超级军网舰载预警机真的要引进苏80？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 18:07:42
改装苏一80飞机的尾翼抖振研究
谭光辉，解江，夏巍，赵令诚
(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)
摘要：以苏_80运输机作为研究对象，设想将它改装成预警机，安装三种不同的雷达天线罩后，对其引发的尾翼抖振方面的特性，用弹性模型风洞实验进行对比定性研究。试验结果表明，只有装有圆盘型雷达天线罩载机模型在0°俯仰角、12°偏航角的飞行姿态下才发生抖振，说明其加装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都很小。
改装苏一80飞机的尾翼抖振研究
谭光辉，解江，夏巍，赵令诚
(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)
摘要：以苏_80运输机作为研究对象，设想将它改装成预警机，安装三种不同的雷达天线罩后，对其引发的尾翼抖振方面的特性，用弹性模型风洞实验进行对比定性研究。试验结果表明，只有装有圆盘型雷达天线罩载机模型在0°俯仰角、12°偏航角的飞行姿态下才发生抖振，说明其加装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都很小。
有点猛！
这是真的吗？
不成功的机型为什么要山寨？
这个如果真要上舰,还要大改,换发..........;
我还是有些怀疑;
我还是有些怀疑;
做一个风洞模型是很费钱的
貌似是个很火星的消息
论文也能当真？国内大学混过的人都知道论文是怎么个东西~
用苏-80还不如重新研制一款
{:3_84:}自己重新研制算鸟
有啥官泻 ？
技术探索...............??
真要用这个?
双尾撑的那个强度……
MD确实大巧若拙，看似瘦小慢腾腾几十年不换机的E-2，别人还就是搞不出来
MD确实大巧若拙，看似瘦小慢腾腾几十年不换机的E-2，别人还就是搞不出来
同样的图片出现在了很多帖子里
同样的图片出县在了很多年的帖子里
同样的图片出县在了很多年的帖子里
什么时候的论文
西工大四个硕士写的，只是论证了苏80的脑袋上顶盘子没有问题罢了
论文？ 楼主也不想想全国多少的大学，科研院所，多少的专家教授老师学生要出论文争经费评职称， 世界上能作为一个课题的估计早就刮过一遍了， 谁要是在里面见到一篇论文就当做实际的计划，那可就真是。。。。。
像上面一位说的， 谁在大学里混过几年尤其是读过研究生博士生什么的，对着应该是最清楚的了， 在科技领域中国最容易超过美国的就是论文数量了。
像上面一位说的， 谁在大学里混过几年尤其是读过研究生博士生什么的，对着应该是最清楚的了， 在科技领域中国最容易超过美国的就是论文数量了。
论文而已，认真的话你就输了
图是老的
海岛 发表于 2009-10-2 03:59 
说到点上了
说到点上了
第26卷第5期
2008年lO月
飞行力学
FLIGHT DYNAMICS
V01．26 No．5
Oet．2008
改装苏一80飞机的尾翼抖振研究
谭光辉，解江，夏巍，赵令诚
(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)
摘要：以苏_80运输机作为研究对象，设想将它改装成预警机，安装三种不同的雷达天线罩后，对其引发
的尾翼抖振方面的特性，用弹性模型风洞实验进行对比定性研究。试验结果表明，只有装有圆盘型雷达天线罩
的载机模型在O。俯仰角、12。偏航角的飞行姿态下才发生抖振，说明其加装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都
很小。
关键词：抖振；预警机；气动弹性模型
中图分类号：V215．36 文献标识码：A 文章编号：1002-0853(2008)05-0067-04
引言
文献[1]中提出，苏一80飞机适于改装成预警
机。由现有飞机改装成的预警机，因加装了尺寸相
对较大而外型钝突的雷达天线罩，往往会引起气流
分离，致使在其扰流下游的尾翼产生较强的扰流抖
振，对飞机的任务执行及结构强度产生不利影响。
已知有因此种抖振而使改装飞机的研制工作中止的
实际事例旧1。
本文以苏．80飞机作为研究对象，将它改装成顶
警机，对在其上安装三种不同的雷达天线罩后，引发
的尾翼抖振特性用弹性模型风洞实验方法进行了对
比定性研究。
1 模型的设计制造
在新机设计中，机翼大迎角失速后产生的抖振
都是在刚硬模型上进行研究。雷达天线罩尾流激发
的尾翼抖振则以弹性模型吹风实验研究为宜。弹性
模型实验可以计及气动弹性效应，而且适当处理后，
可以换算出遭遇抖振后飞机部件承受到的附加抖振
载荷的大小旧J。
本文所用载机的结构数据，参照类似级别的飞
机选取。雷达天线罩的尺寸及安装位置分别参照美
国E-2的圆盘式，希腊ERJ．145H和巴基斯坦
Saab340改的平衡木式以及澳大利亚波音737—300
改的顶帽背鳍式。
气动弹性模型的设计按如下常规步骤进行：
(1)按照苏一80飞机的巡航高度(h=8 000 m)
上的大气密度及风洞实验室的海平面大气密度，定
出密度缩比为P。／t,。=2．332 6(下角标m代表模型，
w代表实物)；
(2)按照苏一80飞机的巡航速度410 km／h及风
洞实验风速，确定速度比。根据已有的经验，可认为
尾翼抖振的发生点与风速基本无关，抖振载荷大致
上与速压成正比，为安全计，取吹风风速为20 m／s，
定出速度比k／匕=0．175 6；
(3)所用风洞实验段直径为1 m，本文采用全翼
展飞机模型，按苏一80翼展取长度比￡。／L。=1／32。
模型的机翼、机身舱及尾撑前段(与机翼连接点
以前的部分称为前段)都是按刚硬件考虑的木质实
心体。尾撑后段、垂尾及平尾是弹性体。其中，尾撑
是弹性单梁外套不传力实心木段的典型气动弹性模
型构型，垂尾和平尾用的是有机玻璃，其弹性模量E
=3．2 GPa，已经很低，而且它们的厚度只有2 nlm。
所以不再采用单梁分段构型，而用整体薄板构型。
三种天线罩都是木质实心的。
在尾撑弹性单梁根部及垂尾、平尾根部安装电
阻丝应变片，采集弯曲及扭转的应变数据。模型的
视图见图1，图中的长度单位均为mm。模型在风洞
中安装的照片见图2。
收稿日期：2008-06-02；修订日期：2008-08—21
作者简介：谭光辉(1984一)，男，陕西蓝田人，硕士，研究方向为气动弹性力学及壁板热颤振分析。
万方数据
飞行力学第26卷
背鳍顶帽
平横木
圆盘
圆盘
(加高)
图1 模型的侧视图和俯视图
图2风涧实验模型
2 载机模型的振动模态计算与地面
振动试验
对不带人线罩的载机模型的后机身段建立有限
元模型并计算其振动固有模态，结果见图3。
对所制作的木制弹性载机模型(如图2(a)所
示)进行模态实验，用锤击法测出其前四阶的模态
频率，并将其‘亍理论计算值进行比较，比较的结果见
表1。
万方数据
第5期谭光辉等．改装苏一80飞机的尾翼抖振研究69
(a)第一阶尾撑同向横向一弯(6．82Hz) (b)第二阶尾撑反向横向一弯／平尾一弯(14．58Hz)．
(c)第i阶尾撑纵向一弯(19．42Hz) (d)第四阶尾撑扭转／垂尾一弯(24．81Hz)
图3 不带天线罩模型的振动固有模态计算结果
表1模态频率对照表
模型的风洞实验结果及分析
实验所用风洞为回流开口式风洞，实验段为圆
形，直径1 m，风速最大可达60 m／s。本次实验风速
为20 m／s。实验内容为针对带与不带天线罩的全
机模型，选取不同的俯仰角、偏航角以及同时对俯
仰、偏航组合状态进行吹风，由测振仪器LMS复杂
模态测试系统记取振动信号，并实时进行功率谱密
度分析。此外，还做了三项变参数构型的吹风实验，
即加高圆盘安装高度的构型、增加尾撑刚度的构型
和增加平尾重量的构型。
风洞吹风情况下，所记取的振动时间历程及功
率谱密度(PSD)如图4一图7所示。
记录结果经整理后，列于表2和表3(仅摘取少
量条款为例)。表2中各种情况下的俯仰角均为
0。，偏航角均为120。表3中的天线罩构型为圆盘，
测应变部件为尾撑，盯，和盯。分别代表有、无天
线罩。
30
15
兰(J
一15
—30
60
30
皇‘’
--30
——60
0 4
图4无天线罩构型的时间历程
讪山I。汕山出山I-lIIJ虬虬m扎丽闸l。孵研
图5装有圆盘旋罩构型的时间历程
万方数据
70 飞行力学第26卷
T
H
等
“
兰
苫
臣
下
H
警
N
皇
苫
{2
2 500
2 000
1 500
1 000
500刎．rJh。～
0 20 40 60 80 100 】20
，／Hz
表2实验结果所显示的顶帽背鳍构型使平尾振
动强烈的现象，可能是由于任选的尺寸和位置不当
所致，不足以对该构型抖振的优劣做出结论。但是
若对苏一80飞机加装顶帽背鳍式天线，则应在选取
其尺寸、位置时考虑到可能产生抖振的负面影响。
此外，从表中可以看出，只有圆盘型雷达天线罩在载
机的飞行姿态为俯仰角00、偏航角120的时候发生
抖振。
图6无天线罩构型的功率谱密度图
4 结束语
风洞实验结果表明，苏一80飞机只有在装有圆
盘型雷达天线罩，当其飞行姿态为俯仰角0。、偏航
角120的时候才发生抖振。也就是说，苏．80飞机加
装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都很小。就发
生抖振时的姿态远离飞机执行任务的姿态的程度来
说，该机是一种较好的机型，今后如对有关参数作更
广泛的调参试验，则可得到更全面的结论。
图7装有圆盘旋罩构型的功率谱密度图
表2实验结果
参考文献：
表3 增加圆盘安装高度构型的实验结果
不良气动外形钝突体尾流激发的抖振，由于钝
突体外形多种多样，至今尚未找到规范性文件规定
这种抖振发生的判据，因此仍以结构响应(例如尾
翼根部振动附加弯矩响应)均方值，带钝突体的达
到不带钝突体的两倍(相应的均方根值为在倍)作
为抖振发生的标志。
[1]霍克．中国应自主研制舰载预警机[J]．舰载武器，
2007，100(12)：57-61．
[2] 龚庆祥．航窄器振动故障实例分析汇编[M]．北京：航
空工业出版社，1996．
[3]张新平．钝突体尾流激励下尾翼抖振特性研究[D]．西
安：西北工业大学，2007．
(下转第74页)
万方数据
74 飞行力学第26卷
[6]
[7]
Aircraft Wings[D]．Virginia：Virginia Polytechnic Institu—
te and State University，1997．
Armin Beckert．Coupling Fluid(CFD)and Structural
(FE)Models Using Finite Interpolation Elements[J]．
Aerospace Science and Technology，2000，4(I)：13—22．
Stimer BUlent．Fluid Structure Coupled Analysis of an Aerodynamic
Surface[D]．Ankara，Turkey：Middle East Tech．
nical University，2004：1-9．
[8]
[9]
Sfimer Bulent，Akgan M A，Tuncera I H．Computational
Static Aeroelastie Analysis Procedure for Aircraft Wings
[A]．Ankara International Aerospace Conference[c]．
Turkey：A1AC一2005-085．2005．
Bessert N，Frederich O．Nonlinear Airship Aeroelasticity
[J]．Journal of Fluids and Structures，2005，21(8)：
73l-742．
Applications of Inertia Relief Method in Aircraft Static Aeroelasticity
CHEN Zhao—tao，SUN Qin
(College of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 7 1 0072，China)
Abstract：Inertia relief theory and static aeroelastic method based on CFD／CSD ale introduced in this paper．
Three force equilibrium methods of static aeroelasticity are compared with．By comparing with the computational
procedures and results of the three methods，it was found that applying inertia relief method in static aeroelastic
method can simplify the model constraints，make the model more vivid，and enhance the simulation precision re—
markably．
Key words：static analysis；finite element method；inertia relief；inertia load；static aeroelasticity
(编辑：王育林)
(上接第70页)
Vertical Tail Buffeting Study on the Modification
Model Based on Su．80
TAN Guang—hui，XIE Jiang，XIA Wei，ZHAO Ling—cheng
(College ofAeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’on 710072，China)
Abstract：Simulating the aircraft Su-80，an early—warning aircraft aeroelastic model is made，with three different
kinds of radar—dome carried on aircraft back．The models ale tested in a low—speed wind tunnel to investigate
the possible buffeting characteristics of the empennage unit due to downstream effect of the radar domes．The result
shows the aircraft configured with plate dome occur buffet at 0。pitch angle and 12。yawing angle．The buffeting on
vertical tail of Su一80 configured with three types of radar dome will not occur．
Key words：buffeting；early—warning aircraft；aeroelastie model
(编辑：姚妙慧)
万方数据
2008年lO月
飞行力学
FLIGHT DYNAMICS
V01．26 No．5
Oet．2008
改装苏一80飞机的尾翼抖振研究
谭光辉，解江，夏巍，赵令诚
(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)
摘要：以苏_80运输机作为研究对象，设想将它改装成预警机，安装三种不同的雷达天线罩后，对其引发
的尾翼抖振方面的特性，用弹性模型风洞实验进行对比定性研究。试验结果表明，只有装有圆盘型雷达天线罩
的载机模型在O。俯仰角、12。偏航角的飞行姿态下才发生抖振，说明其加装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都
很小。
关键词：抖振；预警机；气动弹性模型
中图分类号：V215．36 文献标识码：A 文章编号：1002-0853(2008)05-0067-04
引言
文献[1]中提出，苏一80飞机适于改装成预警
机。由现有飞机改装成的预警机，因加装了尺寸相
对较大而外型钝突的雷达天线罩，往往会引起气流
分离，致使在其扰流下游的尾翼产生较强的扰流抖
振，对飞机的任务执行及结构强度产生不利影响。
已知有因此种抖振而使改装飞机的研制工作中止的
实际事例旧1。
本文以苏．80飞机作为研究对象，将它改装成顶
警机，对在其上安装三种不同的雷达天线罩后，引发
的尾翼抖振特性用弹性模型风洞实验方法进行了对
比定性研究。
1 模型的设计制造
在新机设计中，机翼大迎角失速后产生的抖振
都是在刚硬模型上进行研究。雷达天线罩尾流激发
的尾翼抖振则以弹性模型吹风实验研究为宜。弹性
模型实验可以计及气动弹性效应，而且适当处理后，
可以换算出遭遇抖振后飞机部件承受到的附加抖振
载荷的大小旧J。
本文所用载机的结构数据，参照类似级别的飞
机选取。雷达天线罩的尺寸及安装位置分别参照美
国E-2的圆盘式，希腊ERJ．145H和巴基斯坦
Saab340改的平衡木式以及澳大利亚波音737—300
改的顶帽背鳍式。
气动弹性模型的设计按如下常规步骤进行：
(1)按照苏一80飞机的巡航高度(h=8 000 m)
上的大气密度及风洞实验室的海平面大气密度，定
出密度缩比为P。／t,。=2．332 6(下角标m代表模型，
w代表实物)；
(2)按照苏一80飞机的巡航速度410 km／h及风
洞实验风速，确定速度比。根据已有的经验，可认为
尾翼抖振的发生点与风速基本无关，抖振载荷大致
上与速压成正比，为安全计，取吹风风速为20 m／s，
定出速度比k／匕=0．175 6；
(3)所用风洞实验段直径为1 m，本文采用全翼
展飞机模型，按苏一80翼展取长度比￡。／L。=1／32。
模型的机翼、机身舱及尾撑前段(与机翼连接点
以前的部分称为前段)都是按刚硬件考虑的木质实
心体。尾撑后段、垂尾及平尾是弹性体。其中，尾撑
是弹性单梁外套不传力实心木段的典型气动弹性模
型构型，垂尾和平尾用的是有机玻璃，其弹性模量E
=3．2 GPa，已经很低，而且它们的厚度只有2 nlm。
所以不再采用单梁分段构型，而用整体薄板构型。
三种天线罩都是木质实心的。
在尾撑弹性单梁根部及垂尾、平尾根部安装电
阻丝应变片，采集弯曲及扭转的应变数据。模型的
视图见图1，图中的长度单位均为mm。模型在风洞
中安装的照片见图2。
收稿日期：2008-06-02；修订日期：2008-08—21
作者简介：谭光辉(1984一)，男，陕西蓝田人，硕士，研究方向为气动弹性力学及壁板热颤振分析。
万方数据
飞行力学第26卷
背鳍顶帽
平横木
圆盘
圆盘
(加高)
图1 模型的侧视图和俯视图
图2风涧实验模型
2 载机模型的振动模态计算与地面
振动试验
对不带人线罩的载机模型的后机身段建立有限
元模型并计算其振动固有模态，结果见图3。
对所制作的木制弹性载机模型(如图2(a)所
示)进行模态实验，用锤击法测出其前四阶的模态
频率，并将其‘亍理论计算值进行比较，比较的结果见
表1。
万方数据
第5期谭光辉等．改装苏一80飞机的尾翼抖振研究69
(a)第一阶尾撑同向横向一弯(6．82Hz) (b)第二阶尾撑反向横向一弯／平尾一弯(14．58Hz)．
(c)第i阶尾撑纵向一弯(19．42Hz) (d)第四阶尾撑扭转／垂尾一弯(24．81Hz)
图3 不带天线罩模型的振动固有模态计算结果
表1模态频率对照表
模型的风洞实验结果及分析
实验所用风洞为回流开口式风洞，实验段为圆
形，直径1 m，风速最大可达60 m／s。本次实验风速
为20 m／s。实验内容为针对带与不带天线罩的全
机模型，选取不同的俯仰角、偏航角以及同时对俯
仰、偏航组合状态进行吹风，由测振仪器LMS复杂
模态测试系统记取振动信号，并实时进行功率谱密
度分析。此外，还做了三项变参数构型的吹风实验，
即加高圆盘安装高度的构型、增加尾撑刚度的构型
和增加平尾重量的构型。
风洞吹风情况下，所记取的振动时间历程及功
率谱密度(PSD)如图4一图7所示。
记录结果经整理后，列于表2和表3(仅摘取少
量条款为例)。表2中各种情况下的俯仰角均为
0。，偏航角均为120。表3中的天线罩构型为圆盘，
测应变部件为尾撑，盯，和盯。分别代表有、无天
线罩。
30
15
兰(J
一15
—30
60
30
皇‘’
--30
——60
0 4
图4无天线罩构型的时间历程
讪山I。汕山出山I-lIIJ虬虬m扎丽闸l。孵研
图5装有圆盘旋罩构型的时间历程
万方数据
70 飞行力学第26卷
T
H
等
“
兰
苫
臣
下
H
警
N
皇
苫
{2
2 500
2 000
1 500
1 000
500刎．rJh。～
0 20 40 60 80 100 】20
，／Hz
表2实验结果所显示的顶帽背鳍构型使平尾振
动强烈的现象，可能是由于任选的尺寸和位置不当
所致，不足以对该构型抖振的优劣做出结论。但是
若对苏一80飞机加装顶帽背鳍式天线，则应在选取
其尺寸、位置时考虑到可能产生抖振的负面影响。
此外，从表中可以看出，只有圆盘型雷达天线罩在载
机的飞行姿态为俯仰角00、偏航角120的时候发生
抖振。
图6无天线罩构型的功率谱密度图
4 结束语
风洞实验结果表明，苏一80飞机只有在装有圆
盘型雷达天线罩，当其飞行姿态为俯仰角0。、偏航
角120的时候才发生抖振。也就是说，苏．80飞机加
装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都很小。就发
生抖振时的姿态远离飞机执行任务的姿态的程度来
说，该机是一种较好的机型，今后如对有关参数作更
广泛的调参试验，则可得到更全面的结论。
图7装有圆盘旋罩构型的功率谱密度图
表2实验结果
参考文献：
表3 增加圆盘安装高度构型的实验结果
不良气动外形钝突体尾流激发的抖振，由于钝
突体外形多种多样，至今尚未找到规范性文件规定
这种抖振发生的判据，因此仍以结构响应(例如尾
翼根部振动附加弯矩响应)均方值，带钝突体的达
到不带钝突体的两倍(相应的均方根值为在倍)作
为抖振发生的标志。
[1]霍克．中国应自主研制舰载预警机[J]．舰载武器，
2007，100(12)：57-61．
[2] 龚庆祥．航窄器振动故障实例分析汇编[M]．北京：航
空工业出版社，1996．
[3]张新平．钝突体尾流激励下尾翼抖振特性研究[D]．西
安：西北工业大学，2007．
(下转第74页)
万方数据
74 飞行力学第26卷
[6]
[7]
Aircraft Wings[D]．Virginia：Virginia Polytechnic Institu—
te and State University，1997．
Armin Beckert．Coupling Fluid(CFD)and Structural
(FE)Models Using Finite Interpolation Elements[J]．
Aerospace Science and Technology，2000，4(I)：13—22．
Stimer BUlent．Fluid Structure Coupled Analysis of an Aerodynamic
Surface[D]．Ankara，Turkey：Middle East Tech．
nical University，2004：1-9．
[8]
[9]
Sfimer Bulent，Akgan M A，Tuncera I H．Computational
Static Aeroelastie Analysis Procedure for Aircraft Wings
[A]．Ankara International Aerospace Conference[c]．
Turkey：A1AC一2005-085．2005．
Bessert N，Frederich O．Nonlinear Airship Aeroelasticity
[J]．Journal of Fluids and Structures，2005，21(8)：
73l-742．
Applications of Inertia Relief Method in Aircraft Static Aeroelasticity
CHEN Zhao—tao，SUN Qin
(College of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 7 1 0072，China)
Abstract：Inertia relief theory and static aeroelastic method based on CFD／CSD ale introduced in this paper．
Three force equilibrium methods of static aeroelasticity are compared with．By comparing with the computational
procedures and results of the three methods，it was found that applying inertia relief method in static aeroelastic
method can simplify the model constraints，make the model more vivid，and enhance the simulation precision re—
markably．
Key words：static analysis；finite element method；inertia relief；inertia load；static aeroelasticity
(编辑：王育林)
(上接第70页)
Vertical Tail Buffeting Study on the Modification
Model Based on Su．80
TAN Guang—hui，XIE Jiang，XIA Wei，ZHAO Ling—cheng
(College ofAeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’on 710072，China)
Abstract：Simulating the aircraft Su-80，an early—warning aircraft aeroelastic model is made，with three different
kinds of radar—dome carried on aircraft back．The models ale tested in a low—speed wind tunnel to investigate
the possible buffeting characteristics of the empennage unit due to downstream effect of the radar domes．The result
shows the aircraft configured with plate dome occur buffet at 0。pitch angle and 12。yawing angle．The buffeting on
vertical tail of Su一80 configured with three types of radar dome will not occur．
Key words：buffeting；early—warning aircraft；aeroelastie model
(编辑：姚妙慧)
万方数据
要是SU80的鸡鸡 我怀疑能不能经历航妈上的降落。。看到SU80的后垂危都悬掉掉的。。。
说起风洞模型。。貌似CD删除了某贴的那个做起来一样费钱。。。
“憋不住”了的猛料贴合适能在现。。。。
说起风洞模型。。貌似CD删除了某贴的那个做起来一样费钱。。。
“憋不住”了的猛料贴合适能在现。。。。
SU-80应是这样的飞机：能短矩起飞，战术运用。我们买SU80，就是这样想的。至于放在未来航母上，应作为预警机载体。未来中国航母舰载机，应是SU-33这样的。
学术研究而已，不必当真
貌似是老图了。。。
目前看来还真没有比苏80更靠谱的舰载平台了
有何不可啊，还可以的
火星图
没有见过
学术研究而已。应该鼓励技术人员多研究，做好技术积累，需要的时候随时都可以拿出来应用。
好老的图
以前听过要造全新机体的江湖传言。
苏一80飞机是苏霍伊设计局的一种新型运输机，用于取代安一24、安-26和雅克-40等飞机。在未来10年内.苏一80将取代这些机型，成为俄罗斯国内支线客机。轻中型运输机的主流机型。据称，苏一80采用了俄罗斯目前最先进的航空工艺。它的最高飞行速度为470千米／时。巡航速度为410千米／时.最大载重量为3吨。苏一80在短于1000米的土路上就可以起飞。因此不需要机场也能升空。苏一80除商业用途之外，还将装备俄罗斯军队。俄罗斯边防部队计划订购此种飞机作为巡逻机，用以装备监视雷达，而且还有可能作为战术军用运输机使用。
苏--80在研制之初就被定义为一种STOL(短距起降)多用途飞机，这一点让它具备成为一种舰载机的潜力。如果苏一80能够登上航空母舰，那么该机实在是一个不错的选择。根据计划.苏一80可以装备监视雷达(当然这并不表明苏一80能够装备早期预警雷达)，同时还有巡逻型的苏一BOPT。苏一80PT在保留其运输能力的基础上装备有“楼燕”雷达.能够发现220千米内的舰船。而且翼下有4个挂点：可以分别装备对面导弹、空空导弹或火箭弹。
舰载通用平台采用苏一80有一个比较大的好处是苏霍伊公司已经拥有了两种舰载机的设计经验，包括高速重型和低速轻型两种。因此由苏霍伊公司研制苏-80舰载型不但周期短而且风险小。
不过苏-80最初并不是为了上舰而设计的，到底其能不能成为舰载机尚需要讨论。而且最关键的是苏一80现在的动力是1750马力的CT7—9B涡桨发动机——美国产(原计划采用捷克生产的沃特尔M601E或俄罗斯的TVD一1500发动机)。基于以上两点，我国不妨也可以尝试自行研制这一机种。
舰载通用平台虽然看上去不起眼.但却是整个舰载机联队中重要的一环.而且要求也最苛刻。由于载舰的限制，要求舰载通用平台不能太大，而任务的限制又要求不能太小。
苏一80飞机是苏霍伊设计局的一种新型运输机，用于取代安一24、安-26和雅克-40等飞机。在未来10年内.苏一80将取代这些机型，成为俄罗斯国内支线客机。轻中型运输机的主流机型。据称，苏一80采用了俄罗斯目前最先进的航空工艺。它的最高飞行速度为470千米／时。巡航速度为410千米／时.最大载重量为3吨。苏一80在短于1000米的土路上就可以起飞。因此不需要机场也能升空。苏一80除商业用途之外，还将装备俄罗斯军队。俄罗斯边防部队计划订购此种飞机作为巡逻机，用以装备监视雷达，而且还有可能作为战术军用运输机使用。
苏--80在研制之初就被定义为一种STOL(短距起降)多用途飞机，这一点让它具备成为一种舰载机的潜力。如果苏一80能够登上航空母舰，那么该机实在是一个不错的选择。根据计划.苏一80可以装备监视雷达(当然这并不表明苏一80能够装备早期预警雷达)，同时还有巡逻型的苏一BOPT。苏一80PT在保留其运输能力的基础上装备有“楼燕”雷达.能够发现220千米内的舰船。而且翼下有4个挂点：可以分别装备对面导弹、空空导弹或火箭弹。
舰载通用平台采用苏一80有一个比较大的好处是苏霍伊公司已经拥有了两种舰载机的设计经验，包括高速重型和低速轻型两种。因此由苏霍伊公司研制苏-80舰载型不但周期短而且风险小。
不过苏-80最初并不是为了上舰而设计的，到底其能不能成为舰载机尚需要讨论。而且最关键的是苏一80现在的动力是1750马力的CT7—9B涡桨发动机——美国产(原计划采用捷克生产的沃特尔M601E或俄罗斯的TVD一1500发动机)。基于以上两点，我国不妨也可以尝试自行研制这一机种。
舰载通用平台虽然看上去不起眼.但却是整个舰载机联队中重要的一环.而且要求也最苛刻。由于载舰的限制，要求舰载通用平台不能太大，而任务的限制又要求不能太小。
老的掉渣的消息了 不过这个方案完全被山寨E2击败了，LZ还是蛋定下吧。
运12没搞定？？
langge945 发表于 2011-4-25 13:32 
真的在做山寨E2？
真的在做山寨E2？
翼展也太。。。
PLA 发表于 2009-10-2 03:17
我懂了，谢谢P大。
我懂了，谢谢P大。
应该是研究时做的风洞，这个还不如山寨e2靠谱啊，毕竟e2美帝替我们验证了n年了