為什麼戰鬥機進氣道和機身之間有一段縫隙？

01-22

圖一的LCA可以明顯看到進氣道和機身之間的縫隙，包括F15這樣的飛機也是這樣。
為什麼呢？有大神可以解釋一下嗎？
為什麼不能設計成和機身一體化呢？

先說一下附面層（邊界層）的含義：

水、空氣或其它低粘滯性流體沿固體表面流動或固體在流體中運動時，在高雷諾數情況下，附於固體表面的一層流體稱為邊界層。

當飛行器低速飛行時，其升力由空氣與機體及機翼的反作用力提供，力學上遵循普通流體力學原則。
但當飛行器速度提高到一定程度後，由於相對速度過快，位於飛行器前緣的空氣會被壓縮，附面層也從氣態變為氣液混合態，由於氣液混合物的比表面能減小，此時飛行器無法繼續獲得空氣的反作用力。
但由於氣液混合態附面層的粘度增大，其厚度也增大，隨物質密度擴展，會與空氣產生壓差，所以，飛機仍可依靠附面層壓差飛行！此時附面層甚至可以看作機體的外延。

所以，超音速飛行器設計氣動外形的一個重要原則就是盡量保持附面層與機體的良好貼合，以獲得最大的超音速階段的升力！但由於氣液混合附面層粘度、厚度較大，會導致附面層外圍空氣沿運動方向產生湍流。
如果發動機進氣口位於附面層上且不做處理，發動機進氣口的空氣會被湍流帶走，造成進氣量不足，從而引起發動機推力下降，喘震甚至停車！因此，在進氣道附近進行局部的附面層湍流處理是超音速進氣道的基本技術！

常規二元進氣道，其進氣口形狀通常有平直矩形、平直弧形，斜切口矩形等等，無論哪種形狀，其設計都是以利於局部剝離附面層或干擾附面層湍流為前提的。
當然，留下那道縫隙，確實會造成一定的誘導阻力！但這條縫造成的阻力和其提供的升力相對而言，升力是主流！所以也就不用去研究這道縫的阻力了！

總的來說就是一句話：進氣道與機身之間的縫隙是用來推遲進氣道口附面層形成及干擾附面層湍流用的。

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補充

關於DSI進氣道技術：

DSI進氣道（Diverterless Supersonic Inlet）：DSI進氣道，中文稱「無附面層隔道超音速進氣道」，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。

DSI進氣道技術通過蚌式鼓包造成局部附面層發散，也能很好的解決進氣不足等問題，而且還不會造成太大的阻力，但DSI進氣道由於不可調，所以當速度過大，附面層厚度覆蓋了進氣道以後，進氣效率就不高了.DSI亞音速狀態下效果很好,發動機功率很足，但是在高速狀態下會發生附面層分離，性能大大下降。就殲十B的那個鼓包來說，似乎是對隱形有一定好處，但超音速性能會下降。

現在使用DSI技術的有：梟龍，殲十B，殲二十，美國F35戰機等。

這樣看來目前只有中國和美國擁有DSI技術，可見DSI技術難度之高。

簡單點說，由於摩擦，靠近機身的一層空氣速度會降低，稱為「附面層」。這股低速空氣進入是會影響進氣效率的，所以把進氣道挪開一點。你看第一張圖上還有很明顯的隔板，也是起這一作用。

複雜點說的話……還是等高手回答吧。

附面層隔離上面兩位已經說的很清楚了，我回答一下下面的吧，能不能做一起，我所知是可以的，有一種叫作DSI進氣道的東西，請允許我搬運一下百度百科。

DSI進氣道，又稱「三維鼓包式無附面層隔道進氣道」，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。據專家介紹，DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個主要優點：一是採用「錐形流」乘波設計，總壓恢復較高；二是減小了飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形性能；三是不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量。總體來看，DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應範圍很廣，FC1採用DSI後甚至可以取消進氣道後的放氣門，對減輕飛機重量，提高戰術性能有極大好處。

目前使用的有售給巴鐵的梟龍和F35

附面層隔道