疑惑：美媒称中国四代战机隐形性能将超越俄T-50，哪些方 ...

{:wu:}听起来你已经啥都知道了   还问个什么劲噢~~~~~

;funk谁告诉你毛子那个是加莱特的。。。

军用橙子 发表于 2010-3-15 12:16


    谁告诉你T-50不是CARET inlet的？


我找了一点东西：


我国气动工作者在美国公开其应用于新一代飞机F-22A与F/A-18E/F的"后掠双斜面超音速进气道"（ 也称"尖脊进气道"，CARET）和应用于JSF的"无附面层隔道超音速进气道"（DSI，也称"Bump进气道"）的设计概念之后不长的时间内，先后吃透它们的工作原理和设计方法，并且利用计算流体力学方法对典型的这类进气道进行了数值模拟，掌握了它们的性能特点。

我国对于无附面层隔道超音速进气道（DSI）的研究众所周知，FC-1 04架以后采用类似"无附面层隔道超音速进气道"（DSI，也称"Bump进气道"）的设计，而且南京航空航天大学更开发了用于设计DSI进气道的专门软件....

航空动力学报
JOURNAL OF AEROSPACE POWER
2005 Vol.20 No.5 P.740-745
利用基于乘波理论的Bump进气道设计软件,据锥型流精确流线法设计了一腹部进气布局的Bump进气道.用CFD模拟手段,从对称面马赫数分布、凸包上的极限流线及横截面上压强系数分布等方面分析了进气道进口段流场特征,证明所设计的Bump进气道流动特征符合预期设计目标.通过CFD计算和试验对比,分析了所设计的Bump进气道超声速气动性能,表明在发动机设计状态,在来流马赫数Ma∞为2.0时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在Ma∞＝1.8时该值不低于0.91.


不再多谈"无附面层隔道超音速进气道"（DSI，也称"Bump进气道"）!!
在此贴一些公开论文，管窥我国对于CARET进气道之研究

收稿日期: 2002204201
作者简介:朱 宇(1966 -),男,辽宁沈阳人,博士生,100083 ,北京.
CARET进气道亚音速气动特性研究
朱 宇 李椿萱
(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)
李 天
(沈阳飞机设计研究所)
摘 要:通过对一种Caret型进气道进行试验与流场数值计算研究,给出该
型进气道亚音速的基本气动特性.在低速情况下,进P发匹配点处由于流量系数较大,
管道内往往存在分离,这是总压恢复降低的主要原因.试验表明在进气道出口的左上
角存在低能量区,而数值计算显示在进口外下角处首先出现流动分离,分离在管道内
发展时并未沿周向旋转.
关 键 词:进气道;数值模拟;流动分离; Caret
中图分类号: V 23113
文献标识码: A 文章编号: 100125965(2003)0620512204
出于隐身的考虑,进气道的唇缘往往设计成
后掠或前掠或者锯齿形,以降低前视雷达波的散
射,由此引起进气道进口流场和常规二元外压式
进气道有一定的差别.其中一种被称为Caret型进
气道已经在真实飞机上得到了应用[ 1 ]. Caret型进
气道可以解释为存在两个相互干扰的压缩斜板的
进气道,这类进气道通常在进口的上侧和内侧各
有一个前缘均为后掠的压缩斜板.由于其为固定
压缩式进气道,因而随着飞机最大飞行速度的增
加,进口设计的复杂性也随之增加,出现了一些无
法避免的问题,如进口面积与喉道面积的折衷选
择;提高总压恢复与进气道阻力的折衷选择等.
此类进气道,国内外均曾有相关的研究报
道[ 1～6 ],特别是文献[ 1 ,3 ]给出了风洞试验结果及
综合的分析.通常进气道进口唇缘半径,喉道马赫
数是影响亚音速及低速性能的关键参数.本文着
重介绍一种Caret进气道的亚音速基本特性.所有
分析来源于试验数据及数值模拟结果.
1 进气道几何参数
进气道的进口平面为平行四边形,进口波系
按马赫数2. 0设计,进口面积由喉道面积来决定.
通过用后掠楔面斜激波理论[ 5 ]及数值模拟方法对
单内侧压缩双斜切式进气道及Caret进气道的计
算分析[ 5 ],确定了压缩斜板后掠角,有效压缩角与
进口面后掠角之间的关系.综合考虑进气道溢流
阻力,放气阻力及总压恢复的关系,选择内侧斜板
在铅垂面上后掠30°,有效压缩角9. 4°,上侧斜板
在水平面上后掠42°,有效压缩角11. 5°,进气道内
侧唇缘和机身侧面平行,内倾35°.为了折衷进口
捕获面积与喉道面积之间的矛盾,将喉道设计马
赫数提高到0. 78(最大流量),通过减小喉道面积
来降低过大的进口捕获面积.捕获面积与喉道面
积之比为1. 3 ;唇缘半经5 mm ;内管道采用大"S"
弯设计,管道相对长度为6. 8.
2 试验模型
进气道风洞试验缩比模型如图1所示.模型
比例为6. 7 %.按该缩比,进气道进口唇缘基本上
是尖的.在进气道出口装有"米"字测压耙,每个耙
上有4根总压探头,总共32个总压探头.在总压
测量耙截面的管道壁面上开有4个静压测量孔.
使用4个动态传感器来测量总压脉动值.
图1 试验模型:进气道进口
3 数值模拟
从试验结果看,来流马赫数在0. 0～1. 4范

2003年6月
第29卷第6期
北京航空航天大学学报
Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics
J une 2003
Vol. 29 No16
1995-2004 Tsinghua Tongfang Optical Disc Co., Ltd. All rights reserved.
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围,攻角和侧滑角为零的状态下,单独进气道和有
前机身影响的进气道性能无论是进气道性能曲线
还是出口流场图谱几乎没有差别.因此,作为对试
验数据的补充,用数值模拟方法对单独进气道进
行了计算,以增进对进口内部流场的了解.
a 超临界(进P发匹配点) b 临界点 c 亚临界点
图4 Ma= 016 ,进气道出口总压分布,往亚临界方向低能量区在减小(试验结果)
计算采用有限体积法求解三维Navier2Stokes
方程.采用Jameson的多步Rung2Kutta显式时间推
进[ 7 ],空间离散采用通量差分裂格式,计算中使用
了二阶精度的迎风格式[ 8 ].雅可比矩阵A的计算
使用了算术平均方法,可以看作是二阶中心差分
加上附加的耗散矩阵,该附加矩阵耗散项起到使
对流项迎风的作用.湍流模型选用标准κ2ε模
型[ 9 ]加壁面函数[ 10 ]处理.网格生成采用非结构网
格,图2是内管道截面及壁面网格.在管道内侧
壁面加了6层附面层网格,第一层网格y+=40～
220,基本符合壁面函数对数律的要求.边界条件
采用在进口及外边界施加远场边界条件,进气道
出口给反压边界条件.
图2 内管道截面及壁面网格
4 结果分析
4. 1 进气道亚音速特性分析
根据进气道试验测量得到了发动机进口截面
气流参数随自由来流马赫数,攻角,侧滑角的变化
曲线.从Ma=0. 6进气道特性曲线来看(图3),进
气道与发动机共同工作点处于"超临界"位置,说
明喉道面积偏小.但根据试验曲线,用共同工作点
处的总压恢复值及进气道出口单位换算流量值反
推喉道截面平均马赫数为0. 75,没有达到临界音
速状态;其流量系数0. 87值大于喉道面积与进口
捕获面积之比0. 77,说明自由流管面积大于喉道
面积.同样可以根据试验曲线反推出Ma=019时
进气道与发动机共同工作点(图3)的喉道截面马
赫数为0. 86,自由流管面积小于喉道面积.Ma=
0. 6时的喉道马赫数比Ma= 0. 9的小,但总压损
失却比Ma= 0. 9的大,因此可以推断在Ma= 0. 6
时,管道内存在较大的分离,分离流占据了一部分
喉道面积.另外,进气道唇缘半径为5mm,经模型
缩比后,半径只为0. 33mm,变得极尖,且下,外唇
缘(图1中CD和BC线)的内表面有10°左右的扩
张,分别有40°及30°左右的后掠,为分离提供了可
能性.从Ma=0. 6匹配点处进气道出口流场总压
图谱(图4a)可以看出,在左上部存在凸出的低能
量区.而在往亚临界方向的图谱(图4b,4c),分离
在逐步减小.说明流动分离是引起Ma= 0. 6匹配
点处总压恢复过低的主要原因.
图3 Ma= 016,019,进气道总压
恢复随流量系数变化(试验结果)
从数值计算结果看,对于Ma=0. 6,流量系
数<= 0. 88,自由流管的面积大于喉道面积,在进
气道进口外下部(C点)首先诱发出流动分离(图
5～6),沿管道向后分离影响区逐渐增大,图5显
示在进口段取一切面A EFC的马赫数分布.其中,
进口外下角C点区域的速度最大.沿切面往管道
内发展时,由于流动分离,外下角的速度减小,最
终由入口处大于同一截面上部区域的速度变为小
于相应截面上部区域的速度.图中管道内部EF之
后给出了截面总压恢复分布,分离区表现为低能量
区;从图6的流线分布看,进口外下唇口(C点)处
的流线已经卷起,发生旋转,最后落到出口的低能
量区.
当流量系数减小到0. 78时,即自由流管面积
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图5 管道内部截面总压恢复图谱,C点低能量区的发展过程(Ma= 016,<= 0188)(数值计算)
图6 流线图,进口C点区域流线旋转
并脱离开壁面(Ma=016,<= 0188)
基本等于喉道面积时,进口外下部流动分离消失
(如图7所示).在进P发匹配点处进气道出口流
场,和试验结果相比,数值计算没有反映出左上角
大面积凸起的低能量区.但与文献[1]的结论较为
一致,即由于高度后掠的外下唇缘过尖,导致地面
工作状态时外下角出现分离,出现无法接受的畸
变水平[1].
图7 流线图,减小流量系数,进口C点区域
流线附在壁面上,没有旋转(Ma=016,<= 0178)
图8a给出了Ma= 0. 9匹配点处的进气道出
口流场总压图谱(试验结果),低能量区凸出范围
在减小.Ma= 0(图8b)及Ma= 0. 3(图8c)进P发匹
配点处的进气道出口流场总压图谱显示,流动分
离在进一步加剧.可见,喉道面积偏小及流动分离
(Ma=0. 6时,总压恢复过低)是亚音速区总压恢
复低的主要原因.
图8 进P发匹配点,进气道出口总压分布(试验结果)
图9 进气道总压恢复的攻角特性
4. 2 进气道亚音速攻角特性
图9显示侧滑角β为零时,进气道与发动机
匹配状态下,总压恢复系数σ随攻角α变化的曲
线.当攻角为正时,进气道特性相对稳定,当攻角
为负时,总压恢复系数有所降低.
图10 进气道总压恢复的侧滑角特性
4. 3 进气道亚音速侧滑特性
图10示出了当攻角为零时,进气道特性与侧
滑角的关系曲线.侧滑角为正时进气道为迎风位
415北京航空航天大学学报 2003年
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置,负值则为背风位置.在侧滑角的试验范围内未
出现进气道总压恢复系数的急剧变化.
5 结 论
通过对一种Caret进气道的试验和计算分析,
得出如下结论:1)Caret进气道在低速至亚音速情
况下,当自由来流流管面积大于某一值,如喉道面
积,管道内极易出现流动分离.在低速情况下,匹
配点处的流量系数均很大,管道内往往存在分离,
这是管道总压恢复降低的主要原因;2)应用数值
模拟对流场的分析表明,在进口外下角处首先出
现流动分离,分离在管道内发展时并没有沿周向
旋转.计算同样表明:当自由来流流管面积小于某
一值时,管道内流动分离消失;3)应适当增大外下
角(C点)唇缘半经,设计好进口唇缘形状及采取
一定措施以避免或减弱分离的影响;4)在小攻角
(- 5°～+15°),小侧滑角(- 5°～+ 5°)范围内,进
气道特性没有明显的变化.
致谢 沈阳飞机设计研究所进气道专业的刘
守仁,王国春,张立夫,张玲玲分别在理论分析,试
验数据,几何外形数据上等提供了支持,特以致
谢.
参考文献(References)
[ 1 ]Hall G R , Hurwitz W M , Tiebens G S ,etal. Development of the
FPA - 18 EPF air induction system[ R ] . AIAA 9322152 , 1993
[ 2 ]何志强,郭荣伟.双斜切双压缩面进气道进口波系结构的数
值研究[J ] .航空学报, 1999 , 20(4): 339～342
He Zhiqiang , Guo Rongwei . Numerical investigation of shockwaves
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et Astronautica Ainica , 1999 , 20(4): 339～342(in Chinese)
[ 3 ]Philhower J S , Robinson D E , Brown R J . Development of a highly
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[ 4 ]钟易成,余少志,陈 晓.低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊
进气道气动特性试验研究[J ] .航空动力学报,2001 ,16(1):
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Zhong Yicheng , Yu Shaozhi , Chen Xiao . Experimental investigation
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tack angles and yaw angles[J ] . Journal of Aerospace Power , 2001 ,
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[ 5 ]朱 宇,李椿萱,李 天.后掠压缩面进气道激波特性数值研
究[J ] .飞机设计,2001(4):1～5
Zhu Yu , Li Chunxuan , Li Tian. Study of supersonic flow field char2
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[6 ]谭慧俊,郭荣伟.一种双斜切双压缩面进气道性能的数值模
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Tan Huijun , Guo Rongwei . Numerical simulation of a dual2sweptPdu2
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[ 7 ]Jameson A , Schmidt W , Turkel E. Numerical solution of the Euler
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schemes[ R ] . AIAA 8121259 , 1981
[8 ] Barth T J , Jespersen D. The design and application of upwind
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[ 9 ] Jones W P , Launder B E. The prediction of laminarization with a two
equation model of turbulence [J ] . International Journal of Heat and
Mass Transfer ,1972 , 15 :301～314
[ 10 ]Launder B E , Spalding D B. The numerical computation of turbu2
lent flows[J ] . Computer Methods in Applied Mechanics and Engi2
neering ,1974 ,3 :269～289
Studies of a Caret Inlet at Subsonic Speeds
Zhu Yu Li Chunxuan
(Dept . of Flight Vehicle Design and Applied Mechanics , Beijing University of Aeronautics and Astronautics)
Li Tian
(Shenyang Aircraft Design Research Institute)
Abstract: A Caret inlet was studied by means of experiment and numerical simulation. Basic aerodynamic
characteristics of the inlet at low and subsonic speeds were presented. The experimental as well as computational re2
sults revealed that flow separations may exist at match state of inletPengine at low speeds due to the existence of large
mass flow rate coefficients. It was the true mechanism causing the low total pressure recovery in the inlet as demon2
strated. Experimental results show a low total pressure region being taken place at the upper left corner of the duct
exit , which is matched with the results obtained by numerical computations showing that flow separations on set oc2
curs at the low2outboard corner of inlet entrance and develop with no circumrotation.
Key words:air inlets ; numerical simulation ; flow separation ; Caret
515第6期 朱 宇等:CARET进气道亚音速气动特性研究
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尖脊(Caret)进气道地面气动特性试验研究
【标题】 尖脊(Caret)进气道地面气动特性试验研究
【作者】 钟易成,余少志,陈晓

在地面静止状态下试验研究了尖脊进气道气动特性以及唇口厚度对进气道性能影响 ,给出了进气道各侧壁沿程静压分布及其出口总压分布图谱 ,研究了进气口流动特点及其对出口总压畸变流场的影响。试验表明 ,Caret进气道进口存在一大一小的反向旋转涡 ,该旋涡的作用使得进气道高、低压区均旋转了 90°以上。进口下唇口和外唇口厚度对地面静止状态下的进气道总压恢复系数和总压畸变指数有较大的影响 ,为进气唇口厚度的选择提供了依据。

【关键词】 飞机发动机;;进气道;;气动特性;;地面试验
【机构】 南京航空航天大学动力工程系!江苏南京210016,南京航空航天大学动力工程系!江苏南京210016,南京航空航天大学动力工程系!江苏南京210016
【英文篇名】 Experimental investigation on gas dynamic performance of caret inlet under takeoff condition
【中文刊名】 推进技术
【年】 2000
【期】 05

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飞机设计 >> 2003年01期 >> CARET进气道研究综述


CARET进气道研究综述
Overview of Caret Inlet Researches
<<飞机设计 >>2003年01期
朱宇 , 李天

对Caret进气道研究发展过程进行了回顾,提出了一种Caret进气道设计方法,并对其进口激波系结构及管道内流动特点进行了分析.

关键词： 进气道 , 激波 , 数值模拟 , 流动分离 , Caret



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航空动力学报 → 2003年第02期 → 一种CARET进气道超音速特性试验研究

一种CARET进气道超音速特性试验研究
Experimental Studies of a Caret Inlet at Supersonic Speed
关键词：航空,航天推进系统,Caret,进气道,试验,流动分离
作者：朱宇,李椿萱,李天
概述：对一种Caret进气道进行了试验研究,给出了该型进气道超音速基本气动特性.该进气道在Ma=1.6～2.0范围总压恢复急剧下降.在Ma=2.0时,由于亚临界防喘余量较小,在放气门关闭情况下将无进/发匹配点;在喘振点处,稳态周向畸变相对于临界状态在减小,而动态紊流度急剧增加;临界至超临界情况,在两个压缩斜板的交角后管道内出现流动分离.
参考文献：
[1] HallGR,HurwitzWM,TiebensGS,etal.DevelopmentoftheF/A-18E/FAirInductionSystem
[R] .AIAA93-2152,1993.
[1] HallGR,HurwitzWM,TiebensGS,etal.DevelopmentoftheF/A-18E/FAirInductionSystem
[R] .AIAA93-2152,1993.
[2] PhilhowerJS,RobinsonDE,BrownRJ.DevelopmentofaHighlyOffsetInductionSystemforaSupersonicSTOVLFighter
[R] .AIAA98-3417,1998.
[2] PhilhowerJS,RobinsonDE,BrownRJ.DevelopmentofaHighlyOffsetInductionSystemforaSupersonicSTOVLFighter
[R] .AIAA98-3417,1998.
[3] 比施根斯ГС,等.超音速飞机空气动力学和操纵性稳定性
[M] .沈阳:沈阳飞机设计研究所,1999.
[3] 比施根斯ГС,等.超音速飞机空气动力学和操纵性稳定性
[M] .沈阳:沈阳飞机设计研究所,1999.
[4] 朱宇,李椿萱,李天.后掠压缩斜板进气道进口流场数值研究
[J] .航空动力学报,2003,18(1):8-14.
[4] 朱宇,李椿萱,李天.后掠压缩斜板进气道进口流场数值研究
[J] .航空动力学报,2003,18(1):8-14.

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http://www.wanfangdata.com.cn/qi ... 003/0301/030102.htm

航空动力学报
JOURNAL OF AEROSPACE POWER
2003 Vol.18 No.1 P.8-14


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后掠压缩斜板进气道进口流场数值研究


Numerical Investigation of Inlet with Swept Compress Ramp

朱宇　 李椿萱　 李天　

摘　要：对一种后掠压缩斜板进气道(Caret进气道)的进口激波结构、进口流动对管道后部流场的影响进行了数值分析,对进口倒圆修形的影响、激波覆盖面也进行了讨论.数值模拟采用N-S方程和标准k-ε模型加壁面函数方法.计算结果表明:超音速情况下,由于进口存在较强的正激波,进口斜激波强度的不均匀性,对管道内部流动看不出有明显的不利影响;但两压缩面交角处的流动对管道后部流场有较大的影响.
关键词：航空、航天推进系统; 进气道; 数值模拟; 激波; 后掠压缩面; 双斜切双压缩面
分类号：V228.7 　文献标识码：A
文章编号：1000-8055(2003)01-0008-07



作者简介：朱宇(1966-),男,辽宁沈阳人,北京航空航天大学博士生,主要从事飞机进气道内流空气动力学及CFD应用研究.
作者单位：朱宇（北京航空航天大学,国家计算流体动力学实验室,北京,100083;沈阳飞机设计研究所,辽宁,沈阳,110035）　
　　　　　李椿萱（北京航空航天大学,国家计算流体动力学实验室,北京,100083）　
　　　　　李天（沈阳飞机设计研究所,辽宁,沈阳,110035）　

参考文献：

［1］Hall G R,Hurwitz W M,Tiebens G S,et al.Development of the F/A-18 E/F Air Induction System[R].AIAA 93-2152, 1993.
［2］何志强,郭荣伟.双斜切双压缩面进气道进口波系结构的数值研究[J].航空学报,1999,20(4):339-342.
［3］Philhower J S,Robinson D E,Brown R J.Development of a Highly Offset Induction System for a Supersonic STOVL Fighter[R].AIAA 98-3417,1998.
［4］钟易成,余少志,陈晓.低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究[J].航空动力学报,2001,16(1):23-27.
［5］朱宇,李椿萱,李天.后掠压缩面进气道激波特性数值研究[J].飞机设计,2001,(4):1-5.
［6］谭慧俊,郭荣伟.一种双斜切双压缩面进气道性能的数值模拟[J].空气动力学学报,2001,19(3):338-343.
［7］Jameson A, Schmidt W,Turkel E.Numerical Solution of the Euler Equations by Finite Volume Methods Using Runge-Kutta Time-Stepping Schemes[R].AIAA 81-1259.
［8］Barth T J,Jespersen D.The Design and Application of Upwind Schemes on Unstructured meshes[R].AIAA 89-0366.
［9］Jones W P,Launder B E.The Prediction of Laminarization with a Two Equation Model of Turbulence[J].International Journal of Heat and Mass Transfer,1972,15:301-314.
［10］Launder B E,Spalding D B,The Numerical Computation of Turbulent Flows[J].Computer Methods in Applied Mechanics and Engineering,1974,3:269-289.
［11］Sarkar S,Balakrishnan L.Application of a Reynolds-Stress Turbulence Model to the Compressible Shear Layer[R].NASA CR 182002, 1990.



收稿日期：2001年12月25日

修稿日期：2002年3月4日

出版日期：2003年2月1日

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论文中文名： CARET进气道亚音速气动特性研究
作者中文名 朱宇. 李椿萱. 李天.
作者英文名   
期刊中文名 北京航空航天大学学报
分 类 号   
文章编号   
文献标识码   
出版时间 2003
期 次 06
Abstract   

关 键 词 进气道. 数值模拟. 流动分离. Caret.
Keyword   
论文英文名   
期刊英文名   
[摘 要]
  通过对一种Caret型进气道进行试验与流场数值计算研究,给出该型进气道亚音速的基本气动特性.在低速情况下,进发匹配点处由于流量系数较大,管道内往往存在分离,这是总压恢复降低的主要原因.试验表明在进气道出口的左上角存在低能量区,而数值计算显示在进口外下角处首先出现流动分离,分离在管道内发展时并未沿周向旋转
[作者单位]
  北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系 . 沈阳飞机设计研究所.


看了以后没有发现能否定T-50是CARET的地方，根据公布的T-50图片，似乎毛子还针对CARET的一些缺点创新了可调CARET

sbtcsem 发表于 2010-3-15 12:43

受教了

sbtcsem 发表于 2010-3-15 12:43

你复制的这点东西里连目录都没提到。。。

我们丝带谁见过外形啦??没见过怎么比?

netnet 发表于 2010-3-15 11:27
从正面看，经过修型后，大家的水平都差不多。主要区别在腹部和后面，这个就根据各自的需求和思想而定了。

原来t50不是升力体

F-15, MIG-25还是常规布局呢, 连边条都没有, 你说F-15, MIG-25的RCS比PAK-FA小吗? 至于DSI进气道当然对发动机的遮蔽效果更好些

自己去看西飞的教授对毛5的评价:




http://bbs.cjdby.net/thread-877330-1-1.html


成飞/611的高官们,认为中国丝带技术水平完全可以超越F-22, 在隐性上大大优于毛5也没什么问题:

http://www.chinareviewnews.com/d ... mp;mdate=0314084632

F-15, MIG-25还是常规布局呢, 连边条都没有, 你说F-15, MIG-25的RCS比PAK-FA小吗? 至于DSI进气道当然对发动机的遮蔽效果更好些

自己去看西飞的教授对毛5的评价:

对毛5除了客套话之外，实质评价很低

认为毛5：翼载大，后机身阻力大，机腹设计粗糙，细节粗糙不够隐形，控制面很多但未必实用，总体来看，未能做到气动一体化设计，仍属于3代机气动设计思路的产物。

http://bbs.cjdby.net/thread-877330-1-1.html


成飞/611的高官们,认为中国丝带技术水平完全可以超越F-22, 在隐性上大大优于毛5也没什么问题:

http://www.chinareviewnews.com/d ... mp;mdate=0314084632

出口转内销的美眉，你也相信

看看今天的参考吧和今天央视7的国防教育讲座吧，土鳖在发动机和隐身上都遇到难题，还是把这些解决再吹不辞。{:3_98:}

战斗力能超就行了。