CARET进气道与DSI进气道哪个隐身更好？

备注：

最近有脑残小粉红私信我歼20进气道的问题。找了一些材料整理下，非自己所写，只是作为讨论的素材，材料还在整理中，不接受就文章所写内容进行任何讨论：

隐身飞机隐身的方法，即把受到的雷达波集中反射到少数的几个极小的角度范围内，让敌人在绝大部分角度看不见你，而在少数角度有一瞬间强烈“反光”，使雷达无法有效探测和锁定。

所以我们看到隐身飞机的俯视图轮廓追求互相平行的边缘，这样散射就会变成沿着截面的向空中背景的绕射，然后将这些锐角截面设计成平行的，则散射和绕射方向趋于相同，则战机会向特定方向反射你的雷达信号，这样你的雷达可以捕捉到战机信号，但由于是特定方向反射，则抓住它的信号只有一瞬，角度一变RCS又急剧降低，则你的雷达屏幕上显示的是偶尔出现一个闪烁无法锁定的信号，北约演习中F-15曾经反映过F-22在目视距离被雷达探测的信号仍然是忽明忽暗无法抓取就是这个原因。

一种颜色代表一个波系，互相平行的线条为一个波系，可见机头一个波系，机翼左右两个波系，翼尖切尖一个波系，共四波系反射特性，将雷达波集中反射至四个特定方向，他是隐身战斗机中反射波系最少的，这也是YF-23成为隐身最好的战斗机的原因之一。YF-23为了保证四波系反射特性，采用了菱形机翼和一体化全动复合尾翼，没有传统意义上的水平尾舵与垂直尾舵，倾斜的全动尾舵和多功能一体化襟副翼分饰两职，互相平行的轮廓不产生额外的波系。

YF-22以及F-22均为八波瓣反射特性，雷达波被集中反射至八个方向

从图上来看，T-50应该是11波系，其全方向反射雷达波系特性比F-22差一点，相对于F-22八个波系增加的三个波系为：两个进气口各有一对边缘与机翼不平行，增加两个波系，尾椎增加一个波系，共增加三个波系，对于T-50的全动垂尾，目前没有确切的图片，但应该是平行边缘，不额外增加波系.

歼-20与F-22的波系数量对比(根据网上的俯视图自己制作，不保证准确性，仅供参考)

由上图可见，歼-20为12波系，即将入射雷达波集中反射到12个主要方向，F-22为8波系。主要的区别在于歼-20进气口的内切前沿(9、10)和垂尾的前沿(11、12)，与主翼前后沿不完全平行，偏角不大，而且长度较短。这两个部位在上一篇气动布局时都提到过，歼-20的进气口因为采用了DSI设计，本身的隐身性能就强过F-22的加莱特进气道；歼-20的全动垂尾也因为尺寸更小，在气动性能和隐身效果上要强于F-22的高大垂尾。因此在波系设计上稍微放宽一点，在气动和隐身设计中找到更好的平衡点。

DSI进气道的使用，其中进气道前掠唇口导致歼20的整体反射波系增加，而鼓包成为一个比较强的漫反射源，当然可以通过隐身涂层和复合材料(比如传说中的超材料)在一定程度上降低RCS，但仍然导致歼20成为一款在隐身方面很脏的机。

最后看看F-35：

F-35为10波系，相对于F-22八个波系增加的两个波系为两个垂尾后缘不与其他平行。

从雷达波系来看。YF-23属于4个波系F22属于8个波系。歼20和F35属于10个波系。T50属于11个波系。所以单纯从反射波系特性来说，不考虑涂料和投影面积，全方位隐身性能排名YF-23>F-22>J-20和F-35，T50。J-20比T-50稍好一些，F-35特性好于T-50，F-35和J-20特性可能相同。

然后说进气道隐身问题：

加莱特进气道的中文意思是“后掠双斜面超音速进气道”，它在进口的上侧和内侧均有前缘后掠的压缩斜板，在设计上借鉴了乘波机概念。考虑到隐身因素，进气道的唇缘会设计成后掠或前掠呈锯齿状，这能降低前视雷达的散射。加莱特进气道跟利于进行进口平面的调整，它可以使设计的进气道、检查口盖和工作舱门的前后缘与机翼平行，还能减少飞机尖峰信号数量。调整后，可以把进气道反射的尖峰信号调整到机翼前缘相同的反射位置上，这自然降低了飞机的雷达截面积。

美国X-36验证机就有较低的前视可视性，它为了保持更好的进气道入口流场特性，采用了圆弧唇口，但是仅采用了28%的缩比，参考价值不大。然而加莱特进气道在起飞、亚音速和超音速阶段都有各自的设计问题，进气道进口面积和压缩斜板角度是影响超音速性能的关键参数。

CARET进气道为什么相比DSI更好。飞机隐身技术的基本原理，就是将照射到飞机上的雷达波往次要方向反射。雷达波和可见光在许多性质上是相同的，都遵循光的反射和折射原理。理想情况下，飞机表面应该对雷达波进行镜面反射。

根据这个原理，CARET进气道的优势就很明显了。

因为CARET进气道的主要构成全部都是平面，对雷达波的反射以镜面反射为主。

而DSI进气道的主要构成是曲面，比起CARET，其对雷达波的反射以漫反射为主。

但是要明确一点，无论是CARET还是DSI，其相比其他类型的进气道，都更利于隐身。

总之，从技术发展的角度看，DSI进气道是CFD(计算流体力学)高度发展的结果，在技术上是要比CARET更高的。但是这并不代表着DSI拥有比CARET更好的气动性能。DSI真正的优势是结构轻便，配合更出色的机身设计统筹获得总体更优的性能也是完全可能的。

加莱特(CARET)进气道的优点是结构简单、隐身性能好、机动性好。例如加莱特进气道的压力恢复对迎角和侧滑角的敏感性比常规要小，且在高超音速下可以采用所有压缩面都具后掠前缘的几何形状，这能让气动加热速率较低。加莱特进气道首先出现在F/A-18E/F上，后来美国隐身/超音速和敏捷性验证机X-36也采用类似设计，随后隐身战斗机F-22也采用此设计。然而加莱特进气道会随着飞机最大飞行速度的增加，进口设计的复杂程度也增大，这也带来一些无法避免的问题。

下图是F-22的CARET进气道，图中进气道与机身之间必须有一个深深的沟槽来避开来自前机身的附面层气流。这个沟槽导致了CARET与前机身在前向雷达反射上的互相干扰：

CARET必须大面积使用附面层吸除装置。这些由密密麻麻的小孔组成的孔阵必须进行隐身修型来克服其在侧前方的隐身性能恶化问题。CARET的这个问题还没完——这些小孔吸入的空气还必须另外开排气口排出去。这个排气口也是破坏隐身的，所以也必须额外增加重量来做隐身修型并以隐身网格覆盖。下面图中，一是可以看到F-22的附面层吸除孔阵，请注意其隐身修型；二是可以看到进气道上方给这些小孔所吸入空气进行排气的梯形排气口：

F-22的CARET因为必须使用那个大深沟来避开附面层，所以在进气口附近必须开口把这个大深沟吃进去的空气再排出去。这个排气口本身就是很强的雷达反射源。具体到F-22上，这个附面层排气口的位置会恶化其侧前方、侧方、上方的隐身效果。为了避免这个问题，F-22对这个开口必须额外增加结构重量来进行隐身修型并使用隐身网格覆盖。下图中F-22驾驶舱后下方、进气口后上方的那个菱形的网格状开口，就是其CARET附面层隔离装置的排气口：

相比之下，DSI根本就不需要这个大深沟的附面层隔离装置，所以根本就没有这个劳什子的隐身排气口。

F-22的Caret进气口和机身之间有明显的空隙，就是分离边界层的地方

F-22是一种隐身战机，其在总体设计上要求尽量降低RCS和红外特征。为此，F-22使用了一系列新技术，比如其使用的加莱特进气道和F119-PW-100发动机。F-22使用的加莱特进气道在今天看来可能不如DSI，有评论认为加莱特进气道多了附面层隔板和10里面左右的间隙增加了雷达波散射，双外切的进气口遮挡范围较小，入射波收集较大。而且，加莱特进气道的附面层隔道不能取消，附面隔层将F-22前机身附着的紊乱气流排除在进气范围之外，以保障发动机的正常工作。在再加上加莱特进气道设计复杂，需要放气装置和附面层处理等等一系列问题需要处理。而造成F-22在启动发动机时“放屁”放出一股青烟的主要原因，就是在于加莱特进气道的设计，使用F119-PW-100无烟发动机的动力系统，不得不在发动机启动的时候使用排气装置排除废气。于是，便有了F-22在启动发动机时完美释放自我的惊人画面。

此外，使用加莱特进气道的F-22的附面层隔道是一个深腔型结构，这种结构在雷达波面前会形成较强的空腔反射，对于强调隐身性的F-22来说可不是什么好事。可是在F-22诞生的年代，DSI的相关技术还没有成熟，如若使用DSI，F-22将打破原有设计，并使用新的飞控系统。这样做，无疑是让已经投入巨资的美国空军再投入一笔钱，这肯定无法接受的。不过，这并不代表F-22的隐身性能差，我们就拿使用DSI进气道的F-35来说，有数据表明F-22的隐身性能就要比其高出不少。

总而言之，加莱特进气道具有气动、结构简单和隐身等方面的优势，这也成为美国第五代隐身战机F-22的选择。加莱特进气道的应用开创了进气道设计的天地，有望扛起“进气道每十年出现大突破”的旗帜。

然后说DSI进气道：

在前方，F-35的进气口前缘有一个明显的倒角。像F-22的加莱特进气口那样的钝角内角问题不大，入射雷达波还是向侧向散射；但锐角内角就不好了，形成角反射，增加雷法反射特征。那F-35能不能不用这个倒角呢？不行，这是DSI进气口所要求的，就靠这突前的外唇兜住进气，并在“嘴角”排出附面层的低能量气流呢。另外，垂尾后缘“偷懒”了，没有和任何边缘对齐，爬行波爬到这里，产生多一个角度的强反射。

在中国五代机进气道选择上，CARET和DSI都有考虑过，中国隐身技术先驱李天带领的团队就研发了DSI和CARET两种进气道。至于J-20为什么不用CARET进气道呢？因为J-20是两侧进气道设计，CARET进气道和机腹进气相匹配，两侧进气道不利于CARET进气道的设计。DSI进气道最大的优势就是结构简单重量轻，在进气效率上不及CARET的。但是最后在飞机上表现出的性能则视情况而定，因为飞机设计是一个系统性的工程。

除了第一代枭龙的进气道，其他的DSI要么根本没有这种附面层吸除装置，要么仅仅在进气道较深入的内部很小规模地使用，从而或是根本上、或是大幅度地减少了这个装置对隐身的损害。

下面歼20的DSI的高清图片，请大家看看其DSI最起码在外观上看不到附面层吸除装置，这比CARET是重大进步

小结：

1、DSI在前向雷达隐身上对比CARET存在较大差距，无法保证DSI前掠唇口的平行；；

2、DSI进气道的鼓包是较大的漫反射源，而CARET进气道只是在进气道腔体内存在反射，可以通过隐身涂层处理反射；

3、CARET进气道附面层与机体之间的腔体可以采用通用的处理原则

4、DSI在侧前方、侧方、上方的雷达隐身不错，具备与CARET相当的隐身性能。

DSI进气道最大的优势仍然是结构简单成本低廉，并非拥有更突出的性能，这也是F35本身的廉价定位导致的。

对比之下：

-23的设计要求和F-22一样，但更强调隐身和超巡。YF-23采用翼下进气口和向上的弯曲进气道。翼下进气口和机身下截面的形状是吻合的，也是梯形，但摈弃了边界层分离板，而是别出心裁地在进气口前的机翼下表面开了很多小孔，用于吸走边界层，然后向机翼上表面泄放。机翼上表面气压低于下表面，这是机翼产生升力的道理。YF-23巧妙地利用了这个原理，通过孔道将边界层从发动机进气气流中吸除，抽吸到上表面，解决了边界层分离的问题。不过不知道长期在恶劣环境使用时，会不会这样有孔道堵塞的问题。边界层分离板的结构彻底消失，消除了一大导致强反射的前向孔穴。从这一点上说，YF-23的进气口隐身设计比F-22的Caret进气口还要先进。翼下进气口还在气动上保证了发动机在大迎角下的稳定供气，这一点和苏-27是一样的。

YF-23的结构解剖图，注意标58、59的地方，这就是边界层吸入和泄放的地方

边界层吸收装置

从正面看，进气口前的机翼下表面是平整的，除了现在被涂没的洞孔外

拆除发动机的YF-23反而可以看见弯曲进气道的情况与YF-22竞争失利的YF-23，其进气道的附面层吸除孔阵与YF-22一样，也没有做隐身修形。但是YF-23仅仅是与YF-22一样的验证机，不是正式装备部队的飞机，不能拿YF-23的这个例子来否定细小孔阵需要隐身修形。下图是YF-23的附面层吸除孔阵：

为了处理超音速下的进气与隐身问题，YF23采用了s形的风道不仅能将反射性很强的发动机表面隐藏起来，使其不受雷达波的影响，而且还能在超音速飞行(最高可达2马赫左右)期间充分降低空气的速度，这样发动机就能在不受冲击波干扰的情况下将空气吸下去。但这并不能解决边界层问题。

因此，诺斯罗普没有在YF-23的下方创建带有分裂间隙的单独进气结构，而是在机身顶部和前部与进气前缘相遇的地方安装了“纱布面板”。这些板小洞钻它们会在进入进气口之前“吸收”附在机身上的边界层空气。然后，这些空气从YF-23上表面的一个平齐孔和一对小门中排出。实际上，它就像一个看不见的分流板，但它并没有分离空气，而是将其移除。该系统称为边界层控制系统，自动工作。

因此，YF-23的发动机进气口设计非常简单。它并没有作为一个独立的结构悬挂在机身下方，相反，它的梯形形状只是终止于机身下部本身。从这个意义上说，它是机身的一部分。考虑到在YF-23高速测试期间，对于F119和F120发动机的整体稳定性没有任何已知的重大投诉，这个概念似乎运行良好。该系统甚至可以帮助YF-23获得最佳性能，而YF-22的超级巡航性能也是如此。

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先说原理：

F15战斗机可调式进气口的上唇可调板可以调节进气口角度，自动保证最佳激波位置和进气量控制。

F-15战斗机在起飞时，发动机全力工作，气流量需求很大。刚起飞速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。

为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，F-15战斗机就设置成可调进气口。

▲F15可调式进气口结构图

如果不够明白，那么看典型的超音速客机协和的进气道。

罗尔斯·罗伊斯/斯奈克玛“奥林巴斯”发动机无法吞入速度超过434节(804公里/小时)的空气，因此需要对进气减速。每个3.35米长的进气口内都有两个斜板，被设计用于产生激波，降低进气速度。由于斜板的定位非常敏感，所以由民航客机装备的第一台数字计算机控制。随着空气在减速同时也被压缩，所以需要膨胀以匹配发动机外部的空气压力。“协和”动力系统产生的推力一半是进气道产生的，空气在这里被减速、压缩、加速并再次膨胀。如果没有斜板，“协和”将无法超越1.3马赫。

然后说歼20的可变形进气道迷思：

网上有新闻声称歼20的DSI进气道在飞行过程中可以变形——凹进去，这实在是令人啼笑皆非。所谓的证据只是一张照片中由于光影明暗变化，而导致看起来特别容易混淆的视觉效果罢了。

也不知道是哪些个瘸眼的观察者给出了这么一个结论，这倒是和他们当年神秘兮兮发明出来的可调节DSI进气道一样的蠢。实际上无论是从DSI进气道本身的原理，还是隐身需求出发，在现在的理论范畴以内，既不存在可调节的隐身进气道——更不可能存在内凹的DSI进气道设计。

简略的说，首先进气道一定要大幅度扭曲、截面形状和截面积一定要有显著变化；这样才能避免入射的雷达波直接照射到发动机的风扇和压气机叶片上，并且打断波导管的传递效应和形成空腔谐振，出现非常强烈的信号反射现象。

这种扭曲和截面变化设计，同时又是吸波涂料和材料得以工作的基础。在现有的主流吸波材料体系下——比如羟基铁和类似机理的吸波涂料、结构材料，都只在一定角度范围内才能吸收雷达波；一旦雷达波以30度或者更小的角度照射进来，那么就只能以接近镜面反射的形式反射掉。

因此只有扭曲和变截面的设计，才能形成足够复杂、但又秩序井然高度可控的反射路径；让雷达波一次又一次，以接近垂直的角度反射在吸波涂料和结构上，最终衰减到非常微弱的地步。在这个过程中，雷达波的有效衰减反射，至少要做到6次以上，一般不超过8次。

而一旦采用可调进气设计的话，这就意味着不管进气道入口处的主反射面角度和位置怎么变化，进气道后面的结构都能以不变应万变的保持良好的隐身效果另一方面，空气是有黏性的，在飞机表面会挂住一层空气，被称为“附面层”或者“边界层”。这一层空气能量很低而且非常紊乱，一旦进入进气道就极易导致发动机无法正常工作、失去动力。这也是为什么包括F22在内，绝大多数非机头进气的飞机，都需要在进气道和机身之间设置间隔的原因。

而DSI进气道，则是由于气动理论的进步，能使用一个鼓包就起到排除附面层的作用——它就像河流中的礁石一样，把迎面而来的附面层给撞开、排挤到进气口范围以外。DSI进气道的鼓包一旦内凹，则其基本功能完全丧失，对于超音速飞行来说，即使可变形也是变的更大而不是内凹从而进气更多——这种状态下歼20别说性能提升，能保住发动机正常工作不坠机就是万幸了。