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剪水鹱的博客

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浅析重四的超音速机动性  

2016-11-28 19:32:48|  分类: 重战 |  标签: |举报 |字号 订阅

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重四的超音速机动性 - puffinus - 剪水鹱的博客

F-22A 马赫 1.6 时的升阻比约为 5.0。

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马赫 1.6 时,典型 3 代重型制空战斗机无外挂状态的升阻比约为 4.0,若携带典型空战载荷则升阻比下降到 3.0 级。

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与 F-22A 相比,T-50 PAK FA 湿表面积较大导致型阻增加,发动机吊舱与机腹中央隧道造成了额外的干扰阻力,圆形横截面的宽间距双发导致尾阻上升,马赫 1.6 时升阻比乐观估计不超过 4.5。

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J-20 外形紧凑,长细比大,横截面分布曲线平滑度高,马赫 1.6 时的升阻比达到 5.5 级问题不大。

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换装 WS-15 后或可采用类似于 F-22A 的后机身设计,以下腹的坡度代替两侧的收腰实现维持横截面分布曲线平滑度的目的,在保持超音速气动性能的同时改善侧向雷达隐形性能 (看发动机研制部门的了)。矩形横截面喷管可令红外辐射特别强烈的排气核心区与环境空气迅速混合,使敌方红外传感器的作用距离下降大约 1/2。与圆截面喷管相比,设计合理,宽高比不甚夸张的矩形横截面战斗机尾喷管推力损失可控制在 2% 以内,远低于尾阻降低的收益,矩形喷管的引射增升作用亦非圆截面喷管所能企及。考虑到换发前后的尾阻变化,不妨假定目前构型 J-20 的马赫 1.6 升阻比为 5.4,完全版 J-20 马赫 1.6 升阻比为 5.6 (如果不顾及亚音速性能,重四的超音速升阻比完全可能达到 6.0-6.5,J-20 的先进鸭式布局比较好地解决了超音速与亚音速性能之间的矛盾,但仍然无法在超音速性能上与假想的纯超巡战斗机比肩)。

战斗机加力涡扇的推力随飞行高度增加 (空气密度减小) 而降低,随飞行速度提高而增加,具体变化幅度依型号不同而各有差异,但根据有限的公开资料,大致可以认为以马赫 1.6 翱翔于对流顶层时,军用推力较海平面静止状态下降 1/2,后燃器推力较海平面静止状态提高 100% (非常粗略的估计,不要太较真,另外 F119,F120,WS-15 这类专门设计的超巡涡扇高空超音速性能,特别是干推力性能,要优于 F100,F110,WS-10,AL-31F 等设计时只考虑短时间超音速冲刺的型号)。由此可以得出 2 台 (适用于双发重战性能对比) AL-31F,AL-41F1S/117S,AL-41F1/117,F119,WS-15 在对流顶层,马赫 1.6 飞行速度时的军用推力和加力推力数值如下 (如果假设 F119 和 WS-15 参数基本符合实际,则三型俄罗斯发动机推力数据偏高)。

AL-31F: 74.5 千牛,266.9 千牛 
AL-41F1S: 86.3 千牛,309.1 千牛
AL-41F1: 89.3 千牛,320.1 千牛
F119: 104 千牛,312 千牛
WS-15: 107.8 千牛,323.4 千牛

有了重量,升阻比,发动机军用推力和加力推力数据,就可估算各型战斗机在对流顶层以马赫 1.6 速度飞行时的持续转向率。简而言之,推力应等于阻力才能在水平转向时维持战斗机的速度及高度不变。需要注意的是 Su-35S,T-50 PAK FA,F-22A 的水平尾翼在超音速飞行时控制权限不足,需以推力矢量实现俯仰控制,从而造成发动机推力的双重损失: 1) 喷管偏转导致轴向推力下降,偏转角 20 度时推力损失 6%;2) 常规战斗机通过压尾获得抬头力矩,机动飞行时尾部气动控制面/矢量喷管提供的负升力需由主翼和机身升力体产生的额外升力加以平衡,导致整体阻力相应增大。矩形横截面喷管引射效应较强,能以较小的偏转角度获得必要的控制力矩,受 1 影响相对较小,但无法避开 2 的魔爪。2 台 F119 开全加力,尾喷管偏转 15 度时垂直方向推力达 80.7 千牛,考虑到引射效应的存在并便于计算,假定用于压尾抬头的负升力为 100 千牛,则机翼和机身需提供 100 千牛附加升力,按升阻比 5.0 计算将导致 20 千牛的阻力增量。喷管偏转 15 度时水平方向推力损失达 3.4%,1 & 2 相加造成了 9.8% 的等效推力损失。Su-35S 和 T-50 PAK FA 升阻比更低,且迎角相同时需要比 F-22A 更大的尾喷管偏转角,依靠推力矢量进行超音速机动时推力损失尤甚于 F-22A,为简化计算,此处将上述常规型号超音速转向时的等效推力损失统一规定为 10% (照顾一下毛子)。J-20 处于干净流场中的鸭翼具备足够的超音速俯仰控制权限,推力矢量乃锦上添花而非雪中送炭,鸭翼在提供抬头控制力矩的同时产生正升力,从而将上面描述的 2 只恶魔一举拿下。

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鸭式布局使得 J-20 纵向受力较为分散,机身抗弯强度相应可低于常规布局型号,从而降低结构重量。面积较小的全动垂尾及先进的 DSI 进气系统对减重亦极其有利。高速飞行时多余进气在激波作用下从 DSI 进气道侧面排出,增大了鸭翼下方的空气密度,使鸭翼/主翼的升力系数比值进一步增大,从而有效地补偿了主翼升力中心的后移。鸭翼的俯仰和横滚控制权限均优于矢量喷管 (按鸭翼升力占总升力 1/10,最大瞬时过载 8 g 计算,鸭翼升力可达二十余吨,远高于 F119 偏转至 20 度极限时的 10 吨出头的垂直推力分量,即使考虑到矢量喷管的引射效应,鸭翼的俯仰控制权限也丝毫不落下风,纵向力臂长度二者相当,横滚操纵力臂长度鸭翼明显占优势),目前构型的 J-20 尽管推重比偏低,在横滚率,敏捷性,瞬时转向率三方面已然颇为恐怖。

F-22A 空重 19700 千克,内油约 8200 千克,正常起飞重量 29300 千克
T-50 PAK FA 空重 18500 千克,内油 10300 千克,满内油空战起飞重量略高于 30000 千克
J-20 空重假定为 19000 千克 (综合考虑先进鸭式布局的减重效果和 J-20 体积大于 F-22A 与 T-50 的因素),内油 10500-11500 千克,正常起飞重量 31000-32000 千克
Su-35S 空重 18400 千克,内油约 11600 千克,满油空战起飞重量超过 31000 千克

考虑到 “侧卫” 整体气动设计比 F-15 胜出一筹,且马赫 1.5 以上的升阻比优于 F-15,不妨假定 Su-35S 空战挂载状态升阻比为 3.3。这样上述型号在对流顶层,马赫 1.6 时的满油空战持续转向率就是 (注意已多次采用有利于俄罗斯型号的假设):
F-22A    4.9 g
T-50       4.4 g
J-20       4.6 g (AL-31F 版,按起飞重量 32000 千克计算)
J-20       5.8 g (WS-15 基线版)
Su-35S 3.0 g

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F-22A 满内油情况下的计算结果非常接近 5.0 g,与 USAF 公开的 5 g 机动飞行包线基本吻合,证明本文所取假设大体成立。

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被某些精神矮子讥笑为发动机不行气动补的 J-20 在配备基线型号 AL-31F 时,高空超音速持续转向率 (更不用说横滚率,敏捷性,瞬时转向率) 即已优于安装 AL-41F1/117 发动机的 T-50 PAK FA,踩得 Su-35S 几乎无法喘气,但超音速持续机动性仍无法与 F-22A 抗衡 (如前所述,对毛发性能有所高估),且不具备超巡能力 (单纯从军用推力来看勉强也够了,然而缺乏剩余功率实施哪怕是较为温和的机动,且 AL-31F 无法承受长时间超音速干推运转的巨大热应力,现阶段的 J-20 超音速飞行时必须启动后燃器)。安装基线型 WS-15 后 J-20 的超音速飞行性能将压倒 F-22A (但远不足以形成代差级优势),凌驾于 T-50 PAK FA 之上,完全无视 Su-35S 的存在。 

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全状态版 J-20 (基线型 WS-15) 如果与 Su-35S 一起实施超音速转向,效果将如上图 (F-16 与 F-4,中空高亚音速) 般震撼。

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这货的推重比和超音速升阻比连典型三代制空机(空战挂载状态)的水平都达不到,挑战 J-20 之前最好先多喝几碗醒酒汤。重四的超音速机动性 - puffinus - 剪水鹱的博客

PS
1. 根据 USAF 数据,可将四代超音速机动能力入门指标设定为满油空战构型,对流顶层马赫 1.6 飞行速度时,持续转向率 5.0 g (标杆型号 F-22A)。
2. 如果 J-20 正常起飞重量取 31500 千克中值,发动机估计性能按照与 F-22A 相同的幅度略微上浮,则配备基线版 WS-15 时,对流顶层马赫 1.6 持续转向率为 6.0 g。
3. 气动不行发动机补的 F-22A 若换装比基线型 WS-15 先进一代 (推力较 F119 增加 20%) 的超巡发动机,超音速持续机动性可与全状态版 J-20 持平。
4. 典型三代制空机上述条件下的持续转向率标杆值可设定为 3.0 g。
5. F-35 上述条件下的持续转向率据美方估计约为 2.0 g。
6. 常规布局中五的日子不好过啊......
7. 使用 AL-31F 时超音速机敏性便已优于 T-50 PAK FA 的 J-20 是轰炸机???
8. 全状态版 J-20 (基线 WS-15) 和升级版 F-22 (增推 20%) 的 6 g 机动飞行包线将与现役 F-22A 的 5 g 机动飞行包线基本重合。


原文遭系统强行屏蔽,乃重发之...
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