F-22加长3米灰是啥样儿?

来源:百度文库 编辑:超级军网 时间:2024/03/29 19:01:07
飞机设计加长容易,加大截面积尺寸难很多。既然如此,那就讨论下F-22加长的问题。

会不会加装鸭翼-变成三翼面SF重四;变成F/B-22只能当轰炸机用?会不会是三翼面SF重四+F/B-22的结合,类似J-20。当然,在下佩服茅屋的创新精神,没走西方老路自成一系。日、韩没创新精神,只能学MD的了。

还是有更好的样儿?飞机设计加长容易,加大截面积尺寸难很多。既然如此,那就讨论下F-22加长的问题。

会不会加装鸭翼-变成三翼面SF重四;变成F/B-22只能当轰炸机用?会不会是三翼面SF重四+F/B-22的结合,类似J-20。当然,在下佩服茅屋的创新精神,没走西方老路自成一系。日、韩没创新精神,只能学MD的了。

还是有更好的样儿?
FB22并不是只能当轰炸机用
实际上FB22基本满足2018方案的需求
可以实施侦查+打击任务
让美帝的2018取代了,美帝下决心要用2018撕开中俄的防空网,新闻是这样说的,从2012开始每年40亿投进入去!是最优先级
F22如果要拉长,那么搞三翼面是可行的。

但同时必须将F119增推,至少要增推到推重比12,最大推力18吨或以上才行。
未来的 F-22加长还是有可能的,但不会是用来装鸭翼,而是加个座改成双座机。后座是无人机管控员。无论是带炸弹、还是玩格斗、还是打开反射器吸引导弹,这些都可以交给无人机干。而娘娘自己则专心当娘就是了,没必要作太惊险的动作。至于各种新鲜的东西往无人机身上填就是了,它玩15个g的过载不小意思,甩导弹都有可能。

在前沿直接对无人机管控,能大大降低人工智能的设计难度,而且数据链短,干扰更加困难,实现起来比全自主无人机容易多了。
让美帝的2018取代了,美帝下决心要用2018撕开中俄的防空网,新闻是这样说的,从2012开始每年40亿投进入去! ...
等2018出来的时候,老美一回头才发现美国本土的防空网已经像筛子一样了
看看FB-22啥样的
客官您要的F-22L加长版。。。
挂幌子 发表于 2013-3-3 10:37
客官您要的F-22L加长版。。。
碉堡了>>>>.
米帝是不会用鸭子的
为什么要加长F22
为了更大航程么?
涡轮 发表于 2013-3-3 11:29
米帝是不会用鸭子的
这可不好说。

过几年你再来说这话不迟。:D
dddd-dh 发表于 2013-3-3 18:40
这可不好说。

过几年你再来说这话不迟。
只要米帝依然隐身为先,米帝不要鸭子机,再过几十年也一样。除非你觉得米帝也去等离子么?
挂弹不是应该挂在重心附近么?怎么FB22挂的这么靠前?感觉挂在机翼前面一样,哪位给解释下?
miaomiaomiao 发表于 2013-3-3 03:11
未来的 F-22加长还是有可能的,但不会是用来装鸭翼,而是加个座改成双座机。后座是无人机管控员。无论是带炸 ...
跟我想的一样啊,所以我研判20双座就是无人机母鸡,后座专门管控无人机的。
xmyyc 发表于 2013-3-3 09:09
等2018出来的时候,老美一回头才发现美国本土的防空网已经像筛子一样了

不可能。就算可能,那又怎样?

除了面对亚轨道飞行器,距离是美国本土最强的防空网。
我认为楼主是在黑 某20长是吧。。
FB22也将成为不老的传说
dddd-dh 发表于 2013-3-3 01:05
F22如果要拉长,那么搞三翼面是可行的。

但同时必须将F119增推,至少要增推到推重比12,最大推力18吨或以 ...


从现在F119到F135的改进来说,恐怕在目前阶段难以在保证高速性的前提下进行推力提升:
F119使用了在结构和原理方面并无大的突破,但已经在可能的范围内把可应用的材料发挥到极致。这也就导致了增大推力的F135只能从提高流量等措施来提升。F135发动机算是F119发动机的衍生型。
F119发动机由3级风扇,6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为:风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体,另外还有附件、FADEC及发动机监测系统。其加力推力155.7千牛,中间推力105.0千牛,总压比35,涵道比0.3,涡轮前温1850-1950K,最大直径1.13米,长度4.826米、重量1460千克。
F135发动机采用与F119发动机基本相同的核心机。为提高推力,增加了发动机的空气流量和涵道比,提高了发动机的工作温度;为了获得短距起飞和垂直着陆能力,垂直起降型增加了新颖的升力风扇、三轴承旋转喷管、滚转控制喷管。其3级风扇采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和失谐技术,在保持原风扇的高级压比、高效率、大喘振裕度和轻质量的同时,将风扇的截面面积增加了10%-20%。6级压气机与F119发动机的基本相同。
燃烧室在F119发动机三维高紊流度、高旋流结构的浮动壁燃烧室的基础上,采用了高燃油空气比燃烧室技术,在提供小的分布因子和所要求的径向剖面的同时,满足了效率目标。高、低压涡轮采用对转结构,“超冷”高压涡轮转子叶片和导流叶片采用计算流体力学(CFD)方法设计,利用高温材料(可能为CMSX-4铸造合金)铸造,已在改进的F119发动机上得到验证,在提高耐久性的同时,能够明显提高工作温度(约为110℃)。低压涡轮增加1级,变为2级,以适应增大的风扇带来的驱动负荷。
STOVL型F135-PW-600采用了升力风扇+发动机喷管下偏+调姿喷管的垂直起降动力方案。这种设计方案成功实现了垂直起降,俯仰,偏航和滚转的功能。
F135发动机推比10.5、加力推力18吨级别、军推13吨级别、质量1700千克,其18吨的加力推力目前没有任何实际装备战斗机的加力式涡扇发动机能够企及。
不过值得一提的是,F135相对于F119虽然推力大幅度提高,但是实际上是在同样核心机基础上用流量、高速性能换推力。F135虽然推力超群,但是其高速性能却是下降的。
dddd-dh 发表于 2013-3-3 18:40
这可不好说。

过几年你再来说这话不迟。
确实不会,再过几年就是飞翼,多余的翼面都要砍掉......
davidxtb 发表于 2013-3-4 09:17
从现在F119到F135的改进来说,恐怕在目前阶段难以在保证高速性的前提下进行推力提升:
F119使用了在 ...
这几天不是版里有个牛贴号称采用dsi,推力增加6%么?

md既然f119已经修改到极致,跟我们偷师来个dsi改动,推力立马不就增加6%了么????哈哈

AceForce 发表于 2013-3-4 10:32
这几天不是版里有个牛贴号称采用dsi,推力增加6%么?

md既然f119已经修改到极致,跟我们偷师来个dsi改 ...


上次回帖问到底是对比什么增加6%,仅仅是相对于固定式DSI增加6%而和加莱特仍然有明显差距,恐怕未必就有天大的用处。
J20的超音速巡航性能还是在担心中,上次有坛友说J20最大速度达到2.5M也颇有担心。

美国在F-16上的测试表明,DSI在0.6-1.2MH 时,总压恢复系数高达0.98,但在2.0MH时,仅为0.74。我国的测试表明,在1.8MH总压恢复系数为0.91,在2.0MH时为0.87,均好于一般的二元三波系进气道。我们搞的那个DSI进气道升级版一一双鼓包进气道,号称可以在2MH时提升总压恢复系数0.04,也就是2.0MH时的总压恢复系数可以达到0.91(在来流马赫数为2.0条件下,相比传统的正圆锥乘波体Bump压缩面设计,新型设计方法可使Bump外压缩系统总压恢复系数提高0.04左右)。
也许在未来发动机推力增大后,可以弥补这个劣势。

不过空军之翼上的这个文倒是给了大家信心:
从枭龙和 J-10B 的 DSI 看 J-20 的 DSI
AceForce 发表于 2013-3-4 10:32
这几天不是版里有个牛贴号称采用dsi,推力增加6%么?

md既然f119已经修改到极致,跟我们偷师来个dsi改 ...


上次回帖问到底是对比什么增加6%,仅仅是相对于固定式DSI增加6%而和加莱特仍然有明显差距,恐怕未必就有天大的用处。
J20的超音速巡航性能还是在担心中,上次有坛友说J20最大速度达到2.5M也颇有担心。

美国在F-16上的测试表明,DSI在0.6-1.2MH 时,总压恢复系数高达0.98,但在2.0MH时,仅为0.74。我国的测试表明,在1.8MH总压恢复系数为0.91,在2.0MH时为0.87,均好于一般的二元三波系进气道。我们搞的那个DSI进气道升级版一一双鼓包进气道,号称可以在2MH时提升总压恢复系数0.04,也就是2.0MH时的总压恢复系数可以达到0.91(在来流马赫数为2.0条件下,相比传统的正圆锥乘波体Bump压缩面设计,新型设计方法可使Bump外压缩系统总压恢复系数提高0.04左右)。
也许在未来发动机推力增大后,可以弥补这个劣势。

不过空军之翼上的这个文倒是给了大家信心:
从枭龙和 J-10B 的 DSI 看 J-20 的 DSI
米帝是不会用鸭子的
这个倒是不一定