汇总探讨最大限度解决凌龙前掠翼的“弯扭发散问题”的8 ...

探讨最大限度解决凌龙前掠翼的“弯扭发散问题”的8种以上措施，含本穷自发明创意，周末闲暇，大家共探讨。

帖子很长，让各位费心看了。我汇总都觉得头疼。



前掠翼的翼尖位于机翼根部之前，在气动载荷作用下，翼尖相对翼根产生的扭转变形，使翼尖的局部迎角增大，迎角增大又引起气动载荷的进一步增加。这种恶性循环的发展将使机翼结构破坏（很致命）。如何解决弯扭发散问题？本人提出下列8种措施，供参考。

1、采用允许范围内的小展弦比前掠翼
翼展越大，力臂越长，弯扭发散力量越大，并且呈一定的发散关系。采用的展弦比越小，理论上弯扭发散临界速度越高，可以实现的极速越高。向上弹性发散力的力臂减短，从而提高了可以实用的高速范围。同时，减少激波阻力、提高稳定性、以及减少正投影面积RCS。

从凌龙的流传网上的图片看，翼展似乎只比J20大了一成。仍旧属于小展弦比。

2、采用允许范围内的中等偏大前掠角
有报道称：随着前掠角的增大，前掠机翼的气动弹性发散速度迅速下降。当机翼前掠角由0 增加到28 时，机翼的发散速度降低了90%。可见采用适当中等偏大的前掠角，有助于减少弯扭发散。美国带前掠翼的原型机SFW/F-16，在机翼后掠角为-20°～-25°，也即前掠20°～25°。而SU47的前掠角为主翼前缘后掠角为-20°也就是前掠20°，后缘前掠37°。从凌龙的流传网上的样图看，貌似前后缘的前掠角均为ABT 45°。

3、发散最严重的翼外段，采用切角，减少发散部位的有效面积、及其产生的导致发散的升力。
从凌龙的流传网上的样图看，前掠翼的最外端的前掠角采用了切角。既为了与鸭翼前缘平行、利于隐形。也为了减少发散部位的面积和升力。减轻震颤和发散。

4、“复合材料结构的弯扭变形耦合效应”(即通过布置不同纤维方向铺层)
利用复材的不同粘贴方位形成的不同受力和反作用力，来平衡或者部分平衡弯扭发散的力量。70年代以后，有人提出用复合材料结构的弯扭变形耦合效应克服前掠翼发散的缺点，也就是通过布置不同纤维方向的铺层,使机翼的弯曲变形引起附加的负扭转变形,从而抵消由升力引起的前掠翼正扭转。这样可以得到不发散而重量轻的前掠机翼，前掠翼飞机遂又引起人们的注意。

当然，如此结构，维修起来很麻烦。

5、运用常规的加强结构增加刚度的办法来解决气动弹性问题，在重量允许的范围内，上付出的代价是可以接受的。
SU47只是运用复合材料，通过合理的纤维铺层并加强结构强度来产生高强度以使其在相当程度上允许机翼弯曲，而不会出现引起结构负载过度的机翼扭曲。虽然增加主翼结构强度只能避免弹性气动发散对机体造成恶劣影响，无法根本消除弹性气动发散。
复合材料结构在飞机上的应用将为前掠翼的应用创造有利的条件。复合材料结构的面板铺层厚度和纤维方向可以任意变化，因此能够控制复合材料机翼的刚度和扭转变形。同时复合材料重量轻，只要以很小的重量代价，就可以解决前掠机翼的气动弹性发散问题。
利用复合材料的气动弹性剪裁技术可以经济地解决前掠翼的扭转发散过低的问题
俄罗斯就是利用这一技术经济实用的解决了SU-47的气动弹性发散问题．

6、这是俺滴发明和创意------外翼段的折叠翼技术
发明一定位置的可折翼：利用翼外端的升力大于翼内段的特点，在翼外段和内段之间的某一位置，设置折叠机构，使机翼折起。例如在机翼外段的0.191分割比位置，设置折翼机构。战机速度达到一定速度例如超巡速度，翼外段的升力大到一定力度的时候，翼外段借力竖起，既消除本段的发散，又成为压在主翼上的垂直安定面或者外倾安定面，压制主翼非外翼段的震颤和发散。从而保证超巡和提高极速。

负面影响是竖起之后，竖起段影响侧向的隐身，形成侧向的反射面。折起段需要设定利于隐形的倾斜角。折起段当然也可以用透波材料制造。

上述创意的类似创意（向下折叠），是另一面表述，曾经用killjapanese的ID在超大发过，可以搜到，链接是http://lt.cjdby.net/forum.php?mo ... 3D1&ordertype=1
不过该ID犯规被封、禁言。另一ID是killjap也被封。CD居，不太易。

7、气动上设计措施，帮助消除一定的气动扭转问题
CD论坛的TSQ，认为“可以考虑通过副翼的配合操纵来降低本地有效迎角或前掠部分升力位置，从而解决气动发散问题”。上述语焉不详。

我的理解是：外翼段的弯扭发散和上翘出现之后，作为平衡手段，外翼段的副翼也上翘形成斜坡、阻挡气流。导致该段升力下降。对抗额外增加的升力，从而阻止弯扭发散。

或者，内段相应增加襟副翼的变动增加内段升力，使内外段升力趋于一致或者接近一致。但可想见如此调控、比较复杂。
还需进一步解释和研究。

8、在允可范围内，翼梢悬挂或者内置重物，增加克制弯扭发散和震颤的质量。
例如非隐身作战环境下，翼梢安装外挂弹架和导弹，利用弹架和导弹的质量，对抗弯扭发散和震颤。
在隐身状态下，采取翼尖外挂隐形茧仓等办法。外翼段内部，可以考虑用布置侧向的内埋式共形雷达单元TR组件及其冷却系统等的增重办法，在许可质量范围内，结合其他办法，增加对于弯扭发散和震颤的克制。

9、其他

总之，前掠翼克服弯扭发散问题，有种种办法。克服之后可以得到种种好处------许用迎角大，可增大飞机的转弯角速度；阻力小；不会出现翼尖气流分离现象，故可增大升力，从而显著提高飞机的升阻比；另外还可改善布局，减小迎面对雷达波的反射面积。从S-37/SU47的情况看，还具有良好的低空低速机动能力和超机动能力，由于机上将装自动化程度很高的操纵系统和火控系统，故飞机可完成 0 速的机动动作，也可在保持航迹不变的情况下，完成 0 半径的转弯（定点转弯）和完成 0 半径的筋斗（定点筋斗），因此在空战中机头可以随时指向敌机，并实施攻击。由于飞机的升阻比大，故飞机的作战半径和留空时间都较大。以及，增大低速大迎角状态的可操控时间3倍。等等。

上述种种好处，以前都碍于弯扭发散的问题而不能实现。故本文提出上述8种解决措施，供大家探讨。总之，很期待小展弦比中等前掠角前掠翼，与边条鸭升力体布局的合体，产生有一定可克服风险的独创性、突破性的气动布局。很期待这一布局出现在诞生在“创意中国”。


探讨最大限度解决凌龙前掠翼的“弯扭发散问题”的8种以上措施，含本穷自发明创意，周末闲暇，大家共探讨。

帖子很长，让各位费心看了。我汇总都觉得头疼。



前掠翼的翼尖位于机翼根部之前，在气动载荷作用下，翼尖相对翼根产生的扭转变形，使翼尖的局部迎角增大，迎角增大又引起气动载荷的进一步增加。这种恶性循环的发展将使机翼结构破坏（很致命）。如何解决弯扭发散问题？本人提出下列8种措施，供参考。

1、采用允许范围内的小展弦比前掠翼
翼展越大，力臂越长，弯扭发散力量越大，并且呈一定的发散关系。采用的展弦比越小，理论上弯扭发散临界速度越高，可以实现的极速越高。向上弹性发散力的力臂减短，从而提高了可以实用的高速范围。同时，减少激波阻力、提高稳定性、以及减少正投影面积RCS。

从凌龙的流传网上的图片看，翼展似乎只比J20大了一成。仍旧属于小展弦比。

2、采用允许范围内的中等偏大前掠角
有报道称：随着前掠角的增大，前掠机翼的气动弹性发散速度迅速下降。当机翼前掠角由0 增加到28 时，机翼的发散速度降低了90%。可见采用适当中等偏大的前掠角，有助于减少弯扭发散。美国带前掠翼的原型机SFW/F-16，在机翼后掠角为-20°～-25°，也即前掠20°～25°。而SU47的前掠角为主翼前缘后掠角为-20°也就是前掠20°，后缘前掠37°。从凌龙的流传网上的样图看，貌似前后缘的前掠角均为ABT 45°。

3、发散最严重的翼外段，采用切角，减少发散部位的有效面积、及其产生的导致发散的升力。
从凌龙的流传网上的样图看，前掠翼的最外端的前掠角采用了切角。既为了与鸭翼前缘平行、利于隐形。也为了减少发散部位的面积和升力。减轻震颤和发散。

4、“复合材料结构的弯扭变形耦合效应”(即通过布置不同纤维方向铺层)
利用复材的不同粘贴方位形成的不同受力和反作用力，来平衡或者部分平衡弯扭发散的力量。70年代以后，有人提出用复合材料结构的弯扭变形耦合效应克服前掠翼发散的缺点，也就是通过布置不同纤维方向的铺层,使机翼的弯曲变形引起附加的负扭转变形,从而抵消由升力引起的前掠翼正扭转。这样可以得到不发散而重量轻的前掠机翼，前掠翼飞机遂又引起人们的注意。

当然，如此结构，维修起来很麻烦。

5、运用常规的加强结构增加刚度的办法来解决气动弹性问题，在重量允许的范围内，上付出的代价是可以接受的。
SU47只是运用复合材料，通过合理的纤维铺层并加强结构强度来产生高强度以使其在相当程度上允许机翼弯曲，而不会出现引起结构负载过度的机翼扭曲。虽然增加主翼结构强度只能避免弹性气动发散对机体造成恶劣影响，无法根本消除弹性气动发散。
复合材料结构在飞机上的应用将为前掠翼的应用创造有利的条件。复合材料结构的面板铺层厚度和纤维方向可以任意变化，因此能够控制复合材料机翼的刚度和扭转变形。同时复合材料重量轻，只要以很小的重量代价，就可以解决前掠机翼的气动弹性发散问题。
利用复合材料的气动弹性剪裁技术可以经济地解决前掠翼的扭转发散过低的问题
俄罗斯就是利用这一技术经济实用的解决了SU-47的气动弹性发散问题．

6、这是俺滴发明和创意------外翼段的折叠翼技术
发明一定位置的可折翼：利用翼外端的升力大于翼内段的特点，在翼外段和内段之间的某一位置，设置折叠机构，使机翼折起。例如在机翼外段的0.191分割比位置，设置折翼机构。战机速度达到一定速度例如超巡速度，翼外段的升力大到一定力度的时候，翼外段借力竖起，既消除本段的发散，又成为压在主翼上的垂直安定面或者外倾安定面，压制主翼非外翼段的震颤和发散。从而保证超巡和提高极速。

负面影响是竖起之后，竖起段影响侧向的隐身，形成侧向的反射面。折起段需要设定利于隐形的倾斜角。折起段当然也可以用透波材料制造。

上述创意的类似创意（向下折叠），是另一面表述，曾经用killjapanese的ID在超大发过，可以搜到，链接是http://lt.cjdby.net/forum.php?mo ... 3D1&ordertype=1
不过该ID犯规被封、禁言。另一ID是killjap也被封。CD居，不太易。

7、气动上设计措施，帮助消除一定的气动扭转问题
CD论坛的TSQ，认为“可以考虑通过副翼的配合操纵来降低本地有效迎角或前掠部分升力位置，从而解决气动发散问题”。上述语焉不详。

我的理解是：外翼段的弯扭发散和上翘出现之后，作为平衡手段，外翼段的副翼也上翘形成斜坡、阻挡气流。导致该段升力下降。对抗额外增加的升力，从而阻止弯扭发散。

或者，内段相应增加襟副翼的变动增加内段升力，使内外段升力趋于一致或者接近一致。但可想见如此调控、比较复杂。
还需进一步解释和研究。

8、在允可范围内，翼梢悬挂或者内置重物，增加克制弯扭发散和震颤的质量。
例如非隐身作战环境下，翼梢安装外挂弹架和导弹，利用弹架和导弹的质量，对抗弯扭发散和震颤。
在隐身状态下，采取翼尖外挂隐形茧仓等办法。外翼段内部，可以考虑用布置侧向的内埋式共形雷达单元TR组件及其冷却系统等的增重办法，在许可质量范围内，结合其他办法，增加对于弯扭发散和震颤的克制。

9、其他

总之，前掠翼克服弯扭发散问题，有种种办法。克服之后可以得到种种好处------许用迎角大，可增大飞机的转弯角速度；阻力小；不会出现翼尖气流分离现象，故可增大升力，从而显著提高飞机的升阻比；另外还可改善布局，减小迎面对雷达波的反射面积。从S-37/SU47的情况看，还具有良好的低空低速机动能力和超机动能力，由于机上将装自动化程度很高的操纵系统和火控系统，故飞机可完成 0 速的机动动作，也可在保持航迹不变的情况下，完成 0 半径的转弯（定点转弯）和完成 0 半径的筋斗（定点筋斗），因此在空战中机头可以随时指向敌机，并实施攻击。由于飞机的升阻比大，故飞机的作战半径和留空时间都较大。以及，增大低速大迎角状态的可操控时间3倍。等等。

上述种种好处，以前都碍于弯扭发散的问题而不能实现。故本文提出上述8种解决措施，供大家探讨。总之，很期待小展弦比中等前掠角前掠翼，与边条鸭升力体布局的合体，产生有一定可克服风险的独创性、突破性的气动布局。很期待这一布局出现在诞生在“创意中国”。