一个多次被拿来说F35气动的南航论文存在的问题。(顶楼 ...

来源:百度文库 编辑:超级军网 时间:2024/04/29 18:50:15


南航的《F-35战斗机三维重建及气动、隐身特性分析》这篇论文在一些军事论坛上多次被拿来说F35的气动,以前没有仔细去找和看这篇论文,后来在讨论中看到了这篇论文的截图,认为有一些问题,这里谈谈个人看法。
在谈看法前,还是说明一下,个人在气动方面并不专业,所以也就只谈个人认为是问题的地方。下面就是个人认为是问题的超音速升阻比的截图:

从上图可以看出,在马赫数到1.5时F35的升阻比达到了11,这是一个惊人的数据,按照这个升阻比,并设F35A正常起飞重量是22吨,那么产生22吨升力的时候阻力是22/11=2吨,也就是说按照论文计算的1.5马赫升阻比,F35A发动机只需要提供2吨的推力就能让F35A超巡了,2吨推力对F135发动机来说应该是很容易达到的,这就带了一个非常矛盾的结果,就是F35A这个针对亚音速优化的气动设计竟然轻易能够做到超音速巡航,所以这个论文中关于超音速的升阻比计算可能是有问题的。

最后说一下,传统上硕士论文的结论和相关推导过程是不能拿过来就当做百分之百正确的东西来看待的,存在一定的问题也是正常的,在看论文时是需要学会鉴别。
————————————————————————
3月3日编辑:
后面各楼层讨论中讲到我上面对最大升租比和巡航升租比不能等同的问题,在这方面我的确犯了错。
本贴的核心是讨论到底1.5马赫能否达到11的最大升租比,下面是飞机设计手册中截图,关于四代机超音速最大升租比的数据,可以看出超音速最大升租比也就是5-6,远比该论文计算的升租比11要低不少,而且这个最大升租比也不是巡航升租比。具体截图见下:


下面再补充关于F-35“超巡”的英文素材,是从航空老筑看到的:
英文全文链接:http://www.defensenews.com/artic ... es-Into-High-Speeds

英文与超巡有关的说法是:
"What we can do in our airplane is get above the Mach with afterburner, and once you get it going ... you can definitely pull the throttle back quite a bit and still maintain supersonic, so technically you're pretty much at very, very min[imum] afterburner while you're cruising," Griffiths said. "So it really does have very good acceleration capabilities up in the air."

翻译过来的意思就是开加力突破音速,然后用小加力维持超音速飞行,但能维持多久,用什么方法来维持,当时的载荷如何都不知道。

南航的《F-35战斗机三维重建及气动、隐身特性分析》这篇论文在一些军事论坛上多次被拿来说F35的气动,以前没有仔细去找和看这篇论文,后来在讨论中看到了这篇论文的截图,认为有一些问题,这里谈谈个人看法。
在谈看法前,还是说明一下,个人在气动方面并不专业,所以也就只谈个人认为是问题的地方。下面就是个人认为是问题的超音速升阻比的截图:

IMG_20150222_053256.JPG (131.41 KB, 下载次数: 21)

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2015-2-22 06:15 上传


从上图可以看出,在马赫数到1.5时F35的升阻比达到了11,这是一个惊人的数据,按照这个升阻比,并设F35A正常起飞重量是22吨,那么产生22吨升力的时候阻力是22/11=2吨,也就是说按照论文计算的1.5马赫升阻比,F35A发动机只需要提供2吨的推力就能让F35A超巡了,2吨推力对F135发动机来说应该是很容易达到的,这就带了一个非常矛盾的结果,就是F35A这个针对亚音速优化的气动设计竟然轻易能够做到超音速巡航,所以这个论文中关于超音速的升阻比计算可能是有问题的。

最后说一下,传统上硕士论文的结论和相关推导过程是不能拿过来就当做百分之百正确的东西来看待的,存在一定的问题也是正常的,在看论文时是需要学会鉴别。
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3月3日编辑:
后面各楼层讨论中讲到我上面对最大升租比和巡航升租比不能等同的问题,在这方面我的确犯了错。
本贴的核心是讨论到底1.5马赫能否达到11的最大升租比,下面是飞机设计手册中截图,关于四代机超音速最大升租比的数据,可以看出超音速最大升租比也就是5-6,远比该论文计算的升租比11要低不少,而且这个最大升租比也不是巡航升租比。具体截图见下:

升租比.jpg (310.15 KB, 下载次数: 13)

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2015-3-3 12:17 上传



下面再补充关于F-35“超巡”的英文素材,是从航空老筑看到的:
英文全文链接:http://www.defensenews.com/artic ... es-Into-High-Speeds

英文与超巡有关的说法是:
"What we can do in our airplane is get above the Mach with afterburner, and once you get it going ... you can definitely pull the throttle back quite a bit and still maintain supersonic, so technically you're pretty much at very, very min[imum] afterburner while you're cruising," Griffiths said. "So it really does have very good acceleration capabilities up in the air."

翻译过来的意思就是开加力突破音速,然后用小加力维持超音速飞行,但能维持多久,用什么方法来维持,当时的载荷如何都不知道。
tsq兄起的真早,不妨把前后几张图都发出来。


这个升阻比是升阻比迎角和速度变化曲线,不管1.5M下的11还是0.8M下的8.7还是0.5M下的16都不是平飞(1G升力)的升阻比。是不能用作巡航升阻比。

这个升阻比是升阻比迎角和速度变化曲线,不管1.5M下的11还是0.8M下的8.7还是0.5M下的16都不是平飞(1G升力)的升阻比。是不能用作巡航升阻比。


论文本身没什么问题,论文告诉你的是F35在各个速度段的最大升阻比都出现在5度迎角,但论文可没有说在这个速度段的最大升阻比下恰好是1G升力。

论文本身没什么问题,论文告诉你的是F35在各个速度段的最大升阻比都出现在5度迎角,但论文可没有说在这个速度段的最大升阻比下恰好是1G升力。
tsq兄起的真早,不妨把前后几张图都发出来。
手机上网,不好贴图。
其他图我也不敢说人家就有问题。
zgykk 发表于 2015-2-22 08:00
论文本身没什么问题,论文告诉你的是F35在各个速度段的最大升阻比都出现在5度迎角,但论文可没有说在这个速 ...

F35又不是不能飞1.5M,你说这个时候的升力不是1G,那能是多少?


TSQ 发表于 2015-2-22 08:42
手机上网,不好贴图。
其他图我也不敢说人家就有问题。
想学习一下的,TSQ兄贴的这张图,提到的前后几张图的内容很感兴趣。
这个升阻比是升阻比迎角和速度变化曲线,不管1.5M下的11还是0.8M下的12.7还是0.5M下的16都不是平飞(1G升力 ...
巡航时一般选择满足升力要求情况下的最佳升阻比的速度来飞,这也就是巡航速度选择的依据,或者说设计期望的巡航速度下有最佳的升阻比来增加航程。如果1.5马赫能够有11的升阻比,而且按照阻力系数和速度的关系,反推升力应该是可以提供1G的升力,这个时候可以说能够把1.5马赫选择成为超巡的合适速度。
想学习一下的,TSQ兄贴的这张图,提到的前后几张图的内容很感兴趣。
你可以到豆丁或者道科88这种专门的论文网站上去搜索一下。
不同速度和迎角下都有最佳升阻比,可以用于各种定常飞行状态,比如平飞、爬升、下降、盘旋。
TSQ 发表于 2015-2-22 09:18
巡航时一般选择满足升力要求情况下的最佳升阻比的速度来飞,这也就是巡航速度选择的依据,或者说设计期望 ...
民航机可以这么玩战斗机不行

另外0.9马赫时同样迎角的阻力通常超过1.1m
F35又不是不能飞1.5M,你说这个时候的升力不是1G,那能是多少?
F35在1.5M平飞时的升力当然是1G升力,但你不能保证升阻比11的时候的升力系数(5度迎角)恰好满足1G平飞。
巡航时一般选择满足升力要求情况下的最佳升阻比的速度来飞,这也就是巡航速度选择的依据,或者说设计期望 ...
南航还有一张亚音速的图,可能更好的解释我的说法,F35亚音速最大升阻比从0.2M-0.9M都出现在5度迎角,1.5M的最大升阻比11的迎角也是5度,显然0.2M下5度迎角是不可能满足平飞要求的,同样0.9M和1.5M5度迎角(最大升阻比迎角)也不可能同时满足1G升力的平飞的迎角要求,优化的结果只能是在保证机动性的前提下满足一个速度点(0.9M)左右的最大升阻比尽量靠近1G升力。

zgykk 发表于 2015-2-22 09:51
F35在1.5M平飞时的升力当然是1G升力,但你不能保证升阻比11的时候的升力系数(5度迎角)恰好满足1G平飞。



客观的看问题才对
——————仅仅因为喜欢这篇文章对F35的吹捧就回避其中的错误是没有道理的
因为图中曲线在平飞(0度迎角)时升阻比也有3,
在正常起飞重量22吨下,这仍然只需要7.34吨的推力
或者说,这个时候的F35只需要一台AL31就可以 以1.5M 平飞了
——————是非对错,至此就一目了然了哦

事实上,仅这一点就足以表明了原文计算方法其实是有问题的
因而文中其它图表及结论 也就失去了可以相信的理由






zgykk 发表于 2015-2-22 09:51
F35在1.5M平飞时的升力当然是1G升力,但你不能保证升阻比11的时候的升力系数(5度迎角)恰好满足1G平飞。



客观的看问题才对
——————仅仅因为喜欢这篇文章对F35的吹捧就回避其中的错误是没有道理的
因为图中曲线在平飞(0度迎角)时升阻比也有3,
在正常起飞重量22吨下,这仍然只需要7.34吨的推力
或者说,这个时候的F35只需要一台AL31就可以 以1.5M 平飞了
——————是非对错,至此就一目了然了哦

事实上,仅这一点就足以表明了原文计算方法其实是有问题的
因而文中其它图表及结论 也就失去了可以相信的理由





细心人  赞个
F35明显是可以超音速巡航滴,只不过作战半径会受影响而已。 F135花动鸡潜力还没用尽呐。

Ymzg 发表于 2015-2-22 11:16
客观的看问题才对
——————仅仅因为喜欢这篇文章对F35的吹捧就回避其中的错误是没有道理的
因 ...


论文本身没什么问题,0度迎角的升阻比虽然是3,但0度迎角下的升力(0.3M起飞)是不足以满足1G升力的,这也就是为什么起飞时首先需用前轮离地建立迎角飞机才能起飞的原因。

升力和升力系数成正比,和速度的平方成正比,我们知道升力系数是由迎角决定的,5度迎角下是升力系数是一定的,5度迎角下在不同速度下的升力一定是不同的。
飞机优化的结果必然是在巡航速度下的阻力尽量最小且满足1G平飞的升力系数(迎角)要求。

简单说,F35的最大升力系数尤其是亚音速基本是5度迎角,5度迎角升力系数一定,但速度不同,升力必然不同,所以想当然的吧5度迎角下的升阻比当成不同速度下的巡航升阻比必然是错误的。
Ymzg 发表于 2015-2-22 11:16
客观的看问题才对
——————仅仅因为喜欢这篇文章对F35的吹捧就回避其中的错误是没有道理的
因 ...


论文本身没什么问题,0度迎角的升阻比虽然是3,但0度迎角下的升力(0.3M起飞)是不足以满足1G升力的,这也就是为什么起飞时首先需用前轮离地建立迎角飞机才能起飞的原因。

升力和升力系数成正比,和速度的平方成正比,我们知道升力系数是由迎角决定的,5度迎角下是升力系数是一定的,5度迎角下在不同速度下的升力一定是不同的。
飞机优化的结果必然是在巡航速度下的阻力尽量最小且满足1G平飞的升力系数(迎角)要求。

简单说,F35的最大升力系数尤其是亚音速基本是5度迎角,5度迎角升力系数一定,但速度不同,升力必然不同,所以想当然的吧5度迎角下的升阻比当成不同速度下的巡航升阻比必然是错误的。
TSQ V587,再次正本清源。


某人断章取义的伎俩可以休矣
升阻比是一个比值,这个分子和分母并不知道。

给定5度攻角个1.5马赫,我们并不知道升力是多少,阻力是多少。

举例。也许升力只有11吨,阻力只有1吨。那么是一个下降和加速的状态。那么想平飞就得改攻角。

不要什么都把匀速平飞带入。
歪曲编造了,
我原贴说的可不是0.3M哦

你的回复到处都是这样的错误,实在是没法看了





地面推力跟高空推力差了十萬八千里,高空高速的時候推力就那個樣子,沒啥好驚訝的。。。


这个速度2顿推力可以让f35飘起来,但为了维持1.5m的速度还需要客服阻力,这个阻力文章没有表述出来。
TSQ V587,再次正本清源。



谈不上正本清源,我只是把我认为有问题的地方提出来而已。对于这个问题究竟用什么方式来理解,还需要探讨。
这个速度2顿推力可以让f35飘起来,但为了维持1.5m的速度还需要客服阻力,这个阻力文章没有表述出来。
巡航时阻力等于推力。
升阻比是一个比值,这个分子和分母并不知道。

给定5度攻角个1.5马赫,我们并不知道升力是多少,阻力是多 ...
如果知道升力系数,根据飞行速度可以算出升力的。
按照超音速的阻力来看,1.5马赫的实际阻力应该是比较大的,那么按照升阻比来看,升力也应该很大,换句话说升力系数也会很大。其实如果单纯看升阻比,基本上可以认为是升力系数与阻力系数的比值,所以按照论文所提供的升阻比来看,升力系数小不了。
如果知道升力系数,根据飞行速度可以算出升力的。
按照超音速的阻力来看,1.5马赫的实际阻力应该是比较 ...
升力系数可能不小,阻力也可能不小。但肯定不是什么匀速平飞。

没有数据,一切都是浮云


本人也是小硕过来的,各位军迷们对硕士论文也不要太认真了,硕士是一个培养独立完成研究的过程,具体的飞机算例,那只是个载体,对计算结果也不要太认真。

不是很精确的飞机几何建模,不能达到CFD计算精度的网格划分,使用国外盗版的CFD软件,能选的就那几种湍流模型,算出来的结果也就看看趋势是不是合理吧。

可以这么形容吧:“算的东西别人不信自己信,做的实验自己不信别人信”。

没有贬低的意思,事实情况就是这样。

研究所的风洞吹风实验数据才是有真正的说服力的。

本人也是小硕过来的,各位军迷们对硕士论文也不要太认真了,硕士是一个培养独立完成研究的过程,具体的飞机算例,那只是个载体,对计算结果也不要太认真。

不是很精确的飞机几何建模,不能达到CFD计算精度的网格划分,使用国外盗版的CFD软件,能选的就那几种湍流模型,算出来的结果也就看看趋势是不是合理吧。

可以这么形容吧:“算的东西别人不信自己信,做的实验自己不信别人信”。

没有贬低的意思,事实情况就是这样。

研究所的风洞吹风实验数据才是有真正的说服力的。
南航还有一张亚音速的图,可能更好的解释我的说法,F35亚音速最大升阻比从0.2M-0.9M都出现在5度迎角,1.5 ...
我理解你的意思,就是说巡航时升力等于重力,这个时候对应的某个速度下的迎角是固定的,未必是最大升阻比迎角下飞的。

这里我把这个事情综合一下来说:
首先战斗机的机翼安装是有安装角,我记得书上说的战斗机安装角在1-3°,运输机机翼安装角比战斗机要稍微大一些。飞机巡航时到底用多大迎角来飞,这个本身就是飞机设计的很重要的考虑事项,一般是希望在某个速度下某个不大的迎角有最大升阻比,这样意味着巡航时满足升力要求时阻力最小,燃油消耗少,能够飞得远。而在非最佳巡航速度下,通过放下襟翼改变机翼外形来改变升阻比,从而获得其他速度下的最佳升阻比。亚音速飞行基本是这个道理,超音速基本也是这样。
至于巡航时迎角大小,我现在记得不清了,记忆中有5°迎角来巡航是可以的。我注意到你说的3°巡航迎角,如果真的是3°切升力已经足够,这个时候按照升阻比阻力也是固定的,阻力也会有一个数值,而这个阻力大小肯定在这个速度下不算是最优的。如果这样,那么在设计上就可以考虑改变机翼安装角,机翼安装角增大一点然后仍然维持机身3°,这个时候明显改善升阻比,从而可以降低阻力,更有利于超巡,这个可以当做一个设计要求点来进行优化。实际上F35A并没有1.5马赫下的巡航能力,换句话说这个11的升阻比可以认为是达不到的,即便是有5°的迎角都未必能达到,这是我对该论文主要质疑的地方。其实如果F35A能有这样的升阻比,那么F22的升阻比该是多少,要是比F35A还低,那么真不如把F35A放大成为超巡战斗机了。
巡航时阻力等于推力。
文章可没有说阻力就2顿,那岂不是还有大量富余推力,还可以继续大福加速,加到4倍音速都没有问题。
本人也是小硕过来的,各位军迷们对硕士论文也不要太认真了,硕士是一个培养独立完成研究的过程,具体的飞机 ...
你说的是大实话,赞一个。
文章可没有说阻力就2顿,那岂不是还有大量富余推力,还可以继续大福加速,加到4倍音速都没有问题。
其实就是按照升力等于重量,重量是22吨,那么升力就是22吨,然后按照升阻比算下阻力就是2吨,这个时候发动机需要提供的推力就是2吨。当然飞机发动机在高空推力会下降,但2吨推力还是比较容易提供出来的,这样就反过来看其超音速的升阻比计算可能是有问题的。

TSQ 发表于 2015-2-22 15:07
其实就是按照升力等于重量,重量是22吨,那么升力就是22吨,然后按照升阻比算下阻力就是2吨,这个时候发 ...


“当然飞机发动机在高空推力会下降,但2吨推力还是比较容易提供出来的
“F35A发动机只需要提供2吨的推力就能让F35A超巡了”

T兄,这可未必。直接上推力曲线图吧:



这是F110-GE-129的军用推力曲线。GE-129涵道比0.76,比F135大不了多少。最大加力推力29500磅,F135比它大45.8%

众所周知,一架战斗机如果想飞到M1.5的速度,高度至少也应该在30000ft级别,由GE-129的推力曲线可知,在30000ft 、M1.0 时,其军用推力只有不到5000磅(2.27吨),并且有随着速度增加而继续减小的趋势。按照比例,F135在类似状态下的军用推力也不过3.3吨,随着速度从M1.0增加到M1.5,这个数字会变化,但幅度不可能很大。

南航的论文怎么样,我并不想评论,只是说下发动机推力的事。
TSQ 发表于 2015-2-22 15:07
其实就是按照升力等于重量,重量是22吨,那么升力就是22吨,然后按照升阻比算下阻力就是2吨,这个时候发 ...


“当然飞机发动机在高空推力会下降,但2吨推力还是比较容易提供出来的
“F35A发动机只需要提供2吨的推力就能让F35A超巡了”

T兄,这可未必。直接上推力曲线图吧:

F110-GE-129_MIL.jpg (134.92 KB, 下载次数: 11)

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2015-2-22 15:58 上传



这是F110-GE-129的军用推力曲线。GE-129涵道比0.76,比F135大不了多少。最大加力推力29500磅,F135比它大45.8%

众所周知,一架战斗机如果想飞到M1.5的速度,高度至少也应该在30000ft级别,由GE-129的推力曲线可知,在30000ft 、M1.0 时,其军用推力只有不到5000磅(2.27吨),并且有随着速度增加而继续减小的趋势。按照比例,F135在类似状态下的军用推力也不过3.3吨,随着速度从M1.0增加到M1.5,这个数字会变化,但幅度不可能很大。

南航的论文怎么样,我并不想评论,只是说下发动机推力的事。
“当然飞机发动机在高空推力会下降,但2吨推力还是比较容易提供出来的”
“F35A发动机只需要提供2吨的推 ...
我知道高空发动机推力下降的事情,但就是没有相关资料。
电脑里有发动机方面书的pdf文件,但过年回家电脑不在手边,看不到。

TSQ 发表于 2015-2-22 15:03
我理解你的意思,就是说巡航时升力等于重力,这个时候对应的某个速度下的迎角是固定的,未必是最大升阻比 ...


具体到F35单个机型,机翼安装角我们先不考虑,只把迎角简化成机翼迎角,那么固定5度迎角,F35飞行阻力随飞行速度增加是一定的,升力随速度增加也是一定的(亚音速)。那么具体到你主贴的疑问,F35在5度迎角下1.5M的阻力一定大于5度迎角下1.3M的阻力,但为什么会出现5度迎角下1.5M的升阻比要大于1.3M的升阻比呢?原因很简单,因为5度迎角下1.5M的升力也同样大于1.3M的升力。

     那么问题来了,5度到底是1.5M的1G升力迎角还是1.3G的1G升力迎角?那么5度升力又是不是0.9M的1G平飞迎角?是不是0.2M下的1G平飞迎角?我们知道,南航的图给出的几个速度下的最大升阻比基本都是5度迎角。

TSQ 发表于 2015-2-22 15:03
我理解你的意思,就是说巡航时升力等于重力,这个时候对应的某个速度下的迎角是固定的,未必是最大升阻比 ...


具体到F35单个机型,机翼安装角我们先不考虑,只把迎角简化成机翼迎角,那么固定5度迎角,F35飞行阻力随飞行速度增加是一定的,升力随速度增加也是一定的(亚音速)。那么具体到你主贴的疑问,F35在5度迎角下1.5M的阻力一定大于5度迎角下1.3M的阻力,但为什么会出现5度迎角下1.5M的升阻比要大于1.3M的升阻比呢?原因很简单,因为5度迎角下1.5M的升力也同样大于1.3M的升力。

     那么问题来了,5度到底是1.5M的1G升力迎角还是1.3G的1G升力迎角?那么5度升力又是不是0.9M的1G平飞迎角?是不是0.2M下的1G平飞迎角?我们知道,南航的图给出的几个速度下的最大升阻比基本都是5度迎角。
全是瞎说,基本上就没有一句是对的
批驳都不知道从哪里开始了



看错,把0度迎角22吨正常起飞重量错看成起飞时(0.3M)了。

F35  0度迎角虽然有3的升阻比(1.5M),5度是11的升阻比(1.5M),同样1.5M下,0度以迎角和5度迎角的升力系数一定不同,那么速度相同,升力则一定不同,那么0度可以平飞还是5度可以平飞(1.5M)下?
音速以前是代數關係,音數以後是平方關係。

TSQ 发表于 2015-2-22 15:07
其实就是按照升力等于重量,重量是22吨,那么升力就是22吨,然后按照升阻比算下阻力就是2吨,这个时候发 ...


问题的关键就在这,很多人把1.5M下5度迎角的升力(升阻比11)当成了1G升力,我想知道F35这个速度和迎角下的升力为什么不是2G 3G或者0.5G?

只有满足1G升力的升阻比才有可能称为巡航升阻比。每一个速度下都有一个1G升阻比,巡航升阻比恰好是燃油经济性且满足巡航速度要求的1G平飞升阻比。
TSQ 发表于 2015-2-22 15:07
其实就是按照升力等于重量,重量是22吨,那么升力就是22吨,然后按照升阻比算下阻力就是2吨,这个时候发 ...


问题的关键就在这,很多人把1.5M下5度迎角的升力(升阻比11)当成了1G升力,我想知道F35这个速度和迎角下的升力为什么不是2G 3G或者0.5G?

只有满足1G升力的升阻比才有可能称为巡航升阻比。每一个速度下都有一个1G升阻比,巡航升阻比恰好是燃油经济性且满足巡航速度要求的1G平飞升阻比。
具体到F35单个机型,机翼安装角我们先不考虑,只把迎角简化成机翼迎角,那么固定5度迎角,F35飞行阻力随 ...

我的看法是飞机巡航设计是个很重要的考虑点,在巡航速度下升阻比一定是比较好的,在非巡航速度下不能靠机翼本身的形状来提供升力,因为这个时候必须增大或者减小迎角,尤其是增大迎角会降低升阻比,这个时候通常选择放下前后缘襟翼,改变机翼升力特性,让在非巡航速度下的升阻比较优。
回到F35A上,如果1.5马赫能够获得多达11的升阻比,那么从设计角度就可以考虑把1.5马赫作为超巡设计要求点,我估计F22的设计就是做类似考虑的,这样可以考虑将1.5马赫下1G的升力时的升阻比距离11相差不大,获得超巡能力。

回到这个帖子的初衷,这个帖子本身并不是讨论F35的实际气动设计,因为这真的是F35的秘密。这个帖子只是讨论F35A是不是有可能在超音速时升阻比达到11,然后看南航的论文在超音速方面计算是不是正确的,推导方式也只是根据巡航时会考虑最佳升阻比来进行设计,其实并不严谨。
T_T 发表于 2015-2-22 16:30
“当然飞机发动机在高空推力会下降,但2吨推力还是比较容易提供出来的”
“F35A发动机只需要提供2吨的推 ...

AL31在10000米以及1.5M下还有3.5吨的军推呢
F135来自于F119,其高空高速性能按AL31推算的话,军推有个4吨以上不算什么
按照升阻比为11来说,超巡绰绰有余


zgykk 发表于 2015-2-22 17:26
看错,把0度迎角22吨正常起飞重量错看成起飞时(0.3M)了。

F35  0度迎角虽然有3的升阻比(1.5M), ...

有些关于航空的基础知识你并不清楚,
所以你的这些问题是没有意义的
事实上,按一般的飞机设计原则,是完全可以作到按最大升阻比的迎角进行平飞的
——————当然,这只是一般的设计原则