，进气道通过激波压缩空气使之在进入扩压段之前减速至亚音速。进气道设计人员可以选择单一的正激波或者一道正激波加一系列斜激波的形式。第二种形式需要采用一个至数个压缩斜面。如果进气道在空气进入扩压段之前完成压缩，这种进气道被称为外压式进气道。如果压缩是在进气道外部和内部共同完成的，这种进气道被称为混合压缩式进气道。当设计速度达到M2时，进气道通常需要更精心的设计以增大压力和降低阻力。例如F－15进气道，就包括了一系列由软件和精确作动的机械系统控制的可动压缩斜板和放气门。这样，在变化的空速和迎角条件下，通过移动斜板调节进气道内、外部形状可以向发动机提供最适宜的气流。放气门和放气通道则允许多余的气流绕过进气道排放出去。其它的超音速战斗机的进气道实例如图1。F－16采用了最简单的单一正激波压缩的进气道设计。其它的战斗机则采用了某种形式的压缩斜面。 图1：各具特色的进气口 　　战斗机进气道设计必须考虑到低能量空气层的影响。无论在亚音速还是超音速，在机身表面和压缩斜面上都会形成这样一个空气层，也就是所谓的“附面层”。它实际上是机身表面（也就是空气粘滞表面）和自由气流（此处气流处于自由流动状态）之间的一个区域，激波和附面层的交互作用会增大紊流进而导致发动机压气机平面处无益的气流畸变。如果激波/附面层交互作用增强到一定程度，进气道将变得不稳定，而发动机也会失速。附面层的厚度随前机身长度（也就是机头到进气口这段距离）增大而增大。超音速飞机的设计人员处理附面层现象的传统方法是在附面层到达进气道喉部之前改变附面层流向，同时将进气道置于远离附面层的自由流中——这里的气流不受附面层现象的影响。在F－16上，被称作附面层隔离装置的结构可以提供从机身下表面到进气道上唇口之间4.5英寸的间隙——这个尺寸是F－16以最大速度飞行时附面层的厚度。　　战斗机进气道设计在最近10年中开始出现后掠的唇口和外形特征的进气口设计方案，如F/A－18E/F和F－22。这会总特点会增加附面层形成的面积，并增大附面层控制的难度。典型的做法是增加放气系统，它可以通过在压缩面上的小孔将无益的气流导入进气道内的放气管道。图2显示了F/A－18E/F进气道采用的附面层控制特征。 图2：F/A-18E“超级大黄蜂”
无附面层隔离装置超音速进气道概念　　洛·马的工程师在1990年代早期就开始研究传统超音速进气道概念的替代方案。他们试图取消和附面层控制有关的复杂机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。通过取消这些机构，设计人员可以从飞机上减轻大约300磅的重量。最后的研究结果就是如今的DSI，或叫做鼓包式进气道。如图3所示，在DSI上已经去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计有一个三维的表面（鼓包）。这个鼓包的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。整个DSI没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气系统或旁通系统。　　DSI是随着计算流体力学（CFD）的进步，在洛·马自己的计算机建模工具上开发并完善的。CFD是一门研究流体控制方程的数字化解决方案的科学，并可以通过空间或时间对重要的流场加以描述并进一步改善解决方案。图3所示的CFD解决方案阐明了工程师们如何表现复杂的流场并对他们的设计进行性能评估。 图3：X-35的进气口部分 　　1994年末，洛·马对飞机构形进行了研究——该构形后来成了他们的JSF原型机的构形方案。该项研究重在调查DSI相对于F－22或F/A－18E/F类型的后掠式进气道的优势。由于减少了重量（约300磅），DSI可以使飞机具有更好的性能；同时DSI还减少了生产和操作费用——通过取消复杂部件，每架飞机可以节省50万美元的费用，效益相当明显。工程师们为了保持技术领先地位而在此期间申请了2项美国技术专利，并在1998年获得批准。全尺寸F－16飞行试验　　几乎在DSI被洛·马JSF设计采用的同时，工程师就明白它会被认为比F－22的后掠式进气道具有更高的风险，为此他们改装了1架F－16进行DSI验证来降低技术风险。F－16的模块化进气道设计使得它可以装上DSI模块而无需对前机身和中机身进行重大改造。F－16的DSI综合处理方案如图4所示。根据现有的F－16进气道设计，新的进气道模块将成为前机身的组成部分，从其前缘开始直到前机身与中机身接合部（机身站位243处）处和原进气道融合。压缩面被置于前机身座舱下方，不会影响前机身其它部分或舭线。扩压段前部进行了重新设计，在新的进气口和现有扩压段（机身站位243处之后部分）之间形成一个过渡。 图4：F-16验证机 　　F－16DSI是在工作站上利用三维模型进行设计，其进气道则利用了CFD的成果，采用了与JSF相同的设计方案。进气道模块在洛·马的福特·沃斯航空工厂制造，安装在1架生产型F－16上，并在该地进行了试飞。　　当DSI安装在1架Block 30批次的F－16上进行了高度成功的验证试飞时（图5），它才真正从概念成为了现实。试飞程序包括12次试飞，在1996年12约的9天内完成。首次试飞重在确定飞行包线和功能检测。其它的试飞则重在验证进气道性能特点，包括在水平和机动飞行中快速移动油门位置以确定进气道和发动机之间的相容性。 图5：F-16验证机飞行中 　　飞行试验覆盖了F－16的整个飞行包线，并达到了最大速度M2.0。改装机的飞行品质在所有的迎角和侧滑角条件下，都非常接近生产型F－16。洛·马试飞员进行了2次飞行中发动机重新启动和164次加力点火，没有发生故障。其中52次加力点火是在高难度机动中进行的。在整个试飞中没有发生发动机失速和异常现象。　　新的进气道显示其亚音速性能特别是剩余功率方面略优于生产型进气道，证明取消附面层隔离装置对整个系统是有益的。试飞员表示，军用推力状态和推力特性和安装通用电气F110－GE－129发动机的标准型F－16非常相似。考虑到整个试飞计划的目的是验证这种先进进气道技术的生命力，这个结果是非常令人满意的。　　F－16的试飞验证了进气道的气动性能，而洛·马的JSF原型机X－35也对此进行了验证试飞。结果表明，根据CFD分析作出的性能分析和进气道气流稳定性预测与现实世界中的情况是吻合的。DSI在JSF设计中的应用 图6：X-35飞机风洞模型 　　在STOVL型JSF上采用的轴驱动胜利风扇要求使用分叉式进气道。X－35基本上原版照搬了F－16前机身下表面的进气道设计，只是把它转了90度移到机身两侧。进气道整流罩相对于鼓包是中线对称的。为了布置升力风扇，分叉式扩压段明显向外偏移。在原型机上，自升力风扇后到发动机进气道导向叶片前有一块隔板将左右侧进气道分隔。在升力风扇后的扩压段则不再弯曲。根据CFD研究结果，在设计冻结之前，进气道进行了改进设计。为此在阿诺德工程发展中心（AEDC）的16英尺超音速风洞中进行了高速吹风试验，在模拟的发动机压气机平面处测量其气动特性。试验马赫数最大达到了M1.5，取得了超过16000个测试点数据。结果表明，所有的进气道性能要求都已达到或超过。X－35高速风洞模型如图6所示。　　2000年10月X－35开始进行试飞。常规起降构形（CTOL）的一个主要试飞目标是确定整个飞行包线内发动机/进气道的相容性。　　X－35构形方案冻结后，工程师们将注意力转向改进生产型构形。目标之一是减少这种构形的全重。于是设计人员开始研究缩短进气道和取消左右进气道之间的隔板。CFD分析结果表面，两种方案都是可行的。于是进气口后移了大约2英尺。与此同时，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。三边形进气道如图7所示。 图7：X-35飞机三视图 　　根据X－35进气道构形，进行了一次三边形DSI构形的高速风洞试验。试验于1998年春在NASA的格伦的8×6超音速风洞进行。在156小时试验中采集了超过12000个测试点数据。试验马赫数最大达到M1.8。风洞模型照片和试验数据统计如图8所示，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。 图8：风洞数据曲线 　　JSF最后的减小风险措施是飞行性能验证。洛·马的X－35试飞自日开始，目前仍在进行（看来这篇文章是比较早的了）。X－35飞行构形如图9所示。　　总之，洛·马开发了一种革命性的发动机进气道概念，具有出色的气动性能，并取消了传统超音速进气道上的复杂结构，降低了生产和使用费用。DSI是固定几何形状进气道，取消了附面层隔离装置、放气系统和旁通系统，减少了300磅的结构重量，每架飞机节省了50万美元的生产费用。在所有速度范围包括高超音速条件下，DSI都具有出色的性能，而在机动条件下，DSI仍然非常可靠。在过去的10年里，这项技术从酝酿走向成熟，其低风险已经被JSF所确认，因为它已经在F－16和最近的X－35上进行了试飞。 图9：试飞中的X-35 &&
--修改:westwolf FROM 166.111.65.155FROM 166.111.65.155 选择讨论区&BYR-Team2010. KBS Dev-Team2011&&J10腹部进气之利弊分析
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J10腹部进气之利弊分析
对于中国人来说，歼十是第一种具有完全自主知识产权的战斗机，也是一种让人扬眉吐气的战斗机。从设计的角度看，歼十还是一种在外形上相当有个性的战斗机，而这个个性与其独特的腹下进气道设计有密切关系。歼十项目于上世纪80年代开始，最初的设计目的是开发一种能够在国土防空作战中优于当时苏联先进战斗机、并具有拦截苏联战斗机、轰炸机能力的防御性战斗机。为了达此目的，歼十必须同时兼备高空高速飞行性能和中低空格斗性能，这就对其外形产生了深刻的影响。歼十立项的年代正是美国轻型战斗机F一1 6和法国三角翼战斗机“幻影2000”走红的时代，这两种战斗机的设计成功无疑对中国的设计者产生了极大的影响；英国的三代半战斗机也采用了三角翼加鸭式前翼的布局，也对中国的战斗机设计产生了重大影响；而以色列人则把F—l 6的腹部进气与三角鸭式布局结合在一起，推出了一种让世人感到吃惊的高性能战斗机“狮”，虽然这种战斗机最后夭折，但对中国的歼十研制产生了很大影响，直接“决定”了歼十选择三角翼鸭式布局结合腹部进气的外形。进入9 O年代后，世界局势发生了很大变化，航空技术也有了很大发展，使得歼十的设计思想又发生了一定的变化，其腹下进气道的形状脱离了F-16和“狮”的设计风格，形成了具有“浓厚特色”的腹部矩形进气道形状，并一直保留至今。
可以说，腹部进气设计对歼十布局的形成、发展及完善产生了深刻影响。腹部进气的一些设计特点为人们评论歼十的上舰前途留下了很大的悬念。如果我们仔细综合各方面的讨论进行一番总结，也许会产生这样的感觉：歼十的腹部进气利弊兼有，对陆基战斗机来说这是非常好的选择，但对于舰载机来说则影响了上舰前途。那么，歼十采用腹部进气的利与弊那个更大呢?腹部进气就真的能否定该机的上舰前途吗?相信感兴趣的读者一定会产生这样的联想和疑问，本文就试图对腹部进气的优缺点及对歼十上舰前途进行讨论。
关于腹部进气道的误区
通常认为，腹部进气道对提高战斗机大迎角飞行状态下的进气效率有很大好处，因为“在战斗机拐弯时机首不存在阻挡另一侧进气道顺利进气的情况”，其实这是一个形而上学的看法。飞机拐弯时机首阻挡另一侧进气道进气的情况并不严重，几乎不需要特别关注，因为战斗机拐弯主要是靠机身向一侧倾斜完成的，拐多大的弯，就会有多大的倾斜角度：或者说，在转弯半径确定的情况下，速度有多大，机身倾侧的角度也就有多大。对于两侧进气的战斗机来说，基本上不存在机首阻挡气流顺利进入外侧进气道的情况，或者说这种情况在整个飞行过程中很少出现，除非是这架飞机特别强调超常规机动，要不然就是两侧的进气道位置太靠上。有观点认为F_22采用肋下斜置的进气道可以改善两侧进气屏蔽气流的情况，其实隐身才是造成进气道斜置的主要原一因。瑞典“鹰狮”也算是与F一22同时设计的战斗机，但其进气道设计说明拐弯飞行并不一定就会屏蔽另一侧进气。腹部进气相对于发动机来说是属于一种上下不对称进气的情况，反而存在着比较严重的气流崎变。
还有观点认为腹部进气可以利用机首下方的曲面对进入发动机的气流进行预压缩，这也是一个误解。歼十的前机身截面呈圆形，与矩形进气口有很大的过渡区，另外还采用了一个很大的前伸进气道唇口板，这都与“利用机身预压缩”的观点相矛盾。另外，前机身下部的外张曲面也不适合产生压缩效应(要想起到机身压缩作用，机首下部的表面应该是向下外扩的曲面，这从一些高速战斗机进气道中的激波整流锥形状就可以看出来)。实际上，设计者在设计这类高速战斗机时，如果有可能，一般会尽量避免流入进气道的气流受到扰动，歼十进气道上的附面层隔板不但面积大而且还前伸，就说明了这一点。
还有观点认为腹部进气可以提高大迎角状态下发动机进气效率，其实这多少也是一种误区，进气道在垂直方向上的高度对大迎角进气效率才是至关重要的。很显然，腹部进气道受到机体总体设计的限制，形状只能是扁平状的，不能较好地满足进气道对垂直向上的高度要求，迎角一大，相对气流的进气面积“损耗”就急剧减少，为了弥补腹部进气的不足，歼十采用了大面积的前伸唇口板，两侧的结构也呈前掠向下，以便能在大迎角状态下尽量保持比较大的“迎风面积”。有不少人认为歼十采用“蚌”式进气道(即DSI进气道)是提高性能的最关键措施，按照蛙式进气道的结构特点，歼十如果采用确实能达到减轻结构重量及提高其他性能的目的，但由于“蚌”式进气道特有的进气道外侧部分必须前伸以及上下两边内侧必须收起的设计特点，其大迎角状态下的“迎风面积”大打折扣，进气效率会受到极大影响。美国用F一16完成了对DsI进气道性能的测试，但并不意味着该机就能采用这种进气道，因为在平飞状态下测试进气效率是没有大妨的，但在大迎角状态时就是另一回事了，因此歼十能不能采用“蚌”式进气道现在还是一个悬念，除非这种进气道能有所创新，使其最外侧能向下方后掠收缩。
认为腹部进气道导致机身下部强度不够而不能挂弹且不利于安装着舰钩的说法多少也是一个误区。对于飞机设计师而言，尽力提高机体设计的结构效率是重点，他们绝不可能放过一切可以利用的机身“资源”来提高机体结构强度。采用机头进气的战斗机进气道本身就是机身承力结构的一部分，两侧进气的进气道结构也大部分都参与机体的受力，只有与机身形成台阶过渡段、前伸出机体的部分(过渡段)才不容易参与整个机体的气动受力，因此说歼十机腹强度不够不能挂载重型反舰导弹的说法是错误的，不能挂载重型反舰导弹的原因是此处的离地高度不够，更重要的是设计思想上的原因。实际上，进气道下能否挂弹还与总体布局需要有关，像苏一27系列的发动机短舱明显凸出机体之外，其进气道的强度与机身的强度关系不是很明确，因此在设计之初就没有在短舱上设置挂弹架，只是近年来苏一30的一种改型在进气短舱上设置了挂架。
腹部进气道的优点
腹部进气的最大好处是提高了进气道在发动机大部分工作时间内的进气效率。就进气道内部而言，最理想的应该是内壁面积最小，这样附面层损失相应就小，单通道的进气道最容易符合这个要求，与两侧进气相比，腹下进气道内壁的面积就要小许多。由于进气效率与发动机的推进效率有正比放大关系，因此飞机设计师对进气道的设计犹为关注和细心，那怕是进气效率提高2％，推力也有可能增加6％以上。设计上乘的腹部进气道往往要比两侧进气的气动效率高出两到三个百分点，这意味着在同样耗油量的情况下，增加的发动机推力可在两三个小时时间内节省不少燃油。歼十的起飞重量要比苏一27小得多，但航程几乎达到苏一27的水平，腹部进气功不可没。
腹部进气的另一个好处是为鸭翼的布置提供了较好的位置(相对较大的垂直间距)。鸭翼与主翼的相对位置是一个让设计师感到头痛的问题，决定两者之间合理位置时既要考虑超音速配平，又要权衡大迎角飞行时对主翼产生的气动影响，还要考虑低速大迎角产生增升的效果。与“台风”、“阵风”和“鹰狮”相类似，歼十采用了大三角翼与前翼相配合的鸭式布局，但这四种飞机在细微之处又有所不同。在气动布局上，为了达到鸭翼与主翼的最佳配合，“台风”及“阵风”分别走了两个极端， “阵风”的鸭翼与主翼有很大一块重叠，以尽量减少鸭翼下洗流对主翼升力系数的影响； “台风”则将鸭翼“拼命前移”，以便获得较大的配平力矩，这说明两种设计各有优点，只是偏重点不同。与这两种飞机相比，“鹰狮”和歼十很显然是走了“中庸之道”。另外，歼十与“阵风”还有一个本质上的区别，即鸭翼与主翼之间的垂直间距较大，这显然是由于歼十采用了腹部进气所致。歼十采用腹部进气道，高大的前机身无形之中就增加了鸭翼与主翼之间的垂直距离，这很可能是设计师有意而为之，从气动力学的角度看，这种大的垂直问距对提高歼十的气动性能有很大意义，它可以使鸭翼的安装位置靠前一些，尽量提高配平能力(就像“台风”一样)，同时又能提高飞机大迎角的稳定盘旋能力(就和“阵风”与“鹰狮”一样)。
从歼十的飞行录像可以看出，其前翼在起飞时向下偏转的角度较大，表明其前翼配平效率比较高，而上述几种机型的鸭翼角度就比较小(同样采用鸭翼的苏一33在起飞时基本上看不出有偏转，给人以强烈的“摆设”感觉)。俄罗斯专家认为歼十的最大起飞重量还有很大潜力可挖，因为重载起飞时其主翼上的襟副翼几乎还没有太大的偏转。以歼十的远程巡逻构型来看，起飞重量估计达到15800千克，经过进一步改进可能会增加到1千克之间，这时候还能保持约500千克／平米的翼载荷。如果俄罗斯专家的观点是正确的，也许就说明腹部进气抬高鸭翼安装位置的重要性。
相对于“阵风”比较低的鸭翼设计，歼十的高置鸭翼不但能在低速起飞时发挥较多的作用，也能在中高速机动飞行时产生更多的气动效益。俄罗斯专家通过分析认为，歼十可能采用了综合气动控制技术(实际上这只是歼十数字式电传操纵系统的一个功能)，它可以利用飞机的每一个操纵面进行气动最优化操作，飞机的舵面不再单独发挥作用，而是相互配合完成每个动作，这是三代半战斗机的典型特征。由于采用腹部进气道而使鸭翼高置，歼十可使鸭翼在更多的飞行过程中产生有益的气动效果，也就是说使用“包线”比较大，这也就意味着歼十的鸭翼设计对发挥综合气动控制技术的意义较大。
腹部进气的第三个好处应该说是增加了机内载油空间。两侧进气的单发战斗机通常在两侧进气道之间设置主油箱，这相当于把机身截面一分为三，而腹部进气道设计则足把机身截面一分为二，这在空间利用上比较有利。歼十的外型尺寸比F-16、“幻影”2000都大，再加上上文提到的抬高前翼的目的，更使得上机身“异常丰满”，这就大大增加了机内的载油量。歼十腹部进气道除了进气效率高之外，其它优点从某种意义上讲有利用腹下进气道影响气动布局的意味，也就是说是有意而为之。正是这一点，再加上所使用的AL一31FN是一种相当省油的发动机，因而只有苏一27一半重量的歼十也有可能达到或接近苏一27的航程水平。携带三个副油箱、2枚导弹的歼十巡逻半径可达1270千米以外，这意味着凭借机内燃油至少能够飞行2000千米以上，这对于单发的歼十来说实属不易。与此相对，歼一8系列机内携带4吨燃油仅能飞行1400千米，加上外挂携带6—7 吨燃油也只能飞行2200千米，作战半径小，大约只有700千米左右。而歼十的大航程可以很轻松地提供远达900—1100千米的作战半径，能够在战场上停留更长的时间。
对于舰载机而言，歼十的腹部进气还有一个不为大家注意的优点，这就是前机身高出后面的机翼平面，在航母甲板上这可是一个非常值得赞赏的优点。当一架歼十在甲板上停放时，就可以把前机身伸到另外一架的机翼上，而在移动时则可以让前机身从另一架的机翼上面掠过，这将极大减少歼十在舰上的停机和移动空间。
腹部进气的缺点
腹部进气道对前起落架的设置影响较大，进气道下唇口的空间高度有限，因此前起落架还得再往后移动一段距离才能安装，这就使得前后轮距比值不理想。与其它采用两侧进气的战斗机相比，就会发现歼十的前起落架明显靠后，前起落架靠后安装也就意味着要付出较大的结构重量代价。通过歼十与国外几种战斗机前后轮距对比可以看出，歼十的前后轮距较小，这就会带来两个问题：一是前轮相对于飞机重心的拐弯力矩较小，会影响飞机的地面滑行性能；二是靠近重心，这意味着前轮负担的飞机重量较大，也就意味着在起飞降落时前轮受到的冲击相对较大。前者的不利影响只表现在地面起飞降落时，而后者引起的增重会影响整个飞行过程。
两侧进气道或腹部进气道有前部与机身形成突凸“台阶”，此处的结构对机体的总体强度是“帮不上忙”的，因此为了控制结构重量，机身的结构强度通常要绕过这个部位。但对于腹部进气的歼十来说，进气道前部面临着安装前起落架的问题，因此又必须进行局部加强。同样采用了腹部进气的F一16在进气道前部专门为安装前起落架设置了一个加强的环形框架，以便把起降时的冲击载荷顺利地传递到整个机身上去，估计歼十也不例外，但这样就得付出额外的结构加强重量。与两侧进气的战斗机相比，由于要安装前起落架，进气道也显得长了一些，会浪费一些结构重量，同时也会降低进气效率(降低进气效率的说法与前面提高效率的说法并不矛盾，也就是说，如果进气道短一些，效率会更高；或者说只要是一个进气道，总比两侧进气再合成一个进气道要高一些)。
与同样采用了腹下进气道的F一16相比，歼十的机首与整个机身的关系不是很和谐，进气道与机身的布局也不是很顺眼，从侧面看整体机身的“美学设计”显得笨拙(不光是歼十的侧面看上去不顺眼，就是双发的欧洲战斗机“台风”也一样，不但从侧面看上去不雅观，就是从正面看上去也不那么顺眼)。可能是为了在提高高速飞行包线的同时简化进气附面层隔板的结构，歼十的进气口附面层隔板上边缘呈平板直线形，这样就与圆形机首有较大的不重合区，这就导致原本应该进入发动机的相当大一部分气流被这个不重合区分道而流向机身两侧，而要保持发动机有足够的空气流量，还得再靠扩大进气口其他三边的尺寸，其“综合”的结果便增加了飞行阻力(估计由此增加的阻力至少可占整个机身迎风面积阻力的4％左右)。如果是两侧进气，则进气道与机身之间的不重合区就要小得多，不过与提高了发动机的进气效率相比，只要推力的增加幅度大于阻力的增加，这一点就算不了什么。
高大的前机身增加了飞机的迎风面积，也在一定程度上屏蔽了垂直尾翼的气流场，以致必须加大垂直尾翼的高度才能保证大迎角状态下的横向稳定性。歼十有一个相对夸张的垂直尾翼，除了为提高最大飞行速度的稳定性外，在很大程度上是为了克服前机身的拖后尾流影响(高大的前机身加上突起的驾驶座舱会对后面的垂尾形成气流屏障)。为提高高速飞行时的稳定性，歼十还在后机身下部设置了两块腹鳍，对比“阵风”和“鹰狮”，完全可以把增加这两块腹鳍的原因归到腹部进气上，从某种意义上讲，这也是腹部进气设计带来的后果。以上两方面的设计都会付出不少的重量代价，不采用腹部进气，完全可以取消这两块腹鳍。采用两侧进气的战斗机，其进气道自然就“拓展，，了机身的宽度，为主起落架提供了较大间距的安装位置，自然而然就具有了一定的主轮距，主起落架支柱可以很方便地采用垂直设计。与两侧进气的典型战斗机设计相比，歼十的主起落架安装间距至少要差400～600毫米，安装位置的高度也要大许多，这就意味着歼十还要在主起落架上付出太多的重量。歼十主起落架收起方向上是向前的，但由于腹部进气的缘故，为了增加主轮距，不得已还得向外侧张开一定角度，起落架完全打开时呈外八字形，这使得其动作装置相对复杂，必须加大斜支撑杆的强度，轮舱空间也较大。
就战术上而言，腹部进气最大的缺点是恶化了飞机的隐身性能。除了有较大的机身截面与进气道之间的过渡区，歼十进气口与机身之间的气流分道设计不但增加了阻力，更极大地增加了雷达反射区。腹部进气道进气道内壁是向上延伸的，这为雷达波顺利反射在发动机叶片上创造了条件，毕竟敌方的雷达波大多数情况下是从己机下方射来的，两侧进气的战斗机在这方面的影响就要小得多。就歼十而言，相对于两侧进气的单发战斗机，其腹部进气道设计至少使其正面的雷达反射截面积增加20％以上，使侧面的雷达反射面积增加25％以上。另外，腹部进气道还存在着由于从斜下方进气而带来的气流畸变问题，只是这方面的影响由于现代发动机抗畸变性能的改善而让人可以容忍了。
瑞典的“鹰狮”在研制之初曾有采用腹部进气的方案，但正是由于腹部进气的这些缺点导致瑞典人最后仍采用了两侧进气。DSI进气道是近年来战斗机设计最为时髦的一项技术，但腹部进气的歼十却不能顺利采用这种进气道，毫无疑问这也是腹部进气的一大缺点。
腹部进气的改进潜力及对歼十“上舰”的影响
对于腹部进气道的优缺点，航空界早有定论，歼十之所以采用这种设计，肯定是经过了充分的权衡论证，总体而言是利大于弊。考虑到美国研制的F 35和JSX32的设计特点，歼十腹部进气道充分体现了现代战斗机设计中利用发动机推力和燃油消耗来抗拒气动布局方而缺陷的设计手法，应该说是一种比较成功的设计。
如果歼十有改进的必要，还可以考虑采用美国半路矢折的YF一23战斗机的进气道设计。YF一23是一种最大飞行速度与歼十相近的战斗机，采用的也是腹部进气道设计，只是其腹部进气道处于机翼根部。为了达到隐身的目的，YF一23的腹部进气道没有采用控制附面层隔板的设计，而是在机身与进气道之间的表面设置了一个布满小孔的附面层吸除装置，较好地解决了隐身与附面层吸除之间的矛盾。现在还不知道这种设计的效果如何，但有一点可以肯定，这种设计与DsI进气道在结构上有相似的地方(从YF一23“腹部进气道”的照片也可以看出，其进气道两侧朝下后方后掠的设计特点与歼十的进气道非常相似)，都具有减少结构重量的优点，对最大速度的适应范围也要比DSI进气道大一些。歼十如采用这种设计，完全可以达到采用DSI进气道后前移加强结构、减少飞行阻力及改善隐身等方面的效果。
关于腹部进气影响歼十上舰的说法相当普遍。有观点认为，歼十如要加强起落架会受到进气道下部唇口处空间的制约，并参照F／A一㈨L舰前起落架增重210千克来推测歼10会因此而付出不可接受的增重代价，所以不可能改装成舰载机。这种推测虽有道理，但具体到歼十舰改设计上又不尽然。F／A一18的前身是技术验证性质的YF一17，其最大起飞重量只有后来舰载型号的65％，而且在设计之初并未考虑上舰要求，这注定了YF—17的前起落架是不符合作战需要的，如果要加强，增重的幅度必然较人。而歼十是已经定型的战斗机，前起落架的强度已经允分考虑了作战的需要，所以在起飞重量不增加的情况下改为舰载机，前起落架加强增加的结构重量用F／A一18的增重幅度来推断是不恰当的。另外，还要考虑单进气口的减重效果，歼十腹部进气道上的附面层隔板只相当于F一4舰载机的一个附面层隔离板，F一4采用两台发动机，总推力基本上与歼十相仿，这说明歼十在这方面付出的重量代价要比两侧进气低很多。F_35采用DsI进气道，可以节省230千克的结构重量，歼十只有一个附面层板，相对于有两个附面层板的两侧进气战斗机至少能节省150千克的重量。腹部进气效率高，在长达两个半小时的飞行中能节省不少燃料，在考虑歼十加强前起落架强度时也应该考虑到这一点。如是，腹部进气要求加强前起落架付出的结构增重代价也就算不上严重了。
不过采用腹下进气的歼十确实不适合前轮拖曳弹射。因为要想把强大的弹射力通过前起落架传递到机身的纵向桁梁上，必须在起落架和机身之间设置拖曳杆一类的结构，这类结构占据空间很大，在歼十的腹下进气道下安装传递弹射力的拖曳杆构件是比较困难的。而早先的拖索式弹射使歼十付出的改动代价不大，但这种弹射技术已经老旧，歼十没必要为了弹射起飞再重拾老古董。由此可见，歼十如果要上舰，最好还是采用滑跃起飞方式，因为这只要适当加粗歼十前起落架支柱的直径并增加液压减振系统的减振吸能功率，再适当加强安装前起落架的进气道部位的框架强度，就可以满足舰上降落阻拦制动时的高强度抗过载需要。
在探讨歼10上舰可行性时还应充分考虑矢量技术的影响。根据美国和英国的研究，矢量推力技术可以大幅度降低舰载机着舰时的动能，进而延长飞机的机体寿命并降低阻拦装置磨损。歼十如采用矢量技术，就可以控制上舰后前起落架的增重幅度。另外，歼十如果还想达到前轮拖曳弹射的目的也不是完全没有办法，现在已经出现了一种新的弹射联接方法，名为前轮导向拖索弹射。就是预先把拖索挂在前轮支柱上，弹射时与前轮拖曳弹射一样按下弹射钩即可，弹射完毕后拖索与前轮支架分离，然后用人工回收。由于回收工作可以避开飞行作业高峰期，因此这种做法既保留了前轮拖曳弹射的优点，又吸收了拖索弹射的优点．非常活合歼+的弹射击起飞要求。
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