这几天出现了疑似沈六代飞行视频，但两个发动机之间居然存在了巨大缝隙，既不能挂弹也不能隐形，非常古怪，但在外网上的三维模型却是把这个复原了一下，有可能是飞机的背部，而非飞机底部；要说背部进气道影响大仰角度进气，这种做法好处非常多，可以把让内置弹舱空间更大，而且隐身能力也非常好，至于那个鸭翼早就有说法是可以收放的，主翼是兰姆达结构，科幻感觉也非常强烈，但似乎又没有座舱，疑似无人战斗机，机体大小是和歼35大小相似，之前歼50有40吨的说法，估计是有人版本！具体说法现在还不是太确定，等待后继消息吧，到时候说不定又是全球震荡一波！

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本文主要说一下背负式进气道如果优缺点和如何优化大仰角进气的问题：

战斗机背负式进气道的优点主要包括以下几点：

隐身性能优越：背负式进气道能够有效减少雷达波的反射面积，从而提高飞机的隐身性能。这是因为进气道位于机身背部，从下方照射的雷达信号难以探测到进气口，只能照射到平坦的机腹上，这在无人机的设计中尤为重要。

空间利用高效：将进气道布置在背部可以释放机腹空间，方便布置内埋弹仓、探测设备以及更短更粗壮的起落架，从而提升飞机的载荷能力和机动性。

适应恶劣环境：背负式进气道布置较高，能够在更恶劣的环境下起降，对飞行甲板上的异物忍耐度更好。

增加升力：机翼上方的气流速度更快，可以间接增加升力，使飞机在较低速度下也能安全起降。

避免吸入地表杂物：由于背负式进气道的位置较高，且机身可以有效遮挡地表的异物，因此在起降时不易吸入地表的杂物，如沙石、冰雪等，从而提高了飞行的安全性和可靠性

适应不同飞行状态：背负式进气道可以通过设计不同的进气模式（如变循环发动机），在不同飞行状态下提供最佳的空气流量和动力支持。例如，在超高速飞行条件下，背负式进气道可以为变循环发动机供气，以满足极致隐身或高机动性需求

背负式进气道选择小展弦比、中等后掠角的机翼设计能够减少雷达信号的反射面积。同时，通过调整机翼的根梢比，可以进一步增强对机身侧面的遮蔽效果，从而降低雷达波的反射；

然而，背负式进气道在大仰角飞行时存在显著的缺点，主要表现为：

进气效率降低：在大仰角飞行时，机身前部会遮挡进气口，导致进气效率急剧下降，甚至可能引发发动机喘振或停车。

流动分离问题：紧凑的大S弯内管道设计容易造成流动分离，使得总压恢复系数降低，流场畸变增大，进一步影响进气道性能。

为了解决这些问题，可以采取以下措施：

优化进气道几何设计：通过调整鼓包高度、唇缘后掠角等参数，改善进气道的气动性能。例如，适当降低鼓包高度或减小唇缘后掠角，有助于减少流动分离和总压损失；

前机身的设计对背负式进气道的性能有影响。通过与前机身匹配设计的进气道性能优于没有前机身干扰的情况。此外，前机身的头部设计、细长比、弯度以及相对机身纵轴的倾斜都会影响进气道的气动性能。

采用一体化设计：将进气道与机身进行一体化设计，通过优化机身外形减少前机身对进气道的干扰。例如，采用带鼓包的背负式大S弯进气道，并结合无附面层隔板技术（DSI），可以提高进气道在大迎角下的性能。

动态调节技术：通过引入可调节的斜板、辅助进气门和放气门等结构，实现进气道在不同飞行条件下的动态调节，以满足不同来流条件下的性能需求。

虽然背负式进气道在隐身性能和空间利用方面具有显著优势，但在大仰角飞行时存在明显的进气效率问题。通过优化设计和动态调节技术的应用，可以在一定程度上缓解这些问题，但在实际工程中还需要大量的测试：

结束语：

从歼35战斗机上可以看出，进气道和隐身弹仓布置在一起比较局促，比如大家说的格斗弹仓就无法布置，但背负式进气道就可以解决这个问题，载弹量会有较大提高，当然带来的大仰角进气问题通过优化设计可以部分解决，实际上在高性能的格斗弹和头瞄装备后，大仰角度进气也并不是太关键因素，可以值得考虑！