最近那啥贴居多啊。。。专开一贴谈超巡吧

来源:百度文库 编辑:超级军网 时间:2024/03/28 18:26:27


咱先把各种具体飞机抛开一边,看看超巡的设计方向在哪里

什么是超巡?不是不开加力超音速那么简单,而是“巡航”。巡航的重点在效率,也就是说你开满军推吭哧费力飞个1.2,离超巡是八杆子打不着的。

那超巡最合适的速度是多少?我们先看一看发动机的推力会发生什么变化,以及阻力会发生什么变化。

巡航是什么意思呢?就是用较少的油,产生一定的推力,使得发动机工作的效率最高。军推的耗油量是1单位的话,打个比方巡航可能就是用0.3倍的耗油产生0.5倍的军推。涡扇发动机还有自己的推力曲线,不同速度和高度下,推力都不同,最大加力推力有时能相差两倍,巡航就差得更远。军推大的飞机,适合巡航的推力不一定大,737客机那样100吨以上的飞机,巨大的发动机,在巡航飞行时使用的推力也只有几吨而已。
进入超音速的情况下,风扇部分的叶片迎角已经过低,无法产生有效的推力,甚至可能起到反作用,成了风车,无谓地增加一些阻力。此时仅有内涵道的核心机部分能有效地工作,使得发动机的推力更加下降到一个想象不到的数字——或许是地面静推力的三分之一。这个速度下,涡喷有它独特的优势,就是因为没有哪个讨厌的风扇敢空转,也是为什么F120会比F119看起来猛那么多。涵道比较大的发动机,比如737上那种,可能整个就没法工作了。

那么阻力呢?

来类比一下亚音速:我们知道诱导阻力随速度平方成反比,摩擦阻力和速度平方成正比,因此飞机在亚音速区一定有一个速度,这点具有最低的阻力。因此飞机做长时间巡航的时候,一般使用这个速度。飞机在跨音速左右呢,会因为激波的出现而造成升力突然下降阻力突然上升的效应,这点叫临界马赫数,因为飞得快,所以飞机在做最远巡航的时候,往往使用比临界马赫数差一点儿的速度。那超音速区呢?我们知道机翼全弦都进入超音速的时候,由于机翼产生的激波会脱离翼面,升力下降阻力上升的效应没有了,我们说飞机完全跨国了音障,进入了超音速区。这个速度是多少呢?一般地,1.4~1.5M。也就是说这个马赫数下,有一个最低的超音速阻力。所谓“超巡”,正是基于这里有一个低阻区而提的概念。

所以呢?我们得到的结论是,适合于做超音速巡航的“长时间巡航”速度是1.4~1.5M,而“长程”巡航的速度,只会比1.5M高。并且这个速度,还是发动机使用“比较经济”的推力来达成的,是地面军推的五分之一吗?不知道。

于是这么低的推力,能飞这么快是天顶星技术吗?我们的常识告诉我们推力和重量无关,它用于克服阻力。阻力来源于飞机的尺寸和气动设计,其中格外重要地,是翼的面积和设计。

那么翼怎么设计?

首先我们知道,基于“提高临界马赫数”的设计,也即超临界翼型、后掠翼(!),其他的比如蜂腰等,在超音速巡航的情形下已经全部无用,因为这时的速度已经远在这些设计的适应速度之上,波阻已经切实地产生并占据了全阻的绝大部分。我们又知道翼的波阻在其中占有决定性的作用。那么什么设计比较重要呢?

有三条是主要的。面积、厚度和展弦比。
面积不用多说,直接正比于阻力,当然越小越好。导弹火箭,翼小得看不见都有。
薄,也是超音速巡航飞机的典型重要特征。为什么薄?因为空气通过薄翼的上表面或下表面时,压力的变化小,这样产生激波的强度就弱,使得波阻得以极大地减小。
但是小而薄以后带来的问题怎么办?超音速下升力减小不是大问题,机身的压缩升力都足敷使用,但是翼的受力结构恶化,重量增加是大问题。解决方案呢就是加长翼弦,减小展弦比。减小展弦比还有另一个好处,就是翼展缩短了,这也大量地降低了阻力。

其他要注意的呢?

超音速面积律(按对应马赫锥扫过面积的面积律)。配平(比如使用三角翼抑制气动中心后移等)。尖头(包括尖前缘)。小截面积。整体平直(为了减少突起或凹陷物的激波)。等等等等很多细节。

好了现在再回到飞机上看,J-20符合上面的几条呢?小,薄,短,干净,细长,该占的占全了,结论也就水到渠成,即使目前还是AL31。同样细长短小的J-8呢?小是小了,短是够短,可是不够薄,前缘还是圆的,表面突起物凹陷物都不少,这样的飞机想要超巡,多磨一磨皮或许可以。
F-22呢?除了面积大,其他的也都占全了,额外还有个给力的发动机,它不能超巡也没人信,没有道理。F-35呢?展弦比大,面积不小,虽然表面挺干净,但是短粗。这样的家伙,除了指望有一台能顶俩F119用的发动机以外还真没别的什么希望。
别的呢,台风,Su27,F16,协和,黑鸟,这些经典飞机就不继续评论了,套这几个字一看就知道。


咱先把各种具体飞机抛开一边,看看超巡的设计方向在哪里

什么是超巡?不是不开加力超音速那么简单,而是“巡航”。巡航的重点在效率,也就是说你开满军推吭哧费力飞个1.2,离超巡是八杆子打不着的。

那超巡最合适的速度是多少?我们先看一看发动机的推力会发生什么变化,以及阻力会发生什么变化。

巡航是什么意思呢?就是用较少的油,产生一定的推力,使得发动机工作的效率最高。军推的耗油量是1单位的话,打个比方巡航可能就是用0.3倍的耗油产生0.5倍的军推。涡扇发动机还有自己的推力曲线,不同速度和高度下,推力都不同,最大加力推力有时能相差两倍,巡航就差得更远。军推大的飞机,适合巡航的推力不一定大,737客机那样100吨以上的飞机,巨大的发动机,在巡航飞行时使用的推力也只有几吨而已。
进入超音速的情况下,风扇部分的叶片迎角已经过低,无法产生有效的推力,甚至可能起到反作用,成了风车,无谓地增加一些阻力。此时仅有内涵道的核心机部分能有效地工作,使得发动机的推力更加下降到一个想象不到的数字——或许是地面静推力的三分之一。这个速度下,涡喷有它独特的优势,就是因为没有哪个讨厌的风扇敢空转,也是为什么F120会比F119看起来猛那么多。涵道比较大的发动机,比如737上那种,可能整个就没法工作了。

那么阻力呢?

来类比一下亚音速:我们知道诱导阻力随速度平方成反比,摩擦阻力和速度平方成正比,因此飞机在亚音速区一定有一个速度,这点具有最低的阻力。因此飞机做长时间巡航的时候,一般使用这个速度。飞机在跨音速左右呢,会因为激波的出现而造成升力突然下降阻力突然上升的效应,这点叫临界马赫数,因为飞得快,所以飞机在做最远巡航的时候,往往使用比临界马赫数差一点儿的速度。那超音速区呢?我们知道机翼全弦都进入超音速的时候,由于机翼产生的激波会脱离翼面,升力下降阻力上升的效应没有了,我们说飞机完全跨国了音障,进入了超音速区。这个速度是多少呢?一般地,1.4~1.5M。也就是说这个马赫数下,有一个最低的超音速阻力。所谓“超巡”,正是基于这里有一个低阻区而提的概念。

所以呢?我们得到的结论是,适合于做超音速巡航的“长时间巡航”速度是1.4~1.5M,而“长程”巡航的速度,只会比1.5M高。并且这个速度,还是发动机使用“比较经济”的推力来达成的,是地面军推的五分之一吗?不知道。

于是这么低的推力,能飞这么快是天顶星技术吗?我们的常识告诉我们推力和重量无关,它用于克服阻力。阻力来源于飞机的尺寸和气动设计,其中格外重要地,是翼的面积和设计。

那么翼怎么设计?

首先我们知道,基于“提高临界马赫数”的设计,也即超临界翼型、后掠翼(!),其他的比如蜂腰等,在超音速巡航的情形下已经全部无用,因为这时的速度已经远在这些设计的适应速度之上,波阻已经切实地产生并占据了全阻的绝大部分。我们又知道翼的波阻在其中占有决定性的作用。那么什么设计比较重要呢?

有三条是主要的。面积、厚度和展弦比。
面积不用多说,直接正比于阻力,当然越小越好。导弹火箭,翼小得看不见都有。
薄,也是超音速巡航飞机的典型重要特征。为什么薄?因为空气通过薄翼的上表面或下表面时,压力的变化小,这样产生激波的强度就弱,使得波阻得以极大地减小。
但是小而薄以后带来的问题怎么办?超音速下升力减小不是大问题,机身的压缩升力都足敷使用,但是翼的受力结构恶化,重量增加是大问题。解决方案呢就是加长翼弦,减小展弦比。减小展弦比还有另一个好处,就是翼展缩短了,这也大量地降低了阻力。

其他要注意的呢?

超音速面积律(按对应马赫锥扫过面积的面积律)。配平(比如使用三角翼抑制气动中心后移等)。尖头(包括尖前缘)。小截面积。整体平直(为了减少突起或凹陷物的激波)。等等等等很多细节。

好了现在再回到飞机上看,J-20符合上面的几条呢?小,薄,短,干净,细长,该占的占全了,结论也就水到渠成,即使目前还是AL31。同样细长短小的J-8呢?小是小了,短是够短,可是不够薄,前缘还是圆的,表面突起物凹陷物都不少,这样的飞机想要超巡,多磨一磨皮或许可以。
F-22呢?除了面积大,其他的也都占全了,额外还有个给力的发动机,它不能超巡也没人信,没有道理。F-35呢?展弦比大,面积不小,虽然表面挺干净,但是短粗。这样的家伙,除了指望有一台能顶俩F119用的发动机以外还真没别的什么希望。
别的呢,台风,Su27,F16,协和,黑鸟,这些经典飞机就不继续评论了,套这几个字一看就知道。
浅显易懂,好贴
那么31呢?您怎么看???
LZ说F35有两台发动机?还是F119?
哈夫曼斑马 发表于 2012-9-20 23:57
LZ说F35有两台发动机?还是F119?

我的意思是无论换什么,一台的推力还不够。或许一台推比20的也有可能。
cdljh 发表于 2012-9-20 23:46
那么31呢?您怎么看???
嗯你可以自己试试。。要是你看不出任何道道只能说明我写失败了
机身纵剖面形状也很重要。
机翼可以通过调整襟翼偏转角度来达到改变翼型的效果,以适应不同速度。机身就没这个条件,要么优化亚音速,要么优化超音速。
cryaciccl 发表于 2012-9-20 23:58
我的意思是无论换什么,一台的推力还不够。或许一台推比20的也有可能。
帖子写的挺好的,但是笔误还是建议改改
楼主的意思是310机也能超巡,我想我看懂了。
一分利 发表于 2012-9-21 00:07
楼主的意思是310机也能超巡,我想我看懂了。
嗯,310介于J20和F35之间,我判断是两发110kN到位时就够了。
哈夫曼斑马 发表于 2012-9-21 00:07
帖子写的挺好的,但是笔误还是建议改改
已修改,谢
cryaciccl 发表于 2012-9-21 00:11
嗯,310介于J20和F35之间,我判断是两发110kN到位时就够了。
昨天大馒头爆料,首飞的发动机是一个神秘型号。希望能够HKC
cryaciccl 发表于 2012-9-21 00:11
嗯,310介于J20和F35之间,我判断是两发110kN到位时就够了。
RD93还没山寨完成,
9500KN还是预研

110KN是不是太HKC了
既鸭翼优越论,无尾布局优越论后,现在cd上漫天的平尾耦合优越论。。。
反正凡是j20没有用到的气动设计都是落后的设计。。。  

多个人提出平尾耦合是超巡必要条件的观点。。。。
khui1984 发表于 2012-9-21 00:21
RD93还没山寨完成,
9500KN还是预研
高推核心机早已成了。有这么个好东西不去系列化发展才说不通吧?小涵道比四代中推即使没立项,也必然在日程上。9500根据已有数据,并非这一型号。
该多点这样会用简单语言科普的筒子哈,免得看一些人的胡言乱语脑袋都痛。
多点简单易懂的科普贴把这些人都给渡化了才是好事!


话说使用2台发动机一起工作和使用单台工作达到相同推力的话,单发的一定比双发的省油么?
发动机这东西是不是归根结底也是利用排开气体的质量产生推力(F=ma)?那么产生相同的推力是不是意味着排开的气体质量相同,即油耗相同(假设排出气体种类相同,不考虑其他损失)?
翻了点老帖,还是有点懵{:soso_e132:}

话说使用2台发动机一起工作和使用单台工作达到相同推力的话,单发的一定比双发的省油么?
发动机这东西是不是归根结底也是利用排开气体的质量产生推力(F=ma)?那么产生相同的推力是不是意味着排开的气体质量相同,即油耗相同(假设排出气体种类相同,不考虑其他损失)?
翻了点老帖,还是有点懵{:soso_e132:}
楼主你是学气动的?

按照你的观点,超巡只要机体设计合理,阻力小,发动机推力大,飞机就可以超巡了,是不?

J20的鸭式布局,因为前鸭翼,在超音速飞行状态时的阻力比常规布局要大,发动机推力一般,你还能得出J20可以超巡的观点出来?

至于你对F35气动外形“短粗”的结论,给你看个资料:
【http://wenku.baidu.com/view/fb310b1da76e58fafab003c9.html第六页

2.7   大迎角特性

F-35的机翼展弦比为2.68,前缘后掠角为35°梯形翼,可以使展向载荷更加接近理想的椭圆分布,降低诱导阻力。垂尾外倾角为25°。F-35前机身较宽,机身投影面积很大,大迎角飞行时有较好的机身升力,而其后机身明显变窄,不仅维持了单发动机的后体阻力优势,也很好地控制了平均机身横截面积,其相对机身横截面积(平均机身横截面积、翼面积)较小,减小了跨、超声速的阻力。在涡升力的运用方面,F-35采用了机头侧棱、进气道上唇和进气道侧棱的3段绕合边条,虽然宽度较窄但有很长的有效长度,在影响到最大瞬时盘旋的亚声速最大升力系数方面,F-35的升力系数-迎角曲线的顶点纵坐标为1. 558,最大可用升力系数一般要小于其理论值。】

根据上面的资料,你能得出来F35不能超音速巡航的观点出来?
khui1984 发表于 2012-9-21 00:21
RD93还没山寨完成,
9500KN还是预研
LZ只是说如果有110KN可以达到超巡条件(理论上)
没说TG有吧,哪能算HKC。。。。

虽然大家都很希望TG能有。。。
这种帖子很涨知识啊。居然回的人这么少。
rh43212006 发表于 2012-9-21 11:31
楼主你是学气动的?

按照你的观点,超巡只要机体设计合理,阻力小,发动机推力大,飞机就可以超巡了,是 ...
隐身机超巡还要对机体结构强度,隐身涂料耐热性提出要求。F35,其实完全可以造个单发超巡机来,可老美重视的不是这个,而是大内油系数,挂载强度,为了节省费用连机体过载强度都限制了。机动嘛,只要达到F16就可以了。
美国完全可以造出单发F22来,但是美国人自己认为那样还不如多造F22,联合作战通用性才是F35的根本,也是F35有别于F22存在的意义。
说一下发动机涵道比的问题。

发动机的涵道比大,空气流量大,涡轮风扇尺寸大,空气阻力相对增加,这容易引发涡轮叶片的喘振效应,导致叶片有裂痕或者断裂的风险,至于什么“迎角过低”不明白是何意思?由于涡轮叶片在高速情况下的工况容易出问题,所以现代发动机的涡轮叶片一般都要求是“整体叶片”,或者更高的“单晶整体叶片”。

回到F35的问题上,F135是在F119的基础上的衍生型,增大了涵道比,增加了空气流量和前涡轮温度,所以F135的推力大大增加了。如果今后要让F35满足超音速的能力,可以在F119的基础上,使它的核心机增加一级高压涡轮,这样在不增加涵道比的基础上,也可以使得新发动机推力加大,这样配装这种发动机的F35还不能超音速巡航?

结论:楼主,你的观点我认为只是一家之言。
rh43212006 发表于 2012-9-21 11:50
说一下发动机涵道比的问题。

发动机的涵道比大,空气流量大,涡轮风扇尺寸大,空气阻力相对增加,这容易 ...
这样装配的F35还能叫F35么?

楼主在表述大涵道比发动机在超音速区间的缺陷时已经说得非常非常通俗了

超音速区间风扇迎角产生的推力下降  阻力增大     这和整机在不同速度条件下阻力不同本质是一个道理的
rh43212006 发表于 2012-9-21 11:50
说一下发动机涵道比的问题。

发动机的涵道比大,空气流量大,涡轮风扇尺寸大,空气阻力相对增加,这容易 ...
你确信你懂发动机吗?
cryaciccl 发表于 2012-9-21 00:11
嗯,310介于J20和F35之间,我判断是两发110kN到位时就够了。
在这个9500KG依然存在于宣传模型的时候,双发110KN真不知道什么时候才能出来……而且更怀疑31001目前的机内载油能否支持他去完成超巡外推拦截线或是缩短敌方反应时间的任务。
楼主讲的还是很有道理的,发动机推力特性确实不像大家嘴里多少多少KN推力那么简单,飞机的超音速飞行阻力也是综合作用的结果。
守望黑夜 发表于 2012-9-21 12:29
这样装配的F35还能叫F35么?

楼主在表述大涵道比发动机在超音速区间的缺陷时已经说得非常非常通俗了
美国战斗机换装发动机的例子还少了?F16先后换装过F100、F110,有说法F22将来会换装可调涵道比的F120发动机,难道这些战斗机换了发动机,型号也变了?

大涵道比发动机的高速性能有下降,这个我知道。F22的涵道比0.3,它不能超巡呢?将来的WS15是没有涵道比的发动机?

战斗机在跨音速的时候,阻力会增大,然后随着音速越来越大,发动机推力、升力慢慢减小,但是阻力也是慢慢减小的,否则推力减小、阻力不断增大,战斗力不会失速掉下来?
从目前的技术来看,发动机必须是小涵道比的,否则就难以超巡。

等发动机推比20的时候,就不用非得小涵道比了,风扇爱咋地咋地阻力随便。
rh43212006 发表于 2012-9-21 12:49
美国战斗机换装发动机的例子还少了?F16先后换装过F100、F110,有说法F22将来会换装可调涵道比的F120发动 ...
已经完全不知道你要表达什么意思了

正是因为大涵道发动机在超音速条件下提供的推力下降 所以F22才使用了涵道比较小的F119   这有什么问题么?

战斗机在突破音障之后最大的阻力来源是诱导阻力  减小诱导阻力的方法是减小展弦比  这楼主已经说得很清楚了吧    所谓超巡就是在超音速区间达到一个耗油  推力  阻力 相对平衡的状态   怎么可能失速?

速度都超过音速了还失速?
科普好文。这才是CD需要的。

许多人误以为整机推比就能决定是否超巡,殊不知推比远超过1的鹞式连音速都过不了,而能在M3下巡航的SR-71的推比只有0.38。
这个帖子应该能很大程度上破除这种误解。
有益的科普。
rh43212006 发表于 2012-9-21 11:31
楼主你是学气动的?

按照你的观点,超巡只要机体设计合理,阻力小,发动机推力大,飞机就可以超巡了,是 ...
那个,肥鹅已经完工了,请问教主,肥鹅超巡了没?
zero_igniz 发表于 2012-9-21 00:45
话说使用2台发动机一起工作和使用单台工作达到相同推力的话,单发的一定比双发的省油么?
发动机这东西是不 ...
看设计。同等技术水平下(例如涡前温度等)相差不大。大发略微省一点点,因为直径大的压气机效率高。

rh43212006 发表于 2012-9-21 11:50
说一下发动机涵道比的问题。

发动机的涵道比大,空气流量大,涡轮风扇尺寸大,空气阻力相对增加,这容易 ...


1. 关于叶片迎角的问题。你先想下直升机的旋翼迎角,或许比较有助于理解这个问题。速度越快,进气道内的空气流速也越快,发动机叶片的迎角必然会越来越低,甚至变成负的。这时候就不是叶片扇动空气,而是空气吹动叶片了,当然就增大了阻力。


2. 你还没明白F35不能超巡的关键。关键不在于推力。在于F35那根本未能按照超巡设计的气动。即使像你说的搞出保持高速性能的增推版F119,也只能说对F35的高速性能有一点帮助罢了(而且这种情况下F35的进气道肯定要重新设计,机身和喷口可能也需要修改,或许都不能称之为F35了)。但F35那肥胖的身躯、不符合超音速面积率的截面变化、偏大的展弦比、较厚的机翼这些都是超巡的大敌。

rh43212006 发表于 2012-9-21 11:50
说一下发动机涵道比的问题。

发动机的涵道比大,空气流量大,涡轮风扇尺寸大,空气阻力相对增加,这容易 ...


1. 关于叶片迎角的问题。你先想下直升机的旋翼迎角,或许比较有助于理解这个问题。速度越快,进气道内的空气流速也越快,发动机叶片的迎角必然会越来越低,甚至变成负的。这时候就不是叶片扇动空气,而是空气吹动叶片了,当然就增大了阻力。


2. 你还没明白F35不能超巡的关键。关键不在于推力。在于F35那根本未能按照超巡设计的气动。即使像你说的搞出保持高速性能的增推版F119,也只能说对F35的高速性能有一点帮助罢了(而且这种情况下F35的进气道肯定要重新设计,机身和喷口可能也需要修改,或许都不能称之为F35了)。但F35那肥胖的身躯、不符合超音速面积率的截面变化、偏大的展弦比、较厚的机翼这些都是超巡的大敌。
守望黑夜 发表于 2012-9-21 12:55
已经完全不知道你要表达什么意思了

正是因为大涵道发动机在超音速条件下提供的推力下降 所以F22才使用 ...
基本正确,但超音速决定性的是波阻,而失速也和速度无关。超音速不会失速是因为失速之前升力就过大解体了。
rh43212006 发表于 2012-9-21 11:50
说一下发动机涵道比的问题。

发动机的涵道比大,空气流量大,涡轮风扇尺寸大,空气阻力相对增加,这容易 ...

不是“迎角”是“局部迎角”。压气机对高速气流的压缩能力下降就是因为这个效应,值大概是1-cos(arctg(迎面流速/叶片线速)),不过不精确。

F135的地面推力比F119大不错,但因为核心机一样而风扇大,在超音速下推力反而小于F119。

改变核心机,例如换F159(假设型号),使其超音速推力大于F119,那么也是有可能超巡的。
守望黑夜 发表于 2012-9-21 12:55
已经完全不知道你要表达什么意思了

正是因为大涵道发动机在超音速条件下提供的推力下降 所以F22才使用 ...
我觉得是我不明白你的意思了。

F22可以超巡,F35的发动机F135是F119的大涵道比的衍生型,我把F119的涵道比不变,增加一级高压涡轮,让这个新发动机的推力变大,配装给F35,让它也超音速巡航,难道不可以的?

至于什么“展弦比”,你说的是气动外形设计?F35是F22的气动缩小版,F22的展玄比是2.4,F35的展玄比是2.68,这个东西让F35不能超音速了?

至于什么飞机过音速以后的升力和阻力的关系,那是飞行过程之中的变化数据,你可能不懂,不跟你扯了。

说到这里,你还认为F35不能超音速巡航?他这篇文字,不是靠他自己编出来的?有数据支持的?

rh43212006 发表于 2012-9-21 12:49
美国战斗机换装发动机的例子还少了?F16先后换装过F100、F110,有说法F22将来会换装可调涵道比的F120发动 ...


拿F100和F110来类比F135和F119恐怕不合适吧。

前者是两款几乎可以互换的发动机。无论是推力、尺寸、速度特性等等都很接近。空气流量也比较相似。

F135和F119可不同了。除了核心机一样,二者几乎没什么相同之处。推力差异巨大、尺寸差异巨大、速度特性差异巨大、空气流量差异巨大。这俩发动机几乎不可互换。


rh43212006 发表于 2012-9-21 12:49
美国战斗机换装发动机的例子还少了?F16先后换装过F100、F110,有说法F22将来会换装可调涵道比的F120发动 ...


拿F100和F110来类比F135和F119恐怕不合适吧。

前者是两款几乎可以互换的发动机。无论是推力、尺寸、速度特性等等都很接近。空气流量也比较相似。

F135和F119可不同了。除了核心机一样,二者几乎没什么相同之处。推力差异巨大、尺寸差异巨大、速度特性差异巨大、空气流量差异巨大。这俩发动机几乎不可互换。

dsandy1 发表于 2012-9-21 13:08
1. 关于叶片迎角的问题。你先想下直升机的旋翼迎角,或许比较有助于理解这个问题。速度越快,进气道内的 ...
YF23的机身横截面积比F22还大,但是这款验证机的超音速巡航能力比F22还好,这个你怎么解释呀?

我上面贴的南京航空航天大学的F35气动外形模拟验证论文,你看过了?你得出来F35气动外形“短粗”的结论?
翼面对超巡的影响解释的挺好的,除了展弦比,大后掠角对减小超音速阻力系数也很有意义。
另外对超巡影响很大的最大机身横截面积没谈到。