超级军网md的设计似乎不愿过度依赖涡流？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 17:24:49
从f16往后，md的飞机都应用了边条来产生涡流。但是似乎md还是喜欢中小后掠角较大展弦比的设计。这样的设计，是遵循传统的降低气流分离趋势避免升力损失的思路。但是涡流的影响区域减小了。而后掠角较大的三角翼，收到涡流以及鸭翼下洗的有利影响就大一些。而较大后掠角本身，对于超音速性能也有好处。
这就有个疑问了：是否涡流的效果，不足以弥补气流分离造成的升力损失？或者说涡升力在升阻比上没有一般的机翼升力划算？从f16往后，md的飞机都应用了边条来产生涡流。但是似乎md还是喜欢中小后掠角较大展弦比的设计。这样的设计，是遵循传统的降低气流分离趋势避免升力损失的思路。但是涡流的影响区域减小了。而后掠角较大的三角翼，收到涡流以及鸭翼下洗的有利影响就大一些。而较大后掠角本身，对于超音速性能也有好处。
这就有个疑问了：是否涡流的效果，不足以弥补气流分离造成的升力损失？或者说涡升力在升阻比上没有一般的机翼升力划算？
这就有个疑问了：是否涡流的效果，不足以弥补气流分离造成的升力损失？或者说涡升力在升阻比上没有一般的机翼升力划算？从f16往后，md的飞机都应用了边条来产生涡流。但是似乎md还是喜欢中小后掠角较大展弦比的设计。这样的设计，是遵循传统的降低气流分离趋势避免升力损失的思路。但是涡流的影响区域减小了。而后掠角较大的三角翼，收到涡流以及鸭翼下洗的有利影响就大一些。而较大后掠角本身，对于超音速性能也有好处。
这就有个疑问了：是否涡流的效果，不足以弥补气流分离造成的升力损失？或者说涡升力在升阻比上没有一般的机翼升力划算？
涡的产生本身就是消耗能量。沉迷于如何产生和利用更多的涡，而忘记了整体的升阻比受益，就是本末倒置。
涡的产生本身就是消耗能量。沉迷于如何产生和利用更多的涡，而忘记了整体的升阻比受益，就是本末倒置。
二楼给力，一语点中要害。
Bearcat 发表于 2014-3-11 11:14
涡本身就是浪费能量。
二楼给力，一语点中要害。
涡本身就是浪费能量。
二楼给力，一语点中要害。
美帝喜欢简单就是美，虽然美帝的飞控很复杂。
前缘机动襟翼或其变种才是制造机翼升力的主力。 至于边条涡或鸭翼涡只是增强手段。 一架飞机在其一身生命中，用到鸭涡或边条涡增升的时间不到5%。
明白这个道理你就清楚了。
前缘机动襟翼或其变种才是制造机翼升力的主力。 至于边条涡或鸭翼涡只是增强手段。 一架飞机在其一身生命中，用到鸭涡或边条涡增升的时间不到5%。
明白这个道理你就清楚了。
前缘机动襟翼或其变种才是制造机翼升力的主力。 至于边条涡或鸭翼涡只是增强手段。 一架飞机在其一身生命中 ...
飞机大多时候要的是升阻力比，而不是升力。升力等于重力便足够。
飞机大多时候要的是升阻力比，而不是升力。升力等于重力便足够。
涡流只是一种增强手段，并不能替代机体升力本身，而且涡流越剧烈，对飞控的要求更高，设计风险也更大
涡流增加升力也增加阻力。而需要的技术指标是升阻比
涡流到现在也不能定量计算,老美也不能
飞机大多时候要的是升阻力比，而不是升力。升力等于重力便足够。
前缘机动襟翼就是改变了翼型，更高升阻比的翼型。
明白了不？
前缘机动襟翼就是改变了翼型，更高升阻比的翼型。
明白了不？
前缘机动襟翼或其变种才是制造机翼升力的主力。 至于边条涡或鸭翼涡只是增强手段。 一架飞机在其一身生命中 ...
一架战斗机在其寿命中，战斗的时间不超过5％，但是它几乎所有的性能都是为战斗而准备的。
一架战斗机在其寿命中，战斗的时间不超过5％，但是它几乎所有的性能都是为战斗而准备的。
对越不可控的东西，就是越隐藏不可知的祸根。
其实在米军眼中，眼镜蛇动作就是不可控的俯仰。
如果有飞控配套气动可控的眼镜蛇，米军则美其名曰：大迎角过失速可控机动
其实在米军眼中，眼镜蛇动作就是不可控的俯仰。
如果有飞控配套气动可控的眼镜蛇，米军则美其名曰：大迎角过失速可控机动
飞机大多时候要的是升阻力比，而不是升力。升力等于重力便足够。
升力等于重力，盘旋所需的向心力从哪来？
升力等于重力，盘旋所需的向心力从哪来？
一架战斗机在其寿命中，战斗的时间不超过5％，但是它几乎所有的性能都是为战斗而准备的。
F16的前缘机动襟翼能復盖整个机翼面积的80%。
J10的前缘能盖60%。
谁的升力大，战斗时强？
F16的前缘机动襟翼能復盖整个机翼面积的80%。
J10的前缘能盖60%。
谁的升力大，战斗时强？
说到底还得美帝的发动机给力。
中等后掠角常规布局，低速段性能好，再依靠好的发动机，高速段也可能很好。
中等后掠角常规布局，低速段性能好，再依靠好的发动机，高速段也可能很好。
F16的前缘机动襟翼能復盖整个机翼面积的80%。
J10的前缘能盖60%。
谁的升力大，战斗时强？
这个“能覆盖”是什么概念？襟翼似乎没那么大。
j10襟翼效果一般，但是鸭翼下洗可以产生更强效果。
J10的前缘能盖60%。
谁的升力大，战斗时强？
这个“能覆盖”是什么概念？襟翼似乎没那么大。
j10襟翼效果一般，但是鸭翼下洗可以产生更强效果。
这个“能覆盖”是什么概念？襟翼似乎没那么大。 j10襟翼效果一般，但是鸭翼下洗可以产生更强效果。
气流经前缘襟翼流过主翼的面积。
鸭翼下洗如何更强效果，请给数据。
气流经前缘襟翼流过主翼的面积。
鸭翼下洗如何更强效果，请给数据。
气流经前缘襟翼流过主翼的面积。
鸭翼下洗如何更强效果，请给数据。
数据木有，原理有。经过鸭翼的气流被强迫向下，从而降低分离趋势。
鸭翼下洗如何更强效果，请给数据。
数据木有，原理有。经过鸭翼的气流被强迫向下，从而降低分离趋势。
数据木有，原理有。经过鸭翼的气流被强迫向下，从而降低分离趋势。
如果鸭翼零偏转，飞机零迎角，能有多强。
如果鸭翼零偏转，飞机零迎角，能有多强。
对越不可控的东西，就是越隐藏不可知的祸根。
其实在米军眼中，眼镜蛇动作就是不可控的俯仰。
然后搞个英文缩写。又一个英语单词诞生了
其实在米军眼中，眼镜蛇动作就是不可控的俯仰。
然后搞个英文缩写。又一个英语单词诞生了
如果鸭翼零偏转，飞机零迎角，能有多强。
零迎角本身就不会分离……就算是襟翼也不会动的……
零迎角本身就不会分离……就算是襟翼也不会动的……
涡流增加升力也增加阻力。而需要的技术指标是升阻比
涡流增加阻力是个什么原理？
涡流增加阻力是个什么原理？
来看瑶瑶舞 发表于 2014-3-11 12:54
涡流增加阻力是个什么原理？
低阻力状态就是流经机翼机身的所有气流全部是层流，没有分离，产生涡的状态（AOA超过临界值）本来就不是阻力最低的时候。。。涡就是一个强烈的压力突变区域（负压区）所形成的空气漩涡，漩涡是要耗费能量才能形成的，消耗能量反应在阻力上就是航行方向上的阻力增加。。。
涡流增加阻力是个什么原理？
低阻力状态就是流经机翼机身的所有气流全部是层流，没有分离，产生涡的状态（AOA超过临界值）本来就不是阻力最低的时候。。。涡就是一个强烈的压力突变区域（负压区）所形成的空气漩涡，漩涡是要耗费能量才能形成的，消耗能量反应在阻力上就是航行方向上的阻力增加。。。
低阻力状态就是流经机翼机身的所有气流全部是层流，没有分离，产生涡的状态（AOA超过临界值）本来就不是 ...
可否这样理解：
形成涡流的条件是气流分离，而气流分离本身才会消耗能量增加阻力？
可否这样理解：
形成涡流的条件是气流分离，而气流分离本身才会消耗能量增加阻力？
l55 发表于 2014-3-11 13:19
低阻力状态就是流经机翼机身的所有气流全部是层流，没有分离，产生涡的状态（AOA超过临界值）本来就不是 ...
层流附面层的粘滞阻力要比涡流更大吧？
l55 发表于 2014-3-11 13:19
低阻力状态就是流经机翼机身的所有气流全部是层流，没有分离，产生涡的状态（AOA超过临界值）本来就不是 ...
层流附面层的粘滞阻力要比涡流更大吧？
平民出身 发表于 2014-3-11 11:30
美帝喜欢简单就是美，虽然美帝的飞控很复杂。
可惜MD就算再怎么喜欢简单， 可是有一架娘娘就完全因为飞控的原因坠毁了。
美帝喜欢简单就是美，虽然美帝的飞控很复杂。
可惜MD就算再怎么喜欢简单， 可是有一架娘娘就完全因为飞控的原因坠毁了。
层流附面层的粘滞阻力要比涡流更大吧？
他说的全层流，就是没附面层的意思。有附面层那都气流分离了。
他说的全层流，就是没附面层的意思。有附面层那都气流分离了。
升力等于重力，盘旋所需的向心力从哪来？
这时加大迎角就会有更多升力，这是绝大多数飞机的基本办法。什么涡都是不必有要的。
这时加大迎角就会有更多升力，这是绝大多数飞机的基本办法。什么涡都是不必有要的。
前缘机动襟翼就是改变了翼型，更高升阻比的翼型。
明白了不？
全机升阻力比最高的时候必然是经济巡航飞行的时候。你什么时候见过飞机巡航的时候放前缘襟翼的？连起码常识都没有。
明白了不？
全机升阻力比最高的时候必然是经济巡航飞行的时候。你什么时候见过飞机巡航的时候放前缘襟翼的？连起码常识都没有。
零迎角本身就不会分离……就算是襟翼也不会动的……
事实上，正常飞行几乎不存在零攻角的情况
事实上，正常飞行几乎不存在零攻角的情况
发动机给力板砖都玩超鸡冻
Bearcat 发表于 2014-3-11 14:16 全机升阻力比最高的时候必然是经济巡航飞行的时候。你什么时候见过飞机巡航的时候放前缘襟翼的？连起码常 ...
不要以为前缘襟翼放出时有翼型，襟翼收起时就没翼型。
Bearcat 发表于 2014-3-11 14:16 全机升阻力比最高的时候必然是经济巡航飞行的时候。你什么时候见过飞机巡航的时候放前缘襟翼的？连起码常 ...你的经济巡航时，前缘襟翼收放所处的位置，构成的机翼剖面形状，就是此时升阻比最高的翼型，明白了不？
不要以为前缘襟翼放出时有翼型，襟翼收起时就没翼型。
不论是MD的设计师还是TG的设计师，都不傻瓜，这么做肯定各有各的道理，而不是像某些人那样泛泛而谈。
我倒是觉得发动机可能是最大因素吧。
我倒是觉得发动机可能是最大因素吧。
Bearcat 发表于 2014-3-11 11:48
飞机大多时候要的是升阻力比，而不是升力。升力等于重力便足够。
前一句有的时候是错的
后一句对于歼击机设计来说
是一句完全没入门的白话
飞机大多时候要的是升阻力比，而不是升力。升力等于重力便足够。
前一句有的时候是错的
后一句对于歼击机设计来说
是一句完全没入门的白话
楼主，你的问题针对的是气流分离的大迎角情况。
按照你的逻辑，增大翼展就可以弥补气流分离造成的升力损失的话，当今大迎角性能最好的飞机应该是全球鹰和U2这类飞机了。
按照你的逻辑，增大翼展就可以弥补气流分离造成的升力损失的话，当今大迎角性能最好的飞机应该是全球鹰和U2这类飞机了。
根据以上网友的科普，做此简略总结：
1:气流分离产生的粘附层，增加阻力降低升力。
2:涡流能改善粘附层对升力的不良影响，但是无法消除其粘附阻力。
而由此推出的进一步结论是：
1:md依靠强大动力保证超音速，而亚音速依赖涡流较少，升阻比好。
2:相比于j20扩大涡流影响范围，t50的边条前缘可动延迟分离位置，可能具有阻力上的优势。
3:2011的修型，进气道上方的变化可以视作延缓气流分离的努力。
根据以上网友的科普，做此简略总结：
1:气流分离产生的粘附层，增加阻力降低升力。
2:涡流能改善粘附层对升力的不良影响，但是无法消除其粘附阻力。
而由此推出的进一步结论是：
1:md依靠强大动力保证超音速，而亚音速依赖涡流较少，升阻比好。
2:相比于j20扩大涡流影响范围，t50的边条前缘可动延迟分离位置，可能具有阻力上的优势。
3:2011的修型，进气道上方的变化可以视作延缓气流分离的努力。
来看瑶瑶舞 发表于 2014-3-11 19:47
根据以上网友的科普，做此简略总结：
1:气流分离产生的粘附层，增加阻力降低升力。
2:涡流能改善粘附层对 ...
看书吧，这样打补丁，bug层出不穷
根据以上网友的科普，做此简略总结：
1:气流分离产生的粘附层，增加阻力降低升力。
2:涡流能改善粘附层对 ...
看书吧，这样打补丁，bug层出不穷
风险与收益的取舍问题，常规布局中规中矩没有太大特色，但是同时技术成熟，设计风险低，可靠性高，美国人的主战武器设计向来比较保守
MD更多是优化能量特性之后，通过大能量促使单位时间趋向越短，位移幅度越大来使气流速度增加越发明显，再通过气流流速的增加来加剧机体上下方压力差增加，从而改善位移增益，剩下就是思考怎么去控制压力差的精确方向而达到姿态突变的最理想效果，而最后就是思考怎么让这个过程中的阻力形成带来的负面影响降到最低，综合结果是全包线没一个地方是弱点
而兔子呢，是实在没办法，有时候是明知道这样做所带来阻力形成的负面效果会很大，但偏偏为了某个区域的优化而不得以为之，但另一个区域就只能更弱了
而兔子呢，是实在没办法，有时候是明知道这样做所带来阻力形成的负面效果会很大，但偏偏为了某个区域的优化而不得以为之，但另一个区域就只能更弱了