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从气动外形看中美俄三型五代战斗机设计(上)【精品长文】 ...

资讯 /  军事科技 /  原作者: TSQ /  来自: 超级大本营论坛 /  著作权归作者本人所有

罗恩格林  2019-3-25 23:21

 从气动外形看中美俄三型五代战斗机设计(下):http://www.makertime.org/article-41-1.html


致敬 中国第四代战斗机歼-20总设计师 杨伟

引子:


    论坛上经常津津乐道讨论四代机气动,也经常看到一些人各种气动名词不断从嘴里冒出,但究竟如何来看气动,的确是个比较难的东西。那么,为什么要从静稳定性谈起,这是因为在四代机时代一定是放宽静稳定性的,如果不了解静稳定性的概念,可以说很多关于四代机的设计取向就难说多么清楚,不了解这个,在论坛上讲所谓气动如何,也就纯属靠感觉来谈了。另外,论坛上对于静稳定性和配平上打了不少口水仗。实话说个人以前对这个静稳定也是似懂非懂,后来认为还是应该查查教科书,澄清了一些东西,对飞机气动设计也有了更进一步的认识,在这里共享出来供大家参考。

一、与静稳定性相关的各种概念

   实话说静稳定性这个概念有点难懂,很多人希望通过简单的办法来叙述清楚,事实证明这样非但没有说清楚,反而带来更多疑惑,所以,各位,还是一步一步了解更实在。

   (下面内容是根据西工大精品课程《航空航天概论》中的内容而来,个人为了大家好理解重新做了叙述)

1、先从重要部件——机翼上的受力谈起,了解各种气动概念
    很多气动概念都是从机翼谈起,所以在谈整个飞机情况时,也得把机翼上的受力和相关概念搞明白才行。

  (1)、机翼上升力产生与“压力中心”概念
大家都知道,机翼上升力产生的最主要原因包括两个:一个是机翼本身的形状,即机翼上凸下平,上面凸空气流速快,给机翼面压力小,下面平(或凹),空气流速慢,给机翼面压力大,这种机翼上下的不同压力就转换为升力;另外一个是机翼的迎角(就是机翼斜向上对着气流),因为有迎角气流会直接冲击下面翼面,很显然会直接形成升力。关于升力产生图见下:
  



这些作用在机翼表面的压力综合到一起可以集中到一个点(正如地球对物体的引力作用到一个点上就是所谓的“重心”),这个点就是所谓的“压力中心”。压力中心图见下,并且有这个图可以看出,升力(图上标记L)是通过压力中心的,也就是机翼的升力中心是在压力中心处的:
  


  (2)、机翼迎角变化带来的气动力变化与机翼“焦点”概念
    前面提到迎角变化会带来升力变化,真正的原因是迎角改变本身带来机翼上的气流压力的变化,具体变化图可见下:

  
很显然,迎角变化升力在变化,阻力也在变化,也就是整个气动力在变,相应的压力中心也在变。压力中心这种随着迎角变来变去对大家做计算不是很有利,另外在对飞机飞行迎角发生变化时所带来的升力变化则是人们需要的,那么这些升力的变化该怎么计算比较好?人们非常善于总结规律,最终人们发现,能够找到一个点,在迎角变化时,虽然气动力在变,“压力中心”也在变,但以这个点为转轴,以“压力中心”到这个点为力臂,气动力绕着这个点的力矩是不变的,然后就将这个点称为“焦点”,也称为“空气动力中心”。
 

                 
找到这个“焦点”有何意义呢?可以这样说,明白“焦点”的含义和作用,对很多东西都有一个较深的认识,所以还是应该花点时间出来明白“焦点”这个概念,更应该弄明白“焦点”在分析气动中所起到的实际作用。
我们知道,飞机飞行过程中,有爬升降落、巡航、机动飞行等过程,在这些过程中,机翼迎角会根据需要来变化,相应的机翼上的气动力也在变化,而正是气动力变化的增加减少部分(也就是气动力变量)改变着飞机的飞行状态(当然改变飞行状态也包括操纵面的影响,不过这里先只讨论机翼气动力本身的变化),那么气动力变量的作用点在什么地方?是压力中心吗?答案显然是“否”,因为压力中心是整个气动力的作用中心,而不是气动力变量的作用中心。那么,气动力变量的作用中心到底在什么地方?答案就是“焦点”。当然这点不好理解,这里尽量用通俗的语言解释一下,下面先说个日常经验,然后回头再看“焦点”概念:
我们或多或少看到过下面这种健身器材,当人站上去时,当人的重量(重力)正好通过转筒转轴时,转筒不会转动,这是因为重力与转轴在一条线上,力臂为0,让转筒转动的力矩也为0,所以转筒不转。
  


那么,对于机翼来说,迎角增大时气动力虽然增加,但气动力对于焦点的力矩没有变,也就是气动力的增量对于焦点的力矩没有变化,或者说其对于焦点的力矩为“0”,从另外一方面来说,气动力的增量的力是通过了焦点,也可以说气动力的作用点就是焦点。

好了,要特别记住“焦点”是针对气动力变量来谈的,不是针对整个气动力来谈的,整个气动力的作用中心是压力中心。那么,压力中心和焦点之间到底谁在前谁在后?这个也要分情况来看:在机翼中,一般上凸下平的机翼其焦点在压力中心之前,而对于尾部上翘的机翼,机翼的压力中心有可能在焦点之前,而对于上下对称的机翼,其焦点与压力中心是基本是重叠的的,如下图所示: 

AC就是焦点,CP就是压力中心
  


     另外,对于上下对称的机翼,其焦点与气动中心是基本是重叠的,因为这样的机翼从迎角为零增大时,由于气动力大小就是从“0”开始增加,气动力大小就与其增量是相同的,气动力增量作用点是焦点,气动力的作用点也是焦点,机气动力增量与作用点重合。


2、一些与静稳定性的相关的问题
(1)、静稳定的概念
    通常讲静稳定性概念是拿碗里面方一个球来比喻,因为放在碗里的球在由于扰动(譬如被人用手推一下然后放开)离开底部位置时,由于重力和碗壁的作用合力会回到底部,这种能够返回底部且无需人工干预的情况就是静稳定。那么静不稳定通常用一个大球上放一个小球来比喻,假设小球在大球顶部正上方恰好可以维持平衡,而一旦有扰动出现(譬如人手碰一下)平衡被打破,重力和大球球面的支撑力的合力是让小球更远离大球顶部,在没有人工干预下,小球是不会返回到大球顶部,这就是静不稳定。这里的所谓静是指除了初始的扰动外,再没有外界干预下能否恢复到原来状态。

  
   那么,对于飞机所谓的静稳定和静不稳定是怎么来衡量呢?还是从一个相对平衡的状态和扰动发生后的情况来讨论。飞机在空中平飞时,飞机的升力与重力、阻力与推力本身是平衡的,如果不平衡,飞机就不能平飞,会上升或者下降;各种力矩也是平衡的,否则飞机会翻转。在这种平衡状态下,突然来一阵阵风,让飞机的迎角增加(为什么在静平衡讨论中都举得是让迎角增加,这是因为迎角增大的一定程度后机翼会失速,带来危险性),也就像球被人手拨动了一下一样,飞机此时机头上扬,在没有人工干预下,飞机是否能够恢复到原来平飞状态?如果能够恢复,我们认为飞机是静稳定的,如果不能恢复,而是迎角继续增大,则认为像小球被从大球上推开,那么就认为是静不稳定的。

   好了,飞机的静稳定和静不稳定的大概定义是有了,那么什么情况下飞机会静稳定,什么情况下会静不稳定?这就牵扯到飞机重心和飞机的整个焦点了的相互关系了。我们知道,在扰动结束时,由于迎角变化带来的气动力变量的作用力作用在焦点上,这个力就好比碗边或者大球给球的支撑力,这个支撑力与重力相互配合,决定了飞机是恢复到原来状态,还是远离原来状态。

   对于飞机,也可以像机翼那样找到一个焦点,这个焦点的位置,可以由机翼的焦点、机身的焦点、尾翼的焦点来计算合并出来。
  


   当飞机的重心位于焦点之前,迎角增大时的气动力的变量是正值且向上,气动力增量产生了一个向前转动压低机头的力矩,让飞机减小迎角,在这种情况下,我们认为其是静稳定的。那么如果重心在焦点之后,当迎角增大后,气动力的增量带来的力矩使得机头进一步上扬,迎角进一步增大,从而让飞机更加远离平飞状态,所以是静不稳定(如下图)

  

(2)、为什么说常规布局静稳定飞机尾翼是提供负升力,鸭式布局鸭翼提供正升力?
  对于常规布局布局而言,飞机的焦点基本在机翼靠前的位置,一般通常位于机翼的压力中心(升力中心)之前。在静稳定情况下,重心是在焦点之前的,这样机翼升力与重力形成了一个低头力矩,为了平衡这个低头力矩,那么就要让尾翼产生一个向下的力,也就是一个负升力,把机头给压起来。这也就是为什么经常说常规布局好像是机翼挑着担子,前面是重力,后面是尾翼的向下的负升力。

  
  对于鸭式布局而言,飞机的焦点是在机翼与鸭翼之间,重心在焦点之前,但不会到鸭翼之前,所以在平飞时,必须让机翼和鸭翼两者都提供升力才能平衡重力,所以鸭翼必须提供正升力。

  
(3)、静不稳定飞机如何飞
    现在我们知道战斗机经常采用静不稳定飞机,那么静不稳定飞机改如何飞?其实静不稳定飞机并非不能飞,只是飞起来比较困难。为了理解这一点,我们还是看前面的大球与小球所谓的静不稳定。小球在无人工干预时的确不会返回到大球顶部,那么在人工干预下则是有可能继续回复到大球顶部,也就是说依赖于人工提供的恢复力来帮助回到原来状态。那么,对于静不稳定飞机,实际上是有尾翼或鸭翼可以提供一个主动的恢复力,当空气有扰动时让飞机恢复到原来状态。不过,很显然这对操作人员要求太高,因为气流瞬息万变,需要操纵面不停的动,显然这超过了人们的能力,那么,对于这种情况,人们就依靠计算机来提供帮助控制操纵面,这样人就不再为稳定飞机去操心,直接关注飞机自身就好。

   静不稳定飞机的静不稳定度也是有限制的,这是因为静不稳定需要外来干预实现类似静稳定的效果,而干预的手段就是靠尾翼或者鸭翼的快速操作和其上的足够的气动力来实现,在这方面我们可以稍微多了解一下响应速度和操纵面的大小和力臂的影响:对于响应速度,主要是响应慢时会带来问题,假设迎角增加了,此时尾翼或鸭翼应该快速产生恢复力矩,但这个恢复力矩假设产生太晚,飞机的迎角增加带来的气动力变量力矩已经超过了尾翼或者鸭翼产生的恢复力矩,或者是迎角增大到失速状态,可以说已经成为事后马后炮,失去了意义。另外,尾翼和鸭翼的大小也很关键,因为如果翼面不够大,那么即便操纵响应速度快也无法提供足够的恢复力矩,那么也是不可接受的。

(4)、常规布局静不稳定时尾翼提供什么力?
   常规布局静不稳定尾翼提供什么力与更多是与重心和压力中心的位置有很大关系,压力中心会随着迎角和飞行速度大小而变化,如果重心不变,在升力中心变化时,机翼压力中心如果位于重心之前,那么让尾翼会提供升力,如果压力中心位于重心之后,尾翼就提供负升力。当然,如果重心足够靠后, 压力中心始终在重心的前面,那么尾翼会提供持续的升力。

(5)、鸭式布局静不稳定鸭翼提供什么力?
鸭式布局中,飞机焦点在鸭翼和机翼之间,并且比机翼焦点更靠前。静不稳定时,重心在飞机焦点之后,但不见得就在机翼的焦点之后。如果重心在飞机的焦点与机翼的焦点之间,那么机翼的压力中心仍然在飞机的重心之后,机翼升力与重心(质心)所形成的机头向下的力矩仍然需要鸭翼提供正升力来平衡,而这种情况下的确是属于静不稳定情况。
  


当然,如果重心再往后移动到机翼的焦点之后,那么当一定迎角时压力中心变动到重心之前,升力和重心所形成的力矩是让机头向上,那么就需要鸭翼提供负升力来平衡。不过对于鸭式飞机而言这个重心移动的距离是比较大的,距离整个飞机的焦点也比较大,也就是静不稳定度非常大,这在现实中恐怕没有多少人会选择,因为这样只会让飞机更难操纵,而在迎角增大时缺乏更有力的低头力矩,实在是没有理由这样来选择。

(6)、静不稳定飞机为何能够减小俯仰操纵面的面积,减小结构重量,减小阻力和提高气动效率
    静稳定飞机尾翼或者鸭翼,在进行操纵时,所产生的力矩除了改变飞机飞行状态外,还得克服静稳定气动力变量所产生的与机动相反的力矩,如果尾翼或者鸭翼距离重心的长度相同,那么为了满足操纵需求,所需要的操纵面就会大。与之相对应的,静不稳定情况下,气动力变量是帮助尾翼和鸭翼来实现操纵,所以需要的操纵面就会小,很显然操纵面小其结构重量就会小。
    在减小阻力和提高气动效率方面,由于操纵面减小带来了阻力小,另外像尾翼静稳定是负升力,负升力与正升力一样,也会产生阻力,所以静不稳定在配平方面所提供的减小阻力效果比较明显。相应的,整个气动效率也由于阻力减小而得以提升。

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补充小贴士:关于飞机受力分析。
前面关于静稳定的理解其实需要在物理上弄明白一个事情,就是对于一个处于平衡状态下的物体在受到一个外力时如何分析其运动,搞清楚这个概念就更明白焦点一起如何利用焦点来进行分析。
在处于平衡状态情况下的一个物体,我们假设是一个在太空中漂浮的物体,在受到一个外力时,这个物体会怎样运动?根据牛顿力学定律,这个物体一定会沿着力的方向运动,除此而外,如果这个力没有经过物体的质心(即物体的质量中心),这个力相对质心会有一个力矩,那么由于物体本身所具有的惯性,这个物体还会绕转动,转动的速度与力矩大小有关。
那么到飞机上,我们前面知道气动力变量其实就相当于一个外力,对于一个平衡的飞机来讲,其作用力是经过了焦点,而焦点与飞机的质心(在有引力情况下,飞机的质心是与重心重合的)是有一定距离,这就形成了力矩,这个力矩如果是让飞机恢复到原来平衡状态,那么飞机就是静稳定的,如果是增大原理平衡,那么就是非静稳定的。
通过搞明白质心和重心的概念以及外力对一个平衡物体的作用力的效果,就更能明白静稳定性的概念。



二、三种飞机的焦点和相关气动参数
1、关于机翼焦点的位置
   飞机机翼焦点的位置在作为的距离平均气动弦长的距离前端25%的位置处,对于外形不太复杂的机翼,可以通过几何作图法找到其位置,下面是《飞机设计手册》上关于机翼气动焦点的位置:


上面只看到半边机翼,全部机翼可以看下面老外的图:下面AC就是机翼的焦点。


2、三种四代机的重心和焦点位置
   从静稳定情况来看,显然三种飞机都会选择静不稳定布局,那么我们看看其重心,然后咱们再估计估计其焦点,然后再探讨其气动特点。
(1)三种飞机重心位置
   根据网络上大家大致比较的尺寸,关于重心的位置,个人按照主起落架承受85%的重量,前起落架承受15%的重量来看,重心位置和操纵面的位置以及距离大概如下图所示:
   有了重心后,就可以根据重心,结合放宽静稳定度以及前面几何作图法来粗略找出飞机气动焦点位置。


(2)三种飞机机翼焦点和全机焦点位置
下面的图非常粗略,只是知道重心、焦点的大概位置,实际的焦点也不是用这种方法来找出来的。


上面图上为什么画了一个-20%的平均气动弦长的位置,这主要是为了让大家看如果静不稳定度放大到-20%的平均气动弦长其气动焦点大概会到什么位置。个人认为目前几种四代机的静不稳定度都应该在-10%平均气动弦长附近,而且从图上粗略看飞机焦点在-10%平均气动弦长位置在面积分布上看上去更合理,而-20%平均气动弦长就显得焦点过于靠前,没有什么升力面能够让气动焦点如此靠前。
   另外,从图上看,J-20的气动焦点明显靠前,这是因为J-20的布局与其他两种飞机不同,因为其边条、鸭翼和机翼前较长的前机身都让整个飞机的焦点前移。如下图所示:


3、三种四代机的后掠角、机翼大小和操纵面大小
下图是俄罗斯人比较画的图‘这个图上J-20的尺寸有点偏大,但对于做粗略的了解还是可以的。


从上图可以看出,从后掠角上来看,F-22最小,是42度,J-20和T-50都比F-22的后掠角大,J-20是47度到48度,T-50是50度。
从机翼大小来看,T-50的机翼最小,但T=50有一个堪称是机翼的中央升力体,所以最终有效的升力面积反而最大;J-20的机翼面积与F-22相当,但比F-22还是要小一些。
对于纵向操纵面,机鸭翼和尾翼面积来说,J-20的鸭翼面积最小,F-22的尾翼和T-50尾翼相当,T-50的尾翼比F-22的要稍大一些。

三、个人对三种四代机的气动分析
   对于三种机型的气动分析,个人从以下几个方面分析:亚音速性能(巡航、机动、大迎角)、超音速性能(巡航、机动)方面进行分析、多用途能力等方面进行分析
1、F-22气动浅析
论坛上很多说F-22气动设计如何如何,但讲得都不够细,这里抛砖引玉,仅供参考。
(1)F-22整体气动布局特色 
F-22作为最早的四代机,已经被大家所熟识,似乎已经没有什么新意,其实相比三代机,F-22还是有很多气动上的创新之处:
兼顾亚音速和超音速巡航的蝶形机翼设计,几乎相当于给后续四代机机翼设计指出了一个方向。这是因为四代机与三代机在气动上很大的不同点在于四代机要求超音速巡航,这就需要降低超音速阻力系数,而降低超音速阻力无外乎增加后掠角、减小展弦比、减小机翼相对厚度等措施来降低波阻,对于这种降低超音速阻力的办法最好是选择大后掠角三角翼,但大后掠三角翼对亚音速巡航和机动不利,所以后掠角不能减小太多,为了兼顾最好选择是中等后掠角,而在中等后掠角且让相对厚度小,展弦比小,最终的结果就是后缘前掠,这样就可以在超音速巡航和亚音速性能上获得较好的平衡。在F-22的机翼设计上,老美也是经过了调整的,F-22从最初的YF-22的48度变为现在的42度,翼展增加,但机翼面积不变,根据方宝瑞的书上论述,F-22做如此调整是为了改善亚音速性能,虽然后掠角减小对超音速性能似乎不利,但通过机翼扭转、机翼变薄等措施,超音速性能并不一定降低。另外,利用后缘前掠,对隐形设计也有利。另外,F-22的机翼也采用了机翼扭转的措施(方宝瑞书上所提及,当然这个扭转看起来没有J-20那么明显),通过扭转降低了诱导阻力,提高了巡航性能。
正是因为这个机翼的翼形设计如此成功,所以后来T-50和J-20选择这种翼形完全是殊途同归。
F-22也利用了三代机发展而来的边条翼涡升力技术,而且设计比三代机更巧妙:其机身前部和进气道融为一体,让整个机身称为一个升力体,同时进气道的上表面成为边条的有效组成部分,所以虽然F-22的进气道上部的边条本身很窄,但实际效果却要大不少。实话说刚开始这点也让我非常疑惑,因为按照经典理论窄小边条不会产生这种效果,后来搞明白,三代机边条位于机身中部,当气流从边条下部绕道上部后,由于机身的影响,气流遇到阻碍后就不会形成更大的漩涡,而F-22的边条上面不再有机身,整个上表面与机身融为一体,在大迎角时边条上部就有一个较大的负压区,故此会形成更强的涡流,所以其边条真正的作用面积要大很多。由于机身的这个升力体设计和边条设计,使得整个飞机的焦点得以前移,从而使得静不稳定性得以放大。
在尾翼的布置上,F-22的水平尾翼与重心距离最大,而且其面积相对而言并不算小,所以其能够产生的力矩还是相当可观的。F-22的垂直尾翼与T-50和J-20相比,没有采用后两者所采用的全动垂尾,而是采用了面积较大的舵面,这个可以说是F-22不如后两者的地方,但对于F-22来说全动方式也未必就是好方式,因为大迎角飞行希望垂尾较大来保持操纵效率,F-22垂尾的位置正好在尾翼与机翼的之间,在大迎角时尾翼操纵可以让气流流过垂尾来保证一定的操纵效率。另外F-22的边条窄使得大迎角时涡更靠近中线,而一般让涡出现在垂尾外侧,这使得两个垂尾的距离较小,垂尾更靠近发动机尾喷管,采用全动垂尾就会让垂尾与问喷管的引射气流相互作用,其最终效果是好是坏也都很难说。
F-22的进气道和发动机尾喷管设计也是一个标杆性的东西,固定的利用激波压缩的尖脊进气道的特点被大家所熟知,这里也就不再多说,而F-22的长方形尾喷管在F-22的整个性能方面起到非常关键的作用。根据方宝瑞的书和飞机设计手册上的论述,对于双发战斗机而言,窄间距发动机布局对降低超音速飞行是有利的,而宽间距就要求对两台发动机之间有很好的整流措施。而长方形的尾喷管,其本身就有对机身后部气流的整流作用,减小了机身后部阻力,尤其是超音速方面的阻力,还可以利用其气流引射作用来增加升力。当然,矢量推力本身还具有提高机动性,减小配平阻力的作用。综合这些,可以说F-22的长方形矢量尾喷管对F-22的整个性能有非常大的提高。
(2)F-22的亚音速性能 
前面提到,F-22的机翼后掠角是三种四代机中最小的,而外漏的机翼面积则是最大的,换句话说F-22的翼载是比较小的,加上长方形喷管的减阻增升效果,其整个亚音速巡航性能是相当不错的;在亚音速的机动性上,由于较小的翼载加上放宽静稳定下的四代机中最长力臂的尾翼,较短的机身使得纵向转动惯量较小,所以即便没有矢量推力的参与,其纵向敏捷性应该是非常不错的。F-22的采用了窄间距发动机布局和弹舱集中布置的机身腹部,这都使得其滚转转动惯量较小,而较宽的翼展使得其副翼操纵效率不错,如果有尾翼的差动参与,故其滚转性能不错,在矢量推力作用下其滚转速度会更快。对于常见的飞机要做盘旋这样的动作来说,飞机先要做一定滚转,然后增加迎角,然后开始盘旋,由于F-22的这些操纵上的特点,滚转敏捷,尾翼操纵力臂大仰头快,整体的瞬盘速度会很出色,而其机翼本身后掠角有利于亚音速升力和阻力,加上长方形尾喷管减少的阻力,使得其稳盘能力也不错。这些都是在没矢量推力情况下获得的性能,如果有矢量推力的参与下,F-22的亚音速机动性会更上一层楼。
F-22的涡升力利用设计也挺出色,除了前面所讲的实际边条面积大以外,F-22的机翼后掠角与边条之间的匹配关系几乎也是在最佳参数范围(类似尖拱边条和42度后掠角)。另外,F-22的垂尾正好位于机翼尾翼之间,尾翼操纵时自然形成一个空隙让气流可以吹动到垂尾和其操纵面上,使得其大迎角的稳定性也不错。目前报道中提到在60度迎角时仍然有非常好的操纵特性。(在这里,稍微补充一下所谓大迎角的范围:0-15度是普通飞行,15-30度就是大迎角,30-70就算过失速机动了)。
(3)F-22的超音速性能
对F-22超音速性能不利之处是机翼后掠角是三种四代机中最小的,另外机身的长细比也最小,这些都是不利之处。F-22的超音速巡航性能的保证个人估计更多还是靠减小机翼的相对厚度和发动机长方形尾喷管有利于后体减阻。而在超音速飞行的气动力焦点变化方面,由于边条、升力体和蝶形机翼的设计,使得超音速焦点后移较少,加上力臂本来就比较长的尾翼,使得即便矢量推力没有参与配平其超音速配平阻力也不大,在有矢量推力参与时,其超音速巡航配平阻力还可以再降低。
由于F-22气动上超音速飞行其气动焦点移动不是很大,所以在超音速时静稳定性也不大,虽然尾翼在超音速飞行时其气动操纵效率相比亚音速还是会降低,但其力臂足够长,所以没有矢量情况下F-22的超音速机动能力仍然比较可观,当然矢量推力参与会更好。
综合来看F-22的亚音速和超音速性能,可以说在F-22虽然首创了4S中的超音速巡航,但F-22在满足超音速巡航和机动情况下,还是将相当的设计取向进行了平衡,尤其是向亚音速巡航和机动性能上进行了倾斜,这对亚音速起降性能和亚音速巡航性能,作战半径上都带来了好处。
(4)F-22的多用途能力
   对于当前战斗机的多用途能力来说,对地对空攻击的电子设备基本不是问题,能否更好的实现多用途就看其弹舱的多用途和外部挂载能力。在这方面,F-22的弹舱在多用途方面本身就一般,毕竟F-22的立项是在美苏争霸年代,弹舱优先考虑的是挂空空武器,攻击弹药的确挂载不好。而优先考虑空优其机身腹部布满了弹舱门,使得其再也不好在机身腹部挂载东西,能够选择的挂载点就只有机翼可选了。而在机翼挂载上,从前面图上可以看出,由于机身与进气道融合的大边条,使得飞机焦点靠前,相对而言机翼就比较靠后,这使得在机翼上挂载弹药时就显得受到限制:不是机翼上一定不能挂,而是要挂的时候挂架要靠前,以至于显得挂架挂得非常靠前,这就使得挂架的受力条件变差,所以要挂更重的武器,其挂架本身会显得别扭,对机翼的受力也不好。如果弹药在机翼少稍微靠后挂载,对飞机在空中飞行来说只要没有超过尾翼的维持平衡范围来说或许不是太大问题,但重心后移后会对起降造成很大的不利,因为重心无论如何是不能到起落架以后的。
这里有一个F-22挂副油箱的图,同时可以对比看F-15挂副油箱的图,就可以看出F-22的机翼上要挂重型弹药的确有难度。


(5)F-22气动分析小结
F-22通过升力体机身和中等后掠角机翼,确保了亚音速巡航性能和航程;通过窄间距发动机布局和长方形尾喷管减小阻力和降低机翼相对厚度确保了超音速巡航性能;通过实际效果相当于大边条和近乎最优的后掠角配合,结合位于机翼与水平尾翼之间的垂直尾翼布局确保了大迎角性能;通过较长力臂的尾翼确保了操纵和机动性能。在整个气动布局中,长方形矢量推力喷管的贡献颇大。
F-22的气动总体上比较均衡,但由于整个布局倾向于空优,机身腹部基本无法外挂,而机翼本身比较靠后在挂载时机翼挂架不好布置,在多用途能力上不是很好。

2、T-50气动浅析
(1)T-50整体气动布局特色 
有F-22在前,T-50气动布局的选择在没有露面之前大家有很多猜测,有的猜测是将F-22俄罗斯风格化,有的是结合SU-27特色然后F-22化,最终出现的T-50既让人感到似乎在意料之中,但也有意料之外的东西,这个意料之外的东西,主要就是那个可动边条前缘。对于这个可动前缘,有很多猜测,包括三翼面的鸭翼、进气道预压缩装置、前缘机动襟翼和涡襟翼等,可以说,搞明白为什么T-50要搞这个可动边条前缘,对T-50的气动设计就有了更多了解。
首先是T-50为什么要搞这个可动边条前缘,其次分析这个可动边条前缘到底起到啥作用。
对于T-50搞这个可动边条前缘,这要总体的气动布局谈起。T-50的确是借鉴了F-22在隐形设计上的很多理念,但在气动上则继承了SU-27的一些成果,最大的继承就是中央升力体结构和宽间距的发动机布局,而且T-50将中央升力体的面积还进一步加宽加大,使得其本身就可以看成是一个扁平的机翼,只不过这个机翼下挂了发动机和弹舱。对于如此巨大的机翼,显然继续采用固定前缘就显得有点不太适宜,这就好比现代的飞机几乎都要给机翼前缘加上襟翼一样,这么大升力体的前缘也必须做点文章才行,从而提高整个飞机的气动效率和操纵效率。
下面接着看到底这个可动边条前缘到底起啥作用:
个人查看过涡襟翼的一些说法,一般说涡襟翼的边缘更尖锐,主要原因是常规前缘襟翼是想让气流附着在前缘上,所以普通前缘襟翼不能太尖,因为尖了容易造成气流分离;而涡襟翼则恰恰是想让气流分离,让分离的气流在涡襟翼上形成涡贴着涡襟翼,然后利用涡的增升效果达到提高升力减小阻力的效果。基于这点俺想找到有关涡襟翼的照片,想了解究竟什么情况算尖锐,查了很多资料并没有获得这方面信息,另外比较T-50可动边条前缘和前缘机动襟翼,并没有发现其比前缘机动襟翼更尖,所以从这个角度来看,不能证明其是涡襟翼。涡襟翼还有另外一个特点是其偏转度比一般前缘机翼要小,主要是涡襟翼是利用尖前缘与气流有一定迎角而产生涡,但仔细看T-50的视频并没有发现可动边条前缘比机动襟翼小很多,甚至一些情况下偏转角度比前缘机动襟翼还大,当然涡襟翼也会向下偏转较大,其目的是让涡出现在涡襟翼的下表面,一般来说通常是在降落后减阻或者要产生低头力矩时使用,看视频中的情况似乎并非如此。另外,根据美国研究结果,涡襟翼对前缘缝隙、小缺陷等非常敏感,所以,基于这些因素个人认为是涡襟翼的可能性不大。
那么,到底起到什么作用,个人以前也有很多猜测,但最终感觉猜测是行不通的,我们也没有风洞,所以还是从视频中获得信息。下面是从2011年8月份莫斯科航展的视频中截取的T-50起飞、平飞、机动、降落等过程中关于可动边条前缘的截图,由这些过程可以多少看出点这个可动边条前缘的作用。


从上面这个图可以,T-50这个可动边条前缘,在起飞抬机头向上,说明其在滑跑中机翼没有多大迎角情况下,通过上偏可动边条前缘可以产生向上的力,而在机头离地后,T-50的可动边条前缘快速的向下偏转,这点上与常见的机动襟翼有点像,因为在具有一定迎角时,下偏可动边条前缘可以改变中央升力体(或者叫中央翼)的弯度,从而提高升力。而在平飞时,很多时候看到的T-50的可动边条前缘也处于放下位置,同时个人注意到此时前缘机动襟翼也是放下位置,故由此可见在平飞时更像是起到前缘襟翼增升的作用。而在机动过程中,T-50的这个可动边条前缘几乎没有看到其上偏的时候,大多数时候都是下偏,只不过下偏的程度是在变化的,这与前缘机动襟翼的操作有点像,但看视频中并没有看到其下偏程度与前缘机动襟翼是同步的。而在降落过程就更有意思,在起落架没有接地之前,可动边条前缘是下偏的,这应该理解为其起到增升的作用,而随着起落架落地,这个可动边条前缘一会向下,一会向上,更像是一个随着气流而随动的操纵面而不是单纯的增升面。
通过上面这些图和过程来看,基本可以判断T-50的这个可动边条前缘是具有一定的操纵能力的,另外其偏转与机翼上的前缘机动襟翼不同步表明其是单独操纵的,也就是说T-50在气动面的操纵上比F-22和J-20都要复杂,当然复杂也有复杂的收益,也就是T-50可以根据飞行的情况来让这个可动边条前缘发挥出更多的收益,否则根本没有理由这样做;从这些特点来看,T-50的确似乎继承了在SU-27系列改型上验证过的部分三翼面的技术。但是,我们也应该看到,T-50的这个可动边条前缘与传统的三翼面的鸭翼的作用还是有很大的区别的,其中最大的一个区别就是三翼面的鸭翼其本身可以产生涡来对机翼增升,这个可动边条前缘似乎并不强调这一点,更多是靠下偏来改变中央翼的弯度来增升,这个改变弯度在一定情况下也能起到操纵的作用,不过这个操纵作用更多体现在前部升力大小所带来的俯仰力矩变化上。在小迎角时,这个可动边条前缘看到过其上偏,而且上偏的角度很小,这个偏转的角度比J-20的鸭翼要小,不过,这个虽然看起来不大的操纵,或许能够起到配平的作用,从而有利于亚音速和超音速巡航。
T-50的中央升力体边缘形成了边条,按照边条的理论,这个边条的面积也太大,如果按照边条面积越大涡越强来看,这个巨大边条产生的涡应该是相当强的。不过,我们注意观察后会发现,在这两个边条的两边偏偏凸起两个很大的茧包,这两个茧包一直延伸到机翼位置,似乎有阻挡机翼下气流流动到上面的意图,个人猜测T-50通过这样的设计是有降低让气流流动到上面的意图,这样就可以降低涡的强度不要太强,同时让气流在中央升力体下聚集而增加下一面压力,从而起到提高中央升力体升力的作用。另外,聚集到中央升力体下的气流对于进气道进气也有好处。
T-50的中央升力体和机翼的后掠角是三种四代机中最大的,达到了50度,这个后掠角选择明显有为了降低超音速阻力的目的,另外,把中央升力体当做机翼来看待,那么由于其弦长非常长,可以说比F-22和J-20的翼根弦长都要长,故其中央升力体的相对厚度是比较小的,而中央升力体的可动边条前缘的前缘本身也比较尖锐,这些都对减小超音速阻力有帮助。也正是由于宽大的中央升力体和较大的后掠角,这使得T-50的机翼绝对厚度反而有可能会超过F-22和J-20,从而为T-50提供足够的内部空间来容纳设备和燃油。
T-50的水平尾翼面积是三种四代机中最大的,不过其相对重心的操纵距离比F-22要小,不过由于T-50前部有一个可动边条前缘可以帮忙,所以其俯仰操纵能力应该还是相当可以的。
T-50的发动机宽间距布局增加了其滚转转动惯量,这对滚转不利,在这点上SU-27就表现的比较明显,不过T-50显然也注意到了这点,所以其滚转时除了有副翼参与外,应该也利用了尾翼差动来帮助,尤其是在超音速飞行时估计更是这样,下面一个T-50地面测试图表面了这种可能。注意看下图中飞机的左副翼和左尾翼与右边的不同偏转。


T-50的垂尾外形类似F-22垂尾,布置位置类似F-22,只不过是全动的,垂尾间距更大而已。从垂尾外形和布置位置来看,T-50这样的选择与F-22当时的选择是类似的,都要考虑到隐形和大迎角时的飞行状态稳定,同时布置的位置也要避开边条涡的不利影响。当然大家现在都知道,较小的垂尾面积有利于减小后部阻力,这对T-50和J-20来说,也算是后续气动和控制进步后比F-22有改进的地方之一。
从教科书上来看,T-50的发动机的宽间距布局的后体亚音速阻力甚至比发动机窄间距布局都更佳,但通常说宽间距布局的超音速后体阻力更大,当然宽间距布局可以通过整流措施来降低后体阻力,所以像SU-27就有一个常常的尾椎,不过T-50为了隐形的原因其尾椎并没有那么长,这就使得T-50的后体阻力在超音速飞行时到底能够降低到多小就比较难说,所以T-50选择了尽量让发动机的推力损失小的可调节进气道,这点可从T-50的进气道正面照片和机身腹部的辅助进气百叶窗看出点端倪。当然,T-50也配备了矢量推力,这个矢量推力喷管无论是从各方面消息还是T-50实际试飞的照片来看,都是圆形的矢量推力喷管,所以就没有F-22尾喷管类似的那么强的减阻作用,当然矢量推力本身对提高机动性,尤其是对T-50这种转动惯量较大的宽发动机局部的滚转机动时有帮助的。另外常见的矢量推力在减小起飞距离,提高纵向操纵能力和改善配平方面的特点都会具有,这点就不再赘述。 
(2)T-50的亚音速性能 
通过前面分析可以看出,T-50的机翼后掠角虽然大,但T-50有最大有效升力面积,所以其平均翼载是比较低的,较低的翼载对亚音速巡航是有好处的,另外那个可动边条前缘本身具有类似前缘襟翼的作用,在某种程度上也能起到配平的作用,有利于减小配平阻力,这些使得其亚音速巡航气动效率得以提升,从而使得亚音速航程得到了确保,而这点对于俄罗斯这样具有世界上最广袤的国土面积和人口分布稀疏的国家来说是非常重要的。
T-50较小的翼载对于亚音速机动也有好处,在放宽纵向静稳定情况下,能够起到一定三翼面作用的可动边条前缘与尾翼配合使得其俯仰操纵即便在没有矢量推力参与时也会比较好,即便其尾翼的操纵力臂还没有F-22长。对于滚转机动方面的确是T-50有可能不如F-22和J-20这种窄间距飞机,不过T-50通过间距更大的副翼和面积更大的差动平尾的操作,其滚转机动应该得到了相当大的改善,而宽间距发动机的矢量推力如果能够差动偏转,则其较宽的间距对提高滚转的主动力矩来说则比窄间距要更大,而俯仰与滚转性能结合使得其瞬盘性能得到保证。由于可动边条前缘的参与,整个飞机的前缘操纵面覆盖范围T-50比F-22和J-20都大,所以虽然其浸润面积大使得其亚音速的所谓摩擦阻力大,但前缘操纵面有利于降低阻力提高升力,所以其持续的盘旋转弯速度也会不错。
在大迎角飞行性能方面,毫无疑问T-50采用了边条涡技术来满足要求,当然这个边条和机翼后掠角的组合不像F-22那样更接近最优组合,但仍然在中等后掠角范围之内。另外,后掠角较大的机翼其大迎角性能本身就比较小后掠角机翼有优势(因为更大后掠角机翼的失速迎角更大,不过后掠角超过一定程度后边条对其增升作用就失去意义,因为大后掠角机翼本身在大迎角就会产生涡流,未必需要边条的涡流了),这些都使得其大迎角失速特性得到保证。T-50垂尾虽然较小,但是其是全动平尾,且位置处于尾翼与机翼之间,在尾翼操纵时会让出空间让气流流动到垂尾上从而能够对大迎角航向稳定上提供帮助。另外,T-50的进气道和发动机本身就像两个巨大的腹鳍,加上边条两侧的长长茧包也有类似稳定航向的作用,所以其大迎角航向稳定性上应该是可以得到保证的。而对于大迎角所关注的低头力矩,目前看可动边条前缘未必能够有这种作用,估计更多还是要靠尾翼和矢量推力来确保了。由于T-50的水平尾翼面积最大,所以其低头力矩应该还是可以得到保障的。
(3)T-50的超音速性能
很显然,T-50的超音速性能相当大一部分是靠更大的机翼后掠角来保证的,譬如50度的后掠角就能够让机翼前缘在马赫数达到1.5时机翼仍然是亚音速前缘,这对降低超音速阻力是有帮助的。另外更大的机翼后掠角使得中央翼和机翼的弦长都比较长,相对厚度得以降低,也降低了超音速阻力。T-50的宽间距发动机布局对超音速后体阻力不利,但T-50通过尾椎整流的方式来缓解这个问题,另外T-50采用了一个更像是三代机所用的可调多波系进气道来降低发动机超音速飞行时的推力损失,从而在更大的推力下来确保超音速性能。另外,前面看到T-50也采用了放宽静稳定技术,而前缘可动边条在一定程度上也能够起到配平作用,故其超音速巡航是没有多大问题的,甚至其超音速巡航速度也会比较高。
在超音速机动性上,T-50的可动边条前缘可能能够提供一定帮助,但个人认为不会很大,因为超音速飞行前缘机动襟翼甚至优于其阻力大于升力而收回固定,而超音速的激波使得可动边条前缘的偏转角度不能太大,所以其更多的可能起到一定配平作用,估计其操纵作用会降低,不过当然不排除其还具有操纵性能。T-50的较大后掠角机翼是有利于减小超音速气动焦点后移,这就使得超音速飞行时其静稳定性也不会太高,水平尾翼所需要克服的对机动性不利的静稳定性也不会很大,所以其俯仰操纵能力应该还是可以保证的。超音速飞行时T-50肯定会采用平尾差动来提高滚转性能,而全动垂尾的采用本身就有利于滚转和航向操作,所以个人认为有F-22这个标杆在前,T-50的超音速机动性应该也不会比F-22差很多。
(4)T-50的多用途能力
    T-50的气动布局中,我们注意到其机翼气动中心位置更靠前全机气动中心位置,这说明T-50的重心更靠近机翼的正常飞行时的压力中心,这也就意味着T-50不是像F-22那样让通过机翼前部更大的边条来让全机焦点前移,而更多的像让重心后移来实现放宽静稳定性,在这方面我们可以看弹舱布置,T-50的弹舱串列布置本身就有利于中心更靠后。由于T-50的这个重心位置特点以及串列弹舱的特点,使得其能够在进气道下面可以进行外挂,机翼上也可以外挂,整个外挂布置点和灵活性上比F-22要更好,所以其在多用途能力方面要比F-22和J-20要好,能够像F-35那样在威胁不大时外挂较多的攻击弹药。
(5)T-50气动分析小结
T-50典型地继承了SU-27的升力体布局特点,而且将中央升力体的面积进一步加大,使得整个飞机更像是一个飞翼上装了一个机头、挂了两台发动机、安装了两个水平尾翼和全动垂尾,为了提高中央升力体的气动效率,采用独具特色的可动边条前缘,起到了一定的操纵、配平和类似襟翼增升的作用。正是依靠更大的有效升力面积带来的低翼载、放宽静稳定性和类似三翼面配平等效果确保了亚音速巡航性能。低翼载结合类似三翼面的操纵特点确保了俯仰操纵性能,力矩更大的副翼和差动平尾确保了滚转性,进而结合俯仰性能确保了盘旋机动性。依靠边条涡升力增加了失速迎角,而位于机翼和尾翼之间的全动垂尾、起到类似腹鳍进气道和发动机以及茧包确保了大迎角的横向稳定性。三种机型中更大的机翼后掠角、最大的机翼弦长带来的相对厚度的降低以及不惜采用可调多波系进气道来保证超音速巡航性能,通过放宽静稳定性和较大后掠角带来的气动焦点后移量小来确保超音速机动性。
T-50的机翼焦点与全机焦点更靠近,重心更靠近机翼的升力中心,这使得其在多用途方面挂载时具有了一定优势:而串列的弹舱则使得在机身腹部可以将外挂物挂载到进气道下方,机翼下挂载也更靠近重心而便于布置。

 从气动外形看中美俄三型五代战斗机设计(下):http://www.makertime.org/article-41-1.html


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