分类：社会民生-军事
问题：关于J
一、进气道与机身之间为什么有这么大的缝隙？二、进气口处靠机身一侧为什么多出一矩形部分？三、有些战机的进气道与机身容为一体，如F-18，有些战机的进气道与机身有缝隙，如SU-27、F-15、F-18E，这是为什么呢？四、气流吹到缝隙之间不会影响机动性吗？不会增大阻力吗？
回答：呵呵！随便说说！学术问题不多见了！先罗嗦点简单的空气动力学知识当背景！当飞行器低速飞行时，其升力由空气与机体及机翼的反作用力提供，力学上遵循普通流体力学原则。但当飞行器速度提高到一定程度后，由于相对速度过快，位于飞行器前缘的空气会被压缩，附面层也从气态变为气液混合态，由于气液混合物的比表面能减小，此时飞行器无法继续获得空气的反作用力。但由于气液混合态附面层的粘度增大，其厚度也增大，随物质密度扩展，会与空气产生压差，所以，飞机仍可依靠附面层压差飞行！此时附面层甚至可以看作机体的外延。所以，超音速飞行器设计气动外形的一个重要原则就是尽量保持附面层与机体的良好贴合，以获得最大的超音速阶段的升力！但由于气液混合附面层粘度、厚度较大，会导致附面层外围空气沿方向产生湍流。如果发动机进气口位于附面层上且不做处理，发动机进气口的空气会被湍流带走，造成进气量不足，从而引起发动机推力下降，喘震甚至停车！因此，在进气道附近进行局部的附面层湍流处理是超音速进气道的基本技术！常规二元进气道，其进气口形状通常有平直矩形、平直弧形，斜切口矩形等等，无论哪种形状，其设计都是以利于局部剥离附面层或干扰附面层湍流为前提的。我们举例说明：歼八II及后续都采用平直矩形二元进气道结构，在进气道前端加了一块矩形隔板，且与机体存在一定缝隙，是为了，在进气道前端推迟附面层形成的过程，并在飞机达到最大速度，附面层稳定后干扰附面层湍流，增加进气效率！而SU-27与F/A-18都采用斜切口矩形进气道，不同的是，前者布置在机腹，而后者在两侧！但他们都处于主翼前缘下方附面层上，因此仍然要留剥离附面层的缝隙，但由于斜切口进气道的进气效率随着切口向后以二次函数增加，本身能起到进气道隔板的作用，所以，不用特意加进气道隔板，就足以保证进气效果。我国的歼十也采用了类似的技术。当然，留下那道缝隙，确实会造成一定的诱导阻力！但这条缝造成的阻力和其提供的升力相对而言，升力是主流！所以也就不用去研究这道缝的阻力了！当然，新的DSI进气道技术通过蚌式鼓包造成局部附面层发散，也能很好的解决上述问题，而且还不会造成太大的阻力，但DSI进气道由于不可调，所以当速度过大，附面层厚度覆盖了进气道以后，进气效率就不高了！所以使用这类型技术的飞机，一般比较重视跨亚音速阶段的能力，而不答注重高超音速阶段的能力（其实战可用超音速阶段M数不高于1.6）。所以，楼主的四个问题，做以下回答：一、进气道与机身之间的缝隙是用来推迟进气道口附面层形成及干扰附面层湍流用的。二、进气口处靠机身一侧多出的矩形部分为常规平直矩形超音速进气道附面层隔板，作用同上。 三、有些战机的进气道确实与机身容为一体，但不是F-18C！枭龙、改型的歼十B，F-35，欧洲阵风都是。前三者都使用了DSI进气道，而最后这个把进气道安置在鸭翼干扰面后端，鸭翼在干扰翼根湍流宽度的同时，也提供了进气道湍流干预。而多数常规二元进气道的三代机，进气道与机身要么有缝隙，要么有隔板！后面附了一张F-18C的图，他使用的是和歼八II一样的平直二元进气道及附面层隔板，只不过不是矩形而是弧形的而已。四、气流吹到缝隙之间会增大阻力，这点是肯定的！但这一结构首先是为了提高发动机推力作出的，在阻力与推力之间，他的贡献远大于造成的弊病！呵呵！不知道说明白没有！呵呵！