帖子中的图和数据资料都是抄书要么从网上找的,因为并不是学术或者盈利为目的,部分就不写引用源了. 近期我发现一号玩的游戏,主要也是拼飞机玩玩:坎巴拉太空计划 Program、KSP,又称坎贝尔太空计划)是一款拥有极高自由度的沙盘风格航空航天模拟游戏。在这里玩家可以扮演Kerbals航空航天工作者,设计、建造并发射自己的火箭、航天飞机以及亚轨道飞行器,将航天器送入轨道,并探索整个行星系。坎巴拉太空计划比较偏向于拟真,需要玩家具备一定的天文学和物理学知识,像现实的航空航天那样计划并进行飞行。同时,它高度地支持插件开发,拥有一个活跃的插件制作群体。
KSP飞机设计简易指南 三轴六余度的通用标准: 首先大家要记住这个图,这将是贯穿始终最重要的一个图,后边简单讲到气动导数的时候会再用到这图代表了三轴6个余度(或DOF,自由度), 前后,左右,上下 (x,y,z)三条轴向以及绕轴旋转的余度. 记住图中箭头的方向代表了正值的方向(可能跟你学过的直角坐标系正好相反
理解这个,有一颗吃货的心就好懂了:首先你有一个碗,碗里有一颗鸡蛋
鸡蛋每次都会想往碗中心滚这叫做静稳, 因为摩擦力,每次左摇右晃的幅度越来越小,越来越趋近于在碗底静止这叫做动态稳定 跟弹簧不一样,阻尼系统的阻力是与速度相关的. 弹簧的压力是跟位移有关,压缩距离越大,弹力越大,但(理想弹簧)本身不消耗能量.但阻尼系统是运动速度越大,阻力越大,系统会消耗能量. 俯仰/偏航阻尼, 回想鸡蛋的问题,不管是在碗里,板上还是西瓜上,我们用一层厚厚的粘稠的糖浆包裹起来,虽然鸡蛋还是要回到原来中立位置/停在新的位置/离中立越来越远 但是明显的他们变化的速度会变慢,这有啥用呢? 比如碗里的状态, 原来的鸡蛋就算想回到碗底,也很可能会越过,并来回滚好几次,但有糖浆后很可能只越过一次,甚至不越过,就可以回到原位了. (静态稳定+动态十分稳定) 当然糖浆太浓(阻尼太大)会严重减慢鸡蛋回去的速度.从系统控制理论来说,鸡蛋稍稍越过原位(峰值位移的2-5%左右),得到的是一个比较迅速和稳定的状态 另外,即使是西瓜上立鸡蛋的状态,因为糖浆(阻尼)会大大减缓鸡蛋离开平衡点的速度,我们的反应时间就足够滚动或者移动西瓜来重新控制鸡蛋了. 也就是说,适当的俯仰阻尼设置可以让我们手动飞静不稳的飞机!! 当然这只是静不稳的一半问题,静不稳还有更严重的问题没解决.平飞的概念: 简单来说平飞就是飞机六个余度的所有力和力矩相等,飞机对称的话我们省略掉对称轴的东西,比如滚转和侧滑 抬头力矩=低头力矩 M=0. 听起来太简单了,但这三个等式将是我们设计飞机时最重要的参照.升力系数, 阻力系数 升力和阻力系数是将升力和阻力除以动压以及翼面积以消除单位来帮助理解和运算的量 因为和单位无关,所以分析问题时可以脱离大小,速度,高度等情形的限制. 有个十分装逼的词,叫ISA,国际标准大气,是航空领域的基础标准. 具体的不用讲太多啦,只需要记住大概是怎么样就行了.
我们的大气层基本上长这样(误),大气中最关键的三个值是压力,密度和温度,图中从左到右三条曲线分别为压力,密度,温度与ISA海平面值的比值
咱们研究航空问题,先暂时看20km以下的高度, 压力和密度以类似的曲线随着温度升高而降低,温度则是在10km一下以一条固定斜率降低,平流层里温度基本不变.
但是等等! 换句话说, 因为我的密度不变, 只要我Q是不变的, 那么岂不是V也总是不变了! V忠实的反应着动压哦!! 这个是相当相当的重要呢! 留个伏笔咱们一会儿讲 Cd*S*1/2*ρ(SL)*V(EAS)^2 气动基础: (*以下内容并非正统定义以及教科书解释,只能帮助大家在没有正统学习相关理论的情况下感性的认识到原理)
升力是怎么产生的? 解释有很多种,高中教程可能会告诉你伯努利原理导致压力差,大学可能会有环量定理,CFD还有纳维-斯托克斯方程等等各种理论
第二个原理就是连续性原理, 这个好理解多了.
而动量守恒呢? 没有作用力并不产生作用力的前提下, 进和出系统的动量是不变的 简单的来说, 进出系统的动量的变化即为作用力. 如果进入水管的水流速度是1m/s, 然你用了一个收口的喷嘴, 不管是因为入口压力还是水管中间有个水泵, 另一端喷出来的速度是2m/s了. 动量是矢量还是标量呢?说到这里, 我想到了Portal里腹黑电脑的一句解说: 你看起来理解了portal如何影响了前进的动量,或者更严谨的说,如何不影响. 动量, 一个质量和速度的方程, 在portal之间是守恒的. 用通俗语言说: 快速的东西进去了, 快速的东西又出来了.
可是Portal守恒了动量吗? 还是没有? 如果动量是个标量,那么是的.1kg*1m/s的东西进去了, 一定是会有1kg*1m/s的东西出来.
机翼也是一样, 既然在正常飞行状态下机翼上下表面的气流都是沿着机翼走,那么我们可不可以把机翼也想象成一根管子呢 当管子斜起来的时候,水平进入的空气被导向有个斜向下的角度, 这个动量变化就产生了升力了!
那大家要问, 所谓伯努利原理和机翼弧面的说法对不对呢? 可以说是部分正确吧 比如下图的NACA2412机翼, 一个最经典的非对称翼型, 他的升力曲线(右上角图,横轴迎角, 纵轴升力系数)在迎角=0的时候就有正的升力系数了, 你可以理解成伯努利原理的贡献.
说白了还是动量的改变, 不管是机翼还是平板, 你的机身还是你的大橙罐, 只要它与来流之间有个合适的夹角, 或者自身形状有恰当的弯度, 能将气流导向斜下方, 那么你就得到了升力. 附面层是有阻力的, 因为流体的粘性嘛, 跟我们之前说的阻尼一样, 是要损耗能量的, 附面层不仅会随着距离不断增长, 更会产生阻力, 是飞行器的阻力源之一 而当附面层发展过大, 让局部气流的能量损耗过多, 或者迎角太大, 等等原因, 就会造成附面层分离的现象了, 当分离到一发不可收拾, 我们的机翼就失速了. 当然实际理论没这么简单, 大家知道大约这么回事就行.
湍流和湍流附面层神马的我就不讲了, 实际上我也模模糊糊讲不清楚, 貌似全世界能把湍流和涡流真讲清楚的人也没几个. 总感觉里边蕴含着宇宙大道, 道可道,非常道, 我就不自讨苦吃了阻力的构成
而超音速时, 尤其是跨越音速时的激波会大幅度增加阻力 失速时附面层分离也会大幅度增加阻力. 我们之前说过自然最小能耗运动方式神马的, 失速后附面层hold不住了,不是最小能耗的方式了, 所以阻力也会激增,
这么理解倒是也可以.极曲线咱们还是拿这个图:
推重比就很简单啦:推力和重力的比值,玩KSP打火箭肯定对这个无比熟悉。 而巡航时我们也可以这么算 (当然最佳巡航速度是有公式可以算得,我们就不这么纠结了, 大家玩飞机基本上就是在玩SSTO或者高机动, 单位里程油耗不是首要需求 比如我们巡航在350kt, 巡航Cl= 0.5, 这时因为我们的Q大了很多, 所以算出来需要的翼面积要小. 也就是说起降需要很大的翼面积(小翼载),才能以更慢的速度起飞着陆; 而巡航需要较小的翼面积(大翼载),否则就因为表面阻力太大白白浪费油了 这就需要我们的权衡和优化了, 我们是宁愿有更高的起降速度呢?还是要更大的巡航油耗呢? 这里有一个解决办法, 用襟翼, 着陆时放下襟翼便大幅度提高升力系数, 变相的让飞机在不损失起降性能的情况下增加了翼载, 提高了巡航效率 同样的, 高机动(高L)和超高空(低Q)设计同样需求更低的翼载, 火箭则是高翼载的典范, 全看你怎么权衡了 .机翼构型展弦比 (A或者AR)平直翼用A = b/c来表示,顾名思义就是翼展和弦长的比值 复杂构型机翼可以通过 A= b^2/S, 翼展的平房除以翼面积来计算 回顾前面诱导阻力的公式Cdi = K*(Cl^2)/(πA),我们可以发现展弦比越大,诱导阻力越小,所以滑翔机和长航程飞机一般都是大展弦比的机翼 同时展弦比越大,升力曲线斜率越大,意味着可以用更小的迎角达到同样的升力系数,但反过来也意味着会在更小的迎角失速 展弦比并不是越大越好,太长的机翼会有过大的弯折力矩,翼根就需要特别加强才行,而强度就意味着重量。 而且展弦比太大的机翼滚转惯量会很大,横滚回很迟钝,这也是为啥战斗机不会用 另外,超音速下的激波锥也决定了翼展太大会暴露在机头的激波外,阻力激增。 飞机俯仰力矩和静稳定性公式: 注意: 这几个公式的变量名称可能和某些文献/教材的惯用名称不太一样 但是这几个公式推导的路子在实际应用中要比某些教科书中的好用的多
*首先为了简化问题我们忽略推力和阻力线与重心的高度差 根据这个图很容易就能写个表达俯仰力矩M的公式 把俯仰力矩公式写出来之后除以1/2*Rho*V^2*S*c来去掉单位得到俯仰力矩系数公式(公式3),具体推导很简单而且特别有意思,不过估计没人喜欢看就省了 (图中的WBN是指wing body nacelle,空客版本喜欢用WFP wing fuselage pylon还是什么来着,一个意思,就是除去平尾的翼、身、发动机这一整坨)
注意,这个公式推导很有意思的部分在于如果把l定为平尾升力中心到重心的距离,推出来CL就是无尾翼身升力系数,即CL(WBN),有些教科书这么写的 全机绕cg俯仰力矩=零升俯仰力矩+重心距离翼身气 动中心的距离*升力系数造成的俯仰力矩+机尾升力*力臂造成的俯仰力矩 俯仰力矩系数随着升力系数(实际上就是迎角,因为CL = a*α)变化的变化量随着升力系数变高,低头力矩(即负的CM)变高为静稳定性 hn即全机中立点,即静稳余度为0的点 从hn的公式中就可以很容易看出,全机中立点等于翼身(WPN)气动中心的位置+平尾对稳定性的贡献 尾容系数即公式2,两翼面面积比乘以距离和弦长只比,基本上就是尾翼相对主翼有多大和杠杆有多大 a1/a是升力线斜率的比,即同样增加一定的迎角,两者升力系数增加的比例,dε/dα则是主翼对尾翼下洗造成的修正量 公式4是平尾升力系数的公式,包含了下洗影响,平尾,升降舵和配平片 截图来源于讲义,版权属于UOB和M.J.C. 下面把我多年前初学航模设计的资料和大家分享下 我们要根据模型飞机的不同用途去选择不同的翼型。翼型很多,好几千种。但归纳起来,飞机的翼型大致分为三种。一是平凸翼型,这种翼型的特点是升力大,尤其是低速飞行时。不过,阻力中庸,且不太适合倒飞。这种翼型主要应用在练习机和像真机上。二是双凸翼型。其中双凸对称翼型的特点是在有一定迎角下产生升力,零度迎角时不产生升力。飞机在正飞和到飞时的机头俯仰变化不大。 这种翼型主要应用在特技机上。三是凹凸翼型。这种翼型升力较大,尤其是在慢速时升力表现较其它翼型优异,但阻力也较大。这种翼型主要应用在滑翔机上和特种飞机上。另外,机翼的厚度也是有讲究的。同一个翼型,厚度大的低速升力大,不过阻力也较大。厚度小的低速升力小,不过阻力也较小。实际上就选用翼型而言,它是一个比较复杂、技术含量较高的问题。其基本确定思路是:根据飞行高度、翼弦、飞行速度等参数来确定该飞机所需的雷诺数,再根据相应的雷诺数和您的机型找出合适的翼型。还有,很多真飞机的翼型并不能直接用于模型飞机,等等。这个问题在这就不详述了。 机翼常见的形状又分为:矩形翼、后掠翼、三角翼和纺锤翼(椭圆翼)。 矩形翼结构简单,制作容易,但是重量较大,适合于低速飞行。后掠翼从翼根到翼梢有渐变,结构复杂,制作也有一定难度。后掠的另一个作用是能在机翼安装角为0度时,产生上反1-2度的上反效果。 三角翼制作复杂,翼尖的攻角不好做准确,翼根受力大,根部要做特别加强。这种机翼主要用在高速飞机上。 纺锤翼的受力比较均匀,制作难度也不小,这种机翼主要用在像真机上。翼梢的处理。由于机翼下面的压力大于机翼上面的压力,在翼梢处,从下到上就形成了涡流,这种涡流在翼梢处产生诱导阻力,使升力和发动机功率都会受到损失。为了减少翼梢涡流的影响,人们采取改变翼梢形状的办法来 模型飞机能不能飞起来,好不好飞,起飞降落速度快不快,翼载荷非常重要。一般讲: 滑翔机的翼载荷在35克/平方分米以下 普通固定翼飞机的翼载荷为35-100克/平方分米, 像真机的翼载荷在100克/平方分米,甚至更多。 还有,普通固定翼飞机的展弦比应在5-6之间。确定副翼的面积机翼的尺寸确定后,就 2 该算出副翼的面积了。副翼面积应占机翼面积的20%左右,其长度应为机翼的30-80%之间。3、确定机翼安装角以飞机拉力轴线为基准, 机翼的翼弦线与拉力轴线的夹角就是机翼安装角。机翼安装角应在正0 -3度之间。机翼设计安装角的目的,是为了为使飞机在低速下有较高的升力。设计时要不要安装角,主要看飞机的翼型和翼载荷。有的翼型有安装角才能产生升力,如双凸对称翼。但是,大部分不用安装角就能产生升力。翼载荷较大的飞机,为了保证飞机在起飞着陆和慢速度飞行时有较大的升力,需要设计安装角。 任何事物都是一分为二的,设计有安装角的飞机,飞行阻力大,会消耗一部分发动机功率。安装角超过 6度以上的,更要小心,在慢速爬升和转弯的的情况下,很容易进入失速。 机翼的上反角,是为了保证飞机横向的稳定性。有上反角的飞机,当机翼副翼不起作用时还能用方向舵转弯。上反角越大,飞机的横向稳定性就越好,反之就越差。但是,上反角也有它的两面性。飞机横向太稳定了,反而不利于快速横滚,这恰恰又是特技机所不需要的。所以,一般特技机采取0度上反角。 重心的确定非常重要,重心太靠前,飞机就头沉,起飞降落抬头困难。同时,飞行中因需大量的升降舵来配平,也消耗了大量动力。重心太靠后的话,俯仰太灵敏,不易操作,甚至造成俯仰过度。一般飞机的重心在机翼前缘后的25~30%平均气动弦长处。特技机27~40%。在允许范围内,重心适当靠前,飞机比较稳定. 机头的长度(指机翼前缘到螺旋浆后平面的之间的距离),等于或小于翼展的15%。 8、确定垂直尾翼的面积 垂直尾翼是用来保证飞机的纵向稳定性的。垂直尾翼面积越大,纵向稳定性越好。当然,垂直尾翼面积的大小,还要以飞机的速度而定。速度大的飞机,垂直尾翼面积越大,反之就小。垂直尾翼面积占机翼的10%。在保证垂直尾翼面积的基础上,垂直尾翼的形状,根据自己的喜好可自行设计。 方向舵面积约为垂直尾翼面积的25%。如果是特技机,方向舵面积可增大。 水平尾翼对整架飞机来说,也是一个很重要的问题。我们有必要先搞清常规布局飞机的气动配平原理。形象地讲,飞机在空中的气动平衡就像一个人挑水。肩膀是飞机升力的总焦点,重心就是前面的水桶,水平尾翼就是后面的水桶。升力的总焦点不随飞机迎角的变化而变化,永远固定在一个点上。首先,重心是在升力总焦点的前部,所以它起的作用是起低头力矩。由此可知,水平尾翼和机翼的功能恰恰相反,它是用来产生负升力的,所以它起的作用是抬头力矩,以达到飞机配平的目的。由此可知,水平尾翼只能采用双凸对称翼型和平板翼型,不能采用有升力平凸翼型。水平尾翼的面积应为机翼面积的 20-25%。我选定22%,计算后得出水平尾翼的面积为89100平方毫米。同时要注意,水平尾翼的宽度约等于0.7个机翼的弦长。 从机翼前缘到水平尾翼之间的距离(就是尾力臂的长度),大致等于翼弦长的3倍。此距离短时,操纵时反应灵敏,但是俯仰不精确。此距离长时,操纵反应稍慢,但俯仰较精确。F3A的机身长度大于翼展就是这个理论的实际应用,它的目的主要是为了精确。垂直尾翼、水平尾翼和尾力臂这三个要素合起来,就是“尾容量”。尾容量的大小,是说它对飞机的稳定和姿态变化贡献的大小。这个问题我们用真飞机来说明一下。像米格15和F16高速飞行的飞机,为了保证在高速飞行时的纵向稳定,其垂直尾翼设计得又大又高。像SU27和F18甚至设计成双垂直尾翼。而像运输机和客机,垂直尾翼就小得多。 前三点起落架,起飞降落时方向容易控制。但着陆粗暴时很容易损坏起落架,转弯速度较快时容易向一边侧翻,导致机翼和螺旋桨受损。后三点虽然在起飞降落时的方向控不如前三点好。但是其它方面较前三点都好。尤其是它能承受粗暴着陆,大大增加了初学者的信心。前起落架的安装位置一定要在飞机的重心前8公分左右,以免滑跑时折跟头。 一般讲,滑翔机的功重比为0.5左右。普通飞机的功重比为0.8—1左右。特技机功重比大于1以上。安装发动机时,要有向下和向右安装角,以解决螺旋桨的滑流对飞机模型左偏航和高速飞行时因升力增大引起飞机模型抬头的影响。其方法是以拉力轴线为基准,从后往前看,发动机应有右拉2度,下拉1.5度的安装角。当然,根据飞机的不同,这个角度还要根据飞行中的实际情况作进一步的调整。就功重比而言,我们的航模飞机与真飞机有着很大的不同。我们航模的功重比都能轻松的达到1,而真飞机的功重比大都在0.3至0.6之间,唯有高性能战斗机才能接近或超过1。这也就是说,我们在飞航模中很多飞行都是在临界失速和不严重的失速的情况下飞行的,如低速度下的急转弯、急上升、吊机等。只是由于发动机的拉力大,把失速这一情况掩盖罢了。所以我们在飞航模时,很少能飞出真飞机那种感觉。这也是我们很多朋友在飞像真机时,很容易出现失速坠机的主要原因。 根据上面的设计和计算结果,我们就可以绘制出自己需要的飞机了。绘制三维图的主要目的是为了得到您想要的飞机效果,并确定每个部件的形状和位置。使您在以后的工作中,有一个基本的蓝图。 绘制结构图的主要目的是为了确定每个部件的布局和制作步骤。
如:哪个部件用什么材料,先做哪个部件后作哪个部件,部件与部件的结合方法等等。如果您胸有成竹,这一步可以省略。 根据您绘制的图纸,应做一比一的装配图。目的是在组装飞机各部件时,在装配图上粘接各部件。这样能做到直观准确,提高工作质量。网上有很多介绍制作方面的精品文章,大家可以参考,我就不再赘述了。 先发布这些给想自己设计航模的看看,近期在给以前的做的瑞士皮拉图斯PC-6运输机的图翻工(重新建模放样展开蒙板),还有RQ-11乌鸦无人机、RQ-7无人机、运12等着再处理试制尽量赶在元宵节完成。 本帖最后由 絕戀—たく__み 于 23:15 编辑 |
世界十大战斗机, 来自‘空中王者’的内卷,哪一位才是你们心中的最强?是美国的F-22 还是俄罗斯的苏-57?本期将结合网络资料,来给大家盘点这前十名。
苏霍伊苏-35战斗机,是俄罗斯苏霍伊设计局在苏-27战斗机的基础上,研制的深度改进型单座双发,超机动性多用途战斗机。
在世界上属于第四代战斗机改进型号,即第四代半战斗机,苏-35称得上是名副其实的空优战斗机。
武器方面搭载有,14个多用途挂架的外挂点,能挂载的导弹种类也是相当之多。
其机身配备的航电系统中,运用了新型的无源相控阵雷达,提供了极为突出的作战优势;能够进行远距离追踪多目标的能力,跟踪和摧毁空中目标的距离最远能达到400千米。
并且装备了两台117S发动机,以及矢量推力技术,使其具有接近五代机水准的机动能力。
总体来说 苏-35在四代机综合实力中,已经是非常出类拔萃的存在。
F-15战斗机是美国空军的一型超音速喷气式第四代战斗机,由美国麦道公司研制的,1972年7月首次试飞。
F-15机身全长19.45米,翼展13.05米 ,高为5.65米;武器方面 ,机身下有六个翼下挂点,四个机身外侧挂点 一个机身中线挂点,总外挂可达7300千克。
F-15的主要武器是AIM-7空空导弹、AIM-9空空导弹和AIM-120空空导弹等,其中进气道下方外侧可以挂载AIM-7和AIM-120,机翼下的多功能挂架可以挂载AIM-9和AIM-120。
还可以挂载美国空军各种航空炸弹、包括自由落体核弹,以及2000千克GBU-28碉堡穿透炸弹。
辅助武器为右侧进气道外侧安装的一座M61A1火神机炮。
F-15战斗机具有多功能的航电系统,包含了抬头显示器 超高频通讯,战术导航系统与仪器降落系统,以及CP-1075/AYK中央数据计算机等等。
早期的F-15配备了两台普·惠公司的F100-PW-100涡扇发动机,到后期改进更换了F100-PW-229涡扇发动机。
推重比7.8 可以左右互换安装,在理想条件下拆卸时间只需要20分钟,使其能够在不同的要求下进行改变。
作为一款我们中国国产的战斗机,是中国沈阳飞机公司在歼-11BS战斗机基础上,发展研制的四代半双座双发多用途战斗机;该机外形参考俄式苏-30多用途战斗机。
歼-16装备主动电子扫描相控阵雷达,可同时识别攻击多个目标,具备远距离超视距空战能力和强大的对地、对海打击能力,与歼轰-7比较歼-16的机体更大
最大载弹量12吨, 可以发射霹雳-10、霹雳-15空对空导弹 、鹰击-83、 鹰击-91、空地-88等空对面导弹。
该机装备中国产的涡扇-10‘太行’发动机,其性能与美国最新的F-15EX多用途战斗机相当,歼-16可以同时执行空空和空地任务,让空海军作战队实现了作战中的任务转换,朝着联合作战目标更近一步。
但它唯一的缺点 就是空战自卫能力差,难以达到空军要求的多用途作战的要求,不过总的来说 歼-16战机的出现,具有很强的划时代意义。
阵风战斗机是法国一型双发三角翼、 高机动性 、多用途第四代半战斗机。
阵风战斗机真正的优势在于多用途作战能力,这款战斗机是世界上‘功能最全面’的,不仅海空兼顾 ,而且空战和对地、对海攻击能力都十分强大。
机身全长15.27米 翼展10.80米 机身高5.34米,阵风战斗机上共有14个外挂点(海军型13个)其中5个用于加挂副油箱和其他武器,总的外挂能力在9吨以上。
主要挂载米卡系列导弹 魔术-2和米卡雷达制导空对空导弹,除此之外, 所有型号的阵风上,都有一门30毫米航空机炮,发射火力为每分钟2500发。
该战斗机采用集成模块化航空电子,可同时跟踪8个目标,能自动评估目标威胁程度, 排定优先顺序,并且能够提供分辨率高至小于1米的合成孔径雷达图像。
阵风是一款能力全面,性能比较均衡的多用途战斗机,被称为欧洲‘三雄’之一。
台风战斗机是一型由欧洲战斗机公司设计的双发、 三角翼 、鸭式布局、高机动性的多用途第四代半战斗机。
台风战斗机共有13个外挂点,每个机翼下各有四个 进气道正下方一个,进气道两边角落各两个半埋式挂点,可装备超视距空对空导弹。
一套武器控制系统管理武器选择,发射和监控武器状况,能使用广泛多样性空对空和空对地武器,导弹的挂载也是种类繁多,6×AIM-120中程空对空导弹、6×AIM-9响尾蛇导弹等等。
采用了EJ200发动机,该发动机使其在布局上比现存的发动机,要小且简单 燃油消耗少 且具有较高的推重比。
台风战斗机采用了鸭式三角翼无尾布局,矩形进气口位于机身下,这一布局使得其具有优秀的机动性,但是隐身能力则相应被削弱。
但总体来说 台风战斗机,拥有高速优异的操纵性, 也具有很好的缠斗能力,还具有空中加油能力,欧洲‘三雄’也被它独占一方。
F/A-18战斗攻击机 又称‘大黄蜂’,是美国海军一型超音速喷气式第三代战斗机,由美国麦道公司研制,原型机1974年6月9日首飞。
1983年进入美国海军服役,后衍生了多种改进型号,就拿F/A-18C来分析。
作为一款舰载攻击机,F/A-18战斗攻击机共有9个武器硬点,翼尖两个, 翼下四个 ,进气道侧壁两个,机腹中线一个。
该机保留了YF-17的翼尖‘响尾蛇’空空导弹挂架和机头机炮 ,外部能携带13700磅弹药,两个翼尖挂架各可挂1枚AIM-9L空空导弹,两个外翼挂架可带空对地或空对空武器,包括AIM-7‘麻雀’空空导弹、AIM-9空空导弹 、AIM-120空空导弹、AGM-84反舰导弹等等。
F/A-18安装了Itek公司的,AN/ALR-67雷达告警接收装置,可对各种电子威胁进行探测 、分析 分类,并采取对抗措施、 该战斗机配备两台F404-GE-400低涵道比涡轮风扇发动机,单台加力推力7200千克,发动机重量为983千克 推重比7.4,进气道采用固定斜板设计,位于翼根下的机身两侧。
随着时间的推移 ‘大黄蜂’逐渐成为,美国海军舰载航空兵的军马。
苏-57战斗机 是俄罗斯空军的一款单座双发隐形多功能重型战斗机,是俄罗斯第五代战斗机;前身为T-50战斗机, 2010年1月29日首飞。
武器系统方面 苏-57战斗机可携带10吨各式武器,为其研制的最新式武器有十多种,包括各种类型的导弹以及航空制导炸弹。
苏-57拥有至少两个内置弹舱,整个武器舱室几乎占飞机容量的三分之一,主要装载远距和中距空对空导弹,在执行的战斗任务不需隐身的情况下,可外挂智能炸弹及导弹;此外, 苏-57装有一门30毫米GSh-30-1航空机炮,能对敌人进行精确的打击。
苏-57使用了SH121雷达系统,当中包括了三部X波段雷达,分别置于正前方及左右两则。
机翼另有L波段雷达,以应付对X波段有低RCS的低可侦测目标,如隐形战斗机。
除先进的雷达系统外,苏-57还装备了新型无线电侦察和对抗系统,可以在不打开雷达 ,不暴露自己的情况下,发现敌人并实施干扰。
动力方面 苏-57战斗机因为采用了,轴对称矢量推力喷口;从飞机整体布局来看,进气道的位置与苏-27相近,有助于改善战机的大迎角性能,机身扁平 延续了苏-27的升力体设计,加上机翼面积较大、 翼荷较低,因此具备较大的升力系数。
总的来说 苏-57战斗机的设计,更加突出高空高速和超机动作战能力,没有牺牲气动性能来换取隐身优势,原因之一是按照俄罗斯军方的‘第六代战争’思想。
F-35战斗机是美国一型单座单发联合攻击机,在世界上属于第五代战斗机,是世界上最大的单发单座舰载战斗机和世界上唯一一种已服役的舰载第五代战斗机。
F-35战斗机具备较高的隐身设计,先进的电子系统以及一定的超音速巡航能力,主要用于前线支援 、目标轰炸 、防空截击等多种任务。
并因此发展出3种主要的衍生版本,包括采用传统跑道起降的F-35A型,短距离起降/垂直起降的F-35B型,与作为航母舰载机的F-35C型。
F-35的隐身设计借鉴了F-22的很多技术与经验,其雷达反射面积分析和计算,采用整机计算机模拟,综合了进气道 、吸波材料、 结构等的影响;比F-117A的分段模拟后合成更先进 全面和精确;同时可以保证飞机表面采用连续曲面设计。
F-35的隐身设计 ,不仅减小了被发现的距离,还使全机雷达散射及红外辐射中心发生改变,导致来袭导弹的脱靶率增大。
配备了F119-PW-100发动机,为提高推力 ,增加了发动机的空气流量和涵道比,提高了发动机的工作温度;为了获得短距起飞和垂直着陆能力,垂直起降型增加了新颖的升力风扇,三轴承旋转喷管 、滚转控制喷管。
F-35最为主要的, 是有四大关键航空电子系统,AN/APG-81有源相控阵雷达、光电分布孔径系统、 综合电子战系统及洛以及光电瞄准系统;此外光电瞄准系统还具有高分辨率成像、自动跟踪 、红外搜索和跟踪、 激光指示、测距和激光点跟踪功能。
歼-20 作为我国战斗机中的‘扛把子’,代号‘威龙’;是中航工业成都飞机设计研究所研制的一款 具备高隐身性 、高态势感知、高机动性等能力的隐形第五代制空战斗机,于2011年1月11日进行首飞。
作为我们中国的‘八翼天使’,融合全球多种优秀战机的精彩设计于一体,机身全长20.3米 、翼展12.8米,最大飞行速度能达到2.5马赫,最大爬升高度也能达到2万米, 航程为5500公里,在全球称得上世界一流水准。
武器的搭载也是种类繁多,如 远程空对空导弹霹雳-21、中程空对空导弹霹雳-12D 、近程空对空导弹霹雳-10以及精确制导滑翔炸弹雷石-6。
同时在机翼的设计上 ,采用了上反鸭翼带尖拱边条的改进,赋予了歼-20更强大的机动性,在近距离作战中, 有着至关重要的作用。
作为一款五代机 歼-20的隐身能力也是非常出色,经过军方测试, 歼-20的雷达反射面积仅仅只有0.027平方米, 相当于一只麻雀大小,这样的隐身能力 足以让人叹为观止。
歼-20战斗机列装空军作战部队,将进一步提升空军综合作战能力,有助于空军更好地肩负起维护国家主权,安全和领土完整的神圣使命。
F-22战斗机, 又称‘猛禽’战斗机,是美国一型单座双发高隐身性第五代战斗机,是世界上第一种进入服役的第五代战斗机,由美国洛克希德·马丁公司和波音公司联合研制,于21世纪初期陆续进入美国空军服役,以取代F-15战斗机。
武器方面, 空对空挂载:六枚AIM-120先进中程空对空导弹和两枚AIM-9响尾蛇导弹;空对地挂载:两枚GBU-32联合直接攻击弹药、两枚风偏修正弹药洒布器 、八枚GBU-39小直径炸弹、两枚AIM-120先进中程空对空导弹以及两枚AIM-9响尾蛇导弹。
除此之外 ,还配备了一门20毫米M61A2火神机炮,备弹480发 采用电机驱动,发射速度达到4000发/分,并配有训练弹 、穿甲弹、 高爆弹等不同弹种。
F-22搭载的雷达为带电子扫描的主动相位阵列雷达,它包含了近2000块模组,其中使用了超高频率范围的单一积分系统技术。
服役的F-22战斗机装备两台F119-PW-100低涵道比加力涡扇发动机,单台最大推力104千牛,加力推力156千牛 推重比超过10,并且采用了推力矢量技术,发动机喷口能在纵向偏转20度,使F-22具备了极佳的机动性和短距起降性能。
F-22战斗机的隐身性能 、灵敏性、 精确度和态势感知能力结合,组合其空对空和空对地作战能力,使得它成为当今世界综合性能最佳的战斗机。
很多人会说我知道,我知道。因为伯努利效应嘛。机翼上方为弧形。气流流过机翼时间不变,上表面路程更长,速度更快,压力更小,所以产生压差,产生升力。那么,真的是这样的吗?
上面的解释看起来完美无缺,但是细心观察我们就会发现还是有很多漏洞的,有些朋友就产生疑惑了,我看有些飞机翼型明明是对称的啊,而且我看航展上倒飞的飞机比比皆是,凭啥也有升力?
这就牵扯到另外一个重要的概念:攻角(也被称为迎角,注意不是仰角,仰角是机翼和水平地面的夹角)。攻角也称迎角,是指翼弦线(连接机翼前缘和后缘的直线)与流体方向之间的夹角。当攻角为零时,对称翼型确实不产生升力;但是对称翼型只是关于翼弦线对称,当攻角不为零时,此时翼弦线与风速方向不再一致,失去了对称性,一样能通过产生路径差,造成流速不同,产生升力。
不过这里面要提一下,虽然这种升力确实来源于流速差,但是传统的基于同时原则要求来流在经过机翼后同时交汇因此产生速度差的解释其实存在问题,因为现代风洞实验表明,流过上表面的气流往往会更早的流至机翼后缘,不再交汇。需要详细了解的可以看一下这个视频(但是事实上这个解释也比较偏入门级,但我已就这个等级了,再深我也搞不懂)
通过加速上表面的气流来产生升力的飞行器往往长这个样子。
这种升力解释也可以解释大部分低于音速飞行的飞行原理,但是对于接近音速的飞行器就不行了。
那么我们飞行速度快一点,在接近音速的时候,激波就出现了。我们在此先了解一下激波和音速的关系。首先我们要知道声波的是介质中压强扰动以波形式传递,就像接力赛一样把速度传递给前面的空气粒子,而自己传递后停留在原地。其传递速度就是声速,因此在低于音速飞行前,这种压力能够正常扩散。到达音速的时候飞行器的速度和波的速度一致,波与波之间形成了一道“墙”,也就是所谓的音障。而在超音速后,飞行器形成的压力波,后面形成的总是能够“追上”前面的波,一道又一道波连续在一起,形成了所谓的压缩波,也就是激波,
因为波已经连到一块了,对于激波内的气流来说,其速度变化就不是单单的传递那么简单了,因此在激波内部和飞行器的相对速度也会下降,压强增大。
说了这么多,那么在机翼接近音速的时候会发生什么事呢?我们知道传统翼型上表面会加速的更快,也就意味着上表面的气流会更快到达音速,达到音速形成激波,气流直接往上脱离了,不再吸附于机翼上表面,直接就失速了,怎么办呢?于是便有了超临界翼,比较典型的如运20,C17这种亚音速飞行的飞机都选择了这种翼型,
直接把上表面切平,减少其对气流的加速,而作为补偿,机翼下表面凹进去一块,后缘存在非常明显的下掠,对于这种翼型来说,其升力就是来自牛顿定律,气流向下偏转,相应的机翼收到向上的力
(其实严格来说将升力分为伯努利解释和牛顿力学解释并不合理,一方面的伯努利解释本身就符合牛顿力学,伯努利效应毕竟也是在宏观低速的情况下的,只是牛顿力学的一种特殊情况罢了,另一方面两种作用往往是同时存在,并互相影响的产生升力的)
那么我们更快一点,直接让这个飞行器超过音速会怎样?这种情况下升力来源就成了激波产生的高压。典型的超音速翼型长这个样子,
即机翼呈菱形,超音速气流与机翼,相撞,上表面因为和气流方向相平行,在理想情况下不产生激波,而下表面则因为飞机的速度比音速快,后面产生的“波”总是能追上前面的波,形成压缩波(也就是前文介绍的激波)因此对气流不断减速,压力更大,然后为了防止形成真空导致出现很多的压差阻力,上下表面开始合拢,此时上表面向下偏转,气流膨胀形成低压,此时压差也存在了,也会形成一道又一道的压力波,但是问题在于压力波的速度是音速,而飞机本身的速度比音速快,激波等于说是被一道一道的甩开了,无法形成连续的激波,因此这种波叫做膨胀波,其压强仍然低于下表面,依然有压差提供升力。
这个时候有趣的事情发生了,我们假设一个机翼同时符合理想的亚音速机翼和超音速机翼的特征(事实上现实中战斗机的机翼就是要结合着两种机翼的优点,不过往往不能完全兼顾罢了)亚音速时上表面最大凸起的时候速度最快,压力最小,机翼的升力的中心在大约1/4处,
而超音速时,升力基本均匀分布,机翼升力的中心则变成在1/2处,
机翼的升力中心后移,这也就是为什么大多数飞机超音速后气动焦点后移的原因,而跨音速段气动焦点变化太大,对于那种亚音速气动焦点在前,超音速后气动焦点的飞机上来说,变化太大难以控制,同时机翼也会使劲震颤,这也是所谓苏27跨音速陷阱的由来,而像F15这种气动焦点一直在后的飞机就基本上不会有这个问题。我们知道超音速下的理想翼型和亚音速下的理想翼型不太一样,但是问题在于然后超音速的飞机再怎么也得经过低速的飞行才能超音速啊,现在的飞机往往可以通过大量的风洞吹风模拟,还有超级计算机模拟,选择一个兼顾低速和高速的折中翼型,但是在人类刚学会超音速的年代,对速度的追求,和对空气动力学了解的薄弱导致当时很难做到权衡。
超音速是目标,那么只能找一种低速下不太依赖机翼外形的升力来源。这个时候工程师想到了科恩达效应,也就是所谓附壁效应,
我们知道气体是具有粘性的,因此射流具有连带射流附近的气流一期加速的特性,当射流的一侧有壁面时,受壁面的阻隔,射流带走部分空气后,原来的地方得不到足够的空气补充,当地的压强就会降低,气流则因为靠近壁面部分的气压的气压低被压向壁面。因此射流具有依附于壁面的特性,同时射流因为速度较快压力小,也能产生可观的升力,
F104上的吹气襟翼就是基于此原理设计的,极大程度的改善了F104的低速性能(当然依旧很寡妇制造者就是了)。
那么我们更更快一点呢?这里就要介绍一下乘波体飞行器了,需要指出一下乘波体的飞行原理和超音速下机翼的原理没有本质不同。本质上都是利用激波产生的压缩升力。在了解乘波体前我们要先了解一下激波的特性,激波分为两种:脱体激波(也被称为正激波)和附体激波(也被称为斜激波),在超音速下钝头体飞行器因为其倾斜角超过了激波的后掠角,
因此会继续撞击气流,带动气流向前,直到相对速度低于音速,并且飞行器本身和激波不接触。
而附体激波则其倾斜角小于激波后掠角,因此物体前缘始终能保证和激波接触,顾称附体激波。同时因为气流可以向两边跑路,只要不和飞行器接触就行了,因此经过附体激波后的气流和飞机的相对速度是可以超过音速的。然后我们再了解一下激波的特性,即激波内的气体不会流向激波外。还有气体本身固有的从高压流向低压的特性。那么乘波体究竟应该怎么理解呢?首先上上表面,遵循上表面完全和来流平行的原则,不产生激波。而下表面则要求下表面激波产生的高压区不会忘上表面延伸。怎么办呢?通过连续的附体激波保证将乘波体和上表面和下表面的气流分割开来。就开始实现升阻比的最大化。
多说无用,今天终极侧卫35姬手把手教你怎么做一个年轻人的第一个乘波体。
第一步,先做一个楔形物体,然后对着吹超音速气流,确定激波面。
第二步,沿着激波面画线,确立需要的乘波体前缘
第三步,确立乘波体上表面,注意,上表面要求和超音速来流平行(我在里面就画的不够标准)
第四步,确定乘波体上表面(画的不标准),要求从侧面选取任意一个截面,上面表面同超音速来流的角度都于楔形上表面同超音速来流的角度相同
如此,一个乘波体就完成了,什么?看起来不像?那你翻过来再看看。
掌握了这种方法,除了双斜切的乘波体外,哪怕是曲面的乘波体也是手到擒来。
但是这样就有一个问题,这样的乘波体虽然设计起来简单,但是容积太小,难以做实用的乘波体飞行器。有什么办法吗?有,这种乘波体我们选择的是楔形激波,如果我们选择圆锥形的激波呢?便有了这样。
唯一的问题就是,对于这种乘波体,哪怕我们确定了下表面所要的激波形状,因为激波下表面不是平面,而是一个曲面。对应的我们画出一个乘波体下表面也很难。而上表面就比较简单,我们从后缘的形状出发,相前面平行延伸,直到与锥形激波相交,就能画出乘波体前缘。如此,我们画出的乘波体的容积也就可以更大了
如此便是目前主流固定翼飞行器升力的来源了,现在网络上盛传一种说法就是人类从来不知道飞机是怎么飞行的。这个是错误的,人类其实很清楚飞机为什么能飞,唯一不太确定的是升力到底应该怎么算比较合理,这需要我们彻底解开N—S方程,这是七个“千禧难题”(又称世界七大数学难题)之一。目前来看解开遥遥无期,不过非得认为我们只有解开了N—S方程才算是认识到升力是怎么产生的。这种想法是偏还原论的,事实上,这种思想已经被认为是不切实际的,我们不可能通过一组基本的物理法则推导出世界运行的全部规律,对于升力来说也是这样,我们现在做不到解开完整的N—S方程,但是我们可以解开理想条件下的部分N—S方程,比如说把一些数据设定成理想值什么的。然后通过风洞吹风和前人总结的经验模型,设计出一款对于我们来说足够用的飞机就可以了,完全了解升力的产生对我们来说不但效费比不高,而且也做不到。
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