基于F35但无死重的垂直起降方案设想

来源:百度文库 编辑:超级军网 时间:2024/03/29 19:26:10


F35在非垂直起降状态时,升力风扇是死重,不能贡献平飞动力。

想到了使用鹞式P.1154的研究成果——可偏转的加力燃烧喷口,好处:可偏转的加力燃烧喷口位于F35的“侧弹舱位置上”(看图),不影响腹部弹舱装弹能力,把原升力风扇省去换成一个1吨内置油箱,无死重,向后偏转时贡献平飞动力,保证超音速飞行能力,加力燃烧喷口水平向后推力仍然巨大,超巡成为可能。缺点:腹部弹舱盖、后起落架舱盖表面需要特别的耐高温处理。

27_161532_4e6e12d3dfde1c0.jpg

@wujimin

@丰血  

F35在非垂直起降状态时,升力风扇是死重,不能贡献平飞动力。

想到了使用鹞式P.1154的研究成果——可偏转的加力燃烧喷口,好处:可偏转的加力燃烧喷口位于F35的“侧弹舱位置上”(看图),不影响腹部弹舱装弹能力,把原升力风扇省去换成一个1吨内置油箱,无死重,向后偏转时贡献平飞动力,保证超音速飞行能力,加力燃烧喷口水平向后推力仍然巨大,超巡成为可能。缺点:腹部弹舱盖、后起落架舱盖表面需要特别的耐高温处理。

27_161532_4e6e12d3dfde1c0.jpg

@wujimin

@丰血  
腹部弹舱上方、主进气道外侧,有充足空间安装来自主发动机上的引气管道:

11.jpg
哥们加力装置都在发动机差不多最后面了,你这个引气位置还在压气机前面呢。
你看35的竞争对手,就是你说的构造,丑成什么了。还不实用。
第八炮兵 发表于 2013-5-26 10:35
哥们加力装置都在发动机差不多最后面了,你这个引气位置还在压气机前面呢。
我知道你说的意思。但是P.1154的研究成果就是在偏转喷口处增加了加力燃烧功能,从而使鹞1154具备超音速飞行能力,这个技术简称叫PCB技术.
核动力坦克 发表于 2013-5-26 10:37
你看35的竞争对手,就是你说的构造,丑成什么了。还不实用。
我这方案跟X32可是天壤之别,对你真无语......
    我觉的 挺有道理的 ,只不过引出的是高压压气机气体,而且温度又不高,可靠性高,但缺点是起飞重量可能会降低。

mineba 发表于 2013-5-26 10:42
我觉的 挺有道理的 ,只不过引出的是高压压气机气体,而且温度又不高,可靠性高,但缺点是起飞重量可能 ...


引出到前面偏转口的气体还要在前喷口处继续燃烧的,喷出的是高温燃气,请注意看P.1154研究成果"PCB技术"。

11.jpg
mineba 发表于 2013-5-26 10:42
我觉的 挺有道理的 ,只不过引出的是高压压气机气体,而且温度又不高,可靠性高,但缺点是起飞重量可能 ...


引出到前面偏转口的气体还要在前喷口处继续燃烧的,喷出的是高温燃气,请注意看P.1154研究成果"PCB技术"。

11.jpg
平板电脑 发表于 2013-5-26 10:45
引出到前面偏转口的气体还要在前喷口处继续燃烧的,喷出的是高温燃气,请注意看P.1154研究成果"PCB技术"。
就是在前喷管出再增加个燃烧室,好像叫增压室燃烧技术,
平板电脑 发表于 2013-5-26 10:45
引出到前面偏转口的气体还要在前喷口处继续燃烧的,喷出的是高温燃气,请注意看P.1154研究成果"PCB技术"。
那点推力不大,而且前面的热气会被进气口吸入,造成发动机热效率急剧降低,这个当年X32已经教训深刻了,升力风扇看似死重大,但是喷出的是冷气流,不怕进气口被吸入。
核动力坦克 发表于 2013-5-26 10:37
你看35的竞争对手,就是你说的构造,丑成什么了。还不实用。
X32没设计好  不等于楼主的思路错了  我看引流的方案可以考虑可以优化
mineba 发表于 2013-5-26 10:53
就是在前喷管出再增加个燃烧室,好像叫增压室燃烧技术,

对,此技术使前喷口推力大增,以现在的技术制造水平,前喷口不一定需要做那么大:

11.jpg


以目前的技术而言想要垂直降落却不带死重是不可能的。

你的方案看起来貌似省了一个升力风扇,但是你又多了一对转向喷口。这个喷口的偏转机构就是死重。而且你是从发动机加力燃烧室引气,所以喷出的是高温燃气,这带来很多问题,首先喷口与喷口附近需要高温隔绝装置,其次高温燃气在进气口附近,很容易被进气口吸入,导致发动机工作不正常从而酿成事故。鹞式因此坠毁的飞机不在少数。鹞式的高温燃气喷口距离进气口还比你这个远很多,姑且都出了这么多事,你这个几乎可以肯定高温废气吸入会是一个大问题。
要阻止高温废气吸入,就学 波音X32,在进气道附近加入喷射冷气机构,形成冷气“气帘”,来屏蔽高温燃气,但这又是一堆额外的死重。最终你这个方案和F35升力风扇哪个死重更多还不好说呢。X32超重问题可是比X35更严重。

至于超巡,你加了这个喷管也对F35超巡毫无帮助。首先发动机推力就那么大,你把燃气引到前面喷出,后面的推力就会降低,总推力反倒有可能会更低(不清楚你所谓的前喷管继续燃烧是什么意思,是延续加力燃烧室的燃烧吗,还是在前喷管继续喷油?已经经过加力燃烧后的燃气还有那么多充分的氧让你第三次燃烧吗?)。而且F35不能超巡可不仅是发动机的问题,那个肥胖的机身、没有为高速优化的翼型等都是重要原因。

以目前的技术而言想要垂直降落却不带死重是不可能的。

你的方案看起来貌似省了一个升力风扇,但是你又多了一对转向喷口。这个喷口的偏转机构就是死重。而且你是从发动机加力燃烧室引气,所以喷出的是高温燃气,这带来很多问题,首先喷口与喷口附近需要高温隔绝装置,其次高温燃气在进气口附近,很容易被进气口吸入,导致发动机工作不正常从而酿成事故。鹞式因此坠毁的飞机不在少数。鹞式的高温燃气喷口距离进气口还比你这个远很多,姑且都出了这么多事,你这个几乎可以肯定高温废气吸入会是一个大问题。
要阻止高温废气吸入,就学 波音X32,在进气道附近加入喷射冷气机构,形成冷气“气帘”,来屏蔽高温燃气,但这又是一堆额外的死重。最终你这个方案和F35升力风扇哪个死重更多还不好说呢。X32超重问题可是比X35更严重。

至于超巡,你加了这个喷管也对F35超巡毫无帮助。首先发动机推力就那么大,你把燃气引到前面喷出,后面的推力就会降低,总推力反倒有可能会更低(不清楚你所谓的前喷管继续燃烧是什么意思,是延续加力燃烧室的燃烧吗,还是在前喷管继续喷油?已经经过加力燃烧后的燃气还有那么多充分的氧让你第三次燃烧吗?)。而且F35不能超巡可不仅是发动机的问题,那个肥胖的机身、没有为高速优化的翼型等都是重要原因。
平板电脑 发表于 2013-5-26 10:54
对,此技术使前喷口推力大增,以现在的技术制造水平,前喷口不一定需要做那么大:
鹞式的这个改造方案与你说的对F35B的改造根本不是一回事。

首先鹞式原本的飞马发动机是不带加力的,这个改造方案给其加上了加力,才达到了推力大幅增加的效果,而F35B用的F135发动机本身就带加力燃烧室了,你怎么再增加推力?

而且鹞式的前喷管是从低压压气机引气,本身引出的是没有经过燃烧的冷气,所以可以再进行加力燃烧,而你顶楼的图中是从F135的加力燃烧室引气,引出的本来就是高温燃气,你还再怎么进行加力燃烧?
x32不是引流方案,是主喷管偏转。
用引流的是直接死掉的麦道方案
顺便一提,侧梁是承重结构
dsandy1 发表于 2013-5-26 10:57
以目前的技术而言想要垂直降落却不带死重是不可能的。

你的方案看起来貌似省了一个升力风扇,但是你又多 ...
楼主 的意思是从高压压气机 引出高压冷气 然后再在前喷口出加燃烧室,燃烧加力
mineba 发表于 2013-5-26 11:11
楼主 的意思是从高压压气机 引出高压冷气 然后再在前喷口出加燃烧室,燃烧加力
从高压压气机引气?那更完了,高压压气机好不容易加起来的压比被这一下子给放没了,送入燃烧室的空气压力不知道要降低多少,F135能不能正常工作还是个问题。
没啥新意,如果这样改,和鹞式没很大区别。当初用升力风扇,其中一个用意就是解决热气吸入进气口的问题。
X32设计这么丑的主要原因是对于机身几何外形的控制,类似飞马发动机结构布局必然要求飞机质量重心与机身几何中心重合,或者接近,且纵向长度不能过长,这就使飞机变得粗短。同时,主推进喷管不能离前喷管太远,因为一、前面的喷管出力比起升力风扇来太小,不足足以调平;二、太远了使力矩过大,不易控制;三、为防止进气口吸入前面喷管的热气流,进气口必须做的很大。另一个方面,JSF超音速的要求使得飞机必须符合面积率的要求(鹞式不必考虑这些),而且武器内置等也要求飞机需要一定长度,隐身性又要求进气口不能过大。X32综合了这些因素,设计出了个丑陋的大蛤蟆造型,但就是这也无法完全满足军方要求。从英国跟苏联早期的研制使用结果看,想要超音速,升力风扇+尾部偏转喷口是目前技术条件下唯一的选择。死重什么的只好将就了。
第八炮兵 发表于 2013-5-26 10:53
那点推力不大,而且前面的热气会被进气口吸入,造成发动机热效率急剧降低,这个当年X32已经教训深刻了,升 ...

燃气的推力不大?要不是因为前喷口加力燃烧技术,P.1154根本无法超音速.

升力风扇无法贡献水平推力且工作时必须打开机背开口,这是我痛恨升力风扇的原因.
dsandy1 发表于 2013-5-26 11:07
鹞式的这个改造方案与你说的对F35B的改造根本不是一回事。

首先鹞式原本的飞马发动机是不带加力的,这 ...

那我修改一下,从F135低压压气机引气到前喷口进行燃烧.
sxingstar 发表于 2013-5-26 11:23
X32设计这么丑的主要原因是对于机身几何外形的控制,类似飞马发动机结构布局必然要求飞机质量重心与机身几何 ...
升力发动机方案也是可行的,不过废气吸入问题会比升力风扇方案更严重一些,但至少,雅克141还是弄出来了。
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:24
燃气的推力不大?要不是因为前喷口加力燃烧技术,P.1154根本无法超音速.

升力风扇无法贡献水平推力且 ...
打开机背开口只是用于垂直/短距起飞降落的短暂阶段,升力风扇的动力来自主发动机,高速巡航时发动机轴不向升力风扇输出动力,完全没有能量损失,超巡无压力啊。
airtac_dg 发表于 2013-5-26 11:16
没啥新意,如果这样改,和鹞式没很大区别。当初用升力风扇,其中一个用意就是解决热气吸入进气口的问题。
升力风扇无法贡献水平推力且工作时必须打开机背开口,这是我痛恨升力风扇的原因.
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:27
那我修改一下,从F135低压压气机引气到前喷口进行燃烧.
那和鹞式的飞马发动机没有本质区别了。而且高温燃气吸入问题依旧无法解决。
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:24
燃气的推力不大?要不是因为前喷口加力燃烧技术,P.1154根本无法超音速.

升力风扇无法贡献水平推力且 ...
"痛恨"楼主用词太狠了点喽,当年BS100发动机好像研制的差不多了。后来由于财政上的事 也下马了。楼主的思路值得思考啊。

平板电脑 发表于 2013-5-26 11:29
升力风扇无法贡献水平推力且工作时必须打开机背开口,这是我痛恨升力风扇的原因.


你要这么想:
1. 升力风扇虽然无法贡献水平推力,但其水平飞行时是与主发动机脱开的,不占用主发动机的功率。主发动机完全可以像正常发动机那样在最佳状态下工作。F35垂直降落时尾喷口贡献大约90kN的推力,但平飞时可以贡献190kN的推力。推力并没有浪费。而且F35的发动机在平飞时完全就可以当作一款传统战机的涡扇发动机,不像鹞式的飞马座那样做了各种奇形怪状的修改,使得其平飞时性能不及传统发动机。

2. 虽然升力风扇需要在脊背开口,但却有效控制了前进气口的尺寸与发动机的涵道比。如果像你说的那样,从低压压气机引气,那要让前喷管达到足够的推力,发动机的涵道比需要大大增加,而且进气道的空气流量也需要大大增加,前进气口截面也需要大大增加,这样既会大大增加飞行阻力也很不利于隐身。
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:29
升力风扇无法贡献水平推力且工作时必须打开机背开口,这是我痛恨升力风扇的原因.


你要这么想:
1. 升力风扇虽然无法贡献水平推力,但其水平飞行时是与主发动机脱开的,不占用主发动机的功率。主发动机完全可以像正常发动机那样在最佳状态下工作。F35垂直降落时尾喷口贡献大约90kN的推力,但平飞时可以贡献190kN的推力。推力并没有浪费。而且F35的发动机在平飞时完全就可以当作一款传统战机的涡扇发动机,不像鹞式的飞马座那样做了各种奇形怪状的修改,使得其平飞时性能不及传统发动机。

2. 虽然升力风扇需要在脊背开口,但却有效控制了前进气口的尺寸与发动机的涵道比。如果像你说的那样,从低压压气机引气,那要让前喷管达到足够的推力,发动机的涵道比需要大大增加,而且进气道的空气流量也需要大大增加,前进气口截面也需要大大增加,这样既会大大增加飞行阻力也很不利于隐身。
第八炮兵 发表于 2013-5-26 11:28
打开机背开口只是用于垂直/短距起飞降落的短暂阶段,升力风扇的动力来自主发动机,高速巡航时发动机轴不向 ...
高速巡航时发动机轴不向升力风扇输出动力, 升力风扇不就成为死重了么,我要求升力风扇必须能够参与水平推进,升力风扇全时工作.

dsandy1 发表于 2013-5-26 11:29
那和鹞式的飞马发动机没有本质区别了。而且高温燃气吸入问题依旧无法解决。


那回过来探讨一下F35B吧。

为了杜绝死重,让F35B升力风扇全时工作,并让升力风扇底部喷口能向后偏转贡献水平推力, 这样如何?@韩五记  
dsandy1 发表于 2013-5-26 11:29
那和鹞式的飞马发动机没有本质区别了。而且高温燃气吸入问题依旧无法解决。


那回过来探讨一下F35B吧。

为了杜绝死重,让F35B升力风扇全时工作,并让升力风扇底部喷口能向后偏转贡献水平推力, 这样如何?@韩五记  
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:38
那回过来探讨一下F35B吧。

为了杜绝死重,如果让F35B升力风扇全时工作,并在升力风扇底部增加一个向 ...
无论是升力风扇还是前置喷口都会造成大量能量损失,最好的解决方案就是在平飞巡航时关闭向这些东西的能量输出即可,高温燃气直接向后高速喷出,这样能量损失最小,效率最高。
平板电脑 发表于 2013-5-26 10:54
对,此技术使前喷口推力大增,以现在的技术制造水平,前喷口不一定需要做那么大:
升力风扇比这个更好,只不过对技术要求难度更高一个档次,你以为英国不想搞升力风扇么?
平板电脑 发表于 2013-5-26 10:39
我知道你说的意思。但是P.1154的研究成果就是在偏转喷口处增加了加力燃烧功能,从而使鹞1154具备超音速飞行 ...
PCB是否實用都很難說, 畢竟P1154加力了都只能飛1.5M.....
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:38
那回过来探讨一下F35B吧。

为了杜绝死重,如果让F35B升力风扇全时工作,并在升力风扇底部增加一个向 ...

F35B本身风扇的喷气就可以一定程度的向后偏转。只不过幅度较小(印象中是15度)。

最重要的是,F35B的升力风扇是从主发动机分配功率的,风扇启动了主发动机的功率就会降低。总推力不会增加。平飞时还不如把升力风扇脱开让F135发动机自由工作在最佳状态。

不要纠结于“死重”这个词,上面也说了,现阶段的技术要做到垂直起降还不带死重是不可能的。你为了所谓的“杜绝死重”硬让升力风扇去工作,它虽然不再是死重了,但效率极低,而且还带来其它负面影响,整机的飞行性能并不见得会提高,换来一个空虚的“无死重”名头有啥意义呢。
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:35
高速巡航时发动机轴不向升力风扇输出动力, 升力风扇不就成为死重了么,我要求升力风扇必须能够参与水平推 ...

你的要求算个毛啊,你只是个还没入门的初学者,为啥要顾虑你的感情呢?设计师都是按照最高效率设计的,从没有为了估计某小白感情设计一说。跟你说了巡航时效率最高的方式就是升力风扇脱开动力,发动机直接向后喷。
dsandy1 发表于 2013-5-26 11:45
F35B本身风扇的喷气就可以一定程度的向后偏转。只不过幅度较小(印象中是15度)。

最重要的是,F35B ...
F35B升力风扇底门是百叶窗式的?
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:47
F35B升力风扇底门是百叶窗式的?
印象中是有类似机构的。具体你可以找 @笑脸男人 或者 @韩五记 求证下,他们应该有很详细的资料。
平板电脑 发表于 2013-5-26 11:47
F35B升力风扇底门是百叶窗式的?
跟你说了,设计思想是怎么效率高怎么做,你费尽心思让升力风扇向后吹这个方案,纯粹脱裤子放屁,不但效率低还浪费脑细胞。
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首先 一分钱一分货
在目前的技术条件
不可能指望说 没有浪费死重 又让飞机有额外的垂直升力
这是不可能的事  也违反了市场规律

鹞式还是f35的冷气升力风扇方案 还是雅克的 喷热气的升力发动机方案

很简单 因为f35做到了 所以 35的方案最好
在f35之前 恐怕 一般的飞机设计师都很难相信 纯风扇能替代热喷气的升力发动机 而且是一台冷风扇取代两台热喷气的升力发动机

我认为 雅克的设计师同样梦想前面吹冷风 能把飞机托起来   但苏联的发动机 风扇设计材料加工都不太行 所以 要采用喷热气的升力发动机方案


我倒是认为 国内的水平 雅克的喷热气和35的轴联动 两者结合起来 采用 无热端涡轮的方案 最好 反正升力发动机只用一会  

如果既要无死重 又要强大的巡航发动机

好像 现有的论证中的方案 外涵道多涵道发动机还是可以的

现在甚至有论证中的 所谓 多核心发动机

外涵道多涵道发动机 外涵道 如果既可以向发动机后燃烧室注入冷气 又可以向下扭转 喷冷气 这个应该就是传说中的无死重了

也可以参考 sr71 发动机就是涡喷 外面有三根粗管 高速飞行时 空气直接引入后燃烧室当成冲压发动机来用

这种设计思路倒是应该可以用