新一代短距起降战机发展方向的探讨,各位大大主要看看关 ...

第二次总结

本方案的理论基础是：加大机翼与气流间的相对速度来达到缩短起飞距离。实际就是逆风起飞

本方案预想达到的效果是：短距起降（不是垂直起降）

考虑到我国发动机的研发能力，方案本身立足于现有

具体方案

动力配置：串联双发(如果能搞出f35那样发动机更好，前面那个风扇不需要对地吹，同轴就好），前置用涡桨（我不知道该怎么形容，因为说桨和扇都不合适，由于需要翼面能承受温度的气流，所以用桨，其实就要类似F35对地的风扇），后置用涡扇（如果能和前置发动机联合工作涡喷更好,后面还有关于发动机部分的具体想法）


气动布局：仍旧使用我国成熟的方案就可，只在主翼前加装带喷口的前翼给涡桨出风吹主翼(有很多人提强度问题，我现在设想双三角翼，前翼是个锐角三角型翼身融合，不知道需不需要给涡桨另开进气口，这个是工程实施的问题了）

前置涡桨推力要求达到最低要求能提供300公里/小时水平上的风力就可以了（17级台风180公里/小时左右，涡桨不至于达不到这水平吧），在这前提条件下如果想要找个最佳值(两种设想，一种是涡桨只提供辅助动力主要用于起飞阶段，另一种是低速用涡桨高速用涡扇，看看能省出发动机重量的油耗吗，能找下涡桨的参考数据吗？）

起飞时，涡桨通过前翼喷口对主翼喷气，涡扇尾喷，当飞机达到只用尾喷就可平飞时关闭前翼喷口，导涡桨喷气进涡扇外涵

这样的方案个人觉得应该有实现的可能，且效率高于F35B起降方案，FB35B要比F35A重了一吨多，80KN的风扇如果不可旋转的话似乎平飞后完全浪费，矢量喷口实际是一种浪费能量的方案，垂直做功只增加对地适应能力，需要额外做功，经济性差

喷翼则是利用本被浪费的尾喷气流能量，本身没有额外做功，因此效率更高

如果涡桨在高速时能否工作问题能解决（高速时涡桨仍旧工作在0.8马赫状态有可能吗？），那本方案效率会更高，前翼喷嘴本身可以提供升力，涡桨做功也不浪费，还能缩小进气口（我的想法是开3个进气口，两侧再加两个，总量不变，这样是否高速性能更佳，如果能导涡桨风力进涡扇外涵那涡扇低速性能似乎也有帮助）

暂时能想到的就这么多，各位继续指正，也可提出疑问



发动机部分，我又把我的思路整理了一下
但不知道能不能造出来


这方案最开始的时候就有考虑如果直接从现有涡扇或涡喷引流到副翼喷嘴会不会

温度太高，所以考虑到用涡桨
昨天又看了下F35b的发动机，我是不是可以这么理解，它垂直起飞时，垂直向下的风扇有点像涡桨，只是是合用燃烧室（这个就看不清了）

现在提一新的发动机工作组合方式（可看做一个可分开独立工作的涡扇，在前面多了一个小燃烧室）
前置涡桨，后置涡喷(涡喷外加外涵），联合工作

其实前置的不是涡桨也不是涡扇，类似于涡扇的前部，但工作方式类似于涡桨，有独立燃烧室，主要的作用类似于F35b对地吹的风扇
这个怎么形容合适？我不知道怎么表达

低速时主要用涡桨，中速是联合工作当涡扇用（但比纯涡扇多了一个窝桨的燃烧室等于加强了外涵效率，暂时这么理解），高速时纯涡喷

涡扇似乎基本原理就是涡喷加上同轴风扇，一部能量压缩冷空气进外涵，靠热交换加热外涵冷空气，以达到降低尾排无效热功，提高利用率

如果这个理解正确那两燃烧室分别独立工作的想法应该可以成立吧，感觉应该能

效率更高，但这方面的知识缺乏不知道判断正确否

而这配置与纯涡扇相比之多了一个涡桨用的燃烧室和涡桨用的减速（涡扇也要用减速，但不一样是不？）

三段工作方式（看来需要多进气口或可变进气口），等于有了两个发动机，安全性上提升了一个等级，效率和极速性能都更好，有点换档的意思

这想法实现有困难吗？前面的涡桨如果桨叶不是很大，涵道比也较小的话能提供多大的功率？(至少要达到300公里/小时的风力作用在翼面）

两侧进气口供涡桨高速纯涡喷时闭合，背部小进气口供涡喷（背部进气是不是特征小？另外上进气和下进气是不是对急速性能也有些影响？气流如果成一个角度压入是不是能抵消一部分升力？这个气流角度想法有点乱，没想明白，主要是特征小，如果腹部也行，毕竟j10用了）

想来想去的，似乎发动机接近F23的了




我又去查了下鹞式垂直起飞最大重量约为发动机推力85%左右，也就是说这种工作方式需要整机推重比约1.17，这么算来F35b也类似是这情况，所以必须要大推力
现在分析一下做功情况，飞机要正常飞行必须要有速度，抬升不是必须的，速度是必须的，因此抬升以后仍需水平速度，那么整个抬升过程以及姿态转变过程中都有向下的额外做功
假设抬升过程10S需要一个约0.05G（不只是0.05还要加上重力加速度）向上的加速度，需抵消重力做功，而姿态转变过程如果需要10秒，那约有5秒的抵消重力做功（如果不考虑对地喷的效率，也不考虑低速水平飞的阻力，在前面2个10s的假设情况下被浪费的能量能把飞机加速到540公里左右的时速），水平时翼型本就产生升力，没有额外消耗


最后论一下结构效率问题，如果发动机联合工作能是实现，那多的一个小燃烧室本身以及发动机的重量，提升燃油经济性和安全性（等于是双发,只是一个不能高速而已），前翼本身产生升力，内置喷口如果是矢量设计可增加机动性，这是取舍的问题，也有浪费，不像F35B对下吹的风扇起飞后就不知道有什么用了，如果需要3进气口，总涵道比不变的话，那样可较容易实现可变进气口，提高效率，外形特征也小，也是取舍的问题，和技术掌握度问题


目前为止的想法，希望各位大大热情指正，最后有估算数据，我觉得至少原理上

没问题的

第二次总结

本方案的理论基础是：加大机翼与气流间的相对速度来达到缩短起飞距离。实际就是逆风起飞

本方案预想达到的效果是：短距起降（不是垂直起降）

考虑到我国发动机的研发能力，方案本身立足于现有

具体方案

动力配置：串联双发(如果能搞出f35那样发动机更好，前面那个风扇不需要对地吹，同轴就好），前置用涡桨（我不知道该怎么形容，因为说桨和扇都不合适，由于需要翼面能承受温度的气流，所以用桨，其实就要类似F35对地的风扇），后置用涡扇（如果能和前置发动机联合工作涡喷更好,后面还有关于发动机部分的具体想法）


气动布局：仍旧使用我国成熟的方案就可，只在主翼前加装带喷口的前翼给涡桨出风吹主翼(有很多人提强度问题，我现在设想双三角翼，前翼是个锐角三角型翼身融合，不知道需不需要给涡桨另开进气口，这个是工程实施的问题了）

前置涡桨推力要求达到最低要求能提供300公里/小时水平上的风力就可以了（17级台风180公里/小时左右，涡桨不至于达不到这水平吧），在这前提条件下如果想要找个最佳值(两种设想，一种是涡桨只提供辅助动力主要用于起飞阶段，另一种是低速用涡桨高速用涡扇，看看能省出发动机重量的油耗吗，能找下涡桨的参考数据吗？）

起飞时，涡桨通过前翼喷口对主翼喷气，涡扇尾喷，当飞机达到只用尾喷就可平飞时关闭前翼喷口，导涡桨喷气进涡扇外涵

这样的方案个人觉得应该有实现的可能，且效率高于F35B起降方案，FB35B要比F35A重了一吨多，80KN的风扇如果不可旋转的话似乎平飞后完全浪费，矢量喷口实际是一种浪费能量的方案，垂直做功只增加对地适应能力，需要额外做功，经济性差

喷翼则是利用本被浪费的尾喷气流能量，本身没有额外做功，因此效率更高

如果涡桨在高速时能否工作问题能解决（高速时涡桨仍旧工作在0.8马赫状态有可能吗？），那本方案效率会更高，前翼喷嘴本身可以提供升力，涡桨做功也不浪费，还能缩小进气口（我的想法是开3个进气口，两侧再加两个，总量不变，这样是否高速性能更佳，如果能导涡桨风力进涡扇外涵那涡扇低速性能似乎也有帮助）

暂时能想到的就这么多，各位继续指正，也可提出疑问



发动机部分，我又把我的思路整理了一下
但不知道能不能造出来


这方案最开始的时候就有考虑如果直接从现有涡扇或涡喷引流到副翼喷嘴会不会

温度太高，所以考虑到用涡桨
昨天又看了下F35b的发动机，我是不是可以这么理解，它垂直起飞时，垂直向下的风扇有点像涡桨，只是是合用燃烧室（这个就看不清了）

现在提一新的发动机工作组合方式（可看做一个可分开独立工作的涡扇，在前面多了一个小燃烧室）
前置涡桨，后置涡喷(涡喷外加外涵），联合工作

其实前置的不是涡桨也不是涡扇，类似于涡扇的前部，但工作方式类似于涡桨，有独立燃烧室，主要的作用类似于F35b对地吹的风扇
这个怎么形容合适？我不知道怎么表达

低速时主要用涡桨，中速是联合工作当涡扇用（但比纯涡扇多了一个窝桨的燃烧室等于加强了外涵效率，暂时这么理解），高速时纯涡喷

涡扇似乎基本原理就是涡喷加上同轴风扇，一部能量压缩冷空气进外涵，靠热交换加热外涵冷空气，以达到降低尾排无效热功，提高利用率

如果这个理解正确那两燃烧室分别独立工作的想法应该可以成立吧，感觉应该能

效率更高，但这方面的知识缺乏不知道判断正确否

而这配置与纯涡扇相比之多了一个涡桨用的燃烧室和涡桨用的减速（涡扇也要用减速，但不一样是不？）

三段工作方式（看来需要多进气口或可变进气口），等于有了两个发动机，安全性上提升了一个等级，效率和极速性能都更好，有点换档的意思

这想法实现有困难吗？前面的涡桨如果桨叶不是很大，涵道比也较小的话能提供多大的功率？(至少要达到300公里/小时的风力作用在翼面）

两侧进气口供涡桨高速纯涡喷时闭合，背部小进气口供涡喷（背部进气是不是特征小？另外上进气和下进气是不是对急速性能也有些影响？气流如果成一个角度压入是不是能抵消一部分升力？这个气流角度想法有点乱，没想明白，主要是特征小，如果腹部也行，毕竟j10用了）

想来想去的，似乎发动机接近F23的了




我又去查了下鹞式垂直起飞最大重量约为发动机推力85%左右，也就是说这种工作方式需要整机推重比约1.17，这么算来F35b也类似是这情况，所以必须要大推力
现在分析一下做功情况，飞机要正常飞行必须要有速度，抬升不是必须的，速度是必须的，因此抬升以后仍需水平速度，那么整个抬升过程以及姿态转变过程中都有向下的额外做功
假设抬升过程10S需要一个约0.05G（不只是0.05还要加上重力加速度）向上的加速度，需抵消重力做功，而姿态转变过程如果需要10秒，那约有5秒的抵消重力做功（如果不考虑对地喷的效率，也不考虑低速水平飞的阻力，在前面2个10s的假设情况下被浪费的能量能把飞机加速到540公里左右的时速），水平时翼型本就产生升力，没有额外消耗


最后论一下结构效率问题，如果发动机联合工作能是实现，那多的一个小燃烧室本身以及发动机的重量，提升燃油经济性和安全性（等于是双发,只是一个不能高速而已），前翼本身产生升力，内置喷口如果是矢量设计可增加机动性，这是取舍的问题，也有浪费，不像F35B对下吹的风扇起飞后就不知道有什么用了，如果需要3进气口，总涵道比不变的话，那样可较容易实现可变进气口，提高效率，外形特征也小，也是取舍的问题，和技术掌握度问题


目前为止的想法，希望各位大大热情指正，最后有估算数据，我觉得至少原理上

没问题的