苏34的扁机头有没有隐形作用？

有毛的隐身作用啊

并联座舱加宽了。。。脑袋跟着拉宽而已，圆坨坨的话太重

菱形机头确实能够明显降低侧向RCS。
问题是机身其他部分还是老样子，所以实际没有用。
至于前方RCS，由于雷达不是倾斜相控阵，肯定不隐身。

直接仿制T50 更时尚

苏34的扁机头貌似有增升的作用，增强短距离起降能力

t50的进气道都被人吐槽1024次了

标普 发表于 2016-8-23 11:53
苏34的扁机头貌似有增升的作用，增强短距离起降能力
扁机头是有增升的作用，所以苏34的最大携弹量比苏30SM和苏30MKK还大。当然，一般是用不到最大携弹量的。所以日常用用也没啥优势。
但是风阻也更大，巡航速度会比30慢。
另外的好处是，扁平机头的下部方便安装有伸缩式的对地攻击组件（吊舱），方便34使用精确对地武器。苏30，苏35得占用进气道下的挂架，挂制导吊舱。

扁机头是有增升的作用，所以苏34的最大携弹量比苏30SM和苏30MKK还大。当然，一般是用不到最大携弹量的。 ...
说实话，纯种攻击机直接将这些吊舱集成到机身可能会更好点

标普 发表于 2016-8-23 12:10
说实话，纯种攻击机直接将这些吊舱集成到机身可能会更好点
但是你就得专门为其研制制导吊舱（组件）了，而且生产线还和别的机型不一样。你看美帝F15E和F16就能用同一款吊舱，减轻了后勤的压力。到时候升级起来也不容易收尺寸约束。有利有弊吧。
实际是土共的歼侦8F的侦查吊舱（组件）也是专用设计的，只是不能伸缩，鼓出来一块罢了。另外，美帝的F16也有专门的拍照侦查吊舱，这显示了中美两军思路和取舍的不同

武装棕熊 发表于 2016-8-23 12:18
但是你就得专门为其研制制导吊舱（组件）了，而且生产线还和别的机型不一样。你看美帝F15E和F16就能用同 ...
苏34的任务比F15 /F16单纯多了，就是对地攻击，基本每次都会用到那几个吊舱，那么点大东西还要占一个挂架挺不划算的。不过也就像你说的，如果和其他俄系战机共用吊舱的确能降低不少成本。

最主要的原因还是并列双座吧。

应该没有吧

我觉得隐形多多少少存在欺骗在里面，美吹了形状隐身，Fl11，也吹涂‘料隐身，又开始吹网洛战。

那个没任何隐身的作用，只是为了方便布置双人并列座舱并且加装所谓厕所等长时间空中执勤所必须要飞行员生命支持设备。
另外，那个扁平的机头配合鸭翼有增大机头升力的作用，它的那个修改导致机头增重太多，不提升机头的升力的话，飞行时候机头要往下掉了


那个没任何隐身的作用，只是为了方便布置双人并列座舱并且加装所谓厕所等长时间空中执勤所必须要飞行员生命支持设备。
另外，那个扁平的机头配合鸭翼有增大机头升力的作用，它的那个修改导致机头增重太多，不提升机头的升力的话，飞行时候机头要往下掉了

最主要的原因还是并列双座吧。
说不通啊，苏-27KUB就不用扁机鼻

隐身的那种是连续曲面，而不是扁平的机头

扁机头 有增升的作用

苏34的鸭嘴兽机头的确有减小RCS的意外效果，不过这体型的战机，机头减少0.5㎡然后并列双坐座舱增加1㎡，整机或许还在10㎡以上...（以上纯属瞎掰的RCS值）

Ил-86 发表于 2016-8-23 19:14
说不通啊，苏-27KUB就不用扁机鼻
虽然同为并列双座，苏27KUB和苏27IB是两个不同时代的产物，苏27KUB那个蛋脸的苏33造型也没能赢得俄军的欢心，只有鸭子嘴的IB修成正果。

从外形来看，圆形的最不隐身，其它形状都比圆形好

武装棕熊 发表于 2016-8-23 12:08
扁机头是有增升的作用，所以苏34的最大携弹量比苏30SM和苏30MKK还大。当然，一般是用不到最大携弹量的。 ...
伸缩式的对地攻击组件（吊舱）？怎么装，装在起落架前面吗

qq08241 发表于 2016-8-24 09:44
伸缩式的对地攻击组件（吊舱）？怎么装，装在起落架前面吗

主要应该还是并列双装惹的祸吧

原来登机是从机腹下面上去的啊！
有些瘦的骆驼还是骆驼啊

并联座舱加宽了。。。脑袋跟着拉宽而已，圆坨坨的话太重
也可以不拉宽，参见苏33UB。

扁头会有一点点隐身的效果，但是对全身披挂的鸭嘴兽而言，这点儿隐身效果根本是然并卵。

浅析歼20为何取消空速管  此博文包含图片        (2014-12-11 02:20:00)转载▼
标签： 空速管 机头 雷达罩 雷达 飞行器        分类： 军事


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资料图：日前，国产第5架歼-20原型机完成了首次飞行测试。这架编号2013的歼-20四代机与之前曝光的歼-20在外观上的显著区别就是取消了机头空速管。近日，关于2013号歼-20首飞的高清图曝光。




资料图：空军某部歼-11战机，机头空速管尤为突出。
11月29日下午编号为2013的新一架歼-20原型机首飞成功。较于此前，2013在外观特征上的最大变化是首次取消了机头的空速管。这一细节上的变化，从一定程度上意味着，歼-20的早期试验阶段相关测试的大量数据收集工作已经结束，也意味着歼-20原型机的各种参数和状态已经趋于稳定，离定型量产服役又近了一步。
空速管是飞机重要的大气数据传感器，其利用皮托管原理来精确测量飞行时的大气总压和静压，数据计算机再通过伯努利全静压方程等计算式来换算得飞行控制所需的飞行速度、升降速度和大气压力等数据。空速管在使用中要受到气流干扰，空速管的长度越大，前端测压口与机体的距离越远，所测量的静压就越接近大气真实静压。因此，为提高测量精度，准确测量总压、静压，空速管轴向应尽量与气流方向平行，空速管的最佳安装位置就是在与机身轴线相同的机头前方，数据计算机的误差修正精度、换算得的数据更容易保证。在我军装备的战斗机中，采用机头进气方式的歼-6/7的空速管是安装在机头下，可以设置相当长的探杆，缺点是结构重量过大，对地面活动的影响也比较多；歼-7将空速管缩短后移到机头侧面；歼-8 II和歼轰7则采用较短的机头锥空速管；苏-27/歼-11和歼-10也是机头雷达罩前空速管，只不过利用安装位置优势缩短空速管长度。在今年亮相的歼-10B和JF-17上则是进一步取消了机头空速管，这一特点也在国外多型战斗机的新升级改型中出现。取消机头空速管后的优势主要有以下方面：
机头空速管设计逐渐被取代
取消了安装在机头雷达罩上的空速管，一定程度上了降低了这一机载雷达天线前方不透波结构对雷达工作的影响。但实际上，无论是从最早的圆锥扫描和单脉冲雷达，还是现在主力的平板缝隙PD雷达，再到最先进的AESA相控阵天线，机头空速管所产生的影响和问题都是一样的，也是一直存在的。是的，机载雷达的雷达波扫描到了绝缘的天线罩上的金属结构时，金属反射回的雷达波会干扰雷达的正常工作，所以要采用泡沫结构的金属吸波材料来遮挡，吸收消耗照射到金属部件位置上的雷达波束，来削弱雷达罩内的反射信号。但在雷达罩上的金属部件可不只是目前已经可以取消的空速管，还有必需的防雷击分流条。全天候各类复杂恶劣气象条件下飞行的战斗机，遭遇雷击时，其雷达罩如果没有分流条这一放电措施，就很容易破坏雷达罩结构和内部的雷达系统。所以说，取消雷达罩中心位上的机头空速管，对机载雷达的益处可能并不会是理所当然的那么突出。



资料图：在中巴JF-17上，取消了机头空速管，转而采用机头两侧的机身空速管。

其实机头空速管的取消，最为直接体现的好处就是雷达罩的结构设计难度的降低。飞行时空速管受到压力和弯矩影响时，刚性管体的应力会传到复合材料的天线罩上，对作为基座的雷达罩的位置精度和受力不利，特别是在战斗机高速机动时的影响更为明显，结构上的弹性变形会影响到空速管的测量效果。所以，机头空速管对雷达罩尖端连接位置的材料强度要求和结构重量都很高较大，不利于根据雷达技术合理化设计雷达罩的结构。机头空速管的取消，从而使机载雷达罩的结构设计摆脱了空速管的桎梏，结构设计、加工工艺上将更为自由，可完全按照雷达信号的有利特点来确定雷达罩的层数、罩体厚度、铺叠方式和纤维方向，获得结构强度与重量和雷达波透射性能间平衡的有利结构。
最后，再从飞行气动上来看，飞机机头顶着的这个大长杆，在与周围大气相互作用形成的激波干扰将影响飞行器的气动性能；特别是在大迎角飞行状态时，其是引起头部涡流及侧向不稳定的因素之一，导致操控品质的下降；还有就是作为突出于飞行器正向表面的部件也影响到了飞行器的隐身性能。
所以从70年代开始，国外的战斗机转而采用机身空速管设计。虽然在数据采集的精度上，机身空速管要差于最佳位置上的机头空速管，但通过对称设置多个L型空速管，利用大气数据计算机更强的数据处理和修正程序的误差补偿，也可保证测量的精度。机身空速管的更为轻便，安装位置更为灵活，但前提是通过风洞测试和试飞所取得的充足大量的气动数据，测量出数据误差与速度、攻角、侧滑角的关系曲线，才能通过大气数据计算机的修正程序，对空速管测量的静压数据进行补偿和修正。所以我们看到国内外的诸多机型，在原型机试飞阶段、气动数据积累的早期阶段还是都要在“头顶”安装测量精度高的机头空速管，只是在大量的试飞测试中获得了足够充足准确的气动数据和可靠的修正系数，数据计算机的修正程序可以支撑起数据的修正补偿后，机头进气管才会在量产机型中取消。转而使用机头侧面小巧的机身进气管或者像F-35、歼-20那般，采用嵌入式大气数据传感技术。所以2013号歼-20的机头空速管的取消标志着歼-20试飞工作进入了又一新阶段。
尽管空速管技术是目前最成熟、应用最为广泛的大气数据测量技术，空速管直到现在仍然是飞机空速测量的重要手段。但远期来看随着航空航天技术的发展，新技术的出现以及新飞行器特殊的飞行要求等综合因素下，传统的空速管的新问题和无法满足新需要开始凸显。特别是，在当下几个主要军事强国争相发展的高超音速飞行器领域，空速管的上述问题更为突出。不仅是高超声速飞行状态时，空速管所产生的激波将干扰飞行器的整体气动特性，不利于对飞行器的攻角、侧滑角等实现精确控制，而且高超音速飞行所产生的气动热更是很可能将传统的空速管烧蚀。




　　资料图：F-22A作为四代“首发”机型，虽然在追求隐身下在尽可能地减少机体外表面的突出设备，但在机头两侧仍安装着空速管。可见空速管现在以及将来很长一段时间内都仍然是飞机空速测量的重要手段。
嵌入式大气数据传感系统是未来的发展方向

针对以上问题，在60年代，美国国家航空航天局为了满足航天飞机进入大气层时的大气数据测量需求，提出了融于飞行器表面流线的大气数据传感器技术。这种技术依靠嵌入在飞行器前端或机翼的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，并由压力分布间接获得飞行参数的数据传感系统，这就是嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data SensingFADS)。
美国在60年代开始了对嵌入式大气数据传感系统的研究。在90年代初期，美国开始应用于超声速战斗机的试验研究上，当时主要目的是解决战斗机大攻角机动时的大气数据测量问题。90年代中期时嵌入式大气数据传感系统应用在了X-33上，整个系统算法的稳定性基本得到解决。此后，又集中在嵌入式大气数据传感系统的算法执行性、故障检测与排除、误差分析与校准等问题上。直到嵌入式大气数据传感系统的日趋成熟在F-35上的应用。以及我国的歼-20在完成早期试验阶段相关测试的大量数据收集工作后取消机头的空速管，也由机头侧面的嵌入式大气数据传感系统代替。也因此可以说，歼-20原型机的各种参数和状态已经趋于稳定，进一步接近服役的标准。那么，嵌入式大气数据传感系统在追求高机动性、超音速巡航能力的新一代隐身战机中的应用，也侧面表明其将成为未来大气数据传感技术未来的发展方向。
嵌入式大气数据传感系统可测量包括动压、静压、迎角、侧滑角等飞行参数。由于嵌入式大气数据传感系统无需传统机械装置，只需将压力转化为电信号，系统更易于集成化、小型化；压力感受装置是内嵌于飞行器内与飞行器表面平齐，因此不会影响气动外形，适用于大马赫数、大迎角飞行状态下大气数据的精确测量，也便于气动外形上的隐形。同时，嵌入式大气数据传感系统在硬件和软件上的冗余容错能力，使其在可靠性、稳定性、精度和适应范围上都具有优势。另外，由于嵌入式大气数据传感系统的压力传感器一般置于机体内，这使其更能适应未来高超声速飞行器的恶劣严苛的飞行环境。
技术上，嵌入式大气数据传感系统主要由压力点(嵌入安装的取气装置)、引气管路、压力传感器及总温传感器组件(传感器及信号处理单元)、数据预处理单元、软件算法及相关连接器与数据电缆等组成。系统在工作时，绕特定气动外形流动的气流，被嵌入安装的微小取气装置探测到，并通过引气管路将各路压力信号传给高精度压力传感器，由各传感器实现不同位置压力测量，最后通过特定算法解算出大气参数。同时，系统可设计总温传感器、辅助修正单元等，用于测量大气总温，动态角度，从而进行非标准大气模型下的高程修正、角度修正补偿等。理论上，压力点至少要布置4个以上才能测量出飞行器的攻角、侧滑角、动压和静压这个四个基本大气参数。多个测压点的冗余又可进一步提高测量精度和可靠性，但压力点的增多也在增加系统的复杂程度，对整个系统的动态特性和稳定又是不利的。




　　资料图：1997年，F-18SRA技术验证机正在测试嵌入式大气数据传感系统。图为机头位置的11个压力点。

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资料图：日前，国产第5架歼-20原型机完成了首次飞行测试。这架编号2013的歼-20四代机与之前曝光的歼-20在外观上的显著区别就是取消了机头空速管。近日，关于2013号歼-20首飞的高清图曝光。




资料图：空军某部歼-11战机，机头空速管尤为突出。
11月29日下午编号为2013的新一架歼-20原型机首飞成功。较于此前，2013在外观特征上的最大变化是首次取消了机头的空速管。这一细节上的变化，从一定程度上意味着，歼-20的早期试验阶段相关测试的大量数据收集工作已经结束，也意味着歼-20原型机的各种参数和状态已经趋于稳定，离定型量产服役又近了一步。
空速管是飞机重要的大气数据传感器，其利用皮托管原理来精确测量飞行时的大气总压和静压，数据计算机再通过伯努利全静压方程等计算式来换算得飞行控制所需的飞行速度、升降速度和大气压力等数据。空速管在使用中要受到气流干扰，空速管的长度越大，前端测压口与机体的距离越远，所测量的静压就越接近大气真实静压。因此，为提高测量精度，准确测量总压、静压，空速管轴向应尽量与气流方向平行，空速管的最佳安装位置就是在与机身轴线相同的机头前方，数据计算机的误差修正精度、换算得的数据更容易保证。在我军装备的战斗机中，采用机头进气方式的歼-6/7的空速管是安装在机头下，可以设置相当长的探杆，缺点是结构重量过大，对地面活动的影响也比较多；歼-7将空速管缩短后移到机头侧面；歼-8 II和歼轰7则采用较短的机头锥空速管；苏-27/歼-11和歼-10也是机头雷达罩前空速管，只不过利用安装位置优势缩短空速管长度。在今年亮相的歼-10B和JF-17上则是进一步取消了机头空速管，这一特点也在国外多型战斗机的新升级改型中出现。取消机头空速管后的优势主要有以下方面：
机头空速管设计逐渐被取代
取消了安装在机头雷达罩上的空速管，一定程度上了降低了这一机载雷达天线前方不透波结构对雷达工作的影响。但实际上，无论是从最早的圆锥扫描和单脉冲雷达，还是现在主力的平板缝隙PD雷达，再到最先进的AESA相控阵天线，机头空速管所产生的影响和问题都是一样的，也是一直存在的。是的，机载雷达的雷达波扫描到了绝缘的天线罩上的金属结构时，金属反射回的雷达波会干扰雷达的正常工作，所以要采用泡沫结构的金属吸波材料来遮挡，吸收消耗照射到金属部件位置上的雷达波束，来削弱雷达罩内的反射信号。但在雷达罩上的金属部件可不只是目前已经可以取消的空速管，还有必需的防雷击分流条。全天候各类复杂恶劣气象条件下飞行的战斗机，遭遇雷击时，其雷达罩如果没有分流条这一放电措施，就很容易破坏雷达罩结构和内部的雷达系统。所以说，取消雷达罩中心位上的机头空速管，对机载雷达的益处可能并不会是理所当然的那么突出。



资料图：在中巴JF-17上，取消了机头空速管，转而采用机头两侧的机身空速管。

其实机头空速管的取消，最为直接体现的好处就是雷达罩的结构设计难度的降低。飞行时空速管受到压力和弯矩影响时，刚性管体的应力会传到复合材料的天线罩上，对作为基座的雷达罩的位置精度和受力不利，特别是在战斗机高速机动时的影响更为明显，结构上的弹性变形会影响到空速管的测量效果。所以，机头空速管对雷达罩尖端连接位置的材料强度要求和结构重量都很高较大，不利于根据雷达技术合理化设计雷达罩的结构。机头空速管的取消，从而使机载雷达罩的结构设计摆脱了空速管的桎梏，结构设计、加工工艺上将更为自由，可完全按照雷达信号的有利特点来确定雷达罩的层数、罩体厚度、铺叠方式和纤维方向，获得结构强度与重量和雷达波透射性能间平衡的有利结构。
最后，再从飞行气动上来看，飞机机头顶着的这个大长杆，在与周围大气相互作用形成的激波干扰将影响飞行器的气动性能；特别是在大迎角飞行状态时，其是引起头部涡流及侧向不稳定的因素之一，导致操控品质的下降；还有就是作为突出于飞行器正向表面的部件也影响到了飞行器的隐身性能。
所以从70年代开始，国外的战斗机转而采用机身空速管设计。虽然在数据采集的精度上，机身空速管要差于最佳位置上的机头空速管，但通过对称设置多个L型空速管，利用大气数据计算机更强的数据处理和修正程序的误差补偿，也可保证测量的精度。机身空速管的更为轻便，安装位置更为灵活，但前提是通过风洞测试和试飞所取得的充足大量的气动数据，测量出数据误差与速度、攻角、侧滑角的关系曲线，才能通过大气数据计算机的修正程序，对空速管测量的静压数据进行补偿和修正。所以我们看到国内外的诸多机型，在原型机试飞阶段、气动数据积累的早期阶段还是都要在“头顶”安装测量精度高的机头空速管，只是在大量的试飞测试中获得了足够充足准确的气动数据和可靠的修正系数，数据计算机的修正程序可以支撑起数据的修正补偿后，机头进气管才会在量产机型中取消。转而使用机头侧面小巧的机身进气管或者像F-35、歼-20那般，采用嵌入式大气数据传感技术。所以2013号歼-20的机头空速管的取消标志着歼-20试飞工作进入了又一新阶段。
尽管空速管技术是目前最成熟、应用最为广泛的大气数据测量技术，空速管直到现在仍然是飞机空速测量的重要手段。但远期来看随着航空航天技术的发展，新技术的出现以及新飞行器特殊的飞行要求等综合因素下，传统的空速管的新问题和无法满足新需要开始凸显。特别是，在当下几个主要军事强国争相发展的高超音速飞行器领域，空速管的上述问题更为突出。不仅是高超声速飞行状态时，空速管所产生的激波将干扰飞行器的整体气动特性，不利于对飞行器的攻角、侧滑角等实现精确控制，而且高超音速飞行所产生的气动热更是很可能将传统的空速管烧蚀。




　　资料图：F-22A作为四代“首发”机型，虽然在追求隐身下在尽可能地减少机体外表面的突出设备，但在机头两侧仍安装着空速管。可见空速管现在以及将来很长一段时间内都仍然是飞机空速测量的重要手段。
嵌入式大气数据传感系统是未来的发展方向

针对以上问题，在60年代，美国国家航空航天局为了满足航天飞机进入大气层时的大气数据测量需求，提出了融于飞行器表面流线的大气数据传感器技术。这种技术依靠嵌入在飞行器前端或机翼的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，并由压力分布间接获得飞行参数的数据传感系统，这就是嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data SensingFADS)。
美国在60年代开始了对嵌入式大气数据传感系统的研究。在90年代初期，美国开始应用于超声速战斗机的试验研究上，当时主要目的是解决战斗机大攻角机动时的大气数据测量问题。90年代中期时嵌入式大气数据传感系统应用在了X-33上，整个系统算法的稳定性基本得到解决。此后，又集中在嵌入式大气数据传感系统的算法执行性、故障检测与排除、误差分析与校准等问题上。直到嵌入式大气数据传感系统的日趋成熟在F-35上的应用。以及我国的歼-20在完成早期试验阶段相关测试的大量数据收集工作后取消机头的空速管，也由机头侧面的嵌入式大气数据传感系统代替。也因此可以说，歼-20原型机的各种参数和状态已经趋于稳定，进一步接近服役的标准。那么，嵌入式大气数据传感系统在追求高机动性、超音速巡航能力的新一代隐身战机中的应用，也侧面表明其将成为未来大气数据传感技术未来的发展方向。
嵌入式大气数据传感系统可测量包括动压、静压、迎角、侧滑角等飞行参数。由于嵌入式大气数据传感系统无需传统机械装置，只需将压力转化为电信号，系统更易于集成化、小型化；压力感受装置是内嵌于飞行器内与飞行器表面平齐，因此不会影响气动外形，适用于大马赫数、大迎角飞行状态下大气数据的精确测量，也便于气动外形上的隐形。同时，嵌入式大气数据传感系统在硬件和软件上的冗余容错能力，使其在可靠性、稳定性、精度和适应范围上都具有优势。另外，由于嵌入式大气数据传感系统的压力传感器一般置于机体内，这使其更能适应未来高超声速飞行器的恶劣严苛的飞行环境。
技术上，嵌入式大气数据传感系统主要由压力点(嵌入安装的取气装置)、引气管路、压力传感器及总温传感器组件(传感器及信号处理单元)、数据预处理单元、软件算法及相关连接器与数据电缆等组成。系统在工作时，绕特定气动外形流动的气流，被嵌入安装的微小取气装置探测到，并通过引气管路将各路压力信号传给高精度压力传感器，由各传感器实现不同位置压力测量，最后通过特定算法解算出大气参数。同时，系统可设计总温传感器、辅助修正单元等，用于测量大气总温，动态角度，从而进行非标准大气模型下的高程修正、角度修正补偿等。理论上，压力点至少要布置4个以上才能测量出飞行器的攻角、侧滑角、动压和静压这个四个基本大气参数。多个测压点的冗余又可进一步提高测量精度和可靠性，但压力点的增多也在增加系统的复杂程度，对整个系统的动态特性和稳定又是不利的。




　　资料图：1997年，F-18SRA技术验证机正在测试嵌入式大气数据传感系统。图为机头位置的11个压力点。

幻影4000 发表于 2016-8-23 08:59
有毛的隐身作用啊
估计只是一种个性

就是因为并列坐位的气动修形

沙耶 发表于 2016-8-23 10:12
并联座舱加宽了。。。脑袋跟着拉宽而已，圆坨坨的话太重
这个适合轰炸机的布局和电子战机的布局

龙芯 发表于 2016-8-23 11:24
直接仿制T50 更时尚
拍扁的二妻

这问题怎么想出来的？

t50的进气道都被人吐槽1024次了
1024 这个数字怎么这么熟悉？什么来源呐？

就是因为并列双座才做成扁形机头的

其实就是横着做俩人，不得已才拉长的

标普 发表于 2016-8-23 11:53
苏34的扁机头貌似有增升的作用，增强短距离起降能力
su34整个机身就是升力体

lovebull 发表于 2016-8-25 10:12
原来登机是从机腹下面上去的啊！
有些瘦的骆驼还是骆驼啊
这个图还真是头一次见到，难道座舱盖是打不开的？