超级军网发起讨论：针对J20机尾震颤较F22F18可能更重的问题 你 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 06:53:03
思考J20机尾震颤的问题 提出解决办法
都说J20机尾震颤，看了有关论文，了解到F22、F18这些双尾翼的鸡鸡都有机尾震颤的问题。原因在于在用边条翼产生边条涡之后，边条涡对于机尾垂直尾翼有冲击。这样总有机尾震颤的问题，严重的时候可能导致机尾损害等问题。
J20的机尾震颤问题，可能较之于F22F18更重，原因是：J20不仅有前边条、边条涡，而且是鸭翼涡、边条涡、襟翼涡三者复合，涡系更强，对于尾翼的冲击更大。这是好事引起的副作用。当然我说的是可能性，毕竟影响是多方面的、多因素的，还取决于其他因素对于震颤的控制。
我觉得解决的办法，有多种。
1、增强机尾的强度。增加对于涡流冲击的抵抗。但是这不能影响和解决机尾震颤的问题。
2、减小尾翼、例如对于尾翼进行切角和大切角。但是切角过大的话，会影响舵效。目前已经有切角的图片出来。
3、大幅度切角、同时增大腹鳍。在机身下部增强对于偏航稳定性的控制。这个会有争议。因为好多人认为腹鳍不好、影响隐身性。其实腹鳍对于隐身既有破坏作用也有增强作用。
4、改宽间距双外倾垂尾，改为F117式的V形尾翼。或者减少双垂尾的间距。
5、彻底取消垂尾、乃至腹鳍，采用全向矢推代替垂尾的偏航控制作用。但是矢推是我国目前的技术短板，尚未看到任何实际应用。更不谈用以取代垂尾了。
好吧，综合上述，如果你是设计师，你采用哪个措施？
请大家讨论。
@草根设计师
思考J20机尾震颤的问题 提出解决办法
都说J20机尾震颤，看了有关论文，了解到F22、F18这些双尾翼的鸡鸡都有机尾震颤的问题。原因在于在用边条翼产生边条涡之后，边条涡对于机尾垂直尾翼有冲击。这样总有机尾震颤的问题，严重的时候可能导致机尾损害等问题。
J20的机尾震颤问题，可能较之于F22F18更重，原因是：J20不仅有前边条、边条涡，而且是鸭翼涡、边条涡、襟翼涡三者复合，涡系更强，对于尾翼的冲击更大。这是好事引起的副作用。当然我说的是可能性，毕竟影响是多方面的、多因素的，还取决于其他因素对于震颤的控制。
我觉得解决的办法，有多种。
1、增强机尾的强度。增加对于涡流冲击的抵抗。但是这不能影响和解决机尾震颤的问题。
2、减小尾翼、例如对于尾翼进行切角和大切角。但是切角过大的话，会影响舵效。目前已经有切角的图片出来。
3、大幅度切角、同时增大腹鳍。在机身下部增强对于偏航稳定性的控制。这个会有争议。因为好多人认为腹鳍不好、影响隐身性。其实腹鳍对于隐身既有破坏作用也有增强作用。
4、改宽间距双外倾垂尾，改为F117式的V形尾翼。或者减少双垂尾的间距。
5、彻底取消垂尾、乃至腹鳍，采用全向矢推代替垂尾的偏航控制作用。但是矢推是我国目前的技术短板，尚未看到任何实际应用。更不谈用以取代垂尾了。
好吧，综合上述，如果你是设计师，你采用哪个措施？
请大家讨论。
@草根设计师
典型的没有问题创造问题, 命题不成立...
尾翼震颤是涡流破碎了打上去的。。。现在没有证据能证明J20的涡流在尾翼前破碎了又刚好瞄准尾翼打上去
楼主据说是个土豪，空姐、大嫂通吃。
这是一个高级黑 以专业技术面目出现
HH-9AA 发表于 2013-11-20 09:04
典型的没有问题创造问题, 命题不成立...
好吧 给你补上原理
免得你打扰
典型的没有问题创造问题, 命题不成立...
好吧 给你补上原理
免得你打扰
我们通常都是砌堵防风墙。
楼主是在海南参加海天酱油盛宴吗？
本军盲只是对楼主搞混两个技术名词或现象表示诧异，“抖振”与“震颤”不是一回事，其余的与本军盲无关。
去掉垂尾，一劳永逸
killbills 发表于 2013-11-20 09:18
好吧 给你补上原理
免得你打扰
垂尾震颤原因多样，并非完全是涡造成的。飞豹没有边条涡，照样曾经震掉了方向舵。
好吧 给你补上原理
免得你打扰
垂尾震颤原因多样，并非完全是涡造成的。飞豹没有边条涡，照样曾经震掉了方向舵。
很不成功的骗回复
这是一个高级黑 以专业技术面目出现来自: iPhone客户端
killbills 发表于 2013-11-20 09:18
好吧 给你补上原理
免得你打扰
http://www.fyjs.cn/bbs/read.php?tid=983894
这不是肥羊的帖子吗？
草根已经和人吵起来了
不是说j20原型机快要露面了吗？
耐心等好了，看哪些人跳大神
好吧 给你补上原理
免得你打扰
http://www.fyjs.cn/bbs/read.php?tid=983894
这不是肥羊的帖子吗？
草根已经和人吵起来了
不是说j20原型机快要露面了吗？
耐心等好了，看哪些人跳大神
张俊 发表于 2013-11-20 10:44
这是一个高级黑 以专业技术面目出现
我晕了个去，看来不能提出问题，提出问题那就是黑谁了。你开斗争会呢。你开斗争会也拿出理由来论证主楼的不是啊。
这是一个高级黑 以专业技术面目出现
我晕了个去，看来不能提出问题，提出问题那就是黑谁了。你开斗争会呢。你开斗争会也拿出理由来论证主楼的不是啊。
CD不知何时开始流行涡流冲击论
这种半懂不懂的半桶水
学学我等 不懂就少发帖~！
学学我等 不懂就少发帖~！
偷偷的猫 发表于 2013-11-20 11:59
这种半懂不懂的半桶水
学学我等 不懂就少发帖~！
俺半桶水都算不上 纯业余爱好。皮毛而已。敬请满桶水们指教。谢了，
这种半懂不懂的半桶水
学学我等 不懂就少发帖~！
俺半桶水都算不上 纯业余爱好。皮毛而已。敬请满桶水们指教。谢了，
一氧化二氢A 发表于 2013-11-20 10:08
垂尾震颤原因多样，并非完全是涡造成的。飞豹没有边条涡，照样曾经震掉了方向舵。
是啊 求论文 求解释
记得歼八也有过九年解决震颤的传说
垂尾震颤原因多样，并非完全是涡造成的。飞豹没有边条涡，照样曾经震掉了方向舵。
是啊 求论文 求解释
记得歼八也有过九年解决震颤的传说
killbills 发表于 2013-11-20 11:26
我晕了个去，看来不能提出问题，提出问题那就是黑谁了。你开斗争会呢。你开斗争会也拿出理由来论证主楼的 ...
保镖描述的黑丝垂尾已经切角了。
我晕了个去，看来不能提出问题，提出问题那就是黑谁了。你开斗争会呢。你开斗争会也拿出理由来论证主楼的 ...
保镖描述的黑丝垂尾已经切角了。
这种问题来超大解决？？无聊吗？
这就得看j20改成怎么样了
超大99%的人没学过流体力学，空气动力学，粘流，机械振动，弹性力学这些课，来这扯犊子，恐怕连问题是什么都搞不清
楼主先证明黑丝有这个问题再说吧....都是以讹传讹的消息如何能作准?
润物细无声 发表于 2013-11-20 12:47
保镖描述的黑丝垂尾已经切角了。
是啊 切角很小 说明问题不很严重
保镖描述的黑丝垂尾已经切角了。
是啊 切角很小 说明问题不很严重
http://www.fyjs.cn/bbs/read.php?tid=983894
这不是肥羊的帖子吗？
草根已经和人吵起来了
2003改了垂尾，说明尾部抖振并不是空穴来风。
这不是肥羊的帖子吗？
草根已经和人吵起来了
2003改了垂尾，说明尾部抖振并不是空穴来风。
lgoptimus2x 发表于 2013-11-20 13:29
2003改了垂尾，说明尾部抖振并不是空穴来风。
歇歇吧，现在你还看不出来，有很多人看不得任何一个关于某机的一个不字。你解释没用的。
我挺同情LZ的，发了这个帖子，我也怀疑LZ的居心，先看了看他之前的发言，觉得LZ之前的帖子虽然有点小白的之处，但没有什么明显的色彩，也就是不是那种为了什么而什么的。但看看吧，就这贴，就说点不是（虽然是传言），就被好顿喷
2003改了垂尾，说明尾部抖振并不是空穴来风。
歇歇吧，现在你还看不出来，有很多人看不得任何一个关于某机的一个不字。你解释没用的。
我挺同情LZ的，发了这个帖子，我也怀疑LZ的居心，先看了看他之前的发言，觉得LZ之前的帖子虽然有点小白的之处，但没有什么明显的色彩，也就是不是那种为了什么而什么的。但看看吧，就这贴，就说点不是（虽然是传言），就被好顿喷
lgoptimus2x 发表于 2013-11-20 13:29
2003改了垂尾，说明尾部抖振并不是空穴来风。
通常切尖是为了改善飞机的高速性，跟鸭涡扯不上，至于J20的全动小垂尾要不要切?就不知道了
2003改了垂尾，说明尾部抖振并不是空穴来风。
通常切尖是为了改善飞机的高速性，跟鸭涡扯不上，至于J20的全动小垂尾要不要切?就不知道了
涡流太威猛了
动强度与综合环境专业技术现状与未来发展
黄文超
2013-11-18 17:46:18
http://114.113.227.14/epaper/zgh ... /story/366755.shtml
航空飞行器在研制和使用过程中通常面临众多动载荷和环境载荷因素所引起的结构强度问题。这些载荷因素主要包括：飞行过程中产生的噪声与振动载荷、非定常气流引起的抖振等动态载荷、飞行或降落阶段的冲击载荷、冷热环境造成的热载荷，以及在湿热、盐雾等环境下的腐蚀作用等等。
以S进气道、V型垂尾、内埋弹舱及推力矢量为典型特征的先进战斗机为例（如图），在大攻角飞行、投弹以及格斗等机动飞行时，处于飞机前部机身的进气道等部位会受到高量级的噪声振动激励，很容易造成进气道结构破坏；位于机身中前部的内埋弹舱结构开启时，由于受到气流-空腔的耦合作用，会发出高出发动机噪声数10分贝的高强空腔噪声，致使内埋弹舱结构在打开数次后发生破坏；由于前机身边条翼或鸭翼产生的涡流，会对后部机身-垂尾结构造成很强的动压载荷，当动压载荷激励频率与结构主要模态频率吻合时，会导致诸如平尾、垂尾等结构发生抖振，从而产生振动疲劳破坏。另外，当飞机根据作战需求部署在不同地域时，还要受到诸如高寒、湿热、风沙、盐雾等环境的影响。由此可见，研制和发展性能先进的战机，必须在飞机设计和研制过程中考虑动强度与综合环境的问题。
动强度与综合环境专业主要是针对飞行器在上述载荷影响下的结构响应行为、寿命以及可靠性开展的研究和试验验证，其目的一是为了确保飞行器的强度设计指标能够达到；二是为了进一步优化强度设计，提高飞行器的飞行和使用性能，更好地保障飞行过程中人员及飞行器的安全。
动强度与综合环境专业的研究主要包括三方面：即动强度与综合环境预计技术研究、动强度与综合环境试验技术研究和动强度与综合环境设计分析技术研究。
动强度与综合环境预计技术研究是指运用数学物理的方法，开展多种动态载荷与环境载荷的建模和计算工作，尽可能详尽地描述噪声、振动、冲击、气流、温度载荷以及腐蚀作用的产生机理与规律；通过仿真手段研究飞行器典型结构，如机翼、机身、起落架和发动机等在这些载荷单独作用下或联合作用下的响应行为，最终建立起关键响应物理量与结构寿命或可靠性之间的量化关系，指导飞机的设计。
动强度与综合环境试验技术研究则是依靠物理试验的手段对上述问题开展研究，它与预计技术两者之间互为最重要的辅助关系。只有通过两者的有机结合才能更加完整的描述从载荷到响应再到寿命这样的时序逻辑过程，才能更加详细地描述此过程中的各种物理现象的本质和规律。
动强度与综合环境设计分析技术研究是通过发展研究，提出新设计或改进方案，用以提高飞行器的动强度和综合环境强度水平，并对提出的新设计等进行分析与评估。例如通过低噪声设计降低飞机噪声、提高结构声疲劳寿命；或通过抗腐蚀设计降低材料的损耗率，从而提高发动机部件抗烧蚀能力等。可以说，动强度与综合环境设计分析技术研究是前两方面研究水平的综合体现。它既需要以前者的研究结果作为输入，又要通过后者发现问题，提出可能的改进途径。
新一代飞行器的研制对动强度与综合环境专业的发展越来越迫切。目前国外大力发展的超声速飞行器，齿轮传动涡扇发动机等装备，所面临的声-振-热多载荷强度问题非常突出，相应的技术也得到了快速发展。例如在气动噪声和热环境预估方面，国外提出了用于高超声速飞行器激波噪声与气动加热环境的多种计算分析方法，并研制出专用计算软件，已在多个验证机中得到了应用；在结构动强度-热强度联合设计分析方面，国外已经开展了热-力学载荷耦合作用下结构热强度宏-微观失效机制、结构多场载荷下可靠性设计方法等研究。目前正在先进发动机研制工作中开展高温多场耦合环境（热-振动-噪声-静力等）下的结构瞬态热-力学响应、结构耐久性等研究。在试验验证方面，国外建立了高超声速飞行器和发动机结构热-振动-噪声相关试验标准及贯穿型号验证全过程的强度验证体系，发展出了试验所需的关键技术并建立了专用试验平台。
目前，以中国飞机强度研究所为代表，我国在动强度与综合环境专业研究领域也发展迅速，开展了相关研究工作。
1.振动疲劳破坏基础研究。
强度所围绕飞机典型金属结构振动疲劳破坏问题，通过理论分析和试验研究，揭示飞机典型金属结构振动疲劳损伤机理及演化规律，提高飞机典型金属结构振动疲劳寿命预计精度，建立预防飞机典型金属结构振动疲劳的设计方法，为新研和现役飞机使用中解决振动疲劳问题提供技术支持。
2.先进战斗机结构动态疲劳试验技术研究。
针对先进战斗机垂尾及其后机身的动态疲劳问题，强度所开展了相关研究工作。通过研究及早发现结构动态疲劳问题并提出解决方案，为后续的抗动态疲劳结构设计和验证提供了可靠有效的技术支持。
3.热-声-振载荷联合加载技术研究。
针对航空发动机等装备面临的多物理场载荷下强度问题，强度所建立了热-声-振联合试验平台。该平台可用于试验件的热-声-振联合试验、高温声疲劳试验、声-振联合试验、高温振动试验。该平台为目前正在开展的航空科研项目提供了关键的试验验证支持。
4.航空发动机短舱声衬和隔振安装技术研究。
针对军机和民机的噪声振动共性问题，强度所开展了涡扇发动机短舱声衬和航空发动机隔振安装技术研究。目前已经将加载与测试技术整合构建了发动机短舱声衬地面静态试验平台，正在建设发动机隔振安装验证平台。该平台的建成，将在积极支持集团重点创新基金、国家“973”等项目的同时，为未来型号研制打下牢固的技术基础。
近年来，强度所还开展了涡桨飞机舱内噪声振动控制研究、多物理场下载荷归一化与响应预计方法研究，以及高温环境下多种物理量测量技术研究等多项科研攻关，这些具有代表性的关键技术将对我国发展多种先进武器装备提供不可或缺的技术支持和验证能力。
上述这些研究工作及取得的成果，表明我国目前在动强度与综合环境专业技术领域具有坚实的研究基础。结合我国未来飞行器的研制，我们相信动强度与综合环境专业在未来还会得到更深远的发展。
黄文超
2013-11-18 17:46:18
http://114.113.227.14/epaper/zgh ... /story/366755.shtml
航空飞行器在研制和使用过程中通常面临众多动载荷和环境载荷因素所引起的结构强度问题。这些载荷因素主要包括：飞行过程中产生的噪声与振动载荷、非定常气流引起的抖振等动态载荷、飞行或降落阶段的冲击载荷、冷热环境造成的热载荷，以及在湿热、盐雾等环境下的腐蚀作用等等。
以S进气道、V型垂尾、内埋弹舱及推力矢量为典型特征的先进战斗机为例（如图），在大攻角飞行、投弹以及格斗等机动飞行时，处于飞机前部机身的进气道等部位会受到高量级的噪声振动激励，很容易造成进气道结构破坏；位于机身中前部的内埋弹舱结构开启时，由于受到气流-空腔的耦合作用，会发出高出发动机噪声数10分贝的高强空腔噪声，致使内埋弹舱结构在打开数次后发生破坏；由于前机身边条翼或鸭翼产生的涡流，会对后部机身-垂尾结构造成很强的动压载荷，当动压载荷激励频率与结构主要模态频率吻合时，会导致诸如平尾、垂尾等结构发生抖振，从而产生振动疲劳破坏。另外，当飞机根据作战需求部署在不同地域时，还要受到诸如高寒、湿热、风沙、盐雾等环境的影响。由此可见，研制和发展性能先进的战机，必须在飞机设计和研制过程中考虑动强度与综合环境的问题。
动强度与综合环境专业主要是针对飞行器在上述载荷影响下的结构响应行为、寿命以及可靠性开展的研究和试验验证，其目的一是为了确保飞行器的强度设计指标能够达到；二是为了进一步优化强度设计，提高飞行器的飞行和使用性能，更好地保障飞行过程中人员及飞行器的安全。
动强度与综合环境专业的研究主要包括三方面：即动强度与综合环境预计技术研究、动强度与综合环境试验技术研究和动强度与综合环境设计分析技术研究。
动强度与综合环境预计技术研究是指运用数学物理的方法，开展多种动态载荷与环境载荷的建模和计算工作，尽可能详尽地描述噪声、振动、冲击、气流、温度载荷以及腐蚀作用的产生机理与规律；通过仿真手段研究飞行器典型结构，如机翼、机身、起落架和发动机等在这些载荷单独作用下或联合作用下的响应行为，最终建立起关键响应物理量与结构寿命或可靠性之间的量化关系，指导飞机的设计。
动强度与综合环境试验技术研究则是依靠物理试验的手段对上述问题开展研究，它与预计技术两者之间互为最重要的辅助关系。只有通过两者的有机结合才能更加完整的描述从载荷到响应再到寿命这样的时序逻辑过程，才能更加详细地描述此过程中的各种物理现象的本质和规律。
动强度与综合环境设计分析技术研究是通过发展研究，提出新设计或改进方案，用以提高飞行器的动强度和综合环境强度水平，并对提出的新设计等进行分析与评估。例如通过低噪声设计降低飞机噪声、提高结构声疲劳寿命；或通过抗腐蚀设计降低材料的损耗率，从而提高发动机部件抗烧蚀能力等。可以说，动强度与综合环境设计分析技术研究是前两方面研究水平的综合体现。它既需要以前者的研究结果作为输入，又要通过后者发现问题，提出可能的改进途径。
新一代飞行器的研制对动强度与综合环境专业的发展越来越迫切。目前国外大力发展的超声速飞行器，齿轮传动涡扇发动机等装备，所面临的声-振-热多载荷强度问题非常突出，相应的技术也得到了快速发展。例如在气动噪声和热环境预估方面，国外提出了用于高超声速飞行器激波噪声与气动加热环境的多种计算分析方法，并研制出专用计算软件，已在多个验证机中得到了应用；在结构动强度-热强度联合设计分析方面，国外已经开展了热-力学载荷耦合作用下结构热强度宏-微观失效机制、结构多场载荷下可靠性设计方法等研究。目前正在先进发动机研制工作中开展高温多场耦合环境（热-振动-噪声-静力等）下的结构瞬态热-力学响应、结构耐久性等研究。在试验验证方面，国外建立了高超声速飞行器和发动机结构热-振动-噪声相关试验标准及贯穿型号验证全过程的强度验证体系，发展出了试验所需的关键技术并建立了专用试验平台。
目前，以中国飞机强度研究所为代表，我国在动强度与综合环境专业研究领域也发展迅速，开展了相关研究工作。
1.振动疲劳破坏基础研究。
强度所围绕飞机典型金属结构振动疲劳破坏问题，通过理论分析和试验研究，揭示飞机典型金属结构振动疲劳损伤机理及演化规律，提高飞机典型金属结构振动疲劳寿命预计精度，建立预防飞机典型金属结构振动疲劳的设计方法，为新研和现役飞机使用中解决振动疲劳问题提供技术支持。
2.先进战斗机结构动态疲劳试验技术研究。
针对先进战斗机垂尾及其后机身的动态疲劳问题，强度所开展了相关研究工作。通过研究及早发现结构动态疲劳问题并提出解决方案，为后续的抗动态疲劳结构设计和验证提供了可靠有效的技术支持。
3.热-声-振载荷联合加载技术研究。
针对航空发动机等装备面临的多物理场载荷下强度问题，强度所建立了热-声-振联合试验平台。该平台可用于试验件的热-声-振联合试验、高温声疲劳试验、声-振联合试验、高温振动试验。该平台为目前正在开展的航空科研项目提供了关键的试验验证支持。
4.航空发动机短舱声衬和隔振安装技术研究。
针对军机和民机的噪声振动共性问题，强度所开展了涡扇发动机短舱声衬和航空发动机隔振安装技术研究。目前已经将加载与测试技术整合构建了发动机短舱声衬地面静态试验平台，正在建设发动机隔振安装验证平台。该平台的建成，将在积极支持集团重点创新基金、国家“973”等项目的同时，为未来型号研制打下牢固的技术基础。
近年来，强度所还开展了涡桨飞机舱内噪声振动控制研究、多物理场下载荷归一化与响应预计方法研究，以及高温环境下多种物理量测量技术研究等多项科研攻关，这些具有代表性的关键技术将对我国发展多种先进武器装备提供不可或缺的技术支持和验证能力。
上述这些研究工作及取得的成果，表明我国目前在动强度与综合环境专业技术领域具有坚实的研究基础。结合我国未来飞行器的研制，我们相信动强度与综合环境专业在未来还会得到更深远的发展。
我说世界上还没有成功过双垂尾鸭翼战机，以前是以为机动问题，现在发现原来是震动问题，
我觉得这讨论叫“煞有介事”。
fhlx 发表于 2013-11-20 13:40
歇歇吧，现在你还看不出来，有很多人看不得任何一个关于某机的一个不字。你解释没用的。
我挺同情LZ的， ...
J16还切尖垂尾了呢！！
歇歇吧，现在你还看不出来，有很多人看不得任何一个关于某机的一个不字。你解释没用的。
我挺同情LZ的， ...
J16还切尖垂尾了呢！！
以S进气道、V型垂尾、内埋弹舱及推力矢量为典型特征的先进战斗机为例（如图），在大攻角飞行、投弹以及格斗等机动飞行时，处于飞机前部机身的进气道等部位会受到高量级的噪声振动激励，很容易造成进气道结构破坏；位于机身中前部的内埋弹舱结构开启时，由于受到气流-空腔的耦合作用，会发出高出发动机噪声数10分贝的高强空腔噪声，致使内埋弹舱结构在打开数次后发生破坏；由于前机身边条翼或鸭翼产生的涡流，会对后部机身-垂尾结构造成很强的动压载荷，当动压载荷激励频率与结构主要模态频率吻合时，会导致诸如平尾、垂尾等结构发生抖振，从而产生振动疲劳破坏。另外，当飞机根据作战需求部署在不同地域时，还要受到诸如高寒、湿热、风沙、盐雾等环境的影响。由此可见，研制和发展性能先进的战机，必须在飞机设计和研制过程中考虑动强度与综合环境的问题。
====================================
2.先进战斗机结构动态疲劳试验技术研究。
针对先进战斗机垂尾及其后机身的动态疲劳问题，强度所开展了相关研究工作。通过研究及早发现结构动态疲劳问题并提出解决方案，为后续的抗动态疲劳结构设计和验证提供了可靠有效的技术支持。
====================================
2.先进战斗机结构动态疲劳试验技术研究。
针对先进战斗机垂尾及其后机身的动态疲劳问题，强度所开展了相关研究工作。通过研究及早发现结构动态疲劳问题并提出解决方案，为后续的抗动态疲劳结构设计和验证提供了可靠有效的技术支持。
最好的解决方法是加翼刀！！！！
路过成都 发表于 2013-11-20 14:27
J16还切尖垂尾了呢！！
我是让那个人歇歇，别白费劲了，不用管这事有没有，因为LZ对某机提到了一个不字，这就是罪过，因此，挨喷是必然的，而且挨喷是不需要理由的。
至于你说的什么什么的，很对不起，我对歼20遇到的困难，看过帖子，对什么不能超音速飞行这个嗤之以鼻，对隐身有问题比较相信存在，对这个什么尾部震颤，不置可否。我对不置可否的态度就是不会上来就喷说这个的，也不会参与这个，我今天只是看到LZ的遭遇，说两句罢了。
至于你认为什么某机就是好，不能说，不能提，那是你的标准，但LZ肯定不是这样
J16还切尖垂尾了呢！！
我是让那个人歇歇，别白费劲了，不用管这事有没有，因为LZ对某机提到了一个不字，这就是罪过，因此，挨喷是必然的，而且挨喷是不需要理由的。
至于你说的什么什么的，很对不起，我对歼20遇到的困难，看过帖子，对什么不能超音速飞行这个嗤之以鼻，对隐身有问题比较相信存在，对这个什么尾部震颤，不置可否。我对不置可否的态度就是不会上来就喷说这个的，也不会参与这个，我今天只是看到LZ的遭遇，说两句罢了。
至于你认为什么某机就是好，不能说，不能提，那是你的标准，但LZ肯定不是这样
fhlx 发表于 2013-11-20 13:40
歇歇吧，现在你还看不出来，有很多人看不得任何一个关于某机的一个不字。你解释没用的。
我挺同情LZ的， ...
大家也都是瞎猜么，那你说su系列的飞机进了tg也被切尖了，不会也有抖振问题吧
歇歇吧，现在你还看不出来，有很多人看不得任何一个关于某机的一个不字。你解释没用的。
我挺同情LZ的， ...
大家也都是瞎猜么，那你说su系列的飞机进了tg也被切尖了，不会也有抖振问题吧
2.先进战斗机结构动态疲劳试验技术研究。
针对先进战斗机垂尾及其后机身的动态疲劳问题，强度所开展了相关研究工作。通过研究及早发现结构动态疲劳问题并提出解决方案，为后续的抗动态疲劳结构设计和验证提供了可靠有效的技术支持。
针对先进战斗机垂尾及其后机身的动态疲劳问题，强度所开展了相关研究工作。通过研究及早发现结构动态疲劳问题并提出解决方案，为后续的抗动态疲劳结构设计和验证提供了可靠有效的技术支持。