超级军网我从HKC弄来的新式武器 资料很不全 没图片
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/18 10:29:44
高机动和持续超音速巡航是提高军用战斗机作战能力和生存力的有效方法，美俄在第四代战斗机设计时，更强调在不开加力的情况下实现超音速巡航，但又要保持三代机在亚，跨音速时的高机动性，在这种扩大的作战包线内，气动力上的差别是明显的，要把亚，跨，超音速能力综合到一个作战飞机里，对飞机设计提出了很高的要求，先进气动布局设计的目的就是为了追求这个目标，选出最合适的方案，能达到既能超音速巡航，又能在大迎角时保持稳定性，并且在亚，超音速下的高机动性。
由于气动技术在战后获得了突飞猛进的发展，传统的气动设计手段被逐渐认识和利用，要想进一步提高飞机的性能，必须采用新的气动设计手段才能达到目的。相比传统战斗机而言，先进气动布局最重要的特点在于更进一步的对脱体涡的认识和利用上，在不增加超音速巡航时的激波阻力和零升阻力的基础上，尽可能的利用脱体涡来提高飞机大迎角下的升力特性和亚，跨音速机动性。
脱体涡目前应用的较多的是边条涡和鸭翼涡，但目前的文章都集中在对于涡系的工程应用方面的研究，例如宋文聪的那篇。对于介绍脱体涡的增升原理研究的文章却很少，本贴将通过几个具体的气动方案，介绍下国内目前的涡系增升原理的研究成果，从而说明我国在新一代战斗机在涡系利用上，走在世界领先水平。高机动和持续超音速巡航是提高军用战斗机作战能力和生存力的有效方法，美俄在第四代战斗机设计时，更强调在不开加力的情况下实现超音速巡航，但又要保持三代机在亚，跨音速时的高机动性，在这种扩大的作战包线内，气动力上的差别是明显的，要把亚，跨，超音速能力综合到一个作战飞机里，对飞机设计提出了很高的要求，先进气动布局设计的目的就是为了追求这个目标，选出最合适的方案，能达到既能超音速巡航，又能在大迎角时保持稳定性，并且在亚，超音速下的高机动性。
由于气动技术在战后获得了突飞猛进的发展，传统的气动设计手段被逐渐认识和利用，要想进一步提高飞机的性能，必须采用新的气动设计手段才能达到目的。相比传统战斗机而言，先进气动布局最重要的特点在于更进一步的对脱体涡的认识和利用上，在不增加超音速巡航时的激波阻力和零升阻力的基础上，尽可能的利用脱体涡来提高飞机大迎角下的升力特性和亚，跨音速机动性。
脱体涡目前应用的较多的是边条涡和鸭翼涡，但目前的文章都集中在对于涡系的工程应用方面的研究，例如宋文聪的那篇。对于介绍脱体涡的增升原理研究的文章却很少，本贴将通过几个具体的气动方案，介绍下国内目前的涡系增升原理的研究成果，从而说明我国在新一代战斗机在涡系利用上，走在世界领先水平。
由于气动技术在战后获得了突飞猛进的发展，传统的气动设计手段被逐渐认识和利用，要想进一步提高飞机的性能，必须采用新的气动设计手段才能达到目的。相比传统战斗机而言，先进气动布局最重要的特点在于更进一步的对脱体涡的认识和利用上，在不增加超音速巡航时的激波阻力和零升阻力的基础上，尽可能的利用脱体涡来提高飞机大迎角下的升力特性和亚，跨音速机动性。
脱体涡目前应用的较多的是边条涡和鸭翼涡，但目前的文章都集中在对于涡系的工程应用方面的研究，例如宋文聪的那篇。对于介绍脱体涡的增升原理研究的文章却很少，本贴将通过几个具体的气动方案，介绍下国内目前的涡系增升原理的研究成果，从而说明我国在新一代战斗机在涡系利用上，走在世界领先水平。高机动和持续超音速巡航是提高军用战斗机作战能力和生存力的有效方法，美俄在第四代战斗机设计时，更强调在不开加力的情况下实现超音速巡航，但又要保持三代机在亚，跨音速时的高机动性，在这种扩大的作战包线内，气动力上的差别是明显的，要把亚，跨，超音速能力综合到一个作战飞机里，对飞机设计提出了很高的要求，先进气动布局设计的目的就是为了追求这个目标，选出最合适的方案，能达到既能超音速巡航，又能在大迎角时保持稳定性，并且在亚，超音速下的高机动性。
由于气动技术在战后获得了突飞猛进的发展，传统的气动设计手段被逐渐认识和利用，要想进一步提高飞机的性能，必须采用新的气动设计手段才能达到目的。相比传统战斗机而言，先进气动布局最重要的特点在于更进一步的对脱体涡的认识和利用上，在不增加超音速巡航时的激波阻力和零升阻力的基础上，尽可能的利用脱体涡来提高飞机大迎角下的升力特性和亚，跨音速机动性。
脱体涡目前应用的较多的是边条涡和鸭翼涡，但目前的文章都集中在对于涡系的工程应用方面的研究，例如宋文聪的那篇。对于介绍脱体涡的增升原理研究的文章却很少，本贴将通过几个具体的气动方案，介绍下国内目前的涡系增升原理的研究成果，从而说明我国在新一代战斗机在涡系利用上，走在世界领先水平。
等下等下 图片还是有的
图片上不来 只有文字了
如果说611所以鸭式布局作为其新一代战斗机气动设计特征的话，那么601所的未来战斗机气动设计特征是什么呢？其在我国大的四代机项目中有何参考意义呢？
其是否具备巨大的优越性呢?
其实专业的航空爱好者在观察601所的雪鹄方案，暗箭无人机和隐身战斗轰炸机等新一代飞机时，大家会发现这些飞机都有一个共同的特征，那就是复合平面的双三角翼。74°/45°双三角翼就是601所未来战斗机气动设计的基本特征，其与其他布局相比，拥有巨大的优越性！！
图1 给出了复合平面双三角翼布局与近耦鸭式布局和边条翼布局的Cy随迎角α变化曲线，可以看出，74°/45°双三角翼的最大升力系数，失速迎角和升力斜线率都要大于近耦鸭式布局和边条布局。其最大升力系数和升力斜线率要高于其他方案20%。
原因在于复合平面双三角翼内翼段后掠角大（70°以上），展弦比小而翼面积大，因此，产生的涡升力巨大，相比边条和鸭翼，其对外翼段分离区的控制更强，延迟分离从而提高了高升力，巨大的升力系数对于提高飞机的瞬盘能力是非常有利的。
图2 给出了CX0.S零升阻力随M数变化的曲线，可以看出，复合平面双三角翼的零升阻力最小，特别是在M1.5以后有大幅下降20%-30%，在M=2.0是CX0达到0.02左右，对超音速巡航是非常有利的，如果对机头长细比和尾喷口进行进一步修型，还可以进一步减低零升阻力。
其优点产生的原因在于，双三角翼的内翼段后掠角大，翼前缘尖，翼面积大（占机翼面积70%)造成的。而边条布局零升阻力较大的原因在于其基本翼后掠角小（45°左右），所占面积大造成的，鸭翼零升阻力较小在于其主翼后掠角大（50°，2.2）展弦比小造成的。
图三给出了最大升阻比Kmax随M数的变化曲线，可以看到，在整个M数范围内，双三角翼的Kmax最大，亚音速时高出鸭式布局15%，而在超音速时高出边条20%。
复合平面双三角翼亚音速升阻比大的原因在于，双三角翼外翼段后掠角小，展弦比大，无平尾。诱导阻力和零升阻力都小造成的。
超音速升阻比大是因为CX0零升阻力系数小所致。
较大的超音速升阻比对超音速巡航是非常有利的。
从图可以看出，复合平面双三角翼的优点是极其巨大的，这也是其出现在601所等新一代战斗机上的原因，在复合平面双三角翼的基础上，增加一对鸭翼，将会进一步提高涡升力，并且与二元矢量喷管结合提供更好的纵向平衡能力。
复合平面双三角翼的增升原理表现在见图4
当迎角为12°时，其前后缘开始卷起两队同向的前缘集中涡，分别为内翼涡和外翼涡，此时外翼涡的强度在内翼涡的诱导下高于内翼涡。
当迎角为14°时，内翼涡和外翼涡强度增大，内翼涡的强度开始赶上外翼涡。
当迎角为16°时，内翼涡与外翼涡融合，形成一个合并涡。
当迎角为18°时，合并涡强度处于峰值状态，此时强度最大，超过18°后，合并涡的强度开始下降。
当迎角为20-24°时，合并涡开始减小，后截面的涡开始破裂。
当迎角为32°时，涡完全破裂。
其是否具备巨大的优越性呢?
其实专业的航空爱好者在观察601所的雪鹄方案，暗箭无人机和隐身战斗轰炸机等新一代飞机时，大家会发现这些飞机都有一个共同的特征，那就是复合平面的双三角翼。74°/45°双三角翼就是601所未来战斗机气动设计的基本特征，其与其他布局相比，拥有巨大的优越性！！
图1 给出了复合平面双三角翼布局与近耦鸭式布局和边条翼布局的Cy随迎角α变化曲线，可以看出，74°/45°双三角翼的最大升力系数，失速迎角和升力斜线率都要大于近耦鸭式布局和边条布局。其最大升力系数和升力斜线率要高于其他方案20%。
原因在于复合平面双三角翼内翼段后掠角大（70°以上），展弦比小而翼面积大，因此，产生的涡升力巨大，相比边条和鸭翼，其对外翼段分离区的控制更强，延迟分离从而提高了高升力，巨大的升力系数对于提高飞机的瞬盘能力是非常有利的。
图2 给出了CX0.S零升阻力随M数变化的曲线，可以看出，复合平面双三角翼的零升阻力最小，特别是在M1.5以后有大幅下降20%-30%，在M=2.0是CX0达到0.02左右，对超音速巡航是非常有利的，如果对机头长细比和尾喷口进行进一步修型，还可以进一步减低零升阻力。
其优点产生的原因在于，双三角翼的内翼段后掠角大，翼前缘尖，翼面积大（占机翼面积70%)造成的。而边条布局零升阻力较大的原因在于其基本翼后掠角小（45°左右），所占面积大造成的，鸭翼零升阻力较小在于其主翼后掠角大（50°，2.2）展弦比小造成的。
图三给出了最大升阻比Kmax随M数的变化曲线，可以看到，在整个M数范围内，双三角翼的Kmax最大，亚音速时高出鸭式布局15%，而在超音速时高出边条20%。
复合平面双三角翼亚音速升阻比大的原因在于，双三角翼外翼段后掠角小，展弦比大，无平尾。诱导阻力和零升阻力都小造成的。
超音速升阻比大是因为CX0零升阻力系数小所致。
较大的超音速升阻比对超音速巡航是非常有利的。
从图可以看出，复合平面双三角翼的优点是极其巨大的，这也是其出现在601所等新一代战斗机上的原因，在复合平面双三角翼的基础上，增加一对鸭翼，将会进一步提高涡升力，并且与二元矢量喷管结合提供更好的纵向平衡能力。
复合平面双三角翼的增升原理表现在见图4
当迎角为12°时，其前后缘开始卷起两队同向的前缘集中涡，分别为内翼涡和外翼涡，此时外翼涡的强度在内翼涡的诱导下高于内翼涡。
当迎角为14°时，内翼涡和外翼涡强度增大，内翼涡的强度开始赶上外翼涡。
当迎角为16°时，内翼涡与外翼涡融合，形成一个合并涡。
当迎角为18°时，合并涡强度处于峰值状态，此时强度最大，超过18°后，合并涡的强度开始下降。
当迎角为20-24°时，合并涡开始减小，后截面的涡开始破裂。
当迎角为32°时，涡完全破裂。
http://h-kc.cn/viewthread.php?tid=7211&extra=page%3D1
这个是原文地址 要看图片的自己去看下
这个是原文地址 要看图片的自己去看下
蛤蟆值夜班 发表于 2009-6-27 15:35 
原来是红KC网站!;P
不过没见到图.:L
原来是红KC网站!;P
不过没见到图.:L
要注册才能看见
我的ID给你们用吧 山王工高 密码 六个零
wywydjzt 发表于 2009-6-27 15:47
听听别人的意见不也好
听听别人的意见不也好