超级军网【探讨和部分《飞机设计》手册东西】关于中四所谓一些问 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/30 15:08:33
不少人一提到中四，第一个反应就是“腿短、载荷小”，但是否如此？我们还是从理论上探讨一下。不过在此之前还是说一下：个人水平能力有限，一些看法未必对，所谈东西仅供参考。
另，这个帖子只做理论探讨，我是拿《飞机设计》手册上的内容来作为主要参考资料来谈的，对于相当多的网友来说对飞机设计方面了解的不多，所以这个帖子在某种程度上也是起到知识普及的作用。
一、腿长短问题
所谓腿长短其实指的是飞机的航程，而航程在飞机手册中的计算是这样的：
看上面公式，可以看出包括：爬升—>巡航—>降落三个阶段，其中爬升、降落一般占整个航程比例不大，我们先忽略掉，就看巡航段航程计算。巡航段的公式就是上面被蓝色框所框住区域的（12-87）公式。
在（12-87）公式，我们假设飞机巡航速度相当，那么巡航就受到升租比、巡航起始和结束时的重量、发动机油耗等相关。简单化以后可以得出的结论是：
（1）、巡航升租比高则航程远：典型的如民航机巡航升租比很高，所以同样燃油其航程自然远。
（2）、发动机油耗小则航程远：涡扇发动机比涡喷省油，所以三代机都换涡扇发动机。大涵道比发动机比小涵道比发动机油耗小，所以民航都用相当大涵道比的发动机。
（3）、燃油系数大航程远：这个其实最好理解，油多自然可以跑得远，所以三代机以后尽量让燃油系数在0.3以上，飞机带副油箱也就是增加燃油增加航程而已。
好了，根据上面公式，我们看中四到底会腿是不是就一定短：
对于中四通常是不会追求超巡的，因为超巡本身油耗大，发动机要采用小涵道比发动机，机体要采用耐气动加热的更重的材料，所以中四如果超巡是难以达到超巡半小时以上的要求的。美国在ATF阶段最初提出的四代机重量与F-15重量相当，YF-22的发动机和YF-23测试时用的YF-119发动机推力就是13吨级别的，正常起飞重量肯定比27吨低，YF-22测试超巡时甚至要稍微开加力才能达到，但作为验证超巡能力是满足的。后来F-119把推力提高到15吨多，F-22正常起飞重量也到了27-28吨，这样才达到了超巡的要求。正是因为超巡的难度，所以中四个人认为不会去追求超巡。
在不追求超巡情况下就可以针对亚音速进行优化，从而提高亚音速巡航性能，在某些方面来说重四因为有超巡的要求针对亚音速性能多少还是牺牲了一些，所以中四做到比重四亚音速巡航性能好是有可能的。
接着看发动机油耗，尤其是巡航时的油耗。一般来说发动机油耗与排出气体温度有关，因为排出气体温度高意味着排出的气体仍然有大量的热量可以转化为推力而尚未转化，这也就是为何大涵道比飞机比小涵道比飞机油耗更小的原因，因为驱动风扇带动了更多低温空气来推动发动机，降低了排气温度，将更多燃烧热量转化为推力。当然如果学过热机或者工程热力学的，可以从卡诺循环角度来解释这个事情，还能进一步挖掘涡轮前温度提高对燃油利用率的影响。这里估计大多数人也听不懂，所以就不多谈。
最后看燃油系数，燃油系数与飞机的整体结构、载荷、重量有关，通常如果飞机的推重比相同，那么飞机越大燃油系数就更容易做到比较高，这就是重型机相对中型机有优势的地方。另外，如果中型机要和重型机有类似的燃油系数，那么多少要损失一些推重比。
综合这些东西，可以看出，在亚音速巡航方面中四可以做到比重四更好一点的巡航升租比，在发动机油耗方面由于中四不追求超巡可以做到更低的油耗，而在燃油系数方面中四是要吃亏一些，不过可以通过前两项找回一些，那么最后中四的航程并没有那么悲催。
这里稍微再分析一下为什么一说中四就认为航程短，其中有相当多的人是拿米格-29作为参照的，但我们应该知道，米格-29在设计时追求了极度的推重比，其战斗推重比几乎可以达到1.5以上，而米格-29的发动机RD-33的推重比在三代机中也排得比较靠后，所以米格-29是靠牺牲燃油系数达到高推重比的，这是一种极端做法，中四不可能采用这种做法。后来的米格-35就改变了米格-29这种做法，增加了内油，其航程也增加上去。不过米格-29的短腿恶名已经传出，即便后来航程大大增加也没有多少人去关注，正所谓“好事不出门坏事传千里”。
如果中四航程一定要参照的话可以参照阵风，阵风属于比较重视巡航性能的三代半多用途战斗机，内油达到近4.7吨，作战半径也不错。
经过上面分析，我们基本可以看出，如果不是可以追求升租比，如果发动机的推重比还过得去，不去追求超音速巡航，那么中四做到“腿长”并不是什么了不起的大事。
当然我们也看到，对于中四航程影响的两个重要因素是燃油系数和发动机问题，而燃油系数则与弹舱和整个飞机容积有关，那么我们接着在这方面进行探讨。
二、燃油系数和内部载荷
毫无疑问中四的内部容积是小于重四的，但究竟会小多少，光靠感觉是不太靠谱，还是应该在量上做简单的分析。
在中四重量计算上我不知道有多少人受到这个博客的影响，这个博客中一些内容的确存在一些问题。博客链接是：http://puffinus.blog.163.com/blo ... 029201211232241954/
这个博客我本身不愿意引用，因为里面有不少错误的东西，所以就不摘抄过了了。在这里主要给大家一些基本的关于飞机重量估算的概念。
飞机重量估算有多种方法，通常都是每个部分估算然后加起来，《飞机设计》手册中在多个地方谈到不同的方法，下面摘两个方法给大家看：
一种方法是“第4册+军用飞机总体设计”中的关于各部分重量的估算，相对比较细致，具体内容摘抄如下：
另外一种是“第8册+重量平衡与控制”中的重量估算，相对比较粗略。当然里面有更细的，但对于军迷而言详细估算太复杂，我们也不会去直接估算什么东西，所以没有必要了解那么细。
特别提示一下：实际飞机重量估算是反复迭代的，这里贴的这些截图只是非常粗略的了解知识用，谈不上真正的深入了解。
从上面两个重量估算公式来看，基本上都给出的是一些重量估算的范围，下面我们可以一个表格，注意这个表格中的数据并不完全对：
大家可以注意到上面关于飞机结构重量、内部各种系统和电子系统重量（红色标记）部分所占比例变化基本相当，换句话说飞机各个部分要均衡，所以重量所占比例差别不大 。当然飞机轻一些电子设备就轻一些，性能也会差一些。而如果要带更多电子设备，那么相应的重量就会增加，需要损失推重比或者燃油多少。
那么回到中四和重四，我们看重量可能的变化。先把发动机留在后面讨论，就看结构重量、飞机上系统和电子设备重量、武器装备重量，然后看燃油系数。
飞机结构重量通常比较固定，前面重量估算中用空重的百分比来估算我认为更可取，因为燃油系数有大有小，而结构重量相对比较固定，而且通常和飞机的体积比较时正相关。
在飞机系统和电子设备上，如果要维持同样的重量比例，那么相应的作战能力就受到影响。而像后来的F-14/F-15/F-16/F-18等的改进无外乎都在增加重量，而且都是增加在这些设备上。所以在这些方面所占重量比例可能中型机要比重型机比例会大一些。
武器装备数量和弹舱相关，弹舱与总内部容积相关，燃油也与总内部容积相关，那么就一起来简单分析：
说飞机不能离开发动机，这里不得不先提一下。国内发动机已经按照系列核心机方式来推进，有30kg/S流量对应15吨大推，有25kg/S流量对应是太行，那么还有一个是20kg/S对应的是中推。那么如果简单按照核心机流量来看，按照流量和重量的等比例，20kg/S对应推力就是10吨，但注意这是同样的涵道比情况下会是这样，那么增加涵道比则会增加推力，像YF-119的涵道比时0.2，F-119变成0.3（这个数据又有不同的说法），但不管怎样增加涵道比会增加推力倒是真的，所以在同样技术水平下增加涵道比然后将推力增加到11吨是有可能的。
在设想的这个10-11吨推力下，那么中四在维持推重比相当情况下，正常起飞重量就可以是重四的2/3的样子或者稍微高一些。那么如果内部密度假设相同，那么在内部容积上也大约是2/3的样子。而按照“长度:面积:体积=1次方:2次方:3次方”的变化来看，2/3相当于0.667，其开立方后是0.87，平方是0.76。我们鹘鹰和当前J20的尺寸符合不符合这个比例。
鹘鹰长度:J20长度=17:20.3=0.83；
鹘鹰翼展:J20翼展=115:134=0.85
鹘鹰机身厚度:J20机身厚度=1.6:1.8=0.88
鹘鹰腹部宽度:J20腹部宽度=2.1:2.4=0.875
鹘鹰机翼面积:J20机翼面积=52:70=0.74(接近平方比例0.76)
从上面比例来看，基本上比例是差不多在这个范围，那么内部容积上基本上也就是2/3的样子。当然现在看鹘鹰的数据总体上比0.87这个数稍微小一些，个人估计鹘鹰是一个中航工业自己搞的验证机，现在没有合适的发动机，RD33属于三代发动机中性能参数都一般的发动机，所以适当缩小体积来验证总体性能是个可取的办法。未来如果有先进中推，那么增大机体长度，增加机身截面，增大机翼面积就成为可能，相应的参数都可以提高到0.87以上，正常起飞重量、最大起飞重量都可以进一步提升。
从上述大约成比例来看，我们再看弹舱。目前鹘鹰没有侧弹舱，主弹舱深度可能也要比J-20要浅一些，那么总体弹舱容积是J-20主弹舱加两个侧弹舱容积的2/3是有可能的。至于其中挂载，有说法是两者挂载能力相同，个人认为当前挂载重载荷可能鹘鹰仍然比不上J-20，估计深度方面可能存在一定的问题。
那么在这种情况下再看燃油系数，如果仍然是按照2/3的比例来看，那么如果所有比例都符合这个范围，假设J20燃油是10吨，那么鹘鹰按照推论就是6.67吨。当然现在鹘鹰多少不好说，因为一个验证机未必把所有空间都利用上，YF-22和YF-23在有美空军费用情况下尚尽量利用成熟部件，鹘鹰在一些方面不去做到很细也完全正常。这也就是为何曾经有人说过鹘鹰内油5.5吨左右的缘故吧。但这并不表明鹘鹰或者其改型就不能到7吨左右的燃油。
接着前面的面积比例讨论，鹘鹰面积个人以前曾经做过一个和J-20的对比，感觉两者差距并不是很大，而如果按照前面的比例，那么按照同样比例鹘鹰机头截面积可以做到J-20的0.76倍，即大约3/4的样子，对于雷达探测功率和距离的关系，这个3/4尚属于可接受的范畴。当然这个面积比较大的雷达以及配套处理系统等都要比2/3更重一些重量，这是中型机比重型机稍微不利之处。但是中型机本身不追求超巡倒是可以节省一些结构重量来填补回来。
所以通过上面分析可以看出，鹘鹰当前的整体尺寸仍然偏小一些，内油也要稍微低一些，如果以后有合适的发动机，那么将尺寸放大（据说未来会增加长度0.5米），机身截面积和体积也进一步增大，那么内油增加到7吨以上，内油作战半径超过1000公里甚至更高完全是有可能的。要知道SU-27正常载油也就6.5吨（不装所谓超载油箱），其体积大、重量重、外挂武器阻力大尚有不错的作战半径，中四7吨以上内油做到不错的作战半径完全是有可能的。
比较理想的是：如果能够配备超过11吨推力的发动机，那么个人建议改变当前弹舱布局，增加两个侧弹舱，主弹舱变窄，主弹舱中间没有隔板（变成一个单一的大弹舱），这样可以在主弹舱采用3+2错开布置中距导弹、或者3枚错开布置的远程弹，从而尽量利用减少弹与弹之间的弹翼缝隙，提高空间利用率。这样在总的弹舱容积并不大量增加情况下，可以做到带较多武器。
下面是以前的一个设想，当然其中有不少不能实现的地方，仅供大家参考：
《对四代机弹舱设计的多用途性思考和YY鹘鹰上舰的话对弹舱的调整》 http://lt.cjdby.net/thread-1814268-1-1.html
三、发动机
发动机前面提到了，这里贴个大家可能都看过的资料：
在上面这个资料中，关于中推注意到其涡轮前温度是1650-1700K，那么着说明在2004年那个时候设想的中推是用三代机发动机技术，也就是推重比为8的技术做到9.5吨，这个和珠海航展上展出所谓先进中推是9.5吨有点吻合。那么到今天如果推比为10的大推能够通过缩小得到新的推重比为10的中推核心，那么按照大推能够到17吨以上推力，那么先进中推达到11.5吨完全是有可能的，放大一点涵道比可以到12吨。如果不去用缩小涵道比的办法得到新中推，按照404改成414时提高涡轮前温度把中推的涡轮前温度从1650-1700K提高到1850-1900K，在推力上也能比表2所列的9500要高，超过10吨应该问题不大。
从整个技术研发进度来看，江和甫的文章中所提到的缩小核心机应该是比全新研制要短，但比把404改成414要长，但获得的性能好处是比较明显的。当然还可以更节省时间的做法就是类似404改到414，主要是材料上的改进就可以提高涡轮前温度，这样也可以较大服务提高推力，当然提高程度没有新核心机那么大。
就目前传出各种消息来看，新中推应该是有了，但采取的是缩小核心机办法还是利用了大推成果改进现有核心机不得而知，但可以确认的一点是无论是这两种办法中的那种，就江和甫的论文来说认为时间都比从新研制较快。另外，我们先进中推做到11-12吨真的不是什么天顶星技术，现在老美把F414这个核心机比较小的发动机推力都提高到12吨，我们用一个较大核心机将推力提高到11-12吨，也只是属于老美上世纪90年代的水平，仍然是20年前的技术，在这点上WS-15也是类似，做出来也只是老美上世纪九十年代能够做到的事情。
四、其他一些话题
1、所谓“燃油集热散热”问题
最近和一些网友讨论到四代机所谓“燃油集热散热”问题，原因是四代机机载系统众多，需要更高的散热量，其中利用燃油来进行冷却。而在需要多少燃油进行冷却，一些人估计的比较偏大，这里个人做简单估算，供大家参考：
经查F-35发电机功率是80千瓦，有2台。我们假设2台发电机发电后动用来工作，那么产生热量就是160千瓦。我们假设煤油冷却循环周期为1分钟循环一周（人体血液循环是20秒一周，这个1分钟一周不算长），煤油开始冷却时的温度是10度，冷却结束后温度是30度，那么由20度的温度上升可以用于携带热量，然后到冷凝器出通过高空低温空气降低温度。我们假设用了300公斤煤油，而煤油的比热容为2318.4焦/(千克•℃），这算下来300公斤煤油升高温度20度可以带走的热量是：
2318.4*300*20=13910400焦耳，
然后折算成功率是：
13910400/60/1000=231千瓦
显然这个散热功率大于发电功率，也就是所谓需要的燃油数量不到300公斤就可以满足要求。
实际上，如果我们用家用汽车来看，通常1.6排量车大约80千瓦，和上面上查到的F-35的发电机功率相当，而冷却液通常也就是用6-8升，即大约6-8公斤的样子。如果按照这个比例来看对电子设备冷却，恐怕需要的冷却媒介更少。当然水汽车的冷却设备距离发动机近，循环速度快，允许的冷却水的温度也比电子设备要高（但通常还是不会超过100度）。
考虑到飞机上冷却实际上是空气冷却和借助媒介（煤油）都会采用，所以电子设备冷却不会需要太多燃油。
另外，实际中飞机用电也有所谓高峰期和低谷期，飞机起飞降落不需要开雷达，这就是所谓低谷，在作战过程中各种电子设备都需要考虑使用（不见得都同时使用），那么就会是高峰期。其最大的高峰期不外乎把所有发电量全部耗光，但即便如此所需燃油量仍然不是特别高。
2、“中四是否无用”
这个话题应该从整个空间作战谈起，这里推荐一个帖子，大家而已去学习，完了后自行判断中四是否无用。
《关于重型机与中轻型机的作战部署-美俄空中战役理论是这么说》
http://www.fyjs.cn/forum.php?mod ... p;extra=&page=1
五、小结
（不愿意看前面可以看一下小结）
中四如果用先进中推，对亚音速巡航性能优化，燃油系数比重四稍低，仍然可以确保腿比较长。
在载荷方面，中四通过优化弹舱设计可以做到较好的空间利用，内油可以保证到7吨以上。在发动机方面，研制出11-12吨推力的中推仍然是老美上世纪九十年代水平，并非是什么天顶星技术，如果WS-15进展顺利，而按照江和甫的论文先进中推可以比全新研制要缩短时间研制出东西。对于中四是否无用，个人认为是有用的，军队会采购，为此我和人打赌，如果我输我自封ID，如果对方输了就认个错。具体中四是否有用大家可以看前面我推荐的帖子自行判断。
不少人一提到中四，第一个反应就是“腿短、载荷小”，但是否如此？我们还是从理论上探讨一下。不过在此之前还是说一下：个人水平能力有限，一些看法未必对，所谈东西仅供参考。
另，这个帖子只做理论探讨，我是拿《飞机设计》手册上的内容来作为主要参考资料来谈的，对于相当多的网友来说对飞机设计方面了解的不多，所以这个帖子在某种程度上也是起到知识普及的作用。
一、腿长短问题
所谓腿长短其实指的是飞机的航程，而航程在飞机手册中的计算是这样的：
看上面公式，可以看出包括：爬升—>巡航—>降落三个阶段，其中爬升、降落一般占整个航程比例不大，我们先忽略掉，就看巡航段航程计算。巡航段的公式就是上面被蓝色框所框住区域的（12-87）公式。
巡航.jpg (135.79 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
在（12-87）公式，我们假设飞机巡航速度相当，那么巡航就受到升租比、巡航起始和结束时的重量、发动机油耗等相关。简单化以后可以得出的结论是：
（1）、巡航升租比高则航程远：典型的如民航机巡航升租比很高，所以同样燃油其航程自然远。
（2）、发动机油耗小则航程远：涡扇发动机比涡喷省油，所以三代机都换涡扇发动机。大涵道比发动机比小涵道比发动机油耗小，所以民航都用相当大涵道比的发动机。
（3）、燃油系数大航程远：这个其实最好理解，油多自然可以跑得远，所以三代机以后尽量让燃油系数在0.3以上，飞机带副油箱也就是增加燃油增加航程而已。
好了，根据上面公式，我们看中四到底会腿是不是就一定短：
对于中四通常是不会追求超巡的，因为超巡本身油耗大，发动机要采用小涵道比发动机，机体要采用耐气动加热的更重的材料，所以中四如果超巡是难以达到超巡半小时以上的要求的。美国在ATF阶段最初提出的四代机重量与F-15重量相当，YF-22的发动机和YF-23测试时用的YF-119发动机推力就是13吨级别的，正常起飞重量肯定比27吨低，YF-22测试超巡时甚至要稍微开加力才能达到，但作为验证超巡能力是满足的。后来F-119把推力提高到15吨多，F-22正常起飞重量也到了27-28吨，这样才达到了超巡的要求。正是因为超巡的难度，所以中四个人认为不会去追求超巡。
在不追求超巡情况下就可以针对亚音速进行优化，从而提高亚音速巡航性能，在某些方面来说重四因为有超巡的要求针对亚音速性能多少还是牺牲了一些，所以中四做到比重四亚音速巡航性能好是有可能的。
接着看发动机油耗，尤其是巡航时的油耗。一般来说发动机油耗与排出气体温度有关，因为排出气体温度高意味着排出的气体仍然有大量的热量可以转化为推力而尚未转化，这也就是为何大涵道比飞机比小涵道比飞机油耗更小的原因，因为驱动风扇带动了更多低温空气来推动发动机，降低了排气温度，将更多燃烧热量转化为推力。当然如果学过热机或者工程热力学的，可以从卡诺循环角度来解释这个事情，还能进一步挖掘涡轮前温度提高对燃油利用率的影响。这里估计大多数人也听不懂，所以就不多谈。
最后看燃油系数，燃油系数与飞机的整体结构、载荷、重量有关，通常如果飞机的推重比相同，那么飞机越大燃油系数就更容易做到比较高，这就是重型机相对中型机有优势的地方。另外，如果中型机要和重型机有类似的燃油系数，那么多少要损失一些推重比。
综合这些东西，可以看出，在亚音速巡航方面中四可以做到比重四更好一点的巡航升租比，在发动机油耗方面由于中四不追求超巡可以做到更低的油耗，而在燃油系数方面中四是要吃亏一些，不过可以通过前两项找回一些，那么最后中四的航程并没有那么悲催。
这里稍微再分析一下为什么一说中四就认为航程短，其中有相当多的人是拿米格-29作为参照的，但我们应该知道，米格-29在设计时追求了极度的推重比，其战斗推重比几乎可以达到1.5以上，而米格-29的发动机RD-33的推重比在三代机中也排得比较靠后，所以米格-29是靠牺牲燃油系数达到高推重比的，这是一种极端做法，中四不可能采用这种做法。后来的米格-35就改变了米格-29这种做法，增加了内油，其航程也增加上去。不过米格-29的短腿恶名已经传出，即便后来航程大大增加也没有多少人去关注，正所谓“好事不出门坏事传千里”。
如果中四航程一定要参照的话可以参照阵风，阵风属于比较重视巡航性能的三代半多用途战斗机，内油达到近4.7吨，作战半径也不错。
经过上面分析，我们基本可以看出，如果不是可以追求升租比，如果发动机的推重比还过得去，不去追求超音速巡航，那么中四做到“腿长”并不是什么了不起的大事。
当然我们也看到，对于中四航程影响的两个重要因素是燃油系数和发动机问题，而燃油系数则与弹舱和整个飞机容积有关，那么我们接着在这方面进行探讨。
二、燃油系数和内部载荷
毫无疑问中四的内部容积是小于重四的，但究竟会小多少，光靠感觉是不太靠谱，还是应该在量上做简单的分析。
在中四重量计算上我不知道有多少人受到这个博客的影响，这个博客中一些内容的确存在一些问题。博客链接是：http://puffinus.blog.163.com/blo ... 029201211232241954/
这个博客我本身不愿意引用，因为里面有不少错误的东西，所以就不摘抄过了了。在这里主要给大家一些基本的关于飞机重量估算的概念。
飞机重量估算有多种方法，通常都是每个部分估算然后加起来，《飞机设计》手册中在多个地方谈到不同的方法，下面摘两个方法给大家看：
一种方法是“第4册+军用飞机总体设计”中的关于各部分重量的估算，相对比较细致，具体内容摘抄如下：
分系统重量1.jpg (382.7 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
分系统重量2.jpg (291.61 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
分系统重量3.jpg (467.48 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
另外一种是“第8册+重量平衡与控制”中的重量估算，相对比较粗略。当然里面有更细的，但对于军迷而言详细估算太复杂，我们也不会去直接估算什么东西，所以没有必要了解那么细。
系数法计算下的重量.jpg (548.47 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
特别提示一下：实际飞机重量估算是反复迭代的，这里贴的这些截图只是非常粗略的了解知识用，谈不上真正的深入了解。
从上面两个重量估算公式来看，基本上都给出的是一些重量估算的范围，下面我们可以一个表格，注意这个表格中的数据并不完全对：
统计和计算值.jpg (430.23 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
大家可以注意到上面关于飞机结构重量、内部各种系统和电子系统重量（红色标记）部分所占比例变化基本相当，换句话说飞机各个部分要均衡，所以重量所占比例差别不大 。当然飞机轻一些电子设备就轻一些，性能也会差一些。而如果要带更多电子设备，那么相应的重量就会增加，需要损失推重比或者燃油多少。
那么回到中四和重四，我们看重量可能的变化。先把发动机留在后面讨论，就看结构重量、飞机上系统和电子设备重量、武器装备重量，然后看燃油系数。
飞机结构重量通常比较固定，前面重量估算中用空重的百分比来估算我认为更可取，因为燃油系数有大有小，而结构重量相对比较固定，而且通常和飞机的体积比较时正相关。
在飞机系统和电子设备上，如果要维持同样的重量比例，那么相应的作战能力就受到影响。而像后来的F-14/F-15/F-16/F-18等的改进无外乎都在增加重量，而且都是增加在这些设备上。所以在这些方面所占重量比例可能中型机要比重型机比例会大一些。
武器装备数量和弹舱相关，弹舱与总内部容积相关，燃油也与总内部容积相关，那么就一起来简单分析：
说飞机不能离开发动机，这里不得不先提一下。国内发动机已经按照系列核心机方式来推进，有30kg/S流量对应15吨大推，有25kg/S流量对应是太行，那么还有一个是20kg/S对应的是中推。那么如果简单按照核心机流量来看，按照流量和重量的等比例，20kg/S对应推力就是10吨，但注意这是同样的涵道比情况下会是这样，那么增加涵道比则会增加推力，像YF-119的涵道比时0.2，F-119变成0.3（这个数据又有不同的说法），但不管怎样增加涵道比会增加推力倒是真的，所以在同样技术水平下增加涵道比然后将推力增加到11吨是有可能的。
在设想的这个10-11吨推力下，那么中四在维持推重比相当情况下，正常起飞重量就可以是重四的2/3的样子或者稍微高一些。那么如果内部密度假设相同，那么在内部容积上也大约是2/3的样子。而按照“长度:面积:体积=1次方:2次方:3次方”的变化来看，2/3相当于0.667，其开立方后是0.87，平方是0.76。我们鹘鹰和当前J20的尺寸符合不符合这个比例。
鹘鹰长度:J20长度=17:20.3=0.83；
鹘鹰翼展:J20翼展=115:134=0.85
鹘鹰机身厚度:J20机身厚度=1.6:1.8=0.88
鹘鹰腹部宽度:J20腹部宽度=2.1:2.4=0.875
鹘鹰机翼面积:J20机翼面积=52:70=0.74(接近平方比例0.76)
从上面比例来看，基本上比例是差不多在这个范围，那么内部容积上基本上也就是2/3的样子。当然现在看鹘鹰的数据总体上比0.87这个数稍微小一些，个人估计鹘鹰是一个中航工业自己搞的验证机，现在没有合适的发动机，RD33属于三代发动机中性能参数都一般的发动机，所以适当缩小体积来验证总体性能是个可取的办法。未来如果有先进中推，那么增大机体长度，增加机身截面，增大机翼面积就成为可能，相应的参数都可以提高到0.87以上，正常起飞重量、最大起飞重量都可以进一步提升。
从上述大约成比例来看，我们再看弹舱。目前鹘鹰没有侧弹舱，主弹舱深度可能也要比J-20要浅一些，那么总体弹舱容积是J-20主弹舱加两个侧弹舱容积的2/3是有可能的。至于其中挂载，有说法是两者挂载能力相同，个人认为当前挂载重载荷可能鹘鹰仍然比不上J-20，估计深度方面可能存在一定的问题。
那么在这种情况下再看燃油系数，如果仍然是按照2/3的比例来看，那么如果所有比例都符合这个范围，假设J20燃油是10吨，那么鹘鹰按照推论就是6.67吨。当然现在鹘鹰多少不好说，因为一个验证机未必把所有空间都利用上，YF-22和YF-23在有美空军费用情况下尚尽量利用成熟部件，鹘鹰在一些方面不去做到很细也完全正常。这也就是为何曾经有人说过鹘鹰内油5.5吨左右的缘故吧。但这并不表明鹘鹰或者其改型就不能到7吨左右的燃油。
接着前面的面积比例讨论，鹘鹰面积个人以前曾经做过一个和J-20的对比，感觉两者差距并不是很大，而如果按照前面的比例，那么按照同样比例鹘鹰机头截面积可以做到J-20的0.76倍，即大约3/4的样子，对于雷达探测功率和距离的关系，这个3/4尚属于可接受的范畴。当然这个面积比较大的雷达以及配套处理系统等都要比2/3更重一些重量，这是中型机比重型机稍微不利之处。但是中型机本身不追求超巡倒是可以节省一些结构重量来填补回来。
所以通过上面分析可以看出，鹘鹰当前的整体尺寸仍然偏小一些，内油也要稍微低一些，如果以后有合适的发动机，那么将尺寸放大（据说未来会增加长度0.5米），机身截面积和体积也进一步增大，那么内油增加到7吨以上，内油作战半径超过1000公里甚至更高完全是有可能的。要知道SU-27正常载油也就6.5吨（不装所谓超载油箱），其体积大、重量重、外挂武器阻力大尚有不错的作战半径，中四7吨以上内油做到不错的作战半径完全是有可能的。
比较理想的是：如果能够配备超过11吨推力的发动机，那么个人建议改变当前弹舱布局，增加两个侧弹舱，主弹舱变窄，主弹舱中间没有隔板（变成一个单一的大弹舱），这样可以在主弹舱采用3+2错开布置中距导弹、或者3枚错开布置的远程弹，从而尽量利用减少弹与弹之间的弹翼缝隙，提高空间利用率。这样在总的弹舱容积并不大量增加情况下，可以做到带较多武器。
下面是以前的一个设想，当然其中有不少不能实现的地方，仅供大家参考：
《对四代机弹舱设计的多用途性思考和YY鹘鹰上舰的话对弹舱的调整》 http://lt.cjdby.net/thread-1814268-1-1.html
三、发动机
发动机前面提到了，这里贴个大家可能都看过的资料：
核心机1.jpg (511.86 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
核心机2.jpg (617.54 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
核心机3.jpg (685.72 KB, 下载次数: 0)
下载附件 保存到相册
在上面这个资料中，关于中推注意到其涡轮前温度是1650-1700K，那么着说明在2004年那个时候设想的中推是用三代机发动机技术，也就是推重比为8的技术做到9.5吨，这个和珠海航展上展出所谓先进中推是9.5吨有点吻合。那么到今天如果推比为10的大推能够通过缩小得到新的推重比为10的中推核心，那么按照大推能够到17吨以上推力，那么先进中推达到11.5吨完全是有可能的，放大一点涵道比可以到12吨。如果不去用缩小涵道比的办法得到新中推，按照404改成414时提高涡轮前温度把中推的涡轮前温度从1650-1700K提高到1850-1900K，在推力上也能比表2所列的9500要高，超过10吨应该问题不大。
从整个技术研发进度来看，江和甫的文章中所提到的缩小核心机应该是比全新研制要短，但比把404改成414要长，但获得的性能好处是比较明显的。当然还可以更节省时间的做法就是类似404改到414，主要是材料上的改进就可以提高涡轮前温度，这样也可以较大服务提高推力，当然提高程度没有新核心机那么大。
就目前传出各种消息来看，新中推应该是有了，但采取的是缩小核心机办法还是利用了大推成果改进现有核心机不得而知，但可以确认的一点是无论是这两种办法中的那种，就江和甫的论文来说认为时间都比从新研制较快。另外，我们先进中推做到11-12吨真的不是什么天顶星技术，现在老美把F414这个核心机比较小的发动机推力都提高到12吨，我们用一个较大核心机将推力提高到11-12吨，也只是属于老美上世纪90年代的水平，仍然是20年前的技术，在这点上WS-15也是类似，做出来也只是老美上世纪九十年代能够做到的事情。
四、其他一些话题
1、所谓“燃油集热散热”问题
最近和一些网友讨论到四代机所谓“燃油集热散热”问题，原因是四代机机载系统众多，需要更高的散热量，其中利用燃油来进行冷却。而在需要多少燃油进行冷却，一些人估计的比较偏大，这里个人做简单估算，供大家参考：
经查F-35发电机功率是80千瓦，有2台。我们假设2台发电机发电后动用来工作，那么产生热量就是160千瓦。我们假设煤油冷却循环周期为1分钟循环一周（人体血液循环是20秒一周，这个1分钟一周不算长），煤油开始冷却时的温度是10度，冷却结束后温度是30度，那么由20度的温度上升可以用于携带热量，然后到冷凝器出通过高空低温空气降低温度。我们假设用了300公斤煤油，而煤油的比热容为2318.4焦/(千克•℃），这算下来300公斤煤油升高温度20度可以带走的热量是：
2318.4*300*20=13910400焦耳，
然后折算成功率是：
13910400/60/1000=231千瓦
显然这个散热功率大于发电功率，也就是所谓需要的燃油数量不到300公斤就可以满足要求。
实际上，如果我们用家用汽车来看，通常1.6排量车大约80千瓦，和上面上查到的F-35的发电机功率相当，而冷却液通常也就是用6-8升，即大约6-8公斤的样子。如果按照这个比例来看对电子设备冷却，恐怕需要的冷却媒介更少。当然水汽车的冷却设备距离发动机近，循环速度快，允许的冷却水的温度也比电子设备要高（但通常还是不会超过100度）。
考虑到飞机上冷却实际上是空气冷却和借助媒介（煤油）都会采用，所以电子设备冷却不会需要太多燃油。
另外，实际中飞机用电也有所谓高峰期和低谷期，飞机起飞降落不需要开雷达，这就是所谓低谷，在作战过程中各种电子设备都需要考虑使用（不见得都同时使用），那么就会是高峰期。其最大的高峰期不外乎把所有发电量全部耗光，但即便如此所需燃油量仍然不是特别高。
2、“中四是否无用”
这个话题应该从整个空间作战谈起，这里推荐一个帖子，大家而已去学习，完了后自行判断中四是否无用。
《关于重型机与中轻型机的作战部署-美俄空中战役理论是这么说》
http://www.fyjs.cn/forum.php?mod ... p;extra=&page=1
五、小结
（不愿意看前面可以看一下小结）
中四如果用先进中推，对亚音速巡航性能优化，燃油系数比重四稍低，仍然可以确保腿比较长。
在载荷方面，中四通过优化弹舱设计可以做到较好的空间利用，内油可以保证到7吨以上。在发动机方面，研制出11-12吨推力的中推仍然是老美上世纪九十年代水平，并非是什么天顶星技术，如果WS-15进展顺利，而按照江和甫的论文先进中推可以比全新研制要缩短时间研制出东西。对于中四是否无用，个人认为是有用的，军队会采购，为此我和人打赌，如果我输我自封ID，如果对方输了就认个错。具体中四是否有用大家可以看前面我推荐的帖子自行判断。
老筑也转一个吧,不然最近太无聊了
只要发动机解决，双中推中型机当然是可行的
这样的中四你考虑过空重是多少吗？你设想的中四重量应该超过14t了，舰载型16t左右。和重四的空重拉不开距离，性能却下降不少。说中四，大家都喜欢哪mig29拿出来说事，但抛开29，其他中3，除了阵风还不错，其他的18cd，台风航程其实也不咋地。。。说到阵风，看似航程不错，但载荷航程还是相对重型机有相当差距。如果以后真的有所谓的中四，是不是双发也是个问题，有可能是单大推的中四。tg未来会有什么样的选择，你我说了都不算，与其去猜，不如等待，去看，去欣赏，为tg每次进步喝彩。
最后论坛不过是个玩笑的场所，兄弟你应该是70后，有些事何须。。。
最后论坛不过是个玩笑的场所，兄弟你应该是70后，有些事何须。。。
老筑也转一个吧,不然最近太无聊了
这话题tsq桑基本每个月都有。。。
这话题tsq桑基本每个月都有。。。
只要发动机解决，双中推中型机当然是可行的
只要发动机解决，单大推比双中推在数据上漂亮的多
只要发动机解决，单大推比双中推在数据上漂亮的多
他乡射手 发表于 2014-8-12 00:00
只要发动机解决，单大推比双中推在数据上漂亮的多
美国搞单大推更多是为了垂起，而不是性能上有什么优势
对于发动机来说，2个中推对可靠性的要求也比单独1个大推要低
他乡射手 发表于 2014-8-12 00:00
只要发动机解决，单大推比双中推在数据上漂亮的多
美国搞单大推更多是为了垂起，而不是性能上有什么优势
对于发动机来说，2个中推对可靠性的要求也比单独1个大推要低
美国搞单大推更多是为了垂起，而不是性能上有什么优势
也不止，空军最早想要的轻四（美国定义的代替16的），根本就没有双中推方案
也不止，空军最早想要的轻四（美国定义的代替16的），根本就没有双中推方案
TAOG 发表于 2014-8-11 23:41
老筑也转一个吧,不然最近太无聊了
这个也都是非常基础的东西，只是很多不了解的人听信一些说法就直接得出“腿短、载荷 小”结论，是针对这个才说的。
老筑也转一个吧,不然最近太无聊了
这个也都是非常基础的东西，只是很多不了解的人听信一些说法就直接得出“腿短、载荷 小”结论，是针对这个才说的。
他乡射手 发表于 2014-8-11 23:58
这样的中四你考虑过空重是多少吗？你设想的中四重量应该超过14t了，舰载型16t左右。和重四的空重拉不开距离 ...
哈哈，看来你是铁心看不上双中推中四了，但似乎也就是说说这样那样不行，并没有多少深入分析。如果我设想的中四超过14吨，那么如果和J-20都是类似的技术，那么按照前面中四差不多是重四的2/3来看，重四是不是就到21吨空重了。当然可以说中四放大后重量与重四比例比2/3大一些，但为何就是14吨仍然缺少依据。
对于双中推中四，在这方面咱俩要不也打个赌？如果中国军队未来采购双中推中四，你在超大自封ID，如果没采用，我自封ID。为了不让咱们各自等时间都不要太长，我和别人说的也是3年，就定在2017年6月份看结果如何？
至于写这个帖子，本来是没有这个想法的，在飞扬论坛上碰到一些不懂航空的一张嘴就说中四“腿短、载荷”低，所以就算是普及一些知识，也 做一下探讨而已。
他乡射手 发表于 2014-8-11 23:58
这样的中四你考虑过空重是多少吗？你设想的中四重量应该超过14t了，舰载型16t左右。和重四的空重拉不开距离 ...
哈哈，看来你是铁心看不上双中推中四了，但似乎也就是说说这样那样不行，并没有多少深入分析。如果我设想的中四超过14吨，那么如果和J-20都是类似的技术，那么按照前面中四差不多是重四的2/3来看，重四是不是就到21吨空重了。当然可以说中四放大后重量与重四比例比2/3大一些，但为何就是14吨仍然缺少依据。
对于双中推中四，在这方面咱俩要不也打个赌？如果中国军队未来采购双中推中四，你在超大自封ID，如果没采用，我自封ID。为了不让咱们各自等时间都不要太长，我和别人说的也是3年，就定在2017年6月份看结果如何？
至于写这个帖子，本来是没有这个想法的，在飞扬论坛上碰到一些不懂航空的一张嘴就说中四“腿短、载荷”低，所以就算是普及一些知识，也 做一下探讨而已。
不知道楼主发现一个问题没有。。你用的很多经验参数都是现有飞机的线性回归后的参数。。但实际上只在相近任务载荷相近加工水平条件下才具有统计作用。这套数据计算j10的参数没问题。。但是对于j31来说数据就不全面了。。无论是隐身气动一体化翼身融合设计还是大量新工艺的采用都偏离了原有的经验参数。。。这样估算是不正确的。飞机设计手册只是一个参考。四代机和无人机一样都已经偏离了这个参考范围。。另外腿长短这个东西用飞行力学的知识解答更方便。来自: Android客户端
说中四有没有用。不是应该说拿中四来干什么用么？
飞机的性能不是根据战场假定定的战术性能么？
就拿被黑出翔的米格-29来说。它就是被用来为支援前线地面部队提供区域防空的。不需要多大的航程，但却需要足够的机动性能和适应野战机场的能力。这是别的同规格的中型机如双风所不具备的。
后来的新米格-29不就改了设计，增大了航程么？
飞机的性能不是根据战场假定定的战术性能么？
就拿被黑出翔的米格-29来说。它就是被用来为支援前线地面部队提供区域防空的。不需要多大的航程，但却需要足够的机动性能和适应野战机场的能力。这是别的同规格的中型机如双风所不具备的。
后来的新米格-29不就改了设计，增大了航程么？
Dream_Angel 发表于 2014-8-12 00:44
不知道楼主发现一个问题没有。。你用的很多经验参数都是现有飞机的线性回归后的参数。。但实际上只在相近任 ...
你说的是个问题，这可以算是四代机有了内置弹舱后对结构重量系数的发生变化。可以说以前的数据积累都是没有内置弹舱的，现在有了内置弹舱要继续套用的话需要更多新数据的积累才能保证较好的准确度。
实际飞机重量计算当然不会就这么拿数据来算了事，因为这个所谓的估计也就是给出一个反复迭代的初始值。真正飞机设计重量计算是要将重量估算要求分到各个专业，由各个专业根据自己专业知识和设计要求进行估算，是一点一点加起来的，这样才能把重量真正落到实处。
所以这个帖子后来在说J-20和鹘鹰重量时就不再去看现有飞机重量如何，只是看鹘鹰和J-20的容积和重量比等数据，对于同一时代采用类似技术能力的飞机来说这样粗略比较不会太离谱。这里简单打个比方，譬如有人说鹘鹰空重是12吨，那么按照重量是2/3来反估计J-20重量，那么J-20重量可能就是18吨。其实18吨这个数据在某种程度上来说也不算太离谱。
不知道楼主发现一个问题没有。。你用的很多经验参数都是现有飞机的线性回归后的参数。。但实际上只在相近任 ...
你说的是个问题，这可以算是四代机有了内置弹舱后对结构重量系数的发生变化。可以说以前的数据积累都是没有内置弹舱的，现在有了内置弹舱要继续套用的话需要更多新数据的积累才能保证较好的准确度。
实际飞机重量计算当然不会就这么拿数据来算了事，因为这个所谓的估计也就是给出一个反复迭代的初始值。真正飞机设计重量计算是要将重量估算要求分到各个专业，由各个专业根据自己专业知识和设计要求进行估算，是一点一点加起来的，这样才能把重量真正落到实处。
所以这个帖子后来在说J-20和鹘鹰重量时就不再去看现有飞机重量如何，只是看鹘鹰和J-20的容积和重量比等数据，对于同一时代采用类似技术能力的飞机来说这样粗略比较不会太离谱。这里简单打个比方，譬如有人说鹘鹰空重是12吨，那么按照重量是2/3来反估计J-20重量，那么J-20重量可能就是18吨。其实18吨这个数据在某种程度上来说也不算太离谱。
对于楼主的科普精神，顶一个！楼主如此对航空的专注和喜欢，却离开了中航工业，不得不说是一个惋惜，当然也许在个人事业上有了更好的发展！曾经作为学院派和体制党出来的人，现在作为一个普通军迷，就很多问题写了很多科普性的好帖！虽不尽然全对，但也欣赏你的科普精神，代表众军迷说声，谢谢！
虽然很多看不懂，但是还是要为楼主的付出来支持一下，另，不管出现什么结果，还是希望早日看到我们的第二款四代机，也希望各位不要为这个封号。
TSQ 发表于 2014-8-12 00:57
你说的是个问题，这可以算是四代机有了内置弹舱后对结构重量系数的发生变化。可以说以前的数据积累都是没 ...
你有F22，F35，,F16，F18，J10，JF-17，J-11，J-15，J-16,苏-27，苏-30，苏35，阵风，台风，鹰狮比较正确的空重资料吗？
你说的是个问题，这可以算是四代机有了内置弹舱后对结构重量系数的发生变化。可以说以前的数据积累都是没 ...
你有F22，F35，,F16，F18，J10，JF-17，J-11，J-15，J-16,苏-27，苏-30，苏35，阵风，台风，鹰狮比较正确的空重资料吗？
TSQ 发表于 2014-8-12 00:57
你说的是个问题，这可以算是四代机有了内置弹舱后对结构重量系数的发生变化。可以说以前的数据积累都是没 ...
如果20注重超巡超机动，也就是奔猛禽去的，而31不注重那两项。
那么这两种飞机的空重比应该不是一个比例吧？
你说的是个问题，这可以算是四代机有了内置弹舱后对结构重量系数的发生变化。可以说以前的数据积累都是没 ...
如果20注重超巡超机动，也就是奔猛禽去的，而31不注重那两项。
那么这两种飞机的空重比应该不是一个比例吧？
1，楼主态度值得赞赏。
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中四有没有用无需讨论，哪怕是一只步枪对国防也是有用的，何况中四。
在F22和F35的研发费用都超过300亿美元，T50项目在发动机和雷达项目上已出现瓶颈，和印度签订的110亿美元的研发费用肯定是不够用了的背景下，
问楼主几个问题：
骨头鹰的研发费用多少才够？
在美帝重返亚太的背景下将军费资源优选投入诸如预警系统，隐轰，核潜艇，重歼等领域是否更为恰当？
若因重点项目而放慢骨头鹰立项，列装的步伐。那么骨头鹰的保鲜期还能维持多久？
在骨头鹰的保鲜期内产量能否达到盈亏平衡的要求?
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中四有没有用无需讨论，哪怕是一只步枪对国防也是有用的，何况中四。
在F22和F35的研发费用都超过300亿美元，T50项目在发动机和雷达项目上已出现瓶颈，和印度签订的110亿美元的研发费用肯定是不够用了的背景下，
问楼主几个问题：
骨头鹰的研发费用多少才够？
在美帝重返亚太的背景下将军费资源优选投入诸如预警系统，隐轰，核潜艇，重歼等领域是否更为恰当？
若因重点项目而放慢骨头鹰立项，列装的步伐。那么骨头鹰的保鲜期还能维持多久？
在骨头鹰的保鲜期内产量能否达到盈亏平衡的要求?
如果20注重超巡超机动，也就是奔猛禽去的，而31不注重那两项。
那么这两种飞机的空重比应该不是一个比例 ...
我看到的信息都是网上来的，相信一些比较专业的网站上的三代机数据相对会准一些，譬如空军世界网站，还有就是各军机的研制部门自己的网站。
四代机数据比较保密，准确数据不好说，只能说F35相对准一些。
注重超巡的重四和不超巡的中四严格说来两者空重比例是不同的，这里也没有认为两种是必须相同，这里只是在数量级别这个层次来说中四未必腿短。
真正的重量计算不是就这里估算就算完了，而是要分配给各专业进行更详细估算和反复迭代的，最后数据会有较大变化。关于这方面可以去看飞机设计手册第八册。飞机设计手册可以在网络上下载。
那么这两种飞机的空重比应该不是一个比例 ...
我看到的信息都是网上来的，相信一些比较专业的网站上的三代机数据相对会准一些，譬如空军世界网站，还有就是各军机的研制部门自己的网站。
四代机数据比较保密，准确数据不好说，只能说F35相对准一些。
注重超巡的重四和不超巡的中四严格说来两者空重比例是不同的，这里也没有认为两种是必须相同，这里只是在数量级别这个层次来说中四未必腿短。
真正的重量计算不是就这里估算就算完了，而是要分配给各专业进行更详细估算和反复迭代的，最后数据会有较大变化。关于这方面可以去看飞机设计手册第八册。飞机设计手册可以在网络上下载。
1，楼主态度值得赞赏。
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中 ...
你问的这几个问题恐怕尹卓这样专门搞军事装备研究的人都回答不了，哪个军迷如果认为自己能够回答你问的这几个问题，大家可以看有几个人会相信他的回答。
回到本话题本身，本话题所谈飞机设计手册上的方法只是飞机设计在一开始时的粗略估算方法，这个时候也只有大概的估计，然后才是反复的迭代。对于军迷来说，能够通过估算方法看到大约会是什么情况做出一个大致的判断就非常不错了，更详细的计算是一大波专业人员做的事情，军迷越深入会发现知道的越少，所谓计算结果仍然得不到保证，很多时候仍然是自己愿意相信什么数据而已。
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中 ...
你问的这几个问题恐怕尹卓这样专门搞军事装备研究的人都回答不了，哪个军迷如果认为自己能够回答你问的这几个问题，大家可以看有几个人会相信他的回答。
回到本话题本身，本话题所谈飞机设计手册上的方法只是飞机设计在一开始时的粗略估算方法，这个时候也只有大概的估计，然后才是反复的迭代。对于军迷来说，能够通过估算方法看到大约会是什么情况做出一个大致的判断就非常不错了，更详细的计算是一大波专业人员做的事情，军迷越深入会发现知道的越少，所谓计算结果仍然得不到保证，很多时候仍然是自己愿意相信什么数据而已。
等11吨级别的先进中推得等到什么时候？另外LZ设定的飞机尺寸已经很接近22了
这样的中四你考虑过空重是多少吗？你设想的中四重量应该超过14t了，舰载型16t左右。和重四的空重拉不开距离 ...
TSQ的立论核心是中型机体积/空重是重型机的2/3，如果中型机空重14吨的话，那J20的空重岂不要到21吨？没可能吧？
TSQ的立论核心是中型机体积/空重是重型机的2/3，如果中型机空重14吨的话，那J20的空重岂不要到21吨？没可能吧？
TSQ的立论核心是中型机体积/空重是重型机的2/3，如果中型机空重14吨的话，那J20的空重岂不要到21吨？没可 ...
2/3是说如果发动机推力比是2/3时的大概情况，所以实际上并不一定是2/3。
目前鹘鹰比J20的2/3可能在体积上要稍小一些，原因在于用了一个推力和推重比都比较弱的发动机，增加了空重，为了保证一定的性能就得牺牲点别的东西。未来如果有推力更大的发动机，那么相应的内部容积就可以增加，整体会超过2/3，但也不会超过很多，航程和载荷会更好看一些。
2/3是说如果发动机推力比是2/3时的大概情况，所以实际上并不一定是2/3。
目前鹘鹰比J20的2/3可能在体积上要稍小一些，原因在于用了一个推力和推重比都比较弱的发动机，增加了空重，为了保证一定的性能就得牺牲点别的东西。未来如果有推力更大的发动机，那么相应的内部容积就可以增加，整体会超过2/3，但也不会超过很多，航程和载荷会更好看一些。
1，楼主态度值得赞赏。
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中 ...
保鲜期这种担忧有必要吗？很简单的类比，今天世界各国是不是就不装备三代机了？那三代机的保鲜期有多长？研发投资比三代机远大，并且今天的形式也远无冷战时那么紧张的情况下，四代机只会用的比三代机更长。至于中四有没有需要，我认为这个问题简直无需讨论，a主编说了很多次马上上户口了，怎么可能没有需要。
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中 ...
保鲜期这种担忧有必要吗？很简单的类比，今天世界各国是不是就不装备三代机了？那三代机的保鲜期有多长？研发投资比三代机远大，并且今天的形式也远无冷战时那么紧张的情况下，四代机只会用的比三代机更长。至于中四有没有需要，我认为这个问题简直无需讨论，a主编说了很多次马上上户口了，怎么可能没有需要。
我们换个角度来说。一般来说阻力大约正比于截面积。我们用单位截面燃油这个参数来说明的话，重型机航程就大约是中型机1.5的0.66次方倍。
能量机动，航程，彈量，本來在中四不能兼得。v2.0放棄未來超巡現在机动，結果那腿也是很多地方不能夠及部署上原本不宜部署的照不宜部署，所以不如減少二，三百公里作戰半徑去瘦身，任務上照部署在印度，越南北部，黄海及東北，雷達靜默時，能量机动性不輸二十太多。由於敵我隱身很易引起格斗，所以希望有像二十的格斗倉，未來是必需有沖壓彈的考慮的，反而不一定要追求六中。
1，楼主态度值得赞赏。
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中 ...
雷达和航电研发费用可以由重四分摊。
重四的研发是对航空工业及其配套产业升级的过程，平台提升了一个台阶，相关的研发条件自然就有了。
2，数据和算法都有不少问题。数据多是目测，算法多是在理想状态下才成立。
3。中 ...
雷达和航电研发费用可以由重四分摊。
重四的研发是对航空工业及其配套产业升级的过程，平台提升了一个台阶，相关的研发条件自然就有了。
等11吨级别的先进中推得等到什么时候？另外LZ设定的飞机尺寸已经很接近22了
该等还得等。
尺寸看上去比较接近F22，但别忘了所有长度：平方：立方的倍比关系。
就那鹘鹰现在尺寸和F22来非常粗略来比，鹘鹰机长是F22的0.89，翼展是F22的0.84，厚度是F22的0.89，简单把这几个相乘，得0.665，基本也就是F22的2/3的样子。当然这个算法很粗略，只是看个大概数量级别的比例。
该等还得等。
尺寸看上去比较接近F22，但别忘了所有长度：平方：立方的倍比关系。
就那鹘鹰现在尺寸和F22来非常粗略来比，鹘鹰机长是F22的0.89，翼展是F22的0.84，厚度是F22的0.89，简单把这几个相乘，得0.665，基本也就是F22的2/3的样子。当然这个算法很粗略，只是看个大概数量级别的比例。
哈哈，看来你是铁心看不上双中推中四了，但似乎也就是说说这样那样不行，并没有多少深入分析。如果我设 ...
无所谓，愿意奉陪，我再送上我03年的id：hartmann
无所谓，愿意奉陪，我再送上我03年的id：hartmann
我们换个角度来说。一般来说阻力大约正比于截面积。我们用单位截面燃油这个参数来说明的话，重型机航程就大 ...
阻力和截面积好像不能这样去看吧，飞机亚音速阻力与所以湿面积关系更大。
比较好的办法还是看升阻比和重量，因为重量决定了升力，根据升力和升阻比可以估算出阻力多大。
阻力和截面积好像不能这样去看吧，飞机亚音速阻力与所以湿面积关系更大。
比较好的办法还是看升阻比和重量，因为重量决定了升力，根据升力和升阻比可以估算出阻力多大。
无所谓，愿意奉陪，我再送上我03年的id：hartmann
没问题，就此说好，大家都可以充当见证人。
没问题，就此说好，大家都可以充当见证人。
该等还得等。
尺寸看上去比较接近F22，但别忘了所有长度：平方：立方的倍比关系。
就那鹘鹰现在尺寸和F ...
等到35和50全面占领全球市场时就晚了，就丧失了窗口期了
尺寸看上去比较接近F22，但别忘了所有长度：平方：立方的倍比关系。
就那鹘鹰现在尺寸和F ...
等到35和50全面占领全球市场时就晚了，就丧失了窗口期了
这科普文得顶呀，虽然有些数据存疑，但是中四、重四各项数据都没有公布之前，现阶段也只有靠猜了!
2/3是说如果发动机推力比是2/3时的大概情况，所以实际上并不一定是2/3。
目前鹘鹰比J20的2/3可能在体积 ...
不见得比2/3少小，31只是在长度指标上少小于0.87，宽度由于分解了机腹宽度与翼面积属于重复的无效指标，翼面积看似略小于2/3，但31机翼相对厚度应该高于J20，所以机翼容积也差不多是2/3的样子。
J20内油10吨恐怕重型机爱好者不会同意，毕竟苏35的内油都已经超过11吨了，F35A也8.3吨，如果J20内油设定11吨的话，2/3就是7.33，又一个有意思的数据。
安你的2/3设定，31空重12吨的话，J20的空重差不多18吨，换句话说J20空重低于18吨那么31就低于12吨，否则高于12吨。
目前鹘鹰比J20的2/3可能在体积 ...
不见得比2/3少小，31只是在长度指标上少小于0.87，宽度由于分解了机腹宽度与翼面积属于重复的无效指标，翼面积看似略小于2/3，但31机翼相对厚度应该高于J20，所以机翼容积也差不多是2/3的样子。
J20内油10吨恐怕重型机爱好者不会同意，毕竟苏35的内油都已经超过11吨了，F35A也8.3吨，如果J20内油设定11吨的话，2/3就是7.33，又一个有意思的数据。
安你的2/3设定，31空重12吨的话，J20的空重差不多18吨，换句话说J20空重低于18吨那么31就低于12吨，否则高于12吨。
TSQ 发表于 2014-8-12 07:33
阻力和截面积好像不能这样去看吧，飞机亚音速阻力与所以湿面积关系更大。
比较好的办法还是看升阻比和重 ...
照你这个算法，喷气式航模应该有多少航程？
阻力和截面积好像不能这样去看吧，飞机亚音速阻力与所以湿面积关系更大。
比较好的办法还是看升阻比和重 ...
照你这个算法，喷气式航模应该有多少航程？
他乡射手 发表于 2014-8-12 00:00
只要发动机解决，单大推比双中推在数据上漂亮的多
不会，都不用四代推，你用美军的三代改F414epe试试，24吨对19吨，明显双F414epe设计上推力要宽裕很多。
他乡射手 发表于 2014-8-12 00:00
只要发动机解决，单大推比双中推在数据上漂亮的多
不会，都不用四代推，你用美军的三代改F414epe试试，24吨对19吨，明显双F414epe设计上推力要宽裕很多。
等到35和50全面占领全球市场时就晚了，就丧失了窗口期了
想啥外部市场，先把内部搞好。
想啥外部市场，先把内部搞好。
保鲜期这种担忧有必要吗？很简单的类比，今天世界各国是不是就不装备三代机了？那三代机的保鲜期有多长？ ...
重量，巡航升阻比，载油系数，巡航耗油率，这几项决定航程。
重量，巡航升阻比，载油系数，巡航耗油率，这几项决定航程。
照你这个算法，喷气式航模应该有多少航程？
不知道，你可以算算。
不知道，你可以算算。
不见得比2/3少小，31只是在长度指标上少小于0.87，宽度由于分解了机腹宽度与翼面积属于重复的无效指标， ...
2/3只是略数，用于说明数量级上的大概情况，不能当做准确数字来看待和推导。
2/3只是略数，用于说明数量级上的大概情况，不能当做准确数字来看待和推导。