超级军网请欣赏现代军事杂志文章 F35C跨声速非定常气动特性解析
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/04 19:15:59
F35C的设计特点
三型F35战斗机中，起飞重量最重，内载油量最多 航程最远的是F35C舰载机，F35C的内载燃油量为9072千克，远超过F35A的8300千克。为了适应舰载机的特殊技术要求，F35C和F35A/B的气动外形差别较大。首先F35C的翼展增加了22%，机翼面积增加了45%；其次，F35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F35C机翼上表面上的流场和F35A/B有很大的区别。特殊设计的大机翼使得F35C的升力特性最好，翼载最小，因此F35C的亚音速稳定盘旋能力在三型战斗机中也是最强的。
F35C最大许用着舰重量为18750千克，降落时允许携带的最大武器载荷重量为4吨。由于舰载机特殊的机体结构，F35C和超级大黄蜂一样，并不追求+9/-3g的极限设计过载。虽然海军将大黄蜂的设计过载提高到了+9/-3g，但在超级大黄蜂上，过载要求又降低到了+7.5/-2.5g。同样，空军要求F35A的设计过载为+9/-3g-----强调极限机动能力，而海军对F35C的极限设计过载要求降低到+7.5/-2.5g，降低了35C的结构设计难度。
由于舰载机处于高海情，高温或低温，强风和盐雾腐蚀，极为有限的航母甲板空间等恶劣的使用环境中，为满足弹射起飞的要求，F35C的起落架是按粗暴着舰的要求来设计的，并且特别加强了起落架和机体结构及增加了防腐措施。F35C采用了结构强度更高的双轮式前起落架，在外观上F35C的前起落架要比A/B两型更加粗壮，承载能力更强。
F35C的主起落架为大型单柱单轮式，相比于F35A/B的主起落架，F35C的主起落架液压减震系统具有更大的减震行程和较高的承载能力，由于F35C主起落架系统更复杂，所以用于收纳主起落架的F35C翼根处的鼓包体积更大，在外观上看，这个鼓包要比A/B型更加突出，同时，F35C也加强了机体结构强度以承受弹射起飞和拦阻着舰时的载荷。
F35是第一种采用多电技术的战斗机，它采用电动飞行控制作动器，即所谓动力电传系统，其技术创新包括270伏的大功率电气系统和结构紧凑的多功能电动静液作动器。优点是可以取消飞机上一些复杂，笨重，维修量大而易损的液压控制系统，使飞机具有更高的可靠性，并更有效地利用飞机上的动力。
F35的飞行控制面是由电静液作动器驱动的，F35C的飞行控制面的总面积要比F35A/B的大很多，相应的其气动载荷也要比F35A/B的大很多，因此，同时偏转F35C的飞行控制面所需的电力也要超过F35A/B很多，据估计F35C的所有飞行控制面同时偏转时的峰值用电功率要比F35A/B大1/3左右。这就意味着F35C需要装备更大功率的电力系统。
另外，美国海军还计划将F35C发展成下一代电子干扰机，以取代EA18G。将来，F35C将装备一种新型的隐身电子干扰保型吊舱，成为一种专职的电子攻击机EF35C，据透露，EF35C可以装备多达3个隐身电子干扰保形吊舱，这3个NGJ保形吊舱分别半埋安装在机身中线和机翼下。电子干扰吊舱的耗电量比较大，通常ALQ99电子干扰设备的电力是由吊舱前部的冲压涡轮驱动的发电机提供的。而出于隐身的考虑，EF35C携带的NGJ保形吊舱将不采用涡轮驱动发电机进行供电，而由F35战斗机内部的综合动力系统提供电力，这也意味着EF35C的峰值用电功率要远超过F35A/B。
为此，普拉特惠特尼公司更改其F135----400发动机的变速箱设计，以驱动大功率的发电机，据报道，F35C的综合动力系统的发电功率达到400千瓦，远超过F35A/B的160千瓦。但是，F35C特殊的综合动力系统可与F35A/B通用，以便将其应用到未来F35A/B的性能升级项目中去【F35A/B今后可利用多出的额外功率支持任务系统的功能升级】。F35C的设计特点
三型F35战斗机中，起飞重量最重，内载油量最多 航程最远的是F35C舰载机，F35C的内载燃油量为9072千克，远超过F35A的8300千克。为了适应舰载机的特殊技术要求，F35C和F35A/B的气动外形差别较大。首先F35C的翼展增加了22%，机翼面积增加了45%；其次，F35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F35C机翼上表面上的流场和F35A/B有很大的区别。特殊设计的大机翼使得F35C的升力特性最好，翼载最小，因此F35C的亚音速稳定盘旋能力在三型战斗机中也是最强的。
F35C最大许用着舰重量为18750千克，降落时允许携带的最大武器载荷重量为4吨。由于舰载机特殊的机体结构，F35C和超级大黄蜂一样，并不追求+9/-3g的极限设计过载。虽然海军将大黄蜂的设计过载提高到了+9/-3g，但在超级大黄蜂上，过载要求又降低到了+7.5/-2.5g。同样，空军要求F35A的设计过载为+9/-3g-----强调极限机动能力，而海军对F35C的极限设计过载要求降低到+7.5/-2.5g，降低了35C的结构设计难度。
由于舰载机处于高海情，高温或低温，强风和盐雾腐蚀，极为有限的航母甲板空间等恶劣的使用环境中，为满足弹射起飞的要求，F35C的起落架是按粗暴着舰的要求来设计的，并且特别加强了起落架和机体结构及增加了防腐措施。F35C采用了结构强度更高的双轮式前起落架，在外观上F35C的前起落架要比A/B两型更加粗壮，承载能力更强。
F35C的主起落架为大型单柱单轮式，相比于F35A/B的主起落架，F35C的主起落架液压减震系统具有更大的减震行程和较高的承载能力，由于F35C主起落架系统更复杂，所以用于收纳主起落架的F35C翼根处的鼓包体积更大，在外观上看，这个鼓包要比A/B型更加突出，同时，F35C也加强了机体结构强度以承受弹射起飞和拦阻着舰时的载荷。
F35是第一种采用多电技术的战斗机，它采用电动飞行控制作动器，即所谓动力电传系统，其技术创新包括270伏的大功率电气系统和结构紧凑的多功能电动静液作动器。优点是可以取消飞机上一些复杂，笨重，维修量大而易损的液压控制系统，使飞机具有更高的可靠性，并更有效地利用飞机上的动力。
F35的飞行控制面是由电静液作动器驱动的，F35C的飞行控制面的总面积要比F35A/B的大很多，相应的其气动载荷也要比F35A/B的大很多，因此，同时偏转F35C的飞行控制面所需的电力也要超过F35A/B很多，据估计F35C的所有飞行控制面同时偏转时的峰值用电功率要比F35A/B大1/3左右。这就意味着F35C需要装备更大功率的电力系统。
另外，美国海军还计划将F35C发展成下一代电子干扰机，以取代EA18G。将来，F35C将装备一种新型的隐身电子干扰保型吊舱，成为一种专职的电子攻击机EF35C，据透露，EF35C可以装备多达3个隐身电子干扰保形吊舱，这3个NGJ保形吊舱分别半埋安装在机身中线和机翼下。电子干扰吊舱的耗电量比较大，通常ALQ99电子干扰设备的电力是由吊舱前部的冲压涡轮驱动的发电机提供的。而出于隐身的考虑，EF35C携带的NGJ保形吊舱将不采用涡轮驱动发电机进行供电，而由F35战斗机内部的综合动力系统提供电力，这也意味着EF35C的峰值用电功率要远超过F35A/B。
为此，普拉特惠特尼公司更改其F135----400发动机的变速箱设计，以驱动大功率的发电机，据报道，F35C的综合动力系统的发电功率达到400千瓦，远超过F35A/B的160千瓦。但是，F35C特殊的综合动力系统可与F35A/B通用，以便将其应用到未来F35A/B的性能升级项目中去【F35A/B今后可利用多出的额外功率支持任务系统的功能升级】。
三型F35战斗机中，起飞重量最重，内载油量最多 航程最远的是F35C舰载机，F35C的内载燃油量为9072千克，远超过F35A的8300千克。为了适应舰载机的特殊技术要求，F35C和F35A/B的气动外形差别较大。首先F35C的翼展增加了22%，机翼面积增加了45%；其次，F35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F35C机翼上表面上的流场和F35A/B有很大的区别。特殊设计的大机翼使得F35C的升力特性最好，翼载最小，因此F35C的亚音速稳定盘旋能力在三型战斗机中也是最强的。
F35C最大许用着舰重量为18750千克，降落时允许携带的最大武器载荷重量为4吨。由于舰载机特殊的机体结构，F35C和超级大黄蜂一样，并不追求+9/-3g的极限设计过载。虽然海军将大黄蜂的设计过载提高到了+9/-3g，但在超级大黄蜂上，过载要求又降低到了+7.5/-2.5g。同样，空军要求F35A的设计过载为+9/-3g-----强调极限机动能力，而海军对F35C的极限设计过载要求降低到+7.5/-2.5g，降低了35C的结构设计难度。
由于舰载机处于高海情，高温或低温，强风和盐雾腐蚀，极为有限的航母甲板空间等恶劣的使用环境中，为满足弹射起飞的要求，F35C的起落架是按粗暴着舰的要求来设计的，并且特别加强了起落架和机体结构及增加了防腐措施。F35C采用了结构强度更高的双轮式前起落架，在外观上F35C的前起落架要比A/B两型更加粗壮，承载能力更强。
F35C的主起落架为大型单柱单轮式，相比于F35A/B的主起落架，F35C的主起落架液压减震系统具有更大的减震行程和较高的承载能力，由于F35C主起落架系统更复杂，所以用于收纳主起落架的F35C翼根处的鼓包体积更大，在外观上看，这个鼓包要比A/B型更加突出，同时，F35C也加强了机体结构强度以承受弹射起飞和拦阻着舰时的载荷。
F35是第一种采用多电技术的战斗机，它采用电动飞行控制作动器，即所谓动力电传系统，其技术创新包括270伏的大功率电气系统和结构紧凑的多功能电动静液作动器。优点是可以取消飞机上一些复杂，笨重，维修量大而易损的液压控制系统，使飞机具有更高的可靠性，并更有效地利用飞机上的动力。
F35的飞行控制面是由电静液作动器驱动的，F35C的飞行控制面的总面积要比F35A/B的大很多，相应的其气动载荷也要比F35A/B的大很多，因此，同时偏转F35C的飞行控制面所需的电力也要超过F35A/B很多，据估计F35C的所有飞行控制面同时偏转时的峰值用电功率要比F35A/B大1/3左右。这就意味着F35C需要装备更大功率的电力系统。
另外，美国海军还计划将F35C发展成下一代电子干扰机，以取代EA18G。将来，F35C将装备一种新型的隐身电子干扰保型吊舱，成为一种专职的电子攻击机EF35C，据透露，EF35C可以装备多达3个隐身电子干扰保形吊舱，这3个NGJ保形吊舱分别半埋安装在机身中线和机翼下。电子干扰吊舱的耗电量比较大，通常ALQ99电子干扰设备的电力是由吊舱前部的冲压涡轮驱动的发电机提供的。而出于隐身的考虑，EF35C携带的NGJ保形吊舱将不采用涡轮驱动发电机进行供电，而由F35战斗机内部的综合动力系统提供电力，这也意味着EF35C的峰值用电功率要远超过F35A/B。
为此，普拉特惠特尼公司更改其F135----400发动机的变速箱设计，以驱动大功率的发电机，据报道，F35C的综合动力系统的发电功率达到400千瓦，远超过F35A/B的160千瓦。但是，F35C特殊的综合动力系统可与F35A/B通用，以便将其应用到未来F35A/B的性能升级项目中去【F35A/B今后可利用多出的额外功率支持任务系统的功能升级】。F35C的设计特点
三型F35战斗机中，起飞重量最重，内载油量最多 航程最远的是F35C舰载机，F35C的内载燃油量为9072千克，远超过F35A的8300千克。为了适应舰载机的特殊技术要求，F35C和F35A/B的气动外形差别较大。首先F35C的翼展增加了22%，机翼面积增加了45%；其次，F35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F35C机翼上表面上的流场和F35A/B有很大的区别。特殊设计的大机翼使得F35C的升力特性最好，翼载最小，因此F35C的亚音速稳定盘旋能力在三型战斗机中也是最强的。
F35C最大许用着舰重量为18750千克，降落时允许携带的最大武器载荷重量为4吨。由于舰载机特殊的机体结构，F35C和超级大黄蜂一样，并不追求+9/-3g的极限设计过载。虽然海军将大黄蜂的设计过载提高到了+9/-3g，但在超级大黄蜂上，过载要求又降低到了+7.5/-2.5g。同样，空军要求F35A的设计过载为+9/-3g-----强调极限机动能力，而海军对F35C的极限设计过载要求降低到+7.5/-2.5g，降低了35C的结构设计难度。
由于舰载机处于高海情，高温或低温，强风和盐雾腐蚀，极为有限的航母甲板空间等恶劣的使用环境中，为满足弹射起飞的要求，F35C的起落架是按粗暴着舰的要求来设计的，并且特别加强了起落架和机体结构及增加了防腐措施。F35C采用了结构强度更高的双轮式前起落架，在外观上F35C的前起落架要比A/B两型更加粗壮，承载能力更强。
F35C的主起落架为大型单柱单轮式，相比于F35A/B的主起落架，F35C的主起落架液压减震系统具有更大的减震行程和较高的承载能力，由于F35C主起落架系统更复杂，所以用于收纳主起落架的F35C翼根处的鼓包体积更大，在外观上看，这个鼓包要比A/B型更加突出，同时，F35C也加强了机体结构强度以承受弹射起飞和拦阻着舰时的载荷。
F35是第一种采用多电技术的战斗机，它采用电动飞行控制作动器，即所谓动力电传系统，其技术创新包括270伏的大功率电气系统和结构紧凑的多功能电动静液作动器。优点是可以取消飞机上一些复杂，笨重，维修量大而易损的液压控制系统，使飞机具有更高的可靠性，并更有效地利用飞机上的动力。
F35的飞行控制面是由电静液作动器驱动的，F35C的飞行控制面的总面积要比F35A/B的大很多，相应的其气动载荷也要比F35A/B的大很多，因此，同时偏转F35C的飞行控制面所需的电力也要超过F35A/B很多，据估计F35C的所有飞行控制面同时偏转时的峰值用电功率要比F35A/B大1/3左右。这就意味着F35C需要装备更大功率的电力系统。
另外，美国海军还计划将F35C发展成下一代电子干扰机，以取代EA18G。将来，F35C将装备一种新型的隐身电子干扰保型吊舱，成为一种专职的电子攻击机EF35C，据透露，EF35C可以装备多达3个隐身电子干扰保形吊舱，这3个NGJ保形吊舱分别半埋安装在机身中线和机翼下。电子干扰吊舱的耗电量比较大，通常ALQ99电子干扰设备的电力是由吊舱前部的冲压涡轮驱动的发电机提供的。而出于隐身的考虑，EF35C携带的NGJ保形吊舱将不采用涡轮驱动发电机进行供电，而由F35战斗机内部的综合动力系统提供电力，这也意味着EF35C的峰值用电功率要远超过F35A/B。
为此，普拉特惠特尼公司更改其F135----400发动机的变速箱设计，以驱动大功率的发电机，据报道，F35C的综合动力系统的发电功率达到400千瓦，远超过F35A/B的160千瓦。但是，F35C特殊的综合动力系统可与F35A/B通用，以便将其应用到未来F35A/B的性能升级项目中去【F35A/B今后可利用多出的额外功率支持任务系统的功能升级】。
由于打字要很长时间 这段大家先欣赏 其余的我再慢慢打上来。
[:a14:]辛苦,等下文.
坐下慢慢等
F35C面临跨声速机翼突然失速问题
和F35A/B相比，F35C的气动外形【尤其是机翼的布局】差别较大：
首先，F35C的翼展为13.1米【F35A/B为10.7米】增加了百分22，机翼面积为57.6平方米【F35A/B为42.7平方米】增加了百分35，这将导致飞机在跨声速机动飞行时，机翼上表面出现的气泡涡强度【这是什么】更大，影响范围更广；
其次，F35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F35C机翼上表面的流场【特别是涡量场】和F35A/B有很大区别，特别是在大迎角飞行时机翼上表面产生的前缘分离气泡涡的强度差别很大；
最后，在F35A/B的翼根部都设计有边条，而F35C的翼根却取消了边条设计，这将导致F35C翼身结合部的涡流强度小于F35A/B。
和F35A/B相比，F35C的气动外形【尤其是机翼的布局】差别较大：
首先，F35C的翼展为13.1米【F35A/B为10.7米】增加了百分22，机翼面积为57.6平方米【F35A/B为42.7平方米】增加了百分35，这将导致飞机在跨声速机动飞行时，机翼上表面出现的气泡涡强度【这是什么】更大，影响范围更广；
其次，F35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F35C机翼上表面的流场【特别是涡量场】和F35A/B有很大区别，特别是在大迎角飞行时机翼上表面产生的前缘分离气泡涡的强度差别很大；
最后，在F35A/B的翼根部都设计有边条，而F35C的翼根却取消了边条设计，这将导致F35C翼身结合部的涡流强度小于F35A/B。
好文 坐等 更新
楼主为给广大CDer们科普而辛苦打字的精神可嘉！！！！
话说原来PW公司一共开发了F135-100，F135-400，F135-600三种型号的F135发动机。以前老是记错，记成B型用400，C型用600。现在改正过来F-35A用100，B用600，C用400。
楼主为给广大CDer们科普而辛苦打字的精神可嘉！！！！
话说原来PW公司一共开发了F135-100，F135-400，F135-600三种型号的F135发动机。以前老是记错，记成B型用400，C型用600。现在改正过来F-35A用100，B用600，C用400。
如今，虽然F35A/B在试飞中并没有出现明显的翼下冲现象，但是，根据超级大黄蜂的试飞经验，洛马公司预测，气动外形变化较大的F35C在跨声速飞行时可能会面临类似的横向飞行品质下降的问题。
根据F35B进行跨声速机动飞行时机翼上表面的涡流场CFD模拟结果，F35B的进气道棱边和机翼边条都会拖出强劲的涡流，这两个涡流的旋转方向相同，在机翼根部相遇后发生相互干扰，并会和成为一个强度更大的涡流，向后发展到机翼根部的上表面，但其影响范围不大；在这个更强涡流的外侧会形成一个二次涡流，这个二次涡流的旋转方向同边条涡的方向相反，强度较小，气动影响很小；同时F35B的全翼展前缘襟翼偏转时在翼根部形成的缺口也会拖出一个强度不大的涡流，这个涡流的影响范围也比较小；当F35B以大迎角飞行时，在机翼外翼段上表面形成了前缘分离气泡涡，该涡流强度较大，影响范围也大，该涡流在激波的干扰下极易破裂，从而导致机翼上表面气流的大面积分离。而涡流和激波的相互干扰情况则是现有的CFD技术难以精确模拟的，因此有待实际飞行试验进行研究【这里没说F35A，不知道是否一样】
根据F35B在跨声速机动飞行时机翼上表面油流场和压力场叠加的CFD模拟结果，F35B机翼上的多种涡流共形成了两个分离线和一个再附着线，而在机翼的后缘和垂直尾翼之间则形成了数道斜激波，激波之后出现了局部倒流区。
未完
如今，虽然F35A/B在试飞中并没有出现明显的翼下冲现象，但是，根据超级大黄蜂的试飞经验，洛马公司预测，气动外形变化较大的F35C在跨声速飞行时可能会面临类似的横向飞行品质下降的问题。
根据F35B进行跨声速机动飞行时机翼上表面的涡流场CFD模拟结果，F35B的进气道棱边和机翼边条都会拖出强劲的涡流，这两个涡流的旋转方向相同，在机翼根部相遇后发生相互干扰，并会和成为一个强度更大的涡流，向后发展到机翼根部的上表面，但其影响范围不大；在这个更强涡流的外侧会形成一个二次涡流，这个二次涡流的旋转方向同边条涡的方向相反，强度较小，气动影响很小；同时F35B的全翼展前缘襟翼偏转时在翼根部形成的缺口也会拖出一个强度不大的涡流，这个涡流的影响范围也比较小；当F35B以大迎角飞行时，在机翼外翼段上表面形成了前缘分离气泡涡，该涡流强度较大，影响范围也大，该涡流在激波的干扰下极易破裂，从而导致机翼上表面气流的大面积分离。而涡流和激波的相互干扰情况则是现有的CFD技术难以精确模拟的，因此有待实际飞行试验进行研究【这里没说F35A，不知道是否一样】
根据F35B在跨声速机动飞行时机翼上表面油流场和压力场叠加的CFD模拟结果，F35B机翼上的多种涡流共形成了两个分离线和一个再附着线，而在机翼的后缘和垂直尾翼之间则形成了数道斜激波，激波之后出现了局部倒流区。
未完
好东西，看来舰载性更注重攻击型，而不是格斗和截击，因为重量上升，推重比下降，过载也缩小了
当F35C以8度迎角进行跨声速飞行时机翼上表面油流线和涡量场叠加的CFD模拟结果显示，由于F35C翼根部没有边条翼，因此机翼上表面没有强劲的边条涡流，而仅出现了强度较小的进气道棱边涡，影响范围非常小；同样的，F35C的前缘襟翼缺口也会拖出一个强度也大不的涡流【原文如此，不知强度也大不的是什么意思】这个涡流的影响范围也比较小；最关键的是由于F35C的翼展较大，前缘襟翼翼展长且大，因此，在机翼前缘出现的分离气泡范围更大，机翼上表面的油流场呈现为螺旋焦点型，在外翼段上表面形成了局部倒流区面积更大，同时也形成了强度更大的气泡涡，该涡流影响范围非常大，几乎覆盖了F35C的整个外端机翼，一旦该涡流在不对称的跨声速激波的干扰下破裂，则会导致一侧的机翼突然失速，因此，理论上F35C有可能发生翼下冲现象
未完
未完
在跨声速飞行条件下，CFD模拟的F35B与F35C前机身处截面马赫数云图对比显示，由于F35各型飞机的机身下部设计非常相似，F35B和F35C机身下部流场-------特别是内埋弹仓附件的流场也是非常相似的。但是F35B与F35C机身上部流场的差别却很大，F35B机身上部升力风扇口盖处的转角涡强度较大，而F35C由于机身上部较平坦，所以没有出现明显的转角涡；另外F35B机翼根部的边条涡强度较大，而F35C由于没有边条，所以没有出现大强度的边条涡，另外，在跨声速【马赫数超过1.0】飞行条件下，F35B的边条翼激起了一个低强度的圆锥激波，而F35C面积更大的机翼前缘激起了一个高强度的圆锥激波。
未完
未完
跨声速飞行条件下，CFD模拟的F35B和F35C机翼处横截面马赫数云图对比显示F35B与F35C机身下部流场，特别是内埋弹仓附件流场仍然非常相似，这样设计的好处是使F35A/B和F35C飞机的武器系统从弹仓中分离的状态和轨迹趋于一致，可大幅减少F35各型飞机的武器分离飞行试验的次数，并降低试验风险和难度。但是F35B和F35C机翼周围的流场差别却很大，翼展较小的F35B翼尖涡强度较大，而翼展较大的F35C翼尖涡强度较小；翼展较小的F35B机翼上表面的气泡涡强度很小，影响范围也较小，而翼展较大的F35C在机翼上表面形成了强度较大的气泡涡，F35C机翼上表面起泡涡影响范围确实非常大，一旦该涡流在不对称的跨声速激波的干扰下破裂，则会导致一侧机翼上表面气流几乎全部分离，这就是F35C面临跨声速机翼突然失速问题的关键原因之所在。如果不拿出合理可行的解决方案，那么F35C在跨声速飞行时有可能发生翼下冲现象。
未完
未完
探索性的解决方案
为了消除F35A/B在跨声速飞行时出现的翼下冲现象，洛马公司设计了一套前后缘襟翼偏转程序来提高F35A/B的跨声速横向飞行品质，试飞结果显示效果良好。
但是，对于气动外形变化较大的F35C而言，仅偏转前后缘襟翼产生的滚转力矩不一定足以修正F35C在跨声速飞行时的突然滚转，更何况在机翼突然失速状态下，F35C机翼上的气动操纵面的操纵效率已经严重下降
为了预防F35C在研制过程中重蹈超级大黄蜂的覆辙【超级大黄蜂在试飞中也出现过翼下冲现象，波音公司费了好大的劲才解决】降低试飞风险，洛马公司在F35C的首架试飞原型机【CF1]的外翼折叠段上表面，副翼之前的区域增加了一个矩形了扰流片，这个扰流片重约4.5千克，由液压驱动，在F35C在做跨声速机动时，一旦一侧机翼突然失速，那么另一侧机翼上的扰流片马上打开，保证两侧机翼产生的升力对称。洛马公司F35项目执行副总裁汤姆评论道：虽然增加扰流片会降低F35C的隐身性能，增加结构重量，但其工作量比重新设计机翼要小的多。
未完
为了消除F35A/B在跨声速飞行时出现的翼下冲现象，洛马公司设计了一套前后缘襟翼偏转程序来提高F35A/B的跨声速横向飞行品质，试飞结果显示效果良好。
但是，对于气动外形变化较大的F35C而言，仅偏转前后缘襟翼产生的滚转力矩不一定足以修正F35C在跨声速飞行时的突然滚转，更何况在机翼突然失速状态下，F35C机翼上的气动操纵面的操纵效率已经严重下降
为了预防F35C在研制过程中重蹈超级大黄蜂的覆辙【超级大黄蜂在试飞中也出现过翼下冲现象，波音公司费了好大的劲才解决】降低试飞风险，洛马公司在F35C的首架试飞原型机【CF1]的外翼折叠段上表面，副翼之前的区域增加了一个矩形了扰流片，这个扰流片重约4.5千克，由液压驱动，在F35C在做跨声速机动时，一旦一侧机翼突然失速，那么另一侧机翼上的扰流片马上打开，保证两侧机翼产生的升力对称。洛马公司F35项目执行副总裁汤姆评论道：虽然增加扰流片会降低F35C的隐身性能，增加结构重量，但其工作量比重新设计机翼要小的多。
未完
目前，由于技术上的局限性，利用CFD和风洞试验的技术手段很难精确模拟F35C在跨声速状态下机翼上的激波和涡流相互干扰的情况，因此技术人员很难通过模拟研究的手段来预测F35C在跨声速飞行时是否会出现类似于超级大黄蜂的翼下冲现象，必须通过实际的飞行试验进行验证和研究。
因此在CF1上增加扰流片的做法有很强的研究和探索性质，如果实际试飞的结果表明仅偏转前后缘襟翼和副翼就可以改善CF1的跨声速飞行品质，那么，CF1上增加扰流片做法就是多余的，在量产型的F35C上将取消 扰流片；反之，如果试飞结果显示仅偏转前后缘襟翼和副翼不足以改善CF1的跨声速飞行品质，那么量产型F35C就不得不牺牲一定的隐身性能，加装扰流片，甚至采取其他极端措施来解决F35C在跨声速飞行状态发生的翼下冲问题。
全文完 说的怪可怕的，又是失速，又是滚转 还破坏隐身
因此在CF1上增加扰流片的做法有很强的研究和探索性质，如果实际试飞的结果表明仅偏转前后缘襟翼和副翼就可以改善CF1的跨声速飞行品质，那么，CF1上增加扰流片做法就是多余的，在量产型的F35C上将取消 扰流片；反之，如果试飞结果显示仅偏转前后缘襟翼和副翼不足以改善CF1的跨声速飞行品质，那么量产型F35C就不得不牺牲一定的隐身性能，加装扰流片，甚至采取其他极端措施来解决F35C在跨声速飞行状态发生的翼下冲问题。
全文完 说的怪可怕的，又是失速，又是滚转 还破坏隐身
对了，请问为啥 F-35C 要去掉翼根的边条呀
没说要多大迎角才会出现上述情况。
气动问题最头痛
outman 发表于 2010-7-31 07:37 
根据超级大黄蜂的经验 是在马赫0.7到0.95，高度3000到12000米，迎角6到12度的跨声速飞行条件下，一侧的机翼会发生无先兆的突然失速，并诱发飞机一侧的机翼下沉，伴随非指令性的横向滚转【怪可怕的】技术人员称之为翼下冲现象。
其实 不只是超级大黄蜂，美国的多款战斗机 包括第一代的F86,第二代的F104，F4，以及AV8B等，都发生过横向飞行品质下降的问题，只是下降的程度有所不同
根据超级大黄蜂的经验 是在马赫0.7到0.95，高度3000到12000米，迎角6到12度的跨声速飞行条件下，一侧的机翼会发生无先兆的突然失速，并诱发飞机一侧的机翼下沉，伴随非指令性的横向滚转【怪可怕的】技术人员称之为翼下冲现象。
其实 不只是超级大黄蜂，美国的多款战斗机 包括第一代的F86,第二代的F104，F4，以及AV8B等，都发生过横向飞行品质下降的问题，只是下降的程度有所不同
波音公司在研制超级大黄蜂的时候，由于技术条件的限制，波音公司的技术人员无法在短期内在计算机或者风洞里对这种翼下冲现象进行仿真模拟，最终还得靠试飞员在风险性极高的实际试飞中寻找解决方案。波音公司的技术人员在地面一次又一次的修改飞机机翼前后缘襟翼偏转的飞行控制程序，然后靠试飞员冒险在跨声速机动试飞中验证修改的飞控程序对翼下冲问题的影响，试飞员理查德泰文以极大的冒险精神和职业态度对超级大黄蜂的100种不同的前后缘襟翼偏转程序进行了超过1000次跨声速机动试飞后，终于找出了解决翼下冲问题的最佳飞控程序，成就了美军一代主力舰载机
辛苦
不错！三型一起开发，MD的实力真是恐怖啊！！
蛤蟆值夜班 发表于 2010-7-31 10:08
赞叹...
赞叹...
学习学习
尊重科学，不断测试，不断修改
prometheus 发表于 2010-8-8 07:18
顶，辉煌的工业文明就是这么踏踏实实地来的…
但是如今人人浮躁，要么好高骛远，要么就弄虚作假… 咱们国家还需要再来一次科学启蒙运动…
顶，辉煌的工业文明就是这么踏踏实实地来的…
但是如今人人浮躁，要么好高骛远，要么就弄虚作假… 咱们国家还需要再来一次科学启蒙运动…
全文：F/A-18E/F和F-35C的跨声速非定常气动特性解析
由于机翼上表面的激波和涡流的互相干扰。一些拥有中等展弦比和中等后掠角、并采用薄翼型的现代战斗机在跨声速机动飞行时可能出现一侧机翼突然失速(Aws)的非定常气动现象，严重影响了飞行安全。由于技术上的局限性，计算流体力学模拟(CFD)和风洞实验的技术手段很难精确模拟现代战斗机在跨声速状态下机翼上表面的激波和涡流互相干扰的情况，因此，技术人员很难预测现代战斗机在跨声速飞行时是否会出现横向飞行品质下降的问题。该问题只有通过实际的飞行试验进行验证和研究。F/A－18E／F在试飞过程中就曾经发现过跨声速机翼突然失速问题，如今，同样拥有较大翼展的F－35C也可能面临同样的问题。
早在1996年3月，当F／A-18E／F“超级大黄蜂”的工程研制阶段(EMD)试飞原型机还在美国海军帕特森河航空试验站进行评估试飞时，试飞员就发现该飞机在马赫数0.7--0.95，高度3000--12000米，迎角6--12。的跨声速飞行条件下，一侧的机翼会发生无先兆地突然失速，并诱发飞机一侧机翼下沉，伴随非指令性的横向滚转，技术人员称之为“翼下冲”现象，这一现象严重危及到了F／A－18E／F的飞行安全。“冀下冲”问题一度使得F／A－18E／F的试飞进度严重受阻，技术人员感到非常困惑的是F／A－18E／F在跨声速飞行时横向飞行品质下降的问题在设计阶段的计算流体力学模拟、风洞实验等地面模拟实验中居然都没有预测出来。
F／A－18E／F项目曾遭到强烈质疑
1996年对于F／A-18E／F战斗机项目而言是面临最严峻挑战的一年，在当年6月份，美国总审计署向国会提交了一份题为《F／A－18E／F战斗机性能提升有限而成本高昂》的重量级咨询报告，该咨询报告根据实际试飞结果，对F／A-18C／D和F／A－18E／F的作战性能进行了对比，并列举了两种飞机在典型空优构型下(携带2枚AIM－120导弹、2枚AIM－9导弹、60％的内燃油携带量)在各种过载条件下的飞行包线对比情况。结果显示可见无论在何种情况下，F／A－18E的飞行包线范围要小于F／A-18C，也就是说，相比F／A－18C，F／A－18E在典型空优构型下的飞行性能不升反降。报告还给出了F／A－16C／D和F／A－18E／F在各种飞行条件下的稳定盘旋性能和瞬间盘旋性能进行了对比。该报告列举了两种飞机在相同的遮断打击任务构型下——携带2枚AIM－120、两枚AIM-9，3个副油箱，1个红外导航吊舱、1个前视红外吊舱，60％的内燃油携带量，在同一飞行高度(4500米)上的盘旋性能的对比情况。结果显示F／A－18E在全部亚／跨声速范围内的瞬间盘旋能力稍强，F／A-18E的最大瞬间盘旋角速率为16°／秒，F／A－18C为14°／秒；而两型飞机的的最大稳定盘旋角速率都为9°／秒，由此可见，相对于F／A－18C，F／A－18E的机动性能提升十分有限。该咨询报告最后得出结论：F／A－18E／F性能提升有限，但是研发成本却严重超标，并建议国会在下一个财年里终止F／A-18E／F战斗机项目，这无疑给了波音公司沉重一击。
而同样是在1996年，F／A－18E／F又在试飞过程中频繁曝露出严重的“翼下冲”问题，一度使得F／A－18E／F项目发展陷于停顿。对于波音公司而言这更是雪上加霜。
在1997年，由于“翼下冲”问题的困扰，价值630.9亿美元(1996年币值)的F／A-18E／F项目一度被美国国会和GAO“逼到了下马的边缘”。由于当时技术上的局限性，波音公司的技术人员也无法短期内在计算机上或者风洞里对这种“翼下冲”现象进行仿真模拟，最终还得靠试飞员在风险性极高的实际飞行试验中寻找解决方案。波音公司的技术人员在地面一次X--次地修改飞机机翼前后缘襟翼偏转的飞行控制程序，然后靠试飞员冒险在跨声速机动试飞中验证修改的飞控程序对“翼下冲”问题的影响，试飞员理查德，泰文以极大的冒险精神和职业态度对F／A-18E／F的100种不同的前后缘襟翼偏转程序进行了超过1000次跨声速机动试飞之后，终于找出了解决“翼下冲”问题的最佳飞控程序，从而挽救了F／A一18ElF项目。值得注意的是F／A-18E／F的改进原型F／A－18C／D在跨声速飞行时并没有出现这种令人头疼的“翼下冲”现象。
如今，虽然F－35A／B在试飞中并没有出现“翼下冲”现象，但是，根据F／A－18E／F的试飞经验，技术人员预测，气动外形变化较大的F－35C在跨声速飞行时可能会面临类似的横向飞行品质下降的问题。为了预防F-35C在研制过程中重蹈F／A－18E／F的覆辙，洛克希德·马丁公司对F－35C的跨声速机动飞行状态和气动特性进行了详细的CFD模拟研究和风洞试验研究，下一步打算在首架F-35C试飞原型机CF-1上进行实际的飞行试验研究，以求得出最佳解决方案。
美国空军对F／A－18E／F“机翼突然失速”(AWS)问题的调查
实际上跨声速“翼下冲”现象并非仅发生在F／A-18E／F“超级大黄蜂”战斗机身上，在美国的战斗机研制历史上曾有多型战斗机在跨声速机动飞行时出现过横向飞行品质下降的问题，如第一代的F－86，第二代的F-104，第三代的F-4以及垂直起降战斗机AV-8B等，只是这些战斗机发生横向飞行品质恶化的程度不同而已。
AWS问题一度使F／A－18E／F的研制试飞工作陷于停滞，因此，美国国防部临时成立了调查委员会，协调军方、学术界和航空企业界等各方力量，开展AWs项目的专项研究，以求找出AWS问题发生的机理，并探索预测和模拟AWs的方法和解决AWs的措施。
研究表明，F／A－18E／F在跨声速飞行时一侧的机翼会发生的“翼下冲”现象是由于在跨声速飞行时左右机翼上表面出现不对称分离流场所导致的。相对于F／A-18C／D，F／A－18E／F拥有面积更大的边条翼(增大17％)，更大的翼展(增大11.5％)，更大的机翼面积(增大25％)，而且在机翼前缘增加了锯齿，虽然其拖出的涡流有助于减缓机翼上表面气流的展向流动和分离，从而改善飞机的大迎角飞行性能，但是锯齿使得F／A-18E／F机翼上的展向升力分布呈现明显的非线性状态，在跨声速飞行时，其拖出的各种涡流(边条涡、折角涡，襟翼缺口涡、锯齿涡、气泡涡以及翼尖涡等)在激波的干扰下是不稳定的，极易破裂，并导致气流分离。
CFD研究和风洞试验表明，在跨声速飞行时，激波会导致F／A-18E／F机翼前缘锯齿的涡流破裂，进而引发气流分离。同时由于飞机在做跨声速机动飞行时，左右机翼上形成的激波不对称，从而导致分离流场也不对称，这种不对称分离形成了滚转力矩，使得一侧机翼无先兆地突然失速，最终导致诱发“翼下冲”现象。
当飞机进行跨声速飞行时，其机翼和机身上形成的激波前后，气体的压强，密度。温度都会突然升高，流速则突然下降，气体状态的剧烈变化会导致大量的水汽凝结现象，因此，可以通过观察两侧机翼上的水汽冷凝云的办法来大致判断机翼上的不对称流场的差异。从伴飞的飞机上拍得的F／A-18E／F跨声速试飞的照片显示，在F／A－18E／F发生“翼下冲”现象的瞬间，可见左右机翼由于气流分离不对称，致机翼上凝结的水气呈现不对称的现象，进一步证实了技术人员对于翼下冲发生原因的推测。
激波干扰引起的涡流破裂以及气流分离等跨声速非定常气动现象是可以在风洞实验中得到印证的，下图显示的是F／A－18E／F在8英尺见方的跨声速风洞中进行吹风实验的连续照片，吹风实验条件为马赫数0.9：模型实验构型为前缘襟翼下偏10°，后缘襟翼下偏10°，副翼下偏5°，即F／A-18E／F跨声速机动飞行的典型状态。通过观察右侧机翼表面的油流线的变化，可见当飞机的飞行迎角仅为6°时，机翼后缘就在激波的干扰下出现了大面积气流分离，而在低亚声速状态下，F／A-18E／F的机翼的气流分离一般要在迎角大干20°的情况下才会发生，由此可见激波会对机翼上气流分离构成极大的影响。而当实验模型的迎角进一步增大时，机翼上的气流分离区域会显著地向机翼前缘移动，当迎角增加到10°时，分离区域已经到达了机翼前缘锯齿处，此时由锯齿在机翼上表面上拖出的涡流已经完全破裂，并导致机翼上表面大面积分离，机翼产生的升力大幅度下降。
飞机的大部分升力来自于机翼，一旦机翼上的气流在激波的干扰下引起的涡流破裂以及气流分离，那么机翼产生的升力就会大幅下降，而如果两侧机冀上不对称的激波导致不对称的分离，则会导致两侧机翼的产生的升力不对称，从而产生滚转力矩，导致飞机向机翼分离区域大的一侧滚转，导致飞机的横向稳定性和操纵性下降，对飞行安全构成极大的威胁。
尽管波音公司找出了解决“翼下冲”问题的最佳飞控程序和前后缘襟翼偏转角度，但是，仅靠修改机翼前后缘襟翼偏转的飞行控制程序的方法仅能部分地解决“翼下冲”问题。从概率上看，大约80％的“翼下冲”问题可通过加大襟翼偏转角度来修正解决，但是仍有20％的“翼下冲”问题无法解决。即便这样，美国军方仍然不能接受，美国海军不会花大价钱接收一种在飞行性能上存在缺陷的战斗机。面对这概率为20％的“翼下冲”问题，波音的技术人员居然束手无策。最后还得靠试飞员理查德。泰文来解决问题，他根据自己多年的结冰失速试飞经验，指出F／A－18E／F机翼上增加的机翼折叠机构口盖破坏了机翼上表面的气动外形，其对机翼气动性能的影响等同于机翼结冰，在跨声速飞行条件下，这个机翼折叠机构口盖会加剧机翼上表面的气流分离，从而导致一侧机翼失速状况加剧。技术人员听取了泰文的建议，拆掉了F／A－18E／F试飞原型机机翼折叠机构口盖重新进行评估试飞。果不其然，剩余20％的“翼下冲”问题也得到了解决，但是这一举措却有带来了新问题——机翼抖振加剧。为了解决这个新问题，NASA兰利研究中心和德莱顿飞行研究中心的技术人员根据其以往在X-21试验机上展开的“超声速层流控制技术”研究经验，想出了一个折中的解决方案，即使用多孔口盖替换原先的机翼折叠机构口盖。所谓多孔口盖，就是在原口盖上打孔，以吸走造成紊流发生的附面层，使得边界层的层流向机翼后方拓展，从而抑制了机翼折叠机构口盖附近的气流分离，同时也消除机翼抖振，可谓“一箭双雕”。
可以说是波音公司试飞员的丰富经验和NASA多家研究机构强大的技术储备帮助F／A－18E／F项目突破了技术瓶颈，渡过难关，从而得到了使得美国国会，军方和波音公司皆大欢喜的圆满结果，从此F／A-18E／F项目发展迈上正轨，最终成就了美国海军的一代主力舰载机。
而F／A－18C／D之所以不存在“翼下冲”现象，是因为其翼展比较小(气泡涡强度小)，机翼前缘没有锯齿(没有锯齿涡)，而且其边条翼面积也比较小(边条涡强度较小)，所以各种涡流对于机翼上表面流场的影响比较小，机翼上的展向升力分布连续变化，对于激波干扰引起的涡流破裂以及气流分离等跨声速非定常气动问题并不敏感。另外，F／A-18C／D的机翼上表面并没有机翼折叠机构口盖，机翼上表面流场连续流畅，在跨声速飞行条件下没有气流的突然分离，更没有分离导致一侧机翼失速加剧的状况。
F－35C可能也面临跨声速机翼突然失速问题
和F-35A／B相比，F-35c的气动外形(尤其是机翼的布局)差别较大：
首先，F－35C的翼展为13.1米(F－35A／B为10.7米)，增加了22％，机翼面积为57.6平方米(F－35A／B为42.7平方米)，增加了35％，这将导致飞机在跨声速机动飞行时，机翼上表面出现的气泡涡强度更大，影响范围更广；
其次，F-35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F-35C机翼上表面的流场(特别是涡量场)和F-35A／B有很大的区别，特别是在大迎角飞行时机翼上表面产生的前缘分离气泡涡的强度差别很大；
最后，在F－35A／B的翼根部都设计有边条，而F－35C的翼根却取消了边条设计，这将导致F-35C翼身结合部的涡流强度小于F-35A／B。
如今，虽然F－35A／B在试飞中并没有出现明显的“翼下冲”现象，但是，根据F／A－18E／F的试飞经验，洛克希德·马丁公司预测，气动外形变化较大的F－35C在跨声速飞行时可能会面临类似的横向飞行品质下降的问题。
上图显示了F－35B进行跨声速机动飞行时机翼上表面的涡流场CFD模拟结果，可见F－35B的进气道棱边和机翼边条都会拖出强劲的涡流，这两个涡流的旋转方向相同，在机翼根部相遇后发生互相干扰，并会合成为一个强度更大的涡流，向后发展到机翼根部上表面，但其影响范围不大，在这个更强的涡流外侧会形成一个二次涡流，这个二次涡流的旋转方向同边条涡的方向相反，强度较小，气动影响很小；同时F－35B的全翼展前缘襟翼偏转时在翼根部形成的缺口也会拖出一个强度不大的涡流，这个涡流影响范围也比较小；当F－35B以大迎角飞行时，在机翼外翼段上表面形成了前缘分离气泡涡，该涡流强度较大，影响范围也大，该涡流在激波的干扰下及易破裂，从而导致机翼上表面气流的大面积分离。而涡流和激波相互干扰的情况则是现有的CFD技术难于精确模拟的，因此有待实际的飞行试验进行研究。
另外，下图显示了F-35B在跨声速机动飞行时机翼上表面油流场和压力场叠加的CFD模拟结果，可见F－35B机翼上的多种涡流共形成了两个分离线(s1、S2)和一个再附着线(A1)，而在机翼的后缘和垂直尾翼之间则形成了数道斜激波，激波之后出现了局部倒流区。
当F－35C以8°的迎角进行跨声速飞行时机翼上表面油流线和涡量场叠加的CFD模拟结果显示，由于F－35C翼根部没有边条翼，因此机翼上表面没有强劲的边条涡流，而仅出现了强度较小的进气道棱边涡，影响范围非常小：同样的，F-35C的前缘襟翼缺口也会拖出一个强度也大不的涡流，这个涡流影响范围也比较小：最关键的是由于F－35C的翼展较大，前缘襟翼翼展长且大，因此，在机翼前缘出现的分离气泡范围更大，机翼上表面的油流场呈现为螺旋焦点型(Focus Type)，在外翼段上表面形成了局部倒流区面积更大，同时也形成了强度更大的气泡涡，该涡流影响范围非常大，几乎覆盖了F－35C的整个外端机翼，一旦该涡流在不对称的跨声速激波的干扰下破裂，则会导致一侧机翼上气流的几乎全部分离，从而导致一侧的机翼突然失速，因此，理论上F-35C有可能发生和F／A-18E／F相似的“翼下冲”现象。
在跨声速飞行条件下，CFD模拟的F-35B与F-35C前机身处截面马赫数云图对比显示，由于F－35各型飞机的机身下部设计非常相似，F－35B与F－35C机身下部流场——特别是内埋弹舱附件的流场也是非常相似的。但是F－35B与F-35C机身上部流场的差别却很大，F－35B机身上部升力风扇口盖处的转角涡强度较大，而F－35C由于机身上部较平坦，所以没有出现明显的转角涡；另外F－35B机翼根部的边条涡强度较大，而F-35C由于没有边条，所以没有出现大强度的边条涡。另外，在跨声速(马赫数超过1.0)飞行条件下，F-35B的边条翼激起了一个低强度的圆锥激波，而F－35c面积更大的机翼前缘激起了一个高强度的圆锥激波。
跨声速飞行条件下，CFD模拟的F－35B与F-35C机翼处横截面马赫数云图对比显示F-35B与F-35C机身下部流场，特别是内埋弹舱附件的流场仍然非常相似，这样设计的好处是使得F-35A／B和F－35C飞机的武器系统从弹舱中分离的状态和轨迹趋于一致，可大幅减少F－35各型飞机的武器分离飞行试验的次数，并降低试验风险和难度。但是F－35B与F-35C机翼周围的流场的差别却很大，翼展较小的F-35B翼尖涡强度较大，而翼展较大的F－35C的翼尖涡强度较小；翼展较小的F－35B机翼上表面的气泡涡强度很小，影响范围也较小，而翼展较大的F-35C在机翼上表面形成了强度较大的气泡涡，F－35C机翼上表面气泡涡影响范围确实非常大，一旦该涡流在不对称的跨声速激波的干扰下破裂，则会导致一侧机翼上表面气流的几乎全部分离，这就是F－35C面临跨声速机翼突然失速问题的关键原因之所在。如果不拿出合理可行的解决方案，那么F-35C在跨声速飞行时有可能发生和F／A-18E／F相似的“翼下冲”现象。
探索性的解决方案
为了消除F-35A／B在跨声速飞行时出现的“翼下冲”现象，洛克希德，马丁公司设计了一套前后缘襟翼偏转程序来提高F－35A／B的跨声速横向飞行品质，试飞结果显示效果良好。
但是，对于气动外形变化较大的F－35C而言，仅偏转前后缘襟翼产生的滚转力矩不一定足以修正F－35C在跨声速飞行时的突然滚转，更何况在机翼突然失速状态下，F－35C机翼上的气动操纵面的操纵效率已经严重下降。
为了预防F-35C在研制过程中重蹈F／A-18E／F的覆辙，降低试飞风险，洛·马丁公司在F－35C的首架试飞原型机(CF－1)的外翼折叠段上表面，副翼之前的区域增加了一个矩形的扰流片，这个扰流片重约4.5千克，由液压驱动，在F－35c做跨声速机动时择机打开，保证F－35c两侧的机翼产生的升力对称，不会出现翼下冲现象。其工作原理是，当F－35C在做跨声速机动时，一旦一侧机翼突然失速，那么另一侧机翼上的扰流片马上打开，保证两侧机翼产生的升力对称。洛·马公司F－35项目执行副总裁汤姆·鲍勃评论道“虽然增加扰流片会降低F-35C的隐身性能、增加结构重景，但是其工作量总比重新设计机翼要小得多”。
目前，由于技术上的局限性，利用CFD和风洞试验的技术手段很难精确模拟F－35C在跨声速状态下机翼上的激波和涡流互相干扰的情况，因此技术人员很难通过模拟研究的手段来预测F－35C在跨声速飞行时是否会出现类似于F／A－18E°F的“翼下冲”现象，必须通过实际的飞行试验进行验证和研究。
因此在CF－1上增加扰流片的做法有很强的研究和探索性质，如果实际试飞的结果表明仅偏转前后缘襟翼和副翼就可改善CF－1的跨声速飞行品质，那么，CF－1上增加的扰流片就是多余之举，在量产型的F-35C上将取消扰流片；反之，如果试飞结果显示仅偏转前后缘襟翼和副翼不足以可改善CF－1的跨声速飞行品质，那么，量产型F－35C就不得不牺牲一定的隐身性能，加装扰流片，甚至采取其他极端措施来解决F－35C在跨声速飞行状态发生的“翼下冲”问题。
由于机翼上表面的激波和涡流的互相干扰。一些拥有中等展弦比和中等后掠角、并采用薄翼型的现代战斗机在跨声速机动飞行时可能出现一侧机翼突然失速(Aws)的非定常气动现象，严重影响了飞行安全。由于技术上的局限性，计算流体力学模拟(CFD)和风洞实验的技术手段很难精确模拟现代战斗机在跨声速状态下机翼上表面的激波和涡流互相干扰的情况，因此，技术人员很难预测现代战斗机在跨声速飞行时是否会出现横向飞行品质下降的问题。该问题只有通过实际的飞行试验进行验证和研究。F/A－18E／F在试飞过程中就曾经发现过跨声速机翼突然失速问题，如今，同样拥有较大翼展的F－35C也可能面临同样的问题。
早在1996年3月，当F／A-18E／F“超级大黄蜂”的工程研制阶段(EMD)试飞原型机还在美国海军帕特森河航空试验站进行评估试飞时，试飞员就发现该飞机在马赫数0.7--0.95，高度3000--12000米，迎角6--12。的跨声速飞行条件下，一侧的机翼会发生无先兆地突然失速，并诱发飞机一侧机翼下沉，伴随非指令性的横向滚转，技术人员称之为“翼下冲”现象，这一现象严重危及到了F／A－18E／F的飞行安全。“冀下冲”问题一度使得F／A－18E／F的试飞进度严重受阻，技术人员感到非常困惑的是F／A－18E／F在跨声速飞行时横向飞行品质下降的问题在设计阶段的计算流体力学模拟、风洞实验等地面模拟实验中居然都没有预测出来。
F／A－18E／F项目曾遭到强烈质疑
1996年对于F／A-18E／F战斗机项目而言是面临最严峻挑战的一年，在当年6月份，美国总审计署向国会提交了一份题为《F／A－18E／F战斗机性能提升有限而成本高昂》的重量级咨询报告，该咨询报告根据实际试飞结果，对F／A-18C／D和F／A－18E／F的作战性能进行了对比，并列举了两种飞机在典型空优构型下(携带2枚AIM－120导弹、2枚AIM－9导弹、60％的内燃油携带量)在各种过载条件下的飞行包线对比情况。结果显示可见无论在何种情况下，F／A－18E的飞行包线范围要小于F／A-18C，也就是说，相比F／A－18C，F／A－18E在典型空优构型下的飞行性能不升反降。报告还给出了F／A－16C／D和F／A－18E／F在各种飞行条件下的稳定盘旋性能和瞬间盘旋性能进行了对比。该报告列举了两种飞机在相同的遮断打击任务构型下——携带2枚AIM－120、两枚AIM-9，3个副油箱，1个红外导航吊舱、1个前视红外吊舱，60％的内燃油携带量，在同一飞行高度(4500米)上的盘旋性能的对比情况。结果显示F／A－18E在全部亚／跨声速范围内的瞬间盘旋能力稍强，F／A-18E的最大瞬间盘旋角速率为16°／秒，F／A－18C为14°／秒；而两型飞机的的最大稳定盘旋角速率都为9°／秒，由此可见，相对于F／A－18C，F／A－18E的机动性能提升十分有限。该咨询报告最后得出结论：F／A－18E／F性能提升有限，但是研发成本却严重超标，并建议国会在下一个财年里终止F／A-18E／F战斗机项目，这无疑给了波音公司沉重一击。
而同样是在1996年，F／A－18E／F又在试飞过程中频繁曝露出严重的“翼下冲”问题，一度使得F／A－18E／F项目发展陷于停顿。对于波音公司而言这更是雪上加霜。
在1997年，由于“翼下冲”问题的困扰，价值630.9亿美元(1996年币值)的F／A-18E／F项目一度被美国国会和GAO“逼到了下马的边缘”。由于当时技术上的局限性，波音公司的技术人员也无法短期内在计算机上或者风洞里对这种“翼下冲”现象进行仿真模拟，最终还得靠试飞员在风险性极高的实际飞行试验中寻找解决方案。波音公司的技术人员在地面一次X--次地修改飞机机翼前后缘襟翼偏转的飞行控制程序，然后靠试飞员冒险在跨声速机动试飞中验证修改的飞控程序对“翼下冲”问题的影响，试飞员理查德，泰文以极大的冒险精神和职业态度对F／A-18E／F的100种不同的前后缘襟翼偏转程序进行了超过1000次跨声速机动试飞之后，终于找出了解决“翼下冲”问题的最佳飞控程序，从而挽救了F／A一18ElF项目。值得注意的是F／A-18E／F的改进原型F／A－18C／D在跨声速飞行时并没有出现这种令人头疼的“翼下冲”现象。
如今，虽然F－35A／B在试飞中并没有出现“翼下冲”现象，但是，根据F／A－18E／F的试飞经验，技术人员预测，气动外形变化较大的F－35C在跨声速飞行时可能会面临类似的横向飞行品质下降的问题。为了预防F-35C在研制过程中重蹈F／A－18E／F的覆辙，洛克希德·马丁公司对F－35C的跨声速机动飞行状态和气动特性进行了详细的CFD模拟研究和风洞试验研究，下一步打算在首架F-35C试飞原型机CF-1上进行实际的飞行试验研究，以求得出最佳解决方案。
美国空军对F／A－18E／F“机翼突然失速”(AWS)问题的调查
实际上跨声速“翼下冲”现象并非仅发生在F／A-18E／F“超级大黄蜂”战斗机身上，在美国的战斗机研制历史上曾有多型战斗机在跨声速机动飞行时出现过横向飞行品质下降的问题，如第一代的F－86，第二代的F-104，第三代的F-4以及垂直起降战斗机AV-8B等，只是这些战斗机发生横向飞行品质恶化的程度不同而已。
AWS问题一度使F／A－18E／F的研制试飞工作陷于停滞，因此，美国国防部临时成立了调查委员会，协调军方、学术界和航空企业界等各方力量，开展AWs项目的专项研究，以求找出AWS问题发生的机理，并探索预测和模拟AWs的方法和解决AWs的措施。
研究表明，F／A－18E／F在跨声速飞行时一侧的机翼会发生的“翼下冲”现象是由于在跨声速飞行时左右机翼上表面出现不对称分离流场所导致的。相对于F／A-18C／D，F／A－18E／F拥有面积更大的边条翼(增大17％)，更大的翼展(增大11.5％)，更大的机翼面积(增大25％)，而且在机翼前缘增加了锯齿，虽然其拖出的涡流有助于减缓机翼上表面气流的展向流动和分离，从而改善飞机的大迎角飞行性能，但是锯齿使得F／A-18E／F机翼上的展向升力分布呈现明显的非线性状态，在跨声速飞行时，其拖出的各种涡流(边条涡、折角涡，襟翼缺口涡、锯齿涡、气泡涡以及翼尖涡等)在激波的干扰下是不稳定的，极易破裂，并导致气流分离。
CFD研究和风洞试验表明，在跨声速飞行时，激波会导致F／A-18E／F机翼前缘锯齿的涡流破裂，进而引发气流分离。同时由于飞机在做跨声速机动飞行时，左右机翼上形成的激波不对称，从而导致分离流场也不对称，这种不对称分离形成了滚转力矩，使得一侧机翼无先兆地突然失速，最终导致诱发“翼下冲”现象。
当飞机进行跨声速飞行时，其机翼和机身上形成的激波前后，气体的压强，密度。温度都会突然升高，流速则突然下降，气体状态的剧烈变化会导致大量的水汽凝结现象，因此，可以通过观察两侧机翼上的水汽冷凝云的办法来大致判断机翼上的不对称流场的差异。从伴飞的飞机上拍得的F／A-18E／F跨声速试飞的照片显示，在F／A－18E／F发生“翼下冲”现象的瞬间，可见左右机翼由于气流分离不对称，致机翼上凝结的水气呈现不对称的现象，进一步证实了技术人员对于翼下冲发生原因的推测。
激波干扰引起的涡流破裂以及气流分离等跨声速非定常气动现象是可以在风洞实验中得到印证的，下图显示的是F／A－18E／F在8英尺见方的跨声速风洞中进行吹风实验的连续照片，吹风实验条件为马赫数0.9：模型实验构型为前缘襟翼下偏10°，后缘襟翼下偏10°，副翼下偏5°，即F／A-18E／F跨声速机动飞行的典型状态。通过观察右侧机翼表面的油流线的变化，可见当飞机的飞行迎角仅为6°时，机翼后缘就在激波的干扰下出现了大面积气流分离，而在低亚声速状态下，F／A-18E／F的机翼的气流分离一般要在迎角大干20°的情况下才会发生，由此可见激波会对机翼上气流分离构成极大的影响。而当实验模型的迎角进一步增大时，机翼上的气流分离区域会显著地向机翼前缘移动，当迎角增加到10°时，分离区域已经到达了机翼前缘锯齿处，此时由锯齿在机翼上表面上拖出的涡流已经完全破裂，并导致机翼上表面大面积分离，机翼产生的升力大幅度下降。
飞机的大部分升力来自于机翼，一旦机翼上的气流在激波的干扰下引起的涡流破裂以及气流分离，那么机翼产生的升力就会大幅下降，而如果两侧机冀上不对称的激波导致不对称的分离，则会导致两侧机翼的产生的升力不对称，从而产生滚转力矩，导致飞机向机翼分离区域大的一侧滚转，导致飞机的横向稳定性和操纵性下降，对飞行安全构成极大的威胁。
尽管波音公司找出了解决“翼下冲”问题的最佳飞控程序和前后缘襟翼偏转角度，但是，仅靠修改机翼前后缘襟翼偏转的飞行控制程序的方法仅能部分地解决“翼下冲”问题。从概率上看，大约80％的“翼下冲”问题可通过加大襟翼偏转角度来修正解决，但是仍有20％的“翼下冲”问题无法解决。即便这样，美国军方仍然不能接受，美国海军不会花大价钱接收一种在飞行性能上存在缺陷的战斗机。面对这概率为20％的“翼下冲”问题，波音的技术人员居然束手无策。最后还得靠试飞员理查德。泰文来解决问题，他根据自己多年的结冰失速试飞经验，指出F／A－18E／F机翼上增加的机翼折叠机构口盖破坏了机翼上表面的气动外形，其对机翼气动性能的影响等同于机翼结冰，在跨声速飞行条件下，这个机翼折叠机构口盖会加剧机翼上表面的气流分离，从而导致一侧机翼失速状况加剧。技术人员听取了泰文的建议，拆掉了F／A－18E／F试飞原型机机翼折叠机构口盖重新进行评估试飞。果不其然，剩余20％的“翼下冲”问题也得到了解决，但是这一举措却有带来了新问题——机翼抖振加剧。为了解决这个新问题，NASA兰利研究中心和德莱顿飞行研究中心的技术人员根据其以往在X-21试验机上展开的“超声速层流控制技术”研究经验，想出了一个折中的解决方案，即使用多孔口盖替换原先的机翼折叠机构口盖。所谓多孔口盖，就是在原口盖上打孔，以吸走造成紊流发生的附面层，使得边界层的层流向机翼后方拓展，从而抑制了机翼折叠机构口盖附近的气流分离，同时也消除机翼抖振，可谓“一箭双雕”。
可以说是波音公司试飞员的丰富经验和NASA多家研究机构强大的技术储备帮助F／A－18E／F项目突破了技术瓶颈，渡过难关，从而得到了使得美国国会，军方和波音公司皆大欢喜的圆满结果，从此F／A-18E／F项目发展迈上正轨，最终成就了美国海军的一代主力舰载机。
而F／A－18C／D之所以不存在“翼下冲”现象，是因为其翼展比较小(气泡涡强度小)，机翼前缘没有锯齿(没有锯齿涡)，而且其边条翼面积也比较小(边条涡强度较小)，所以各种涡流对于机翼上表面流场的影响比较小，机翼上的展向升力分布连续变化，对于激波干扰引起的涡流破裂以及气流分离等跨声速非定常气动问题并不敏感。另外，F／A-18C／D的机翼上表面并没有机翼折叠机构口盖，机翼上表面流场连续流畅，在跨声速飞行条件下没有气流的突然分离，更没有分离导致一侧机翼失速加剧的状况。
F－35C可能也面临跨声速机翼突然失速问题
和F-35A／B相比，F-35c的气动外形(尤其是机翼的布局)差别较大：
首先，F－35C的翼展为13.1米(F－35A／B为10.7米)，增加了22％，机翼面积为57.6平方米(F－35A／B为42.7平方米)，增加了35％，这将导致飞机在跨声速机动飞行时，机翼上表面出现的气泡涡强度更大，影响范围更广；
其次，F-35C的机翼在机翼外翼段后缘增加了副翼，后缘襟翼的弦长也增加很多，而且全翼展前缘襟翼也被机翼折叠机构分为两段，这些改动都会导致F-35C机翼上表面的流场(特别是涡量场)和F-35A／B有很大的区别，特别是在大迎角飞行时机翼上表面产生的前缘分离气泡涡的强度差别很大；
最后，在F－35A／B的翼根部都设计有边条，而F－35C的翼根却取消了边条设计，这将导致F-35C翼身结合部的涡流强度小于F-35A／B。
如今，虽然F－35A／B在试飞中并没有出现明显的“翼下冲”现象，但是，根据F／A－18E／F的试飞经验，洛克希德·马丁公司预测，气动外形变化较大的F－35C在跨声速飞行时可能会面临类似的横向飞行品质下降的问题。
上图显示了F－35B进行跨声速机动飞行时机翼上表面的涡流场CFD模拟结果，可见F－35B的进气道棱边和机翼边条都会拖出强劲的涡流，这两个涡流的旋转方向相同，在机翼根部相遇后发生互相干扰，并会合成为一个强度更大的涡流，向后发展到机翼根部上表面，但其影响范围不大，在这个更强的涡流外侧会形成一个二次涡流，这个二次涡流的旋转方向同边条涡的方向相反，强度较小，气动影响很小；同时F－35B的全翼展前缘襟翼偏转时在翼根部形成的缺口也会拖出一个强度不大的涡流，这个涡流影响范围也比较小；当F－35B以大迎角飞行时，在机翼外翼段上表面形成了前缘分离气泡涡，该涡流强度较大，影响范围也大，该涡流在激波的干扰下及易破裂，从而导致机翼上表面气流的大面积分离。而涡流和激波相互干扰的情况则是现有的CFD技术难于精确模拟的，因此有待实际的飞行试验进行研究。
另外，下图显示了F-35B在跨声速机动飞行时机翼上表面油流场和压力场叠加的CFD模拟结果，可见F－35B机翼上的多种涡流共形成了两个分离线(s1、S2)和一个再附着线(A1)，而在机翼的后缘和垂直尾翼之间则形成了数道斜激波，激波之后出现了局部倒流区。
当F－35C以8°的迎角进行跨声速飞行时机翼上表面油流线和涡量场叠加的CFD模拟结果显示，由于F－35C翼根部没有边条翼，因此机翼上表面没有强劲的边条涡流，而仅出现了强度较小的进气道棱边涡，影响范围非常小：同样的，F-35C的前缘襟翼缺口也会拖出一个强度也大不的涡流，这个涡流影响范围也比较小：最关键的是由于F－35C的翼展较大，前缘襟翼翼展长且大，因此，在机翼前缘出现的分离气泡范围更大，机翼上表面的油流场呈现为螺旋焦点型(Focus Type)，在外翼段上表面形成了局部倒流区面积更大，同时也形成了强度更大的气泡涡，该涡流影响范围非常大，几乎覆盖了F－35C的整个外端机翼，一旦该涡流在不对称的跨声速激波的干扰下破裂，则会导致一侧机翼上气流的几乎全部分离，从而导致一侧的机翼突然失速，因此，理论上F-35C有可能发生和F／A-18E／F相似的“翼下冲”现象。
在跨声速飞行条件下，CFD模拟的F-35B与F-35C前机身处截面马赫数云图对比显示，由于F－35各型飞机的机身下部设计非常相似，F－35B与F－35C机身下部流场——特别是内埋弹舱附件的流场也是非常相似的。但是F－35B与F-35C机身上部流场的差别却很大，F－35B机身上部升力风扇口盖处的转角涡强度较大，而F－35C由于机身上部较平坦，所以没有出现明显的转角涡；另外F－35B机翼根部的边条涡强度较大，而F-35C由于没有边条，所以没有出现大强度的边条涡。另外，在跨声速(马赫数超过1.0)飞行条件下，F-35B的边条翼激起了一个低强度的圆锥激波，而F－35c面积更大的机翼前缘激起了一个高强度的圆锥激波。
跨声速飞行条件下，CFD模拟的F－35B与F-35C机翼处横截面马赫数云图对比显示F-35B与F-35C机身下部流场，特别是内埋弹舱附件的流场仍然非常相似，这样设计的好处是使得F-35A／B和F－35C飞机的武器系统从弹舱中分离的状态和轨迹趋于一致，可大幅减少F－35各型飞机的武器分离飞行试验的次数，并降低试验风险和难度。但是F－35B与F-35C机翼周围的流场的差别却很大，翼展较小的F-35B翼尖涡强度较大，而翼展较大的F－35C的翼尖涡强度较小；翼展较小的F－35B机翼上表面的气泡涡强度很小，影响范围也较小，而翼展较大的F-35C在机翼上表面形成了强度较大的气泡涡，F－35C机翼上表面气泡涡影响范围确实非常大，一旦该涡流在不对称的跨声速激波的干扰下破裂，则会导致一侧机翼上表面气流的几乎全部分离，这就是F－35C面临跨声速机翼突然失速问题的关键原因之所在。如果不拿出合理可行的解决方案，那么F-35C在跨声速飞行时有可能发生和F／A-18E／F相似的“翼下冲”现象。
探索性的解决方案
为了消除F-35A／B在跨声速飞行时出现的“翼下冲”现象，洛克希德，马丁公司设计了一套前后缘襟翼偏转程序来提高F－35A／B的跨声速横向飞行品质，试飞结果显示效果良好。
但是，对于气动外形变化较大的F－35C而言，仅偏转前后缘襟翼产生的滚转力矩不一定足以修正F－35C在跨声速飞行时的突然滚转，更何况在机翼突然失速状态下，F－35C机翼上的气动操纵面的操纵效率已经严重下降。
为了预防F-35C在研制过程中重蹈F／A-18E／F的覆辙，降低试飞风险，洛·马丁公司在F－35C的首架试飞原型机(CF－1)的外翼折叠段上表面，副翼之前的区域增加了一个矩形的扰流片，这个扰流片重约4.5千克，由液压驱动，在F－35c做跨声速机动时择机打开，保证F－35c两侧的机翼产生的升力对称，不会出现翼下冲现象。其工作原理是，当F－35C在做跨声速机动时，一旦一侧机翼突然失速，那么另一侧机翼上的扰流片马上打开，保证两侧机翼产生的升力对称。洛·马公司F－35项目执行副总裁汤姆·鲍勃评论道“虽然增加扰流片会降低F-35C的隐身性能、增加结构重景，但是其工作量总比重新设计机翼要小得多”。
目前，由于技术上的局限性，利用CFD和风洞试验的技术手段很难精确模拟F－35C在跨声速状态下机翼上的激波和涡流互相干扰的情况，因此技术人员很难通过模拟研究的手段来预测F－35C在跨声速飞行时是否会出现类似于F／A－18E°F的“翼下冲”现象，必须通过实际的飞行试验进行验证和研究。
因此在CF－1上增加扰流片的做法有很强的研究和探索性质，如果实际试飞的结果表明仅偏转前后缘襟翼和副翼就可改善CF－1的跨声速飞行品质，那么，CF－1上增加的扰流片就是多余之举，在量产型的F-35C上将取消扰流片；反之，如果试飞结果显示仅偏转前后缘襟翼和副翼不足以可改善CF－1的跨声速飞行品质，那么，量产型F－35C就不得不牺牲一定的隐身性能，加装扰流片，甚至采取其他极端措施来解决F－35C在跨声速飞行状态发生的“翼下冲”问题。
xueyeshengge 发表于 2010-8-8 08:06
说得就跟J-10不是试飞员飞出来的似的，浮躁的只是你{:2_70:}
说得就跟J-10不是试飞员飞出来的似的，浮躁的只是你{:2_70:}
超山猫 发表于 2010-7-31 01:54
因为本来F-35A/B就是非常小的边条，F-35C机翼放大了就没有了
因为本来F-35A/B就是非常小的边条，F-35C机翼放大了就没有了
F35还是很牛的。。。
蛤蟆值夜班 发表于 2010-7-31 10:08
这在中国肯定成为八股明星啊
楼主辛苦了
这在中国肯定成为八股明星啊
楼主辛苦了
趋势结构 发表于 2010-8-8 12:28
应该感谢金戈铁马 他把超级大黄蜂的那段也发出来了 可惜的是 有很多图因为条件限制无法发上来 不然能更直观些 都是F35的风洞测试数据
应该感谢金戈铁马 他把超级大黄蜂的那段也发出来了 可惜的是 有很多图因为条件限制无法发上来 不然能更直观些 都是F35的风洞测试数据
蛤蟆值夜班 发表于 2010-8-8 12:39
是啊，都像你们这样论坛的风气也许没那么糟{:hao:}
可以给个链接啊
是啊，都像你们这样论坛的风气也许没那么糟{:hao:}
可以给个链接啊
趋势结构 发表于 2010-8-8 12:43
恐怕是没有链接了 这篇文章是现代军事2010年八月刊的 【实际出版时间是7月】
恐怕是没有链接了 这篇文章是现代军事2010年八月刊的 【实际出版时间是7月】
dark_knight 发表于 2010-8-8 11:49
哦，再看了下俯视图，
F-35A/B 的边条，就是内翼前那一点三角形部分啊，
F-35C 的内翼弦长也是加大了
原先以为 F-35C 加大机翼只是添加外翼段，
哦，再看了下俯视图，
F-35A/B 的边条，就是内翼前那一点三角形部分啊，
F-35C 的内翼弦长也是加大了
原先以为 F-35C 加大机翼只是添加外翼段，
蛤蟆值夜班 发表于 2010-7-31 10:08
这种说法既对也不对，米国有可以直接进行全尺寸模型或者实机吹风的超大型风洞。
这种说法既对也不对，米国有可以直接进行全尺寸模型或者实机吹风的超大型风洞。
dark_knight 发表于 2010-8-8 17:23
也许实际试飞效果会好一些吧 也可能是美军八股宣传的需要
也许实际试飞效果会好一些吧 也可能是美军八股宣传的需要