超级军网请教：X-32和麦道的JSF的V/STOL型是如何关闭主喷管的？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/02 02:32:49
X-32V/STOL比较容易想象一些，因为是矩形的喷口，比较容易关闭：
X-32V/STOL比较容易想象一些，因为是矩形的喷口，比较容易关闭：
X-32V/STOL比较容易想象一些，因为是矩形的喷口，比较容易关闭：麦道的我觉得关闭起来不容易，因为喷管是圆的：
不知道哪位能指教一下这两种飞机在垂直/短距起降中是如何关闭主喷口，而使用专用的垂直/短距起降喷口的？
升力风扇那个关闭活门即可
另一个是屁股扭转向下
另一个是屁股扭转向下
mars26 发表于 2009-10-20 09:52 
首先，你说的是F-35。我没有问F-35。我问的是X-32和麦道的JSF方案。
再有，我没有问升力风扇/升力发动机，我问的是主发动机的主喷口是如何在垂直/短距起降中关闭的。
首先，你说的是F-35。我没有问F-35。我问的是X-32和麦道的JSF方案。
再有，我没有问升力风扇/升力发动机，我问的是主发动机的主喷口是如何在垂直/短距起降中关闭的。
问东西还这么嚣张。。。。。
X-32期望利用位于中机身的2个可偏转喷管使发动机的排气转向下方，从而获得STOVL能力，它所用的偏转喷管与“鹞”所用的喷管相似。随着飞机的加速，机翼产生的升力将代替发动机产生的升力，喷管便可以逐渐地转向后方。在进行STOVL飞行时，X-32需要通过飞机尾部的气流进行配平，这些气流通过一个二维矢量喷管转向下方。喷管与机身结构联为一体，并且还要承受载荷。随着飞机的加速，发动机的气流将逐渐转入发动机后部的喷管，并且从位于中机身的环行喷管中排出。悬停或STOVL飞行时的飞控和俯仰控制将由不同喷管的偏转气流提供。滚转控制由机翼上的小排气孔提供。当这些喷管把热气流向下方排出时，一个立式挡板将从前机身处转向下方，以防发动机排出的热空气被吸入发动机进气道。当环形喷管完全朝后、所有的推力都分配给发动机的后排气管时，位于飞机中部的喷口将由位于喷口周围的小门盖住。对重量的考虑赋予了很高的优先程度，不论是STOVL型JSF还是海军型JSF(该型为了满足着舰要求需要进行加强)都没有因为附加系统而使重量发生较大变化。但是STOVL型的JSF还是比另两种的JSF减少了内部武器载荷。其他型别的JSF所能携带的武器载荷与A-6能够携带的武器载荷相似。
X-32期望利用位于中机身的2个可偏转喷管使发动机的排气转向下方，从而获得STOVL能力，它所用的偏转喷管与“鹞”所用的喷管相似。随着飞机的加速，机翼产生的升力将代替发动机产生的升力，喷管便可以逐渐地转向后方。在进行STOVL飞行时，X-32需要通过飞机尾部的气流进行配平，这些气流通过一个二维矢量喷管转向下方。喷管与机身结构联为一体，并且还要承受载荷。随着飞机的加速，发动机的气流将逐渐转入发动机后部的喷管，并且从位于中机身的环行喷管中排出。悬停或STOVL飞行时的飞控和俯仰控制将由不同喷管的偏转气流提供。滚转控制由机翼上的小排气孔提供。当这些喷管把热气流向下方排出时，一个立式挡板将从前机身处转向下方，以防发动机排出的热空气被吸入发动机进气道。当环形喷管完全朝后、所有的推力都分配给发动机的后排气管时，位于飞机中部的喷口将由位于喷口周围的小门盖住。对重量的考虑赋予了很高的优先程度，不论是STOVL型JSF还是海军型JSF(该型为了满足着舰要求需要进行加强)都没有因为附加系统而使重量发生较大变化。但是STOVL型的JSF还是比另两种的JSF减少了内部武器载荷。其他型别的JSF所能携带的武器载荷与A-6能够携带的武器载荷相似。
楼上的资料提到X-32两个开关喷口的问题：
1，X-32的二元主喷口的开和关；
2，发动机主要垂直/短距起降喷口的开和关。
如果哪位能提供细节信息，不胜感谢。
1，X-32的二元主喷口的开和关；
2，发动机主要垂直/短距起降喷口的开和关。
如果哪位能提供细节信息，不胜感谢。
1。 x32的主发动机喷口开关是比较简单的，它是利用二元喷口调节喷口面积的设备加强实现的，尾喷口上下片合拢就形成了封闭，x32发动机的闭气在x32试验全过程都是有问题的，虽然发动机允许一定的漏气量，但是闭气问题一直困扰x32到试飞结束。网上F135发动机的透视结构图都有，找张看看那个尾喷管的球型可变段。
2。垂直喷管系统的开关是沿轴线移动的管套伐，和前面压气机引气联动，同时开或者关，闭气采用自压闭气。这个很早的jsf宣传单上有个勉强能看清楚的示意图
2。垂直喷管系统的开关是沿轴线移动的管套伐，和前面压气机引气联动，同时开或者关，闭气采用自压闭气。这个很早的jsf宣传单上有个勉强能看清楚的示意图
感谢砖大回复。
如果波音X-32方案的二元喷口关闭都有问题，麦道方案的轴对称喷口关闭就更成问题了。
这大概也是F-35能最终胜出的原因之一。
如果波音X-32方案的二元喷口关闭都有问题，麦道方案的轴对称喷口关闭就更成问题了。
这大概也是F-35能最终胜出的原因之一。
这期的全球防务有介绍的
麦道我印象中是象yak141那样是升力发动机的，似乎不需要关闭尾喷口，它也应该是下旋，罗罗配套研制升力发动机，不知道是不是藕记错了
当头一砖 发表于 2009-10-21 11:39
我以前看到过一张图，麦道的方案是用主发动机两侧的“鹞式喷口”实现垂直/短距起降。当时我就想不明白这个方案如何关闭主发动机主喷口，这个问题一直困扰我到现在。
我记得这张图上的升力风扇是用主发动机燃气驱动的。
我以前看到过一张图，麦道的方案是用主发动机两侧的“鹞式喷口”实现垂直/短距起降。当时我就想不明白这个方案如何关闭主发动机主喷口，这个问题一直困扰我到现在。
我记得这张图上的升力风扇是用主发动机燃气驱动的。
我今天在网上没有找到上面说的图，但是另外一张来自JSF.MIL的图可以说明问题。图中，飞机在做垂直起飞或着陆，其主发动机的主喷口仍然在水平为之，但是在主发动机旁边的后边条处，口盖打开，有喷气喷出：
补充几张图：
