F-22的尾部隐身，还有战术价值吗？

价值当然是有的，尾部修行主要是为了降低红外特征而不是为降低尾部RCS，对应对红外制导导弹很有助益

价值当然是有的，尾部修行主要是为了降低红外特征而不是为降低尾部RCS，对应对红外制导导弹很有助益

如果没有价值，怎么美军现在发展的X-47,魔鬼鳐等屁股怎么也还是方向定向的异形喷口呀，否则那样做多费事呀，劳民伤财的，如果其隐身效果不是比轴对称喷口好的多的情况下，美国佬是不会那么做的，因为每架隐身飞机模型都是在经过严格雷达测试的。

如果没有价值，怎么美军现在发展的X-47,魔鬼鳐等屁股怎么也还是方向定向的异形喷口呀，否则那样做多费事呀，劳民伤财的，如果其隐身效果不是比轴对称喷口好的多的情况下，美国佬是不会那么做的，因为每架隐身飞机模型都是在经过严格雷达测试的。

有总比没有强。

能做当然还是耍做好。

楼主一根筋。

隐形不是真的完全看不见，是低可探测性。隐形效果越好，信号特征越小，对敌干扰难度就越低，敌人识别真目标的难度越大。的确台灯和太阳都会发光，隐藏哪个比较容易？

价值是一定有的，其他不做这程度是因为技术和成本因素而不是不想，当然T50例外

翔龙的三角菊花会是为20做技术验证吗？就像小龙的DSI

对老米无比重要，对TB相对次要。

发动机的尾喷口是无法遮挡的。

显然有，逃离的时候避免被导弹追踪

以前没有丝带，可以狂吹雷达能在几百公里外发现锁定隐身灰机

现在自己有了丝带，再吹就需要慎重了

隐身斌不是探测不到…

预警几眼里应该发现的了…

wangyuewo56 发表于 2011-9-12 08:33
如果没有价值，怎么美军现在发展的X-47,魔鬼鳐等屁股怎么也还是方向定向的异形喷口呀，否则那样做多费事呀， ...
x-47是轰炸机，气动布局的优化（或者说机动性）与隐身之间的矛盾较小，使用异型喷管付出的重量、阻力代价更容易接受。可四代战机个个优秀，在彼此探测没有质的差距的情况下，机动性非常重要，F-22的发动机的矩形喷管设计，必然导致推力稍有下降；尾机身格外重视隐身的设计，又必然导致阻力略有增加。

在以三代机为对手设计的F-22上面，这样的付出武官紧要，反正足够对三代机构成绝对的压倒性优势。现在J-20、T-50就不同了，必须以在整体上足以和F-22抗衡，在某些具体性能指标上，对F-22略有优势为目标。要在隐身、雷达、电子设备、弹药、信息化等具体领域，追求这种优势是不可行的，只能在机动性方面谋求优势。战斗机设计是取舍的游戏，既然你要更好的机动性，就必须在其他方面付出相应代价，而尾部隐身方面是相对可以接受的。

人家损失的起那点推力

fkg063423 发表于 2011-9-12 08:18
价值当然是有的，尾部修行主要是为了降低红外特征而不是为降低尾部RCS，对应对红外制导导弹很有助益
F-22的尾部设计，对降低雷达反射面和红外辐射都有帮助。

F-22的雷达反射面，可从F-15等的10平方米左右，下降到不足1平方米，在三代机脉冲多谱勒雷达面前，被探测距离也可以从120公里左右，下降到60公里左右。但在四代机的有源相控阵雷达目前，不过是从250-350公里，下降到150公里左右。而定型状态的J-20，尾部雷达反射面只会比F-22的尾部大最多3倍，也就是最多2平方米，四代机对J-20尾部的探测距离也不过190公里。这点差距，有多大作用？

能做当然还是耍做好。

五维一体战 发表于 2011-9-12 21:04
x-47是轰炸机，气动布局的优化（或者说机动性）与隐身之间的矛盾较小，使用异型喷管付出的重量、阻力代价 ...
呵呵，F-22的发动机的矩形喷管设计，推力稍有下降；但采用矩形喷口的尾部阻力却比其他的轴对称喷口的双发战斗机的尾阻低多了？这你不知道吗？此外矩形扁平的喷口引射效应的超环量增升效果更是大有裨益。:o

如果你要考虑电子对抗的话，即使是在同样一个隐身数量级别上，比如0.3和0.2,都有很大的差距

五维一体战 发表于 2011-9-12 21:15
F-22的尾部设计，对降低雷达反射面和红外辐射都有帮助。

F-22的雷达反射面，可从F-15等的10平方米左右 ...

如果你要考虑电子对抗的话，即使是在同样一个隐身数量级别上，比如0.3和0.2,都有很大的差距

五维一体战 发表于 2011-9-12 21:04
x-47是轰炸机，气动布局的优化（或者说机动性）与隐身之间的矛盾较小，使用异型喷管付出的重量、阻力代价 ...
晕死。。。娘娘超巡一大部分功劳都要拜那个二元TVC，后机身修型减阻所赐

五维一体战 发表于 2011-9-12 21:04
x-47是轰炸机，气动布局的优化（或者说机动性）与隐身之间的矛盾较小，使用异型喷管付出的重量、阻力代价 ...
所谓增重和减推都是谣言

wangyuewo56 发表于 2011-9-12 21:51
呵呵，F-22的发动机的矩形喷管设计，推力稍有下降；但采用矩形喷口的尾部阻力却比其他的轴对称喷口的双发 ...
是的，是推力略有下降，换来红外辐射下降和喷管本身阻力下降，但喷管本身阻力下降，不等于F-22的整个尾部阻力下降。

为了实现尾部的低可探测性 ，F-22把平尾设计成外飘式，为了适应这个平尾，机翼位置也必须设计的与之相适应，这必然付出重量代价。F-22的发动机间隔比J-20大，比T-50小，也是为了降低雷达反射面积。这个不宽不窄的间隔，即不能像J-20的紧凑并列一样减小为部机身和整个机身的宽度（哪怕只是多少厘米），也不能起到T-50那样的降低2台发动机射流干扰以增加有效推力的作用。

所以，F-22的整个尾部设计，隐身虽然格外出色，但总的来说，比J-20、T-50付出了更多的重量、阻力、推力代价，对机动性有不利影响。

xtal 发表于 2011-9-12 22:52
所谓增重和减推都是谣言
;P你在散播谣言

F22的后机身修型减阻，在几种丝带里表现是最突出的

看图便知，机身上下表面到菊花末端，完全平滑过渡没有多余突出面

所谓推力损失，在低阻平滑的后机身这个好处面前根本不是问题

五维一体战 发表于 2011-9-14 00:27
是的，是推力略有下降，换来红外辐射下降和喷管本身阻力下降，但喷管本身阻力下降，不等于F-22的整个尾部 ...

F22的后机身修型减阻，在几种丝带里表现是最突出的

看图便知，机身上下表面到菊花末端，完全平滑过渡没有多余突出面

所谓推力损失，在低阻平滑的后机身这个好处面前根本不是问题

guoxing1987 发表于 2011-9-14 01:00
你在散播谣言
1995年的论文里面已经明示了
二元和轴对称比
重量和推力几乎没区别

从一个极端滑向另一个极端

一派胡言

挂幌子 发表于 2011-9-14 02:56
F22的后机身修型减阻，在几种丝带里表现是最突出的

看图便知，机身上下表面到菊花末端，完全平滑过渡 ...
又来一个减阻派- -
我说不如找点合理数据，看看减阻和减推相比谁更严重一点

这个是技术贴.

挂幌子 发表于 2011-9-14 02:56
F22的后机身修型减阻，在几种丝带里表现是最突出的

看图便知，机身上下表面到菊花末端，完全平滑过渡 ...
1."后机身上下表面到菊花末端，完全平滑过渡没有多余突出面",这对减阻确有帮助，但这也意味着F-22的后机身内部容积，因此减少。

2.后机身（指不包括机翼、平尾、垂尾的主题部分）受到的阻力，只战飞机飞行总阻力一小部分，各种阻力大部分表现在机头、前机身、中机身、机翼、平尾、垂尾等部位。我们最粗略的估计一下，后机身占总阻力的比重很难超过20%。和定型后也很平滑的J-20、T-50比，后机身修型减小的各种阻力，只占后机身总阻力的不足10%，占全机阻各种阻力总和的比例，也就2%左右。牺牲“那么大”的内部容积，换这么点减阻，真的不怎么划算。

3.F-22把平尾设计成外飘式，为了适应这个平尾，机翼位置也必须设计的与之相适应，这必然付出重量代价。

4.F-22为了便于机尾修型，发动机间隔比J-20大，比T-50小。这个不宽不窄的间隔，即不能像J-20的紧凑并列一样减小为部机身和整个机身的宽度（哪怕只是多少厘米），也不能起到T-50那样的降低2台发动机射流干扰以增加有效推力的作用。

综合诸项，F-22为尾部隐身付出的代价是相当大的，战术价值却很小。

五维一体战 发表于 2011-9-15 17:55
1."后机身上下表面到菊花末端，完全平滑过渡没有多余突出面",这对减阻确有帮助，但这也意味着F-22的后机身 ...
后机身（指不包括机翼、平尾、垂尾的主题部分）受到的阻力，只战飞机飞行总阻力一小部分.......

机首大家阻力差不多的情况下，你在尾部阻力减小这么大的优势还看不出来？

然后你自己又脑补尾部减阻没有效果。。。。哪怕是看过跑车吹风洞的人都不敢说你这种话

五维一体战 发表于 2011-9-15 17:55
1."后机身上下表面到菊花末端，完全平滑过渡没有多余突出面",这对减阻确有帮助，但这也意味着F-22的后机身 ...
后机身占总阻力的比重很难超过20%。


给出资料出处，不然我认为你是在扯蛋

用于歼击机上 的宽高 比较小 的二元收扩型喷管相 比轴对称基准喷管增重甚微。
二元收扩喷管确实具有多功 能 的优点 ,有着广阔的发展前途 ,它是很有实用价值且具现实性的新型推进装置。


以对其内部的排气系统热部件进行有效遮挡，其遮挡效果主要与喷管的宽高比有关，宽高比越大，遮挡效果越好。国内也曾对二元喷管做过大量的研究，成功地设计了二元收扩喷管 ，并进行了台架试车和装机后的红外测试

后体阻力一般在30~50%左右，的确是大头。

后体阻力一般在30~50%左右，的确是大头。

你说的是飞机的整个后体，我说的是F-22特有的平滑设计的后“躯体”部分，不包括位于后机身的机翼、平尾、垂尾。

后“躯体”阻力的大小，跟速度有很大关系。简单而言，速度较低时，后体阻力占全机全部阻力的比重较大，朝音速时，后“躯体”阻力占总阻力的比重较小。在说F-22这类追求超音速巡航、超音速机动的战机时，我主要说超音速时的情况。

超音速飞行时，激波阻力能占到飞机推力的3/4。机波阻力绝大部分产生于机头、机翼、尾翼、垂尾等部位，后“躯体”几乎不产生或者在高超音速时产生一定激波阻力。

压差阻力和磨擦阻力的分布相对比较均匀，干扰阻力、诱导阻力则后“躯体”所占比重略高。四代机都对后“躯体”做了类似于F-22的修型，外表面都比较平滑，都可以降低磨擦阻力、干扰阻力、诱导阻力。说后“躯体”阻力占20%虽然不精确，但错不了多少。

青之六 发表于 2011-9-15 19:15
后体阻力一般在30~50%左右，的确是大头。

你说的是飞机的整个后体，我说的是F-22特有的平滑设计的后“躯体”部分，不包括位于后机身的机翼、平尾、垂尾。

后“躯体”阻力的大小，跟速度有很大关系。简单而言，速度较低时，后体阻力占全机全部阻力的比重较大，朝音速时，后“躯体”阻力占总阻力的比重较小。在说F-22这类追求超音速巡航、超音速机动的战机时，我主要说超音速时的情况。

超音速飞行时，激波阻力能占到飞机推力的3/4。机波阻力绝大部分产生于机头、机翼、尾翼、垂尾等部位，后“躯体”几乎不产生或者在高超音速时产生一定激波阻力。

压差阻力和磨擦阻力的分布相对比较均匀，干扰阻力、诱导阻力则后“躯体”所占比重略高。四代机都对后“躯体”做了类似于F-22的修型，外表面都比较平滑，都可以降低磨擦阻力、干扰阻力、诱导阻力。说后“躯体”阻力占20%虽然不精确，但错不了多少。

http://aircraftdesign.nuaa.edu.cn/hgwy/hgwy_4_3.htm
4.3 激 波
  在四十年代,活塞式飞机的平飞速度到达每小时七百多公里俯冲时接近音速度。差不多到达了这种飞机的速度极限。当接近音速时,飞机会发生剧烈的抖振。而且变得很不稳定,几乎无法操纵。有时抖振太剧烈会破坏飞机结构如机翼和尾翼造成失事坠地的悲惨结果。这就是所谓“音障"。随着人们认识的加深,了解到这种现象是由于在跨音速飞行时,飞机上出现激波(又叫冲波)和波阻的结果。
   为了说明激波和波阻的问题,先要研究音速和音泼的物理本质。当物体在空气中的运动速度很快的时候,空气就显示出它具有可压缩的物理特性。声音就是声源在空气中振动,使周围的空气发生周期性的压强和密度的变化,形成一疏一密的疏密波这种波被人的耳膜所感受就听到了声音。这种传播声音的空气疏密波,就叫作音波。音波在空气中传播的速度就是音速。音速在海平面标准状态下,约等于每小时1227公里,或每秒341米。
   飞机飞行时也压缩前面的空气造成疏密波。这种疏密波与音波本质是一样的,只是它的频率不在人的感觉范围之内。空气被压缩的程度与空气的密度和施加于空气的压力有关。空气的密度越大(例如在低空或海平面处),则空气越难以压缩,其压缩程度就越小。施加于空气的压力越大,空气被压缩的程度也越大。但是空气密度与音速有某种对应关系,密度大音速也大,密度小音速也小。所以空气密度可以用音速来衡量。
   同样施加于空气的压力与在空气中运动的物体速度有关。速度越大压力也越大,速度越小压力也越小。因此可以用物体运动速度与音速之比来衡量空气被压缩的程度,这个比值称为马赫数(Mach Nmber),通常用M表示 M=V/a 式中v表示在一定高度上,飞机的飞行速度,a表示该处的音速.根据马赫数的大小可以把飞行速度分为四类:  
压音速: M<0.75
跨音速: 0.75<M<1.2
超音速: 1.2<M<5.0
高超音速: M>5.0  
  一般地说,当飞机的飞行M数等于或大于1时,由于空气可压缩性的影响,飞机上就会有激波产生。
   现在我们来研究飞机在空气中以不同的M数飞行时空气被扰动的状态。首先我们把飞机想象成一个微小的质点该质点与周围空气相互撞击后产生扰动波。如果质点没有运动速度,则质点的扰动波以音速向四周传播,形成以质点为中心的同心球面波。如果质点以音速的二分之一的速度向前飞行,由于音速比质点运动速度大,所以质点总是落在它传出去的扰动波后方,在质点的周围造成偏向前进方向的不同心球面波。如果质点的飞行速度与音速相等,则无数扰动波都迭聚在质点前面,形成一个质点位置所在的与前进方向垂直的平面,该平面不断随质点向前移动但质点所造成的空气扰动波都不会传播到该平面前方去.如果质点以两倍音速飞行,则所有扰动波都被质点超过,在飞行质点后方造成一个锥面,扰动波被局限在这个锥面内。这个锥面被称为扰动锥。上述后两种情况下被质点所扰动的空气中存在一个扰动区和未被扰动区的分界面,这种由质点产生的扰动强度很微弱的波,叫作“边界波",“边界波,,是一种弱扰动.在边界波两边的空气压强、密度和温度等物理参数并没有什么变化。
   但是飞机并不是微小尉点,它是由无数质点组成的庞然大物。每一个质点都在飞机前方造成一道界面波,无数道界面波叠加在-起,造成-种与飞机形状有关的强扰动波,这种扰动波前后的空气压强。密度和温度都奇突变。这样的边界波就叫做激波。
   激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气。其厚度很小，只有千分之一到万分之一毫米。气流通过激波时，空气微团受到很强的阻滞，速度锐减，压强、温度、密度突然增高。应该注意的是，虽然激波随着飞机一起高速前进，但是组成激波的空气层是不断更新的。只是在空气微团进入激波位置时才形成激波，然后获得变化后的物理参数向飞机后方流去。
   从激波的形成看来,由于飞机以音速或超音速飞行时,没有被扰动的空气作为“通信员",跑在飞机前头,“通知"前面的空气预先为飞机“让路"。所以飞机与前面的空气骤然相遇,寻|起剧烈的碰撞,空气被强烈压缩而形成激波。空气在通过激波时,受到一薄层稠密空气的阻滞,使流速急骤降低,由阻滞而产生的热量使空气加温。加温所消耗的能量来自动能。动能的消耗表示产生了一种新的阻力。该阻力由于形成激波而产生,所以就叫“波阻"。波阻对飞机的飞行性能影响很大,如飞行速度在音速附近时,据计算,波阻可能消耗发动机大约全部动力的四分之三。这时阻力系数Cx急骤地增长好几倍。飞行M数不仅对飞机的阻力系数,而且对升力系数和压力中心的位置都有影响。从阻力系数、升力系数和压力中心位置随M数变化的曲线中可以看出:在跨音速范围内,飞机的阻力突然增大许多,升力起伏不定,而作用在机翼上空气动力的压力中心忽然从四分之一翼弦处跳到二分之一翼弦处。这些都是螺旋桨飞机难以超越音速的原因。
  波阻的大小与激波的强度有关,而激波的强弱又取决于飞机外形,尤其是飞机和机翼等部件的头部形状。头部圆钝产生的是与飞机脱开的与飞行方向垂直的脱体正激波,这种激波的强度大,波阻也大。头部尖锐产生的是附着在飞机上斜激波,斜激波的强度较弱,波阻也较小。因此,超音速飞机的头部都是很尖的,而且采用前缘半径很小的并且很薄的翼型,超音速翼型通常有双弧形、菱形或楔形。

  其实在飞机上产生激波往往在M数接近于1但还不到1的时候。这是由于飞行速度接近音速时,飞机机体的某些部位,例如机翼上表面的气流速度大于飞机的飞行速度,可能达到或超过音速.于是在局部超音速区首先开始形成激波.这种在飞行速度尚未达到音超而在部体表面局部地区产生的激波称之为“局部激波"。飞机开始产生局部激波的M数,称为临界M数。临界M数是亚音速和跨音速的分界点,此时所产生的局部激波同样也有对飞机的不利影响。尤其是局部激波后丽的附面层很容易分离,机翼上表面的局部激波会使机翼升力下降造成“激波失速”。
   飞机要以接近音速的飞行速度飞行,必须解决局部激波的问题。也就是设法提高临界马赫数,不致于过早地产生波阻。采用相对厚度较小的,最大厚度靠近翼弦中部的高速翼型可以提高临界M数而且随着M数的增大,空气动力特性变化比较平缓。这是因为高速翼型上的局部气流速度大于飞行速度的数值较小,因此产生局部超音速区的飞行速度也较高。解决这一问题的另一途径是采用合适的机翼平面形状。机翼的平面形状通常由下述几何参数来描述。
   从机翼翼尖的一端到另一端的距离叫翼展(L),b1是机翼前缘延长线在飞机对称面内的弦长,b2是翼尖弦长,X为前缘后掠角,X四分之一为焦点线后掠角。反映机翼细长程度的参数是展弦比(入).

式中b是机翼的平均弦长,S是机翼面积。反映机翼尖削程度的参数是梯形比。

在机翼平面几何参数中，后掠角可以提高临界马赫数和降低波阻。当气流以速度v吹到平直机翼上时，整个速度都用于产生升力，是全部有效的。但是气流以同样的速度v吹到后掠机翼上，由于机翼相对于v是偏斜的，对于产生升力来说，只有垂直于机翼的分速度v1有效。另一个沿着机翼的分速度v2只产生摩擦阻力，对产生升力没有什么用。
  而v1总比v小，所以作用在后掠机翼上实际有效速度减小了。如果对于平直机翼，刚好到达临界速度的话，那么，对后掠机翼v还要大一些，才能达到临界速度。因此后掠机翼可以提高飞机的临界马赫数。如果后掠角为45度，则可以把临界马赫数提高20%。如果后掠角为60度，则可以提高41%。
  三角机翼的减阻效果和大后掠机翼大体相似。但三角翼根部翼弦长因此可以更坚固而比较轻。在飞行M数较大的超音速飞机(例如F.104)上采用小展弦比T型机翼,这是因为M数较大时采用过大后掠角的后掠机翼机翼重量太大。小展弦比T型翼可以用较轻的结构同样达到减低波阻的作用。在许多大后掠角机翼上常常可以看到翼刀、前缘缺口、前缘锯齿或扰流片。这些措施都是为了解决大后掠机翼的翼尖失速问题。在后掠机翼上气流沿着机翼的展向向外流动,使得附面层从翼根到翼尖逐渐变厚在翼尖处造成气流分离引起失速。翼尖失速使飞机变得不稳定,也使副翼失去作用,所以要采取上述措施阻止翼面上展向流动。  
　

　

　


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校　　址：南京市御道街29号
咨询电话：84892177




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&copy;2004 南京航空航天大学飞机设计研究所  

挂幌子 发表于 2011-9-12 12:42
以前没有丝带，可以狂吹雷达能在几百公里外发现锁定隐身灰机

现在自己有了丝带，再吹就需要慎重了
到现在还是要说发现肯定没问题，问题是无法给导弹提供精确制导。

http://www.docin.com/p-72764837.html你可以在看完全文后，重点看第10页。文中说“若管道内燃气增加过缓或过急，将出现随存有能量损失的不稳定流动，最终意味着能量损失”，“如管道内面积率增加太小，将影响......”
在实际应用中，无法得到你引用论文、实验中的“通过精心设计流路和气动方案”，也就无法在实践中达到0.995的量级。

二元收扩型喷管 ,很容易实施垂直平面内±15°的推力转 向。用于歼击机上 的宽高 比较小 的二元收扩型喷管相 比轴对称基准喷管增重甚微。
====连±20°的研究数字都没有，可见该课题对有关研究试验不够收入。做一个±15偏转角的或许增重甚微，但再增加5度，达到20度增重就会更大一些。

我说的是F-22的整个隐身设计，造成阻力增加、重量增加、推力减小，不是专指发电机喷管一项。这些我在前面说的够多了。

挂幌子 发表于 2011-9-15 19:10
军用涡轮喷气发动机隐身设计技术初步探讨

http://www.docin.com/p-72764837.html你可以在看完全文后，重点看第10页。文中说“若管道内燃气增加过缓或过急，将出现随存有能量损失的不稳定流动，最终意味着能量损失”，“如管道内面积率增加太小，将影响......”
在实际应用中，无法得到你引用论文、实验中的“通过精心设计流路和气动方案”，也就无法在实践中达到0.995的量级。

二元收扩型喷管 ,很容易实施垂直平面内±15°的推力转 向。用于歼击机上 的宽高 比较小 的二元收扩型喷管相 比轴对称基准喷管增重甚微。
====连±20°的研究数字都没有，可见该课题对有关研究试验不够收入。做一个±15偏转角的或许增重甚微，但再增加5度，达到20度增重就会更大一些。

我说的是F-22的整个隐身设计，造成阻力增加、重量增加、推力减小，不是专指发电机喷管一项。这些我在前面说的够多了。

五维一体战 发表于 2011-9-16 06:50
你说的是飞机的整个后体，我说的是F-22特有的平滑设计的后“躯体”部分，不包括位于后机身的机翼、平尾 ...
也不知你的定义是从哪里来的，该有的都给扔了，就剩喷管。真实的吹风可不是按你想的那样各部位割裂开来分别吹风计算，更不可能单独就算一个什么都不加上的“后躯体”的阻力。