[原创]J10B 和 J10 的。。。12-20最新更新1楼和120楼和1 ...-超级军网

12.19最新修订，增加超音速面积律和跨音速面积律内容，简化理解难度

J10B的Bump进气道的圆锥体鼓包产生的流场为锥形流。在超声速段，锥形激波附着在圆锥体鼓包的压缩曲面的边缘，使得压缩曲面上产生法向和横向压强梯度，可将机身附面层吹出进气道口外，所以采用锥型流理论，乘波机原理设计的Bump进气道上可以不采取附面层隔道、不采取吹除措施，使得飞机在隐身、结构强度和减重等方面趋于完美。
--------
J10B的Bump进气道设计点为：高空大马赫数设计点取 Ma=2.0，并以此确定进气截面积（唇口最大包围面积）；在Ma=1.2按发动机最大状态时的流量确定喉道面积，喉道马赫数控制在0.6Ma～0.7Ma  。
J10B的Bump进气道的第一道激波是锥形激波，压缩形式为渐进式压缩的，激波损失小，总压恢复高，具有明显的锥型流特征；末激波倾斜角与唇口后掠角一致，且紧贴唇口，是强解斜激波，波后为亚声速。
J10B的Bump进气道在超声速段的总压恢复系数优于J10 的斜板可调的3波系进气道。
J10B的Bump进气道在超声速段的迎风阻力小于J10 的斜板可调的3波系进气道。
[  J10B的Bump进气道唇口最大包围面积 < （J10 的可调3波系进气道唇口最大包围面积 + 附面层隔道横截面的面积） ]
-----------------------------------------------------------------------
J10B的前机体的横向截面类似椭圆，但该椭圆的下部被修平。因此沿J10B的纵轴剖开，前机体的纵向截面类似上凸下平的翼型，亚音速时J10B前机体的升力大于J10前机体的升力。由于飞行时迎角总是存在的，只是平飞时迎角较小，盘旋时迎角较大，超音速时（由于飞行时迎角总是存在的）J10B前机体平坦的下部所获得的压缩上升力大于前机体上部的圆锥体所承受的压缩下压力。总之无论计算还是试飞均表明，超音速时J10B前机体的升力大于J10前机体的升力。
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至于超音速面积律和跨音速面积律，总之整体上J10B要优于J10A。
跨音速面积律：
决定跨音速飞行的飞行器零升力波阻的截面积是飞行器的横截面积，近似等于具有相同横截面积分布的旋成体的零升力波阻。最小波阻旋成体的截面积分布是：从尖的前端起始---〉缓和过渡到横截面积相对大的中部---〉缓和过渡到尖的尾端结束。给个纵向剖面示意：  鼻锥开始尾端结束

因此，可根据最小波阻力旋成体的横截面积分布来调整飞行器的横截面积，以获得较小的波阻力。机翼-机身组合体（图1 ）横截面积 A-A与其当量旋成体的对应横截面积 B-B相等。因为光滑（母线无反曲）旋成体的波阻最小，所以为了降低飞行器跨音速飞行时的零升波阻力，可以修改机身横截面积沿纵轴的分布，例如缩小机翼、尾翼与机身连接区的机身横截面积和增大机翼、尾翼前后方的机身横截面积,形成蜂腰形机身,使飞行器当量旋成体的横截面积分布与最小波阻旋成体的相接近或做到尽量光滑。
J10B修改后的前机体从鼻锥开始至主翼的翼根前端，相比J10更接近最小波阻旋成体的截面积分布的前面部份。
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超音速面积律：是在给定的飞行马赫数下通过机身纵轴上某一点的后马赫锥的切平面（称马赫平面，图2a）所切割的飞行器截面积（图2b ）。由于每个子午角θ都对应着一个马赫平面，不同子午角θ的马赫平面所切割的飞行器截面积是不同的，因此应取θ从 0度到360度中各马赫平面所切割飞行器截面积投影的平均值作为机身纵轴上这一点的当量旋成体的截面积。同样，为了降低超音速飞行时飞行器的零升波阻力，必须使这一当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑。
见下图
解释：假设2.0+Ma条件下的马赫锥
下图a的x轴，就是飞机的纵轴；圆锥体就是假想的马赫锥；圆锥体的顶点是飞机纵轴上（任意）某点；马赫平面就是马赫锥的锥体侧面的切平面。
下图b是马赫锥的切平面（称马赫平面）所切割的飞行器截面积，是斜切过去的，此图采用拉开来展示切面。
下图b右下的黑色图是取该马赫锥的各马赫平面（图上 θ从 0度到360度）所切割飞行器的截面积（在与纵轴垂直的投影面）的投影的平均值，用该投影的平均值作为机身纵轴上这一点的当量旋成体的截面积。（由于理论上有无数个马赫平面，设计中只能选取数目合理的采样量）。
沿飞机纵轴，从机首至机尾，求各个采样点的后马赫锥的当量旋成体的截面积，为了降低超音速飞行时飞行器的零升波阻力，必须使这一当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑。

---
J10B修改后的前机体，进气道前的部份被修平。沿J10B纵轴，从机首至Bump唇口与机身的交汇点对纵轴的投影的这段距离上取足够多的采样点，得到从1.2Ma至2.0+Ma条件下的各个采样点的后马赫锥的当量旋成体的截面积的结果是J10B小于J10，同时这一当量截面积沿纵轴的分布的光滑度的结果是J10B优于J10。
整体上来说，跨音速面积率和超音速面积律，J10B都优于J10，所以速度特性，盘旋特性，J10B试飞的结果均优于J10，也是与预期相吻合的。
#######################################
------------------------------------------
跨音速面积律:飞行器的横截面积尽量小，横截面积沿纵轴的分布与最小波阻旋成体的横截面积沿纵轴的分布相接近或做到飞行器的横截面积沿纵轴的分布尽量光滑。
超音速面积律:后马赫锥的当量旋成体的截面积尽量小，后马赫锥的当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑
------------------------------------------

区别：（飞行器的横截面积）与（后马赫锥的当量旋成体的截面积）
相同的：强调尽量缩小截面积，强调截面积沿纵轴光滑过渡。

   由上图可以得到结论，当马赫数由超音速Ma>1降为Ma=1时  马赫锥就退化为马赫平面，并且与纵轴相垂直。
实际上当Ma=1时  马赫锥就退化为与纵轴相垂直的截平面，由上图可知与纵轴相垂直的截平面的当量旋成体的截面积就是横截面积。因此当Ma=1时  后马赫锥的当量旋成体的截面积就退化为横截面积。
所以跨音速面积律是超音速面积律在Ma=1时  后马赫锥退化为与纵轴相垂直的截平面（正激波面）的特例，跨音速面积律可看作超音速面积律简化后的面积律。跨音速面积律的计算复杂度较超音速面积律大为简化，跨音速面积律的运用较容易从外形上直观判断。

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跨音速面积律的减阻效率转折点在：1.4Ma 至 1.5Ma
超音速面积律与跨音速面积律的交集区在： 1.1Ma 至 1.8Ma
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共同学习而已。如果不用数学公式来表达，两者间的关系恐怕很难完整地解释。只能从外行的角度 ...
天策府属发表于 2010-12-19 18:59

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4（3）代战斗机、5（4）代战斗机，在设计伊始就需要综合考虑跨音速面积律和超音速面积律这两个问题。
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J10由于是第一款国产全权限数字电传鸭式布局战机，由于鸭式布局配平复杂，担心横截面为卵形的前机身与鸭翼耦合诱发大迎角时的纵向发散，所以采用了横截面为圆形的前机身。又由于有J-8II的3波系进气道的技术储备，所以采用腹部3波系进气道。
J10对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化，是在其前机身受上述两个条件约束的情况下进行的。
-----------------------------------------------
2000年后由于国内对DSI进气道深入展开，后来又有FC-1的DSI进气道来练手，对DSI进气道有了更深入地研究。由于J10的研制成功及装备部队，国内对全权限数字电传鸭式布局的气动特性的研究进入更深层次，已经攻克了卵形的前机身与鸭翼耦合的气动问题。在此基础上发展出机身下部修平的半卵形前机身与鸭翼耦合的更为优秀的前机身气动布局。
J10B的前机身特点：亚/跨/超音速的升力特性好；下部修平的半卵形前机身在中/大迎角下可有效的抑制不对称机头涡，从而降低了在中/大迎角下，因不对称机头涡而诱发的不对称侧力，提高了在中/大迎角下的横侧安定性，使得J10B的可用迎角大于J10的可用迎角。至于下部修平的半卵形前机身使得气动焦点前移的问题，则由改进后的电传飞控系统解决，实际上半卵形前机身使得气动焦点前移更有利于提高J10B的盘旋性能和提高超音速机动性。
由于J10B的前机身气动布局改变了，气动特性改变了，因此J10B对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的约束条件，是完全不同于J10对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的约束条件的。
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因此在相同的气动特性约束条件下过于优化超音速面积律肯定会舍弃部份跨音速面积律的性能。
但是J10B的前机身气动布局改变了，J10B的对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的约束条件，是完全不同于J10的。J10B在更优秀的前机身气动布局的约束条件下，对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的结果优于J10，是很客观的啊，不矛盾的啊，空军很满意的啊。
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本质上是不同的条件，结果不同。
楼上陷入了条件不变，结果一致的筐里去了。
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12.19最新修订，增加超音速面积律和跨音速面积律内容，简化理解难度

J10B的Bump进气道的圆锥体鼓包产生的流场为锥形流。在超声速段，锥形激波附着在圆锥体鼓包的压缩曲面的边缘，使得压缩曲面上产生法向和横向压强梯度，可将机身附面层吹出进气道口外，所以采用锥型流理论，乘波机原理设计的Bump进气道上可以不采取附面层隔道、不采取吹除措施，使得飞机在隐身、结构强度和减重等方面趋于完美。
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J10B的Bump进气道设计点为：高空大马赫数设计点取 Ma=2.0，并以此确定进气截面积（唇口最大包围面积）；在Ma=1.2按发动机最大状态时的流量确定喉道面积，喉道马赫数控制在0.6Ma～0.7Ma  。
J10B的Bump进气道的第一道激波是锥形激波，压缩形式为渐进式压缩的，激波损失小，总压恢复高，具有明显的锥型流特征；末激波倾斜角与唇口后掠角一致，且紧贴唇口，是强解斜激波，波后为亚声速。
J10B的Bump进气道在超声速段的总压恢复系数优于J10 的斜板可调的3波系进气道。
J10B的Bump进气道在超声速段的迎风阻力小于J10 的斜板可调的3波系进气道。
[  J10B的Bump进气道唇口最大包围面积 < （J10 的可调3波系进气道唇口最大包围面积 + 附面层隔道横截面的面积） ]
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J10B的前机体的横向截面类似椭圆，但该椭圆的下部被修平。因此沿J10B的纵轴剖开，前机体的纵向截面类似上凸下平的翼型，亚音速时J10B前机体的升力大于J10前机体的升力。由于飞行时迎角总是存在的，只是平飞时迎角较小，盘旋时迎角较大，超音速时（由于飞行时迎角总是存在的）J10B前机体平坦的下部所获得的压缩上升力大于前机体上部的圆锥体所承受的压缩下压力。总之无论计算还是试飞均表明，超音速时J10B前机体的升力大于J10前机体的升力。
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至于超音速面积律和跨音速面积律，总之整体上J10B要优于J10A。
跨音速面积律：
决定跨音速飞行的飞行器零升力波阻的截面积是飞行器的横截面积，近似等于具有相同横截面积分布的旋成体的零升力波阻。最小波阻旋成体的截面积分布是：从尖的前端起始---〉缓和过渡到横截面积相对大的中部---〉缓和过渡到尖的尾端结束。给个纵向剖面示意：  鼻锥开始尾端结束

因此，可根据最小波阻力旋成体的横截面积分布来调整飞行器的横截面积，以获得较小的波阻力。机翼-机身组合体（图1 ）横截面积 A-A与其当量旋成体的对应横截面积 B-B相等。因为光滑（母线无反曲）旋成体的波阻最小，所以为了降低飞行器跨音速飞行时的零升波阻力，可以修改机身横截面积沿纵轴的分布，例如缩小机翼、尾翼与机身连接区的机身横截面积和增大机翼、尾翼前后方的机身横截面积,形成蜂腰形机身,使飞行器当量旋成体的横截面积分布与最小波阻旋成体的相接近或做到尽量光滑。
J10B修改后的前机体从鼻锥开始至主翼的翼根前端，相比J10更接近最小波阻旋成体的截面积分布的前面部份。
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超音速面积律：是在给定的飞行马赫数下通过机身纵轴上某一点的后马赫锥的切平面（称马赫平面，图2a）所切割的飞行器截面积（图2b ）。由于每个子午角θ都对应着一个马赫平面，不同子午角θ的马赫平面所切割的飞行器截面积是不同的，因此应取θ从 0度到360度中各马赫平面所切割飞行器截面积投影的平均值作为机身纵轴上这一点的当量旋成体的截面积。同样，为了降低超音速飞行时飞行器的零升波阻力，必须使这一当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑。
见下图
解释：假设2.0+Ma条件下的马赫锥
下图a的x轴，就是飞机的纵轴；圆锥体就是假想的马赫锥；圆锥体的顶点是飞机纵轴上（任意）某点；马赫平面就是马赫锥的锥体侧面的切平面。
下图b是马赫锥的切平面（称马赫平面）所切割的飞行器截面积，是斜切过去的，此图采用拉开来展示切面。
下图b右下的黑色图是取该马赫锥的各马赫平面（图上 θ从 0度到360度）所切割飞行器的截面积（在与纵轴垂直的投影面）的投影的平均值，用该投影的平均值作为机身纵轴上这一点的当量旋成体的截面积。（由于理论上有无数个马赫平面，设计中只能选取数目合理的采样量）。
沿飞机纵轴，从机首至机尾，求各个采样点的后马赫锥的当量旋成体的截面积，为了降低超音速飞行时飞行器的零升波阻力，必须使这一当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑。

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J10B修改后的前机体，进气道前的部份被修平。沿J10B纵轴，从机首至Bump唇口与机身的交汇点对纵轴的投影的这段距离上取足够多的采样点，得到从1.2Ma至2.0+Ma条件下的各个采样点的后马赫锥的当量旋成体的截面积的结果是J10B小于J10，同时这一当量截面积沿纵轴的分布的光滑度的结果是J10B优于J10。
整体上来说，跨音速面积率和超音速面积律，J10B都优于J10，所以速度特性，盘旋特性，J10B试飞的结果均优于J10，也是与预期相吻合的。
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跨音速面积律:飞行器的横截面积尽量小，横截面积沿纵轴的分布与最小波阻旋成体的横截面积沿纵轴的分布相接近或做到飞行器的横截面积沿纵轴的分布尽量光滑。
超音速面积律:后马赫锥的当量旋成体的截面积尽量小，后马赫锥的当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑
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区别：（飞行器的横截面积）与（后马赫锥的当量旋成体的截面积）
相同的：强调尽量缩小截面积，强调截面积沿纵轴光滑过渡。

   由上图可以得到结论，当马赫数由超音速Ma>1降为Ma=1时  马赫锥就退化为马赫平面，并且与纵轴相垂直。
实际上当Ma=1时  马赫锥就退化为与纵轴相垂直的截平面，由上图可知与纵轴相垂直的截平面的当量旋成体的截面积就是横截面积。因此当Ma=1时  后马赫锥的当量旋成体的截面积就退化为横截面积。
所以跨音速面积律是超音速面积律在Ma=1时  后马赫锥退化为与纵轴相垂直的截平面（正激波面）的特例，跨音速面积律可看作超音速面积律简化后的面积律。跨音速面积律的计算复杂度较超音速面积律大为简化，跨音速面积律的运用较容易从外形上直观判断。

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跨音速面积律的减阻效率转折点在：1.4Ma 至 1.5Ma
超音速面积律与跨音速面积律的交集区在： 1.1Ma 至 1.8Ma
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共同学习而已。如果不用数学公式来表达，两者间的关系恐怕很难完整地解释。只能从外行的角度 ...
天策府属发表于 2010-12-19 18:59

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4（3）代战斗机、5（4）代战斗机，在设计伊始就需要综合考虑跨音速面积律和超音速面积律这两个问题。
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J10由于是第一款国产全权限数字电传鸭式布局战机，由于鸭式布局配平复杂，担心横截面为卵形的前机身与鸭翼耦合诱发大迎角时的纵向发散，所以采用了横截面为圆形的前机身。又由于有J-8II的3波系进气道的技术储备，所以采用腹部3波系进气道。
J10对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化，是在其前机身受上述两个条件约束的情况下进行的。
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2000年后由于国内对DSI进气道深入展开，后来又有FC-1的DSI进气道来练手，对DSI进气道有了更深入地研究。由于J10的研制成功及装备部队，国内对全权限数字电传鸭式布局的气动特性的研究进入更深层次，已经攻克了卵形的前机身与鸭翼耦合的气动问题。在此基础上发展出机身下部修平的半卵形前机身与鸭翼耦合的更为优秀的前机身气动布局。
J10B的前机身特点：亚/跨/超音速的升力特性好；下部修平的半卵形前机身在中/大迎角下可有效的抑制不对称机头涡，从而降低了在中/大迎角下，因不对称机头涡而诱发的不对称侧力，提高了在中/大迎角下的横侧安定性，使得J10B的可用迎角大于J10的可用迎角。至于下部修平的半卵形前机身使得气动焦点前移的问题，则由改进后的电传飞控系统解决，实际上半卵形前机身使得气动焦点前移更有利于提高J10B的盘旋性能和提高超音速机动性。
由于J10B的前机身气动布局改变了，气动特性改变了，因此J10B对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的约束条件，是完全不同于J10对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的约束条件的。
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因此在相同的气动特性约束条件下过于优化超音速面积律肯定会舍弃部份跨音速面积律的性能。
但是J10B的前机身气动布局改变了，J10B的对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的约束条件，是完全不同于J10的。J10B在更优秀的前机身气动布局的约束条件下，对跨音速面积律和超音速面积律的最佳综合优化的结果优于J10，是很客观的啊，不矛盾的啊，空军很满意的啊。
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本质上是不同的条件，结果不同。
楼上陷入了条件不变，结果一致的筐里去了。
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先顶后看

顺便请问楼主一个问题。10B是有IRST的，不过10A好像没有，那么10A如何弥补没有IRST所带来的劣势哪？国产歼11也有IRST，那么10A和11战术战法上是不是也有差别？

10A和11战术战法上有差别

被锁的主题，内容补了，
http://lt.cjdby.net/thread-1029745-1-1.html
PLA把扣掉得分补回给我巴。

那么10A如何弥补没有IRST的劣势？类似F22这种隐形战机可以采用诸如A射B导这种方式，但是10A不是隐形机，那么空战中是否就干脆雷达开机，也不怕被敌发现？
   现代战争并不是单纯的比谁的武器多，谁的武器先进，战术的运用也非常关键。我国古代就有淝水之战、官渡之战、赤壁之战这种以少胜多的典型战斗，可谓事在人为。那么我想如果战术运用得当，空地配合恰当，在国产5代机面世前10或11对抗F22还是没有可能的，军队高层不傻，肯定早就安排了一些特殊的战法，不过这应该都是机密吧。
   如果可以的话楼主能否透露一点普通的战术，前提是别泄密就行。
PS：现在越来越多的人只关心军事武器是否先进甚至外形是否威猛，完全忘记了战争中最重要的因素-人，陷入了唯武器论的怪圈。

那么10A如何弥补没有IRST的劣势？类似F22这种隐形战机可以采用诸如A射B导这种方式，但是10A不是隐形机，那么空战中是否就干脆雷达开机，也不怕被敌发现？
   现代战争并不是单纯的比谁的武器多，谁的武器先进，战术的运用也非常关键。我国古代就有淝水之战、官渡之战、赤壁之战这种以少胜多的典型战斗，可谓事在人为。那么我想如果战术运用得当，空地配合恰当，在国产5代机面世前10或11对抗F22还是没有可能的，军队高层不傻，肯定早就安排了一些特殊的战法，不过这应该都是机密吧。
   如果可以的话楼主能否透露一点普通的战术，前提是别泄密就行。
PS：现在越来越多的人只关心军事武器是否先进甚至外形是否威猛，完全忘记了战争中最重要的因素-人，陷入了唯武器论的怪圈。

{:157:} 不是黑话但没怎么看懂就是知道似乎B比A好那就爽啦 {:3_81:}

看J10B的机头, 跟F16的机头有点异曲同工的意思阿...

RAF 发表于 2010-12-16 05:25

前机身提高升力都想追求，但可能整流罩内留给雷达天线的空间对此产生限制。猜测F-16的扁平机头是其重视格斗的设计原则导致的，而10B则由于用上了有源相控阵。

天策府属发表于 2010-12-16 06:42

我记得N年前我看过一篇文章,说F16的机头搞成现在这个样子是用机头给进气道的空气做预压缩(可能是这个名词). N年前的记忆, 不保证正确:)

对歼十的空优特性是不是有了更大的进步

LZ的意思是试飞表明10B的气动性能相比10A都要好一些，不论超音速还是亚音速，10B反而达到了更好的平衡？

LZ的意思是10B上也验证了升力体总体设计?

10B好像还没有大批量生产

回复 6# z57807641c
你不觉得对于同一个人来说，手中的武器越先进，他所能发挥的作用越大吗？并非每个人都是电影中的主角，我并不怀疑我们可以战胜任何敌人，但我希望代价尽可能的小。士兵上战场，国家给士兵充分的训练和尽可能先进的武器，这是看不见的约定

sopc_dsp 发表于 2010-12-16 02:25

首先感谢楼主楼主的意思是超音速性能，截击性能，B好于A吗？谢谢科普

sopc_dsp 发表于 2010-12-16 02:25

速度特性、盘旋特性，J10B试飞的结果均优于J10。

　　由衷钦偑dsp老大的专业能力，不仅会计算，还知道了试飞结果，谢谢。

611的气动设计越来越纯熟了

棍B的脑袋有那么扁么，为什么我觉得与老棍没多大差别。

sopc_dsp 发表于 2010-12-16 02:25

请教，面积率和10A、10B有啥区别？

不懂专业，不过显然是好消息～

RAF 发表于 2010-12-16 07:03

就是对进气进行预压。

好贴要顶。。

老老实实听各位强人科普{:174:}

支持技术贴

是设计目标还是经验证的结果？

RAF 发表于 2010-12-16 07:03

老兄记得没错，F-16的前机身的确有对进气道前气流进行预压缩的作用，改善了大迎角下的进气效率。增升的设计则主要体现在边条上。

J10B的DSI如楼主所说对进气道前气流进行的处理更彻底，椭圆形前机身的设计似乎和增升及降低雷达反射截面积关系更大一些。

szaac 发表于 2010-12-16 09:22

试飞就是验证的。

看了半天云里雾里，看起来要加强学习了

深空探索发表于 2010-12-16 08:31

大边条的枭龙和鼓包的十已经足以证明走在世界前列了。

611将成世界航空器方面的领头羊

明年，发动机使用TH改的10B就量产了，推力更大，再加上优秀的气动，很值得期待！！

有实验数据证明你的结论么？不能你说好就好吧。

这次不是待续了

可是上帖的分已经扣了

好贴呀！顶

老大科普。学习了。

aq0756 发表于 2010-12-16 09:36

边条几十年前就开始应用了，鼓包属于局部技术，还不能说已经走到世界前沿了。只能等丝带出来，看看是否布局达到了顶尖水平。

进来看看

顶大大，请问下10B换发方便么？

storyfans 发表于 2010-12-16 10:16

注意“大”字！你去查查鼓包是那年出现成熟的。