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[平台总体] 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

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发表于 2020-02-29 20:05 超大游击队员 | 显示全部楼层 |阅读模式

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本帖最后由 wangbin瑟尔 于 2020-2-29 20:38 编辑

从图上可以看出,高度11km,速度0.8M时,苏27巡航升阻比最高,差不多13,其次是F16和F22,都是11.3左右,F15约10.8,F18约为10.7,F4为10.2,米格21为8.4。
F16的机腹进气和米格21机头进气翼身干扰阻力最小,翼身结合不但没有降低升阻比,反而有点升高。F18最惨,机翼升阻比最高,翼身结合后升阻比下降最多,整机升阻比反而较差。F22和苏27有升力体加成,虽然机翼升力不是最高的,但是升力体显然使整机升阻比高了一大截。
另外机翼扭转和增加前缘襟翼可以使升阻比提高不少。F15没有前缘襟翼,但是机翼扭转大,升阻比也不错。米格21最弱,但是增加前缘襟翼和机翼扭转的话,理论升阻比也可以达到10。F18虽然也有扭转和前缘襟翼,但是实际升阻比贡献没有理论值大。
另外说说苏57,虽然和苏27系同源,机翼面积也更大,但是由于展弦比减小,机翼后掠角变大,升阻比应该不如苏27,估计在11.5左右,和F22差不多。
再大概说下歼十,虽然以前有帖子估计歼十巡航升阻比只有9,但是这个估值明显偏低,米格21的57度后掠角三角翼经过扭转和加前缘襟翼都能达到10,那么展弦比更大,更大扭转角且有鸭翼增升的歼十估计巡航升阻比应在10-11之间比较靠谱。
Screenshot_20200225_144527.jpg
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 楼主| 发表于 2020-03-01 10:34 超大游击队员 | 显示全部楼层
hill124 发表于 2020-2-29 20:56
有全文链接么?这个证明了我的之前的观点:四代机升力体机身的主要升力来源是涡的利用,小迎角时所能提供的 ...

截图来自中航的飞机设计手册第4册144页,这里F22和苏27通过升力体使整机巡航升阻比提高了10%以上,效果已经很不错了
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发表于 2020-02-29 20:48 | 显示全部楼层
怎么没有F14啊,感觉F14巡航升阻比会很高。
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发表于 2020-02-29 20:53 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

巡航的时候,鸭翼并不增升。
前缘襟翼也不是巡航时增升用的
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发表于 2020-02-29 20:53 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

冲锋步枪手 发表于 2020-2-29 20:48
怎么没有F14啊,感觉F14巡航升阻比会很高。

这种变形翼飞机,就是不讲道理的
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发表于 2020-02-29 20:56 | 显示全部楼层
有全文链接么?这个证明了我的之前的观点:四代机升力体机身的主要升力来源是涡的利用,小迎角时所能提供的升力增益很小。

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 楼主| 发表于 2020-02-29 22:37 超大游击队员 | 显示全部楼层
冲锋步枪手 发表于 2020-2-29 20:48
怎么没有F14啊,感觉F14巡航升阻比会很高。

哦,和变后掠的F14还是没法比的,不过F14太重了,航程并没有优势,挂副油箱航程才和苏27差不多吧
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发表于 2020-02-29 22:43 超大游击队员 | 显示全部楼层
一个伪军迷 发表于 2020-2-29 20:53
巡航的时候,鸭翼并不增升。
前缘襟翼也不是巡航时增升用的

论文里鸭翼不是正升力么,为什么不能增升呢?
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发表于 2020-02-29 22:56 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

本帖最后由 一个伪军迷 于 2020-2-29 22:59 编辑
hhhh83 发表于 2020-2-29 22:43
论文里鸭翼不是正升力么,为什么不能增升呢?


哦,相对平尾来说的。

就是相同翼面积,并不能比有平尾的飞机升力增加。

我的理解哈。所谓鸭翼增升,是指大迎角时,可以通过涡流增升,以及减少鸭翼迎角增升。从而延迟失速。

但这跟巡航升阻比没关系。

反而是用鸭翼的飞机一般都是展弦比较小。亚音速升阻比,比不过常规有尾布局。
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 楼主| 发表于 2020-02-29 23:04 超大游击队员 | 显示全部楼层
一个伪军迷 发表于 2020-2-29 20:53
巡航的时候,鸭翼并不增升。
前缘襟翼也不是巡航时增升用的

鸭翼在任何迎角下都可以增升的,反而是边条翼一般10度以下的小迎角可能会降低升力系数
Screenshot_20200229_230343.jpg
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发表于 2020-02-29 23:08 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

冲锋步枪手 发表于 2020-2-29 20:48
怎么没有F14啊,感觉F14巡航升阻比会很高。

F-14机翼后掠角最小时(20°)可以取得最大升阻比,但此时速度偏低达不到最远航程。当巡航速度提高到0.8马赫,最大升阻比(后掠角35°)也就大约12.5左右,和su-27差不多。F-14的优势是0.6马赫低速时最小后掠角能达到接近15的升阻比,可以获得最长的续航时间,这对舰载机提高巡逻时间有利。

2020-02-29_223115.jpg
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发表于 2020-02-29 23:47 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

wangbin瑟尔 发表于 2020-2-29 23:04
鸭翼在任何迎角下都可以增升的,反而是边条翼一般10度以下的小迎角可能会降低升力系数
在中等迎角以下,鸭翼干扰(下洗)降低机翼升力;在大迎角下,鸭翼干扰增加机翼升力


这个论文中有这么句话。
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发表于 2020-03-01 00:10 超大游击队员 | 显示全部楼层
wangbin瑟尔 发表于 2020-2-29 22:37
哦,和变后掠的F14还是没法比的,不过F14太重了,航程并没有优势,挂副油箱航程才和苏27差不多吧

不过,F/A-18 也实在太惨了,牺牲了超音速性能,却依然那么差的亚音速升阻比…
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发表于 2020-03-01 00:15 超大游击队员 | 显示全部楼层
等等,米格-21 那 55° 后掠角的简单三角翼添加扭转和前沿下垂后升阻比居然也能达到 10 吗,咱一直以为顶多 5~6 来着,
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发表于 2020-03-01 00:16 超大游击队员 | 显示全部楼层
超山猫 发表于 2020-3-1 00:15
等等,米格-21 那 55° 后掠角的简单三角翼添加扭转和前沿下垂后升阻比居然也能达到 10 吗,咱一直以为顶多 ...

这样说起来,带前缘襟翼的双三角翼 歼-7G 升阻比应该也不差呀
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发表于 2020-03-01 00:21 超大游击队员 | 显示全部楼层
wangbin瑟尔 发表于 2020-2-29 23:04
鸭翼在任何迎角下都可以增升的,反而是边条翼一般10度以下的小迎角可能会降低升力系数


图上明明写着,中等迎角以下,鸭翼下洗降低机翼升力
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发表于 2020-03-01 00:25 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

歼10巡航升阻比9.46
歼10.jpg
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 楼主| 发表于 2020-03-01 00:28 超大游击队员 | 显示全部楼层
一个伪军迷 发表于 2020-2-29 23:47
这个论文中有这么句话。

那您没看最后那句话吧,由于两者的有利干扰,鸭翼加机翼的总升力总是大于单独机翼的升力,右下角的曲线图显示整机升力系数小迎角时也大于只有机翼时的升力系数(边条翼小迎角时升力系数是下降的,因为增大了参考面积,鸭翼虽然增大了参考面积,总的升力系数却不下降)。
反过来看米格21,静稳定布局平尾总是需要负升力配平,显然会降低整机升力系数。
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发表于 2020-03-01 00:31 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

本帖最后由 一个伪军迷 于 2020-3-1 00:33 编辑
wangbin瑟尔 发表于 2020-3-1 00:28
那您没看最后那句话吧,由于两者的有利干扰,鸭翼加机翼的总升力总是大于单独机翼的升力,右下角的曲线图 ...


但是并不是说鸭翼+机翼的总升力 > 机翼+尾翼的总升力

为什么要跟静稳定常规布局比?
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发表于 2020-03-01 00:31 超大游击队员 | 显示全部楼层
本帖最后由 mayu137 于 2020-3-1 00:39 编辑
一个伪军迷 发表于 2020-2-29 22:56
哦,相对平尾来说的。

就是相同翼面积,并不能比有平尾的飞机升力增加。


鸭翼作为翼面本身是要产生升力并平衡靠后主翼产生的低头力矩的,也就是所谓的双抬

另外安装高度距离不同的鸭翼平飞时直接影响/增加主翼升力,比如常规高于主翼的鸭翼平飞时气流掠过主翼上方增升

比如阵风/狮(就是被谬称为歼10爹的)就是典型的为了亚巡/低速鸭翼比较靠后/同时主翼比较靠前

歼10/台风则是为了高速安装位置靠前,且歼10用较大鸭翼补充升力,台风干脆增加了个涡流发生器

歼20则是上反鸭翼对应下发主翼,且鸭翼超大,这样鸭翼较多的气流尤其是翼尖涡流还能是掠过主翼上方

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 楼主| 发表于 2020-03-01 00:52 超大游击队员 | 显示全部楼层
本帖最后由 wangbin瑟尔 于 2020-3-1 11:19 编辑
鹰击-长空 发表于 2020-3-1 00:25
歼10巡航升阻比9.46


不知道这个出处是哪呢(出处已经找到,也是来自中航飞机设计手册第4册),不过一般认为歼10A内油是2.9吨,这里多算了0.1吨,所以估算时会拉低一些升阻比
另外0.85马赫取值貌似偏大,F16在0.85马赫时升阻比会下降0.5左右,最大升阻比出现在0.8马赫。
Screenshot_20200301_004037.jpg
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发表于 2020-03-01 08:05 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

本帖最后由 LantianYY 于 2020-3-1 08:06 编辑
一个伪军迷 发表于 2020-2-29 22:56
哦,相对平尾来说的。

就是相同翼面积,并不能比有平尾的飞机升力增加。


同样的速度性能指标下对比才有意义,米格21和苏57常规布局这种追求高速的一样机翼后掠角大展弦比小,升阻比高不到哪去。

用鸭翼的战斗机还有Su-47、X-29这些较大展弦比前掠翼战斗机,升阻比轻松超过小展弦比三角翼的常规布局和鸭式布局。

鸭式布局的主翼可以是偏高速的小展弦比大后掠三角翼,也可以是中等展弦比的Lambda翼,后者的升阻比并不比一般常规布局的低,

2000-11-Maddock-From JAST to JSF502.jpg

2000-11-Maddock-From JAST to JSF501.jpg

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 楼主| 发表于 2020-03-01 09:18 超大游击队员 | 显示全部楼层
本帖最后由 wangbin瑟尔 于 2020-3-1 09:25 编辑
一个伪军迷 发表于 2020-3-1 00:31
但是并不是说鸭翼+机翼的总升力 > 机翼+尾翼的总升力

为什么要跟静稳定常规布局比?


其实静不稳定布局也差不多,平尾因为总是处于机翼的下洗气流中,亚音速一样是负升力,只是放宽静稳定度后配平阻力更小。
下图中是JAS39和F16的对比,近耦鸭式机其实多数情况下是有襟副翼配平,鸭翼只是参与配平。
Screenshot_20200301_090959_com.cnki.client.jpg
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 楼主| 发表于 2020-03-01 09:48 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

南航某硕士论文对歼十的仿真模拟0.8马赫最大升阻比居然高达12,应该误差较大,因为该论文歼十亚音速最大升力系数接近2,显然不可能达到。
Screenshot_20200301_094111.jpg
Screenshot_20200301_094633.jpg
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 楼主| 发表于 2020-03-01 11:15 超大游击队员 | 显示全部楼层
hill124 发表于 2020-2-29 20:56
有全文链接么?这个证明了我的之前的观点:四代机升力体机身的主要升力来源是涡的利用,小迎角时所能提供的 ...

截图来自中航的飞机设计手册第4册144页,这里F22和苏27通过升力体使整机巡航升阻比提高了10%以上,效果已经很不错了
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发表于 2020-03-01 11:28 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

本帖最后由 LantianYY 于 2020-3-1 11:30 编辑
wangbin瑟尔 发表于 2020-3-1 09:48
南航某硕士论文对歼十的仿真模拟0.8马赫最大升阻比居然高达12,应该误差较大,因为该论文歼十亚音速最大升 ...


在帖吧看到有人给出解释了,南航的F-35论文CFD分析是用的无粘欧拉方程,算诱导阻力偏差大,所以才会出现F-35最大升阻比15这种明显偏离常识的结果

这篇J-10 0.8马赫升阻比12的论文估计也是一样的问题
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发表于 2020-03-01 11:47 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

姜浩的硕士论文《F-35战斗机三维重建及气动、隐身特性分析》里面算的F-35升阻比明显偏大了,0.8马赫最大升阻比接近12.7
2020-03-01_113739.jpg
2020-03-01_113727.jpg
2020-03-01_114510.jpg


但随后在他和导师共同署名的发表在《飞机设计》上的《F-35战斗机气动及隐身特性分析》就经过了修正,连网格划分都细致了许多,0.8马赫最大升阻比11.05,这个就合理多了,导师亲自动手算和指导硕士写学位论文的差别可见一斑

2020-03-01_113808.jpg
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发表于 2020-03-01 12:03 超大游击队员 | 显示全部楼层
歼20也很高
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 楼主| 发表于 2020-03-01 12:05 超大游击队员 | 显示全部楼层
LantianYY 发表于 2020-3-1 11:47
姜浩的硕士论文《F-35战斗机三维重建及气动、隐身特性分析》里面算的F-35升阻比明显偏大了,0.8马赫最大升 ...

嗯嗯,看来还是导师比较厉害,有时候建模或者参数设置可能只是差一点点,结果区别就会很大,尤其是一些关键细节。
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发表于 2020-03-01 12:05 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

本帖最后由 东北老虎 于 2020-3-1 12:08 编辑
wangbin瑟尔 发表于 2020-3-1 00:28
那您没看最后那句话吧,由于两者的有利干扰,鸭翼加机翼的总升力总是大于单独机翼的升力,右下角的曲线图 ...


前翼在小迎角时下洗影响机翼升力,但前翼本身存在毕竟大的正升力,升力总值要超过单独的机翼。但是,前翼正升力的存在必须在全机配平,避免出现俯仰干扰时仰角发散,记忆后缘必须用副翼/襟翼配平前翼升力,增加的是翼面阻力。

LAVI这货试飞中暴露的主要问题之一,就是前翼的正升力比值太大,机翼的可动面配平效能不够。

鸭翼飞机小迎角巡航的翼面升力总量是好的,但升阻比却不行,满足高升力平衡状态时的速度性能又不行,这也是鸭翼飞机巡航状态的航程始终不如常规布局的主要原因。
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发表于 2020-03-01 12:10 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

mayu137 发表于 2020-3-1 00:31
鸭翼作为翼面本身是要产生升力并平衡靠后主翼产生的低头力矩的,也就是所谓的双抬

另外安装高度距离 ...

飞机配平是绕不过去的坎,抬式飞机实际上也是要压的,要是光抬这飞机就没法控制了,用电传也不行
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 楼主| 发表于 2020-03-01 12:24 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

LantianYY 发表于 2020-3-1 11:28
在帖吧看到有人给出解释了,南航的F-35论文CFD分析是用的无粘欧拉方程,算诱导阻力偏差大,所以才会出 ...


看起来歼十的这篇论文应该是有考虑气体粘性系数,有应用较为简化的附面层方程组,误差较大有可能是因为网格不够密有关,尤其一些关键细节不严密所致。
Screenshot_20200301_121627.jpg
Screenshot_20200301_121642.jpg
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发表于 2020-03-01 12:31 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

一个伪军迷 发表于 2020-2-29 22:56
哦,相对平尾来说的。

就是相同翼面积,并不能比有平尾的飞机升力增加。

当然是增升的,你自己去看看那些战斗机平飞的图片就知道了,鸭翼基本是上翘一点点,尾翼基本是下压一点点,平飞一样要有配平。不过鸭翼普遍用三角翼做,所以诱导阻力很大
你说的大仰角飞行,鸭翼反而是付升力,因为大仰角的时候,需要一个低头力矩,鸭翼使用压头的方式,常规用抬屁股的方式。为什么一般来说鸭翼比常规的穏盘差也是因为这个。不过瞬时改变飞行姿态的时候,鸭翼就是抬头力矩,常规就是压尾力矩,所以鸭翼瞬盘强大也是因为这个。
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发表于 2020-03-01 12:33 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

东北老虎 发表于 2020-3-1 12:05
前翼在小迎角时下洗影响机翼升力,但前翼本身存在毕竟大的正升力,升力总值要超过单独的机翼。但是,前 ...

是的,lavi最后根本搞不定飞控下马了,犹太就把锅扔给美爹。方案上的问题,极限追求作战半径导致极限升阻比,主翼后掠,鸭翼层叠在主翼上方,类双层翼模式,直接导致后来飞控根本处理不了抬头后的问题
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 楼主| 发表于 2020-03-01 12:45 超大游击队员 | 显示全部楼层
techtech 发表于 2020-3-1 12:31
当然是增升的,你自己去看看那些战斗机平飞的图片就知道了,鸭翼基本是上翘一点点,尾翼基本是下压一点点 ...

鸭翼在大迎角的时候也不是负升力,只是稍微下偏防止鸭翼失速而已,但是本地迎角仍然为正。只有需要降低迎角也即下俯的时候才会下偏较大角度,但是依然是正升力,只是升力会下降很多。鸭翼大迎角时低头是通过卸载来实现的,而不是反向加载
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 楼主| 发表于 2020-03-01 12:50 超大游击队员 | 显示全部楼层
本帖最后由 wangbin瑟尔 于 2020-3-1 14:43 编辑
东北老虎 发表于 2020-3-1 12:05
前翼在小迎角时下洗影响机翼升力,但前翼本身存在毕竟大的正升力,升力总值要超过单独的机翼。但是,前 ...


鸭式三角翼飞机亚音速升阻比不行主要还是因为三角翼湿面积大所致,导致零升阻力偏大。另外诱导阻力也大一些。关于配平与常规布局的差异,23楼贴的论文讲的比较详细
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CDer:001161011
发表于 2020-03-01 13:05 超大游击队员 | 显示全部楼层
超山猫 发表于 2020-3-1 00:15
等等,米格-21 那 55° 后掠角的简单三角翼添加扭转和前沿下垂后升阻比居然也能达到 10 吗,咱一直以为顶多 ...

降低阻力也能提高升阻比
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CDer:000233349
发表于 2020-03-01 13:23 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

东北老虎 发表于 2020-3-1 12:05
前翼在小迎角时下洗影响机翼升力,但前翼本身存在毕竟大的正升力,升力总值要超过单独的机翼。但是,前 ...

从611《鸭翼的rcs影响研究》来看,巡航时整机的迎角是5°,而鸭翼则是会相对机身水平线负偏0~-5°,相对正面来流迎角是0~+5°,巡航时鸭翼维持小角度负偏有利于提高全机升阻比,鸭翼自身升力反而不大

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J-20这种鸭式布局升力体设计,亚音速巡航时鸭翼相对来流迎角很小,实际上主要产生升力的就是机身和主翼

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在鸭翼升力占比很小的情况下j-20全机的焦点还能大大超前于主翼的焦点,说明巡航时机身的升力是非常可观的

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CDer:000277351
发表于 2020-03-01 13:50 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

wangbin瑟尔 发表于 2020-3-1 10:34
截图来自中航的飞机设计手册第4册144页,这里F22和苏27通过升力体使整机巡航升阻比提高了10%以上,效果已 ...

显然你的理解是不对的,图6-14的前置条件是简化机翼模型统一为平板机翼或0.03/0.6,但并未简化机身模型。
“单独平板机翼”是只计算简单形状机翼的升阻比,“平板翼机身”则计算机翼与机身整体的升阻比,所以F22和苏27当然是计入了机身的升力影响。
原文“飞机布局形式的影响为……F22A及苏27下降较小”——这一处已经说的很明显了,F22和苏27的机身在巡航时升阻比影响跟其它大部分机型并无大的区别。

最后,图6-14所显示,F22A及苏27的飞机估算值与真实值,大幅超过“0.03,0.6飞机”的值,应该是机翼的优化效果超过“0.03,0.6机翼”。
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发表于 2020-03-01 13:51 | 显示全部楼层

RE: 发张截图,苏27的大航程果真不是白给的,亚音速升阻比目前没发现可匹敌的

wangbin瑟尔 发表于 2020-3-1 12:45
鸭翼在大迎角的时候也不是负升力,只是稍微下偏防止鸭翼失速而已,但是本地迎角仍然为正。只有需要降低迎 ...

鸭翼大迎角的时候是由主翼卸载,也就是说升力主体由主翼转换到鸭翼,总升力虽然增加了,但阻力增加的更多,升力性能并没在本质上提高,部分迎角状态甚至会降低。

为什么在静不安定阶段三翼面虽然结构复杂却仍然被重视,就是因为前翼的全部不利影响都可以由平尾配平来改善,而静不安定布局的平飞也是正升力,三副翼面全部是正升力,属于纯粹的抬式气动效应。静不安定的气动中心在重心的前面,平尾的力矩远比前翼大,任何迎角下平飞都可以用正升力配平前翼和机翼
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