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MKMAN200
路人甲乙丙

1187 Posts

Posted - 08/25/2019 :  12:56:04  會員資料 Send MKMAN200 a Private Message  引言回覆



社交圈有人發了J20的渦流圖,然後說高攻角時會墜機(高AOE轉陀會死亡螺旋)
這是真的?因為這傢伙有點....個人偏好,所以發上來問問了

(20191025應版權方修改)

Edited by - MKMAN200 on 10/25/2019 22:39:35

BlueWhaleMoon
路人甲乙丙

4836 Posts

Posted - 08/25/2019 :  19:18:14  會員資料 Send BlueWhaleMoon a Private Message  引言回覆
F18也有類似的問題,倒沒有聽說F18高攻角墜機

倒是F18有陣子很煩惱垂尾高速老化的問題

https://www.facebook.com/notes/military.flak/642997025889035/
但由於YF-17的機身是如此之小,為了避免雙垂直尾翼互相干擾,諾斯若普讓垂直尾翼往外傾斜,而根部仍相當靠近。沒有想到的是,垂直尾翼與翼前緣延伸面還是太近了,這就導致強力渦流還是會掃到垂直尾翼,產生開發階段沒有發現的高頻震盪。解決之道是在垂直尾翼根部加上金屬夾板,這可讓壽命多延長500-2000小時。雖然沒有到原先估計的6000小時,但總算可以安全飛行,麥道需要召回所有的F-18來加夾板。

不幸的是,這顆炸彈不是憨人想得那麼簡單。垂直尾翼加完夾板後,的確不再破裂,但引擎艙、起落架、後機身的各地都開始冒出裂痕。麥道公司可以說是嚇傻了,難道要重做一對鈦合金垂尾給F-18嗎?

陶子壩 路人甲補充一下垂直尾翼。
垂直尾翼的問題不是被渦流掃到,而是渦流在垂直尾翼之前破裂,破裂以後產生的亂流擊打垂尾的兩側。因為亂流極難計算,因此亂流的擊打產生的振動因此也未知。據信亂流產生的震動和垂尾的自然頻率接近。垂直尾翼加夾板後目的不只是加固,而是改變垂尾的自然頻率。
多年以後,CFD 才有足夠的能力計算出和 NASA 試飛接近的結果。
加上條翼的目的不是代替垂尾來承受衝擊,而是加強渦流。讓兩股渦流重合以保證足夠的強度不至於在垂尾前破裂。
英文夠好請估狗 F18 vertical stabilizer buffeting

=============

所以這是美帝工程上已經有解決方案的情況,你貼的下面那張圖就是F22

另外這個渦流圖很讚,顯示出設計人員在渦流上貨真價實的功力

Edited by - BlueWhaleMoon on 08/25/2019 19:25:55
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waffe
路人甲乙丙

3369 Posts

Posted - 08/26/2019 :  08:16:04  會員資料 Send waffe a Private Message  引言回覆
其實目前看得到的20飛型表演怎麼看飛起來都是鈍鈍的,尤其拉大攻角飛行時看起來更是遲鈍當然是只用兩成功力還是使出吃奶的力氣還是有啥其他原因這不得而知,不過你高攻角油門堆不夠啥飛機都會掉下來的。

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davidboy
路人甲乙丙

1407 Posts

Posted - 08/26/2019 :  09:31:52  會員資料 Send davidboy a Private Message  引言回覆
大攻角下,脱体涡迅速扩大,は论如何垂尾都会被卷入,F22也一屆C不过这时候飞行速度低,持续时间短,涡流能量也不高,并不用特意优化。J20因为垂尾非常小,更不用恕葞_颤。反倒是失去偏航控制力需要想办法解芋C



回到常用攻角,高升力布局脱体涡和外倾双垂尾的不利影响大概有这么四种:
1,涡核直接吹向垂尾,造成破坏性震颤,这是三代机F18遇到的问题。四代机は论是F22,还是J20都解赤漁憐n。


2,带外滑角的涡流吹过垂尾外侧,会型成向下的垂直分力,进而形成不利抬头力矩。


3,同时双垂尾之间形成高压区,会导致增升脱体涡系提前破裂,破坏增升效果。

4,最后,侧滑气流使垂尾高度受载,在飞机侧滑时,可能导致垂尾失去偏航、滚转控制力。


外倾双垂尾的不良影响,是由于涡流增升措施导致的,在追求高升阻比的飞机上は法根除,跟设计者是黄皮还是白皮没有关系,所以楼主所贴的F22上也有同帚问题。



祟陵痚ㄙ漱隤k,就是は尾布局,消灭垂尾,但是现在工程上还不成熟,等待六代机了。当初ATF项目招标时,实力最L的通用动力一会推出は尾布局,一会推出单垂尾布局,就是想解这一问题。结果输给了中庸的洛马方案。

J20采取的方法,是全动小垂尾,垂尾相对面积只有10%,作为对比典型三代机垂尾相对面积20~25%,F22可能更高,我没查到。
正是因为J20垂尾很小,侧视图会显得较长,所以会有人产生J20是硕大は比的轰炸机错觉。
此外还给全动垂尾使用了差动控制,主动ㄓ眹C个垂尾在涡流中的攻角。

图上的大攻角飞行,垂尾被机身屏蔽,方向控制力下降,J20的全动小垂尾被屏蔽的更祟部C解角隤k也很简单,使用差动鸭翼+阻力方向舵,或者如Su57一岳洏峸t动边条翼,替代垂尾进行方向控制。



Edited by - davidboy on 08/26/2019 16:06:20
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cwchang2100
我是老鳥

Cayman Islands
10007 Posts

Posted - 08/26/2019 :  14:21:58  會員資料  Visit cwchang2100's Homepage Send cwchang2100 a Private Message  引言回覆
原始的外傾雙垂尾的用意是來降低RCS.
但是雙垂尾對低速高攻角的pitch控制力不佳,因為會影響翼面後氣流.
所以,一般會加上水平尾翼來加強這方面的控制.
從F-22,F-18,F-35以來都是這樣.
特別是JSF計畫中,X-32原本是三角翼,後來還是加上水平尾翼來加強高攻角和低速性能.
以便滿足在航母的降落性能.

所以J-20的雙垂尾是有點莫名其妙,這也解釋它為何還保留翼刀.
但是這也註定了J-20天生無法作為艦載機.

如果照片是正確的,J-20約在60度AOA就產生如此多而且紊亂的渦流,
一來表示能量消耗很大,二來估計不太容易控制.
不但pitch控制不會太好,特別是低速.yaw控制恐怕也不怎麼樣.
雖然可以說用前翼來幫助pitch,但是位置太遠,就像拿大刀遠距來剪指甲,
很難作很細微的控制.
這兩項解釋了為何J-20會動得跟隻母牛一樣.

F-22的照片,顯示AOA接近90度,但是有水平尾翼,加上向量推力和宇宙最大的推力之一.
縱使喪失不少能量,也能快速地補充.pitch和yaw控制更是沒有問題.
嫌不爽的時候,還可以用上向量推力.基本都不是問題.

西方的三角翼或是鴨翼戰機,幾乎都是單垂尾.
所以翼面渦流極其乾淨,相對控制要容易得多.
加上像颱風戰機的推力也是不同凡響,就不會有類似J-20的毛病.



-----------------

這些秘密話語來自活著的耶穌,由迪迪摩斯•猶大•多馬記錄。
他說:「任何人發現了這些話的意義,將不會嚐到死亡的滋味。」
多馬福音第1節

Edited by - cwchang2100 on 08/26/2019 18:01:45
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dasha
版主

39309 Posts

Posted - 08/28/2019 :  08:40:14  會員資料 Send dasha a Private Message  引言回覆
F/A-18當年的問題有兩個:
1.航艦降落比一般陸上機降落的速度更低攻角更高,而且累積時數會很高,所以發生垂直尾翼叛逃導致飛機損失,當初的事件沒有一下掃過整個甲板帶一堆飛機一起炸,但不解決的話,哪天就會......
2.開始研究後確認渦流不對稱現象,這個現象雖然是新確認的,但結果在一些老飛機上就出現過,某些攻角下的不穩定或特定週期運動.
初期用結構加強板及兩條氣動力面,其實是強迫渦流對稱.

至於飛行動作是否遲鈍,JAS-39以來的戰鬥機飛控軟體都寫很久,早期版本就是都很遲鈍,J-20還要等等看.
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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/28/2019 :  20:39:49  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
F22的渦流吹不到垂尾上,渦流更多流向主翼外側以覆蓋更大面積的主翼,並在主翼尾端破裂避免多餘阻力,垂尾會產生升力而非負升力


Edited by - allenhsy on 08/28/2019 20:40:20
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davidboy
路人甲乙丙

1407 Posts

Posted - 08/28/2019 :  22:48:51  會員資料 Send davidboy a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by allenhsy

F22的渦流吹不到垂尾上,渦流更多流向主翼外側以覆蓋更大面積的主翼,並在主翼尾端破裂避免多餘阻力,垂尾會產生升力而非負升力





正是因为前体脱体涡外洗,在垂尾处诱导出较大的指向外侧的当地速度。
一方面,这一气流吹在垂尾内侧,形成较大的静压。
另一方面,当垂尾前缘后掠角较大时,垂尾处气流较大的当地侧滑角,会在垂尾外侧诱导出前缘脱体涡,形成低压区。
气压内高外低,垂尾形成了高效侧力面,其侧力指向外侧。当垂尾外倾时,侧力在升力方向上的投影,形成负升力。
此外,垂尾间的高压直接传递到后机身上表面,也形成了负升力。

前面我说过通用动力的ATF方案很较真双垂尾的问题,他们除了单垂尾和は尾方案,还提出了内倾双垂尾方案,就是要把负升力变为正升力。


洛马的办法比较中庸,他们的方案迭代,一直在做两件事:缩小垂尾前缘后掠角和垂尾面积。脱体涡产生的条件是大后掠角和大攻角,缩小后掠角,就可以ㄝz在垂尾外侧诱导出的前缘脱体涡,缩小垂尾面积,和J20的小垂尾思路一屆C你贴的Cp图垂尾后缘后掠,正是YF22早期方案之一,虽然没有标出α角,但是脱体涡严重外洗,在主翼后缘副翼之前破裂,垂尾间后机身,整个平尾,以及主翼翼尖,向下的负升力压力系数都是极大值,红了一大片,显然是不理想的。定型后F22的实际脱体涡系,可以看下图。



J20除了比F22进一步缩小垂尾,还和Su57一岳洏峇F全差动垂尾,这岳C侧垂尾可以在飞控的控制下主动适应当地侧滑气流,ㄝz或者避免诱导前缘脱体涡,这和F22ㄓp前缘后掠角的思路殊途同归。当然,这庖N失去了大攻角下航向控制力,需要用鸭翼差动,或者边条差动+矢量推力,来替代垂尾的作用。目前的J20缺乏矢量推力,还需要使用腹鳍(不是翼刀)来补充航向稳定性。


Edited by - davidboy on 08/29/2019 08:59:50
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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/29/2019 :  10:32:35  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
你搞錯了幾件事,F22的迭代主要是為了在保證匿蹤效果下進行減阻以達成超巡的目標,因為為了匿蹤而有的邊邊角角全部都會產生額外阻力,J20的改進也是越改越圓滑,顯然阻力不達標只好補課的結果
F22的量產版垂尾產生的是正升力,不管你信不信,事實如此,渦流拖的越長代表阻力越多浪費的能量越多,離開翼面後要儘量讓他早點破裂脫離,渦流越大越好是純正的三代機設計思維
採用三角翼甚至鴨式構型唯一的目的就是為了減阻,為什麼要減阻?因為發動機推力不行,你搞個傳統構型最後結果就是全方位不如美國貨,我說的是幻影F1對F16,改成三角翼還能吹吹我們在某些[關鍵指標]上勝過對手,我說的是M2000,起碼M2000在三代最低的零升阻力上很好的彌補的發動機推力不行的問題
無尾三角翼阻力低是低,但控制面太小力矩太短沒法用在靜不穩定構型上,上仰發散無法解決,需要鴨翼補足控制力的缺失將機頭往下壓,但把鴨翼加進來的同時也把阻力加進來,這時候才想辦法看能不能用鴨翼的渦流幫主翼增升讓升阻比不那麼難看,免得跟傳統構型差距太大一轉彎就被甩掉
任何會在機身上產生渦流的結構都是阻力發生器,所以在設計指標達成後這種東西越少越好,EF2000量產型就把主翼LERX給砍了
有沒有結合傳統機翼和三角翼優點的機翼?有,那就是F22.F35所使用的菱形翼或稱作鑽石翼,但這種機翼的設計難度比傳統翼形和三角翼都還要困難的太多,機翼前緣後略和機翼後緣前略造成的複雜交互作用非常不好處理,主翼後緣前略的角度越大難度越高
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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/29/2019 :  10:38:42  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
F22的改進過程就是以匿蹤構型為藍本,想辦法把阻力改低,最後出現了無垂尾三角翼這種東西,當阻力已經夠低了開始把機動性加回來,垂尾平尾又重新加進來,主翼前緣後略的程度不斷降低以提高升力機動性
亞音速升阻比勝過傳統構型的三角翼與其徒子徒孫是不存在的,不信自己去看民航機長什麼樣子
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davidboy
路人甲乙丙

1407 Posts

Posted - 08/29/2019 :  13:32:01  會員資料 Send davidboy a Private Message  引言回覆
没错,正确的设计结果,静不稳定状态平尾应当为正升力。
但是你自己贴的Cp图中,机身后部三角形内区域全部为高压力负升力区,显然是不正确的设计或者仿真。

脱体涡当然会带来诱导阻力,但是会带来更大的升力,飞机气动设计,追求的是升阻比,而不是阻力,否则直接造成火箭阻力最小。

为了充分利用涡流增升,脱体涡在机翼上的水平投影应该越大越好,涡流场越整齐L劲越好。如果按你的说法,涡流应该越早破裂越好,那么这两架飞机是怎么回事?2100贴的阵风飞机是怎么回事?




你贴的图中,涡流提前破裂,只在主翼前缘局部形成了低压力系数的增升区,增升效果非常差。
而且涡流在主翼上破裂,引发复杂的非常定流场,全部作用在副翼和水平尾翼这些气动操作面上,导致飞机は法控制。

最后,任何仿真结果都要回归现实,我已经贴出了F22实机涡流云照片,显然跟你的图是不吻合的。事实如此,错的要么是你,要么是这个世界。



Edited by - davidboy on 08/29/2019 14:05:46
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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/29/2019 :  18:21:40  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
F22機翼上表面低壓區長這樣


你看相片也知道F/A-18絕大部分的渦流都沒有流經主翼表面,純屬浪費能量,F16的零升阻力也是三代最高之一

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davidboy
路人甲乙丙

1407 Posts

Posted - 08/29/2019 :  18:43:26  會員資料 Send davidboy a Private Message  引言回覆
我说你尾部高压区太多,你是拿低压区来证明我说的没错吗?

另外,你这仿真图的垂尾后缘后掠,还没意识到是已被淘汰的方案吗?

F18的大部分涡流没有流经主翼表面?我知道了,你是不是不知道主翼面积是主翼及机翼中央机身部分的面积之和?
因为主翼中央机身部分同帕O重要的升力来源,特别是三代四代机普遍采用了升力体机身。

Edited by - davidboy on 08/29/2019 18:49:58
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NET
新手上路

75 Posts

Posted - 08/29/2019 :  22:27:43  會員資料 Send NET a Private Message  引言回覆
樓上兩位能不能就那 F22 Min CP Max 好好討論一下,貌似兩位對這圖的認知是完全相反......

Edited by - NET on 08/29/2019 22:28:16
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amazon373
我是菜鳥

381 Posts

Posted - 08/29/2019 :  22:56:07  會員資料 Send amazon373 a Private Message  引言回覆
一個是以平直飛行,氣流分佈發散說事,一個拿運動弓角,氣流衝擊來說事,能麻煩你們先統一條件嗎,這樣張飛打岳飛,淺一點的,會很亂內,我無所謂,看你們鬥嘴,瞎樂活而已。
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dasha
版主

39309 Posts

Posted - 08/30/2019 :  08:20:32  會員資料 Send dasha a Private Message  引言回覆
這是只看少數幾張圖容易出現的問題......

很抱歉忘了是哪本書,國防工業大學還是西北工業大學哪個學校的書,2003~2004年之間出版的,也可能是兩本都有,講到脫體渦的時候有一系列圖,如果不是外國資料,大概就是JF-17研發過程的風洞測試(因為那個主翼很像F-5E,LeRX與主翼後掠角都不大),畫出0.2~1.0Mach之間的20度攻角LeRX渦流影響範圍,由於是手繪給出流線,更容易看出氣流狀態.
allenhsy兄給的那張F-22照片,與0.2Mach時候的狀況很像,整個主翼上表面除了最外側前緣與後緣的一部分以外,幾乎都在LeRX渦流產生的負壓區內,而在這速度,渦流能量不足,所以會在主翼最後緣處崩潰;而davidboy兄的F-16/18照片,則接近0.6~1.0Mach的狀況,只有最內側一點點部分是在渦流負壓區內,其他都是外界自由流,而渦流就一路拉到機身以後.換句話說,這只是速度不同導致的氣流狀態差異.
這還只是固定攻角直線飛行的狀態,如果在滾轉有側滑的時候,不同攻角的時候,狀況會更複雜.當年F/A-18的渦流不對稱影響垂直尾翼的問題,基本上也是有側滑角才會發生,這點對F-22或J-20也會有,只是看動作而已.

cwchang2100兄那張圖要講的則是另一回事,那是從Mirage III以來,西歐那些大後掠角三角翼機碰到的低速控制問題,而且是直接影響到降落速度與跑道長度的問題,當然都是脫體渦的問題就是了.
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davidboy
路人甲乙丙

1407 Posts

Posted - 08/30/2019 :  09:08:18  會員資料 Send davidboy a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by NET

樓上兩位能不能就那 F22 Min CP Max 好好討論一下,貌似兩位對這圖的認知是完全相反......



对这张图我的观点一直很简单,这里可以再总结一下:

1,该图气动模型,垂尾后缘后掠,前缘大后掠角,与已知任何一架造出来的YF22或者F22都不符合,是被淘汰的方案。

2,该图涡流外洗严重,几乎沿展向流动,这是最忌讳的现象,会加速翼尖分离,2100之前扯翼刀,翼刀真正的作用是什么?

3,该图涡流在副翼及平尾前破裂,は常定流场吹响气动操作面,は法控制。

4,该图上涡流造成的蓝色低压力系数增升区限于机翼前缘一小块面积,而在垂尾后机身造成大面积红色高压力系数负升力区,涡流增升效果差,还形成L烈低头力矩,是失败的方案。同时还否定了他的话:“垂尾會產生升力而非負升力。”

5,开始他贴图截去了α角,马赫数,后面给出的全图,α角达到24°,或者更大马赫数下,脱体涡范围扩大,照岱漇咩嶽u卷进去。“F22的渦流吹不到垂尾上”这句话也被他自己的图给否定了。

5,结论:该图は法证明F22涡流分布,,也は法证明F22的涡流吹不到垂尾上,更は法证明F22外倾垂尾不产生负升力。

Edited by - davidboy on 08/30/2019 09:30:37
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BlueWhaleMoon
路人甲乙丙

4836 Posts

Posted - 08/30/2019 :  10:13:37  會員資料 Send BlueWhaleMoon a Private Message  引言回覆
我個人粗淺的看法是,J20晚了這麼多年,渦流都已經是非常成熟的概念了,設計上在渦流處理應該是接近F22的表現。

當然前翼三角翼先天的優劣,J20也沒辦法避免。

我倒是對於全動垂尾的使用經驗更有興趣,未來說不定中國設計師有可能加上向量拚嘴,然後把前翼拿掉,這就是YF23的投胎了XD

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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/30/2019 :  11:42:54  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by davidboy


F18的大部分涡流没有流经主翼表面?我知道了,你是不是不知道主翼面积是主翼及机翼中央机身部分的面积之和?



這就是書讀死的典型,機身確實是計算在翼面積之內的,那為什麼沒有飛機造的機體特別大翅膀特別小?主翼面積不變機內體積不是越大越好?為什麼三角翼計算翼負荷這麼的低升阻比卻這麼難看?
答案是翼面積計算跟實際產生的升力是完全兩回事,所謂的升力體產生的升力永遠無法跟主翼產生相提並論,升力體設計不過是多多益善
最後F22就是解決的垂尾負升力的問題,並且在穩盤時讓渦流外洗時儘量保持在主翼上以得到最大負壓區域而且不需要翼刀解決奇怪的問題
怎麼做到的?我不知道,估計全中國也沒人知道,這就是人家的技術所在,你拿市面上的模型吹風洞是得不出結論的,更何況是你的人眼CFD,能得到不過是一些最基本的特徵
要比氣動外型,J20在設計方式上或許跟F22差不多,實際結果差了一整代,證據就是360度轉圈速度與M2000幾乎一樣
為什麼推力大了2.5倍穩盤幾乎一樣?最簡單的結論是J20盤旋升阻比跟M2000基本一致,重量重了2.5倍
考慮到J20想超巡要以減阻為第一目的(雖然繼續用AL31這貨是別想了),把亞音速盤旋升阻比指標放寬到跟J10差不多也不是什麼奇怪的選擇,比F22更大的後掠角與更小的主翼說明了這點



Edited by - allenhsy on 08/30/2019 11:55:14
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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/30/2019 :  12:01:54  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by BlueWhaleMoon

我個人粗淺的看法是,J20晚了這麼多年,渦流都已經是非常成熟的概念了,設計上在渦流處理應該是接近F22的表現。


SU27晚了F15這麼多年,設計達到F15水平了嗎?
M2000晚了F16這麼多年,設計達到F16水平了嗎?

Edited by - allenhsy on 08/30/2019 12:03:03
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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/30/2019 :  12:10:22  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
吹鴨翼渦流主翼增升的人請認清楚一點,公認這方面處理最好的法國陣風,穩盤也無法跟F15.F16相提並論
為什麼?我上面就說了,選擇鴨式構型第一目標永遠是減阻,亞音速升阻比怎樣都不可能與傳統構型比較,除非傳統構型飛機實在是太老或是設計的太爛
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davidboy
路人甲乙丙

1407 Posts

Posted - 08/30/2019 :  12:11:35  會員資料 Send davidboy a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by allenhsy

這就是書讀死的典型,機身確實是計算在翼面積之內的,那為什麼沒有飛機造的機體特別大翅膀特別小?主翼面積不變機內體積不是越大越好?為什麼三角翼計算翼負荷這麼的低升阻比卻這麼難看?
答案是翼面積計算跟實際產生的升力是完全兩回事,所謂的升力體產生的升力永遠無法跟主翼產生相提並論,升力體設計不過是多多益善
最後F22就是解決的垂尾負升力的問題,並且在穩盤時讓渦流外洗時儘量保持在主翼上以得到最大負壓區域而且不需要翼刀解決奇怪的問題
怎麼做到的?我不知道,估計全中國也沒人知道,這就是人家的技術所在,你拿市面上的模型吹風洞是得不出結論的,更何況是你的人眼CFD,能得到不過是一些最基本的特徵
要比氣動外型,J20在設計方式上或許跟F22差不多,實際結果差了一整代,證據就是360度轉圈速度與M2000幾乎一樣
為什麼推力大了2.5倍穩盤幾乎一樣?最簡單的結論是J20盤旋升阻比跟M2000基本一致,重量重了2.5倍
考慮到J20想超巡要以減阻為第一目的(雖然繼續用AL31這貨是別想了),把亞音速盤旋升阻比指標放寬到跟J10差不多也不是什麼奇怪的選擇,比F22更大的後掠角與更小的主翼說明了這點






所以你不承认翼面积是包含机翼中央机身的?
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allenhsy
路人甲乙丙

1270 Posts

Posted - 08/30/2019 :  12:18:01  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by davidboy



所以你不承认翼面积是包含机翼中央机身的?


請問你從我那段文字得出這個結論?
升力體能產生升力,升力體升阻比遠不如主翼,請問這兩者哪裡衝突?
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BlueWhaleMoon
路人甲乙丙

4836 Posts

Posted - 08/30/2019 :  12:18:23  會員資料 Send BlueWhaleMoon a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by allenhsy
SU27晚了F15這麼多年,設計達到F15水平了嗎?
M2000晚了F16這麼多年,設計達到F16水平了嗎?



簡單的事實,這麼多年是多少年?

SU27的氣動水平有比F15差很多嗎?
SU27如果不管1977年的試飛,而以1985年服役來算,也只1974年服役的F15晚11年。

M2000試飛在1978,並沒有晚多少年。
F16是1974年試飛。

F22是1997年服役
J20謠傳是2017年服役

Edited by - BlueWhaleMoon on 08/30/2019 12:19:40
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allenhsy
路人甲乙丙

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Posted - 08/30/2019 :  12:24:30  會員資料 Send allenhsy a Private Message  引言回覆
quote:
Originally posted by BlueWhaleMoon


簡單的事實,這麼多年是多少年?

SU27的氣動水平有比F15差很多嗎?
SU27如果不管1977年的試飛,而以1985年服役來算,也只1974年服役的F15晚11年。

M2000試飛在1978,並沒有晚多少年。
F16是1974年試飛。


考慮到F15實際上是有尾三角翼設計而且沒有什麼翼身融合之類的三代典型增升手段,SU27在付出1.5倍空重的代價升阻比只提昇了不到5%,誰的設計更高明還不夠明顯嗎?
M2000試飛的1978年,F16已經服役
SU27搞的一團糟推遲這麼久達到當初的設計指標了嗎?答案是沒有,當初的指標基本都要到SU35才實現

Edited by - allenhsy on 08/30/2019 12:27:37
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BlueWhaleMoon
路人甲乙丙

4836 Posts

Posted - 08/30/2019 :  12:35:07  會員資料 Send BlueWhaleMoon a Private Message  引言回覆
要比總體表現,當然美國人強,核心肌群引擎威猛嘛。

但是這與氣動設計有重大落差是兩回事。

事實是M2000差四年,有多少蒐集情資的時間,有多少修改時間?

這與差20年我個人真心覺得沒有可比性。

quote:

要比氣動外型,J20在設計方式上或許跟F22差不多,實際結果差了一整代,證據就是360度轉圈速度與M2000幾乎一樣
為什麼推力大了2.5倍穩盤幾乎一樣?最簡單的結論是J20盤旋升阻比跟M2000基本一致,重量重了2.5倍
考慮到J20想超巡要以減阻為第一目的(雖然繼續用AL31這貨是別想了),把亞音速盤旋升阻比指標放寬到跟J10差不多也不是什麼奇怪的選擇,比F22更大的後掠角與更小的主翼說明了這點



F22是傳統構型,比起前翼三角翼本來就是有穩盤優勢。

如果前翼三角翼穩盤還能追得上F22那就奇怪了,更何況您也承認J20以超巡減阻做為更優先的選擇(因為引擎劣勢),那麼J20穩盤輸F22就更正常了。

更何況如Dasha兄所言,J20現階段飛控可能還沒有壓榨完這個設計的潛力,因此現在穩盤比肩M2000(先說我不知道這個判斷標準是啥),並不是什麼設計落後的堅強證據。


Edited by - BlueWhaleMoon on 08/30/2019 13:20:36
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