Текущее время:

Часовой пояс: UTC + 3 часа




 Страница 39 из 43 [ Сообщений: 1278 ]  На страницу Пред.  1 ... 36, 37, 38, 39, 40, 41, 42, 43  След.
Автор Сообщение
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 11021


Боковой отсек?


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 1345
Евгений 11 писал(а):
Боковой отсек?
не видать


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 11021
BOND писал(а):
Евгений 11 писал(а):
Боковой отсек?
не видать

http://aviationintel.com/chinese-air-co ... -flankers/


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 201
AkelaFreedom писал(а):
Изображение
Спойлер: Показать
Изображение

Изображение


Нда, чуваки на чужих ошибках вообще не учатся, слямзили отсек у Раптора и давай хвастаться.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 201
AkelaFreedom писал(а):
Когда последний раз был востребован БВБ? .


В Сирии :lol: . Су-22 с ближней дистанции брали, кажись Сайдуиндер (или что там у них сейчас с ТГСН) обделался против тепловых ловушек, пришлось 120-ю заюзать. 8-)


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 1632
64-й писал(а):
BOND писал(а):
Мда, полетали по кругу. Типа дай пару кругов вокруг двора.
И кстати интересный момент, обратил внимание, в этом видосе и выше, что когда они бочку делают как то уж слишком жепой виляют. Толи у них ЭДСУ не настроена..

ПАКФА виляет жепой ровно так же . Толи ЭСДУ не настроена ... :D
phpBB [video]

https://www.youtube.com/watch?v=mVVRXfe3qho

Иди мат часть подучите вместе с "казахом", а то вы хуже Алексея с военной приемки хуй..ю порете ,особенно поржал с твоих выводов по этому видео.

П.С. Вони станет больше скоро еще, так как столько откровений от конструкторов проходит интересных и занимательных по СУ-57, убирающих козыри у некоторых интерне Хвоинов, по перегрузкам терь крыть нечем и т.д., ждем второй серии. :) Мне Энтот кипеж интернет придурков нравится, значит все правильно. :)
По поводу Китайца - Планер Другой, совсем Другой к Французам ближе.



_________________
Открылась бездна звезд полна;
Звездам числа нет, бездне дна.

(М. В. Ломоносов)
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 1632
64-й писал(а):
AlexandrT писал(а):
Иди мат часть подучите вместе с "казахом", а то вы хуже Алексея с военной приемки хуй..ю порете ,особенно поржал с твоих выводов по этому видео.

- каким казахом?
- каких моих выводов?
- т-щ БОНД акцентировал внимание на то что Ж-20 виляет дескать жепой при выполнении бочки . предположил что дескать эсдэу там недонастроена ... мол недоделка у китайцев летает...
тогда я поискал видео пилотажа пакфа, вырезал оттуда аналогичный кусок, отзеркалил его , слепил видео максимально приблизив оба момента . для наглядности.
и мы видим что жепой пакфа виляет ровно так же.

и что же на это восклицает Александр? он посылает подучить матчасть. мдя.
Вы меня не перестаете веселить честно:), как человек мог определить на глаз правильность работы ЭДСУ самолетов разной аэродинамической схемы и разным подходом к пилотированию (задуманному пилотажу) конкретных пилотов, просто удивительно и поразительно, вы или гений или полный ... сами догадаетесь ;).
Еще раз повторюсь, я поражен как вы умудряетесь высосать говно из своего пальца на пустом месте. Почитайте Сергея Богдана хотя бы он об ЭДСУ СУ-57 (Т-50) много уже дал интервью, причем в сравнении с разными машинами.

По J-20 Тоже не возьмусь судить ибо данная схема более энергичней может делать бочки если смотреть на французов, меньше время меньше погрешности, но СУ-57 тоже непрост но он более плосок ( фюзеляж -крыло).



_________________
Открылась бездна звезд полна;
Звездам числа нет, бездне дна.

(М. В. Ломоносов)
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 1632
64-й писал(а):
AlexandrT писал(а):
Вы меня не перестаете веселить честно:), как человек мог определить на глаз правильность работы ЭДСУ самолетов разной аэродинамической схемы и...

вопросы к БОНДу - он жеж определил
Ну тогда да :)

64-й писал(а):
AlexandrT писал(а):
Почитайте Сергея Богдана хотя бы он об ЭДСУ СУ-57 (Т-50) много уже дал интервью, причем в сравнении с разными машинами.

таки читал
таки ви реально думаете что если бы эдсу су-57 была бы отвратительна и богдан был бы ей крайне не доволен, то он бы в интервью так бы и сказал? :)

Он бы не договорил, а эмоции у человека перли, а его любимая машина по управляемости СУ-35 до (СУ-57).



_________________
Открылась бездна звезд полна;
Звездам числа нет, бездне дна.

(М. В. Ломоносов)
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 6470
AlexandrT писал(а):
я поражен как вы умудряетесь высосать говно из своего пальца на пустом месте.

не стоит удивляться - это у него профессия такая


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 3147
64-й писал(а):
AlexandrT писал(а):
Вы меня не перестаете веселить честно:), как человек мог определить на глаз правильность работы ЭДСУ самолетов разной аэродинамической схемы и...

вопросы к БОНДу - он жеж определил

AlexandrT писал(а):
Почитайте Сергея Богдана хотя бы он об ЭДСУ СУ-57 (Т-50) много уже дал интервью, причем в сравнении с разными машинами.

таки читал
таки ви реально думаете что если бы эдсу су-57 была бы отвратительна и богдан был бы ей крайне не доволен, то он бы в интервью так бы и сказал? :)

Тссс!
Богдан бы обязательно рассказал лично т. 64-му.
Видать, не рассказал... значит, с ЭДСУ все в порядке.
У-ффф...
.
Что касается "виляния жепой".
На мой взгляд, происходит этот визуальный эффект от того, что в данном случае ось "бочки" (вектор скорости) не совпадает с продольной осью планера, то бишь бочка выполняется с большом углом атаки.

То есть имеет место демонстрация сверхманевренности... в порядке ЭДСУ и у китайца, и у нашего.
Такие пепелацы с неправильной ЭДСУ летать не могут вообще. Падают сразу.



_________________
"Нам нужен мир!" - сказали русские.
_____________________________
Мир напрягся...
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 3147
лодырь писал(а):
AkelaFreedom писал(а):
Изображение
Спойлер: Показать
Изображение

Изображение


Нда, чуваки на чужих ошибках вообще не учатся, слямзили отсек у Раптора и давай хвастаться.

А куда их еще впендюрить, отсеки, при таком концепте?
Тандемное расположение требует разнесенных двигателей. Это уже совсем другая аэродинамическая схема.
Кроме того, конструкция ВУ и маломощные двигатели высокого сверхзвука не предполагают. Соответственно, отсеки для пуска на сверхзвуке и не предназначены... сойдет и так, короче.
Он, похоже, по тактике применения, - аналог Фы-35, только с увеличенной дальностью и грузоподъемностью. Малозаметный ударник с возможностью ведения ВБ, а не истребитель ЗПВ.
Летает получше 35-го, малозаметности поменьше, и может (возможно) ПМВ.
Что-то среднее между Фы-35 и Су-34.



_________________
"Нам нужен мир!" - сказали русские.
_____________________________
Мир напрягся...
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 148
Откуда: Узбекистан, Самарканд
Евгений 11 писал(а):
Боковой отсек?


С самого начала там был боковой отсек. PL-10 выдвигается в поток для лучшего захвата ГСН.


Изображение


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 1345
Vaal писал(а):
Что касается "виляния жепой".
На мой взгляд, происходит этот визуальный эффект от того, что в данном случае ось "бочки" (вектор скорости) не совпадает с продольной осью планера, то бишь бочка выполняется с большом углом атаки.

BOND писал(а):
А по поводу вопроса о бочках дзянь 20, так вот например посмотрев бочки рафаля видно что он при вращении ось корпуса почти не отклоняет от направления полета, просто крутится как на шарнире. Дзянь же почему-то при бочке имеет какой-то угол атаки, изза чего и смотрелось (лично для меня) как-то не естественно и что как будто развалится щас


И Су-57 так не летает, и на видосе тоже. Cу-57 на видео просто сместил ось полета, а не угол атаки в бочке сделал. Состряпанный на коленке поклеп господина NN. Нечего мне приплетать того что я не говорил. Зачем дзянь берет угол атаки при бочке я хз.

AlexandrT писал(а):
Ну тогда да :)
Нет


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 518
Откуда: Харьков, Украина
Vaal писал(а):
Что-то среднее между Фы-35 и Су-34.


Для Су-34 у него отсеки маловаты...



_________________
Всякий Свет рождает Тень.
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Администратор
Аватара пользователя

Сообщений: 9457
Откуда: Нижний Новгород


https://i.imgur.com/4m3tTIR.jpg
https://i.imgur.com/ahVrscX.jpg
https://i.imgur.com/qagwrvQ.jpg



_________________
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 201
Vaal писал(а):




А куда их еще впендюрить, отсеки, при таком концепте?
Тандемное расположение требует разнесенных двигателей. Это уже совсем другая аэродинамическая схема.
Кроме того, конструкция ВУ и маломощные двигатели высокого сверхзвука не предполагают. Соответственно, отсеки для пуска на сверхзвуке и не предназначены... сойдет и так, короче.
Он, похоже, по тактике применения, - аналог Фы-35, только с увеличенной дальностью и грузоподъемностью. Малозаметный ударник с возможностью ведения ВБ, а не истребитель ЗПВ.
Летает получше 35-го, малозаметности поменьше, и может (возможно) ПМВ.
Что-то среднее между Фы-35 и Су-34.


Не надо лести, на глазок у 35-го отсек более вместительный, китайцам придётся, если ещё не сделали, пилить свой аналог мелкой SDB со всеми вытекающими.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 518
Откуда: Харьков, Украина
paralay писал(а):


Картинок не видно.



_________________
Всякий Свет рождает Тень.
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Администратор
Аватара пользователя

Сообщений: 9457
Откуда: Нижний Новгород
попробуй по ссылкам



_________________
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 505
phpBB [video]

https://youtu.be/plep3KMZtNo


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 175
AkelaFreedom писал(а):
Цитата:
не стоит отметать «режимы боя» которые в мирное время не используются. Всякое может быть.


Ещё на бипланах станковые пулеметы были и у летчика Наган имелся - их тоже стоит учитывать, ведь всякое может быть :) Есть реальность с определенным уровнем техники - которая что-то позволяет что-то нет. Вот сейчас уровень ракетной техники позволяет не особо задумываться о БВБ.


Полностью с Вами согласен. Сделать летающую ракетную платформу, зачем заморачиваться с чем-то другим, стелсы-шмелсы, маневренность, ведь из пулемёта не отстреливаться, из нагана палить ненадо. Ракетные технологии шагнули далеко вперёд. Хотя подождите, вроде же было такое в 60-х или 70-х. Тоже думали что на самолёте пушка не нужна. А тут еще растреклятые мериганцы и на толстожопого пушку примеряют, неучи.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 272
Эжектор? Ваал будет счастлив...


Вложения:
J20Eng.png
J20Eng.png [ 363.7 Кб | Просмотров: 90 ]
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 184
AkelaFreedom писал(а):
Granit писал(а):
Фолклендская война.


Немного, конкретики бы не помешало, поскольку кроме неудач у Аргентины с бомбометанием, мне ничего не попадалось...


Ну просто классика жанра.
Нихрена не знаю, но лезу со своим "компетентным" мнением.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Администратор
Аватара пользователя

Сообщений: 9457
Откуда: Нижний Новгород
Изображение



_________________
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 505
Рассуждения Сонга Венконга - создателя J-10, о будущем китайском самолете в 2001 году...
Оригинал здесь

https://wenku.baidu.com/view/1aae34a6f5 ... 184b3.html

Кто то перевел на английский потом гуглом на русский... За качество простите!
Картинки и графики смотрите в оригинале!


ENG
Спойлер: Показать
Abstract: This paper analyzes the main design conflicts of the future fighter's stealth, high maneuverability, and supercruise characteristics while proposing specific design solutions for trans-sonic lift to drag characteristics, low speed high AOA characteristics, and supersonic drag characteristics. The author believes that in-depth study of fluid dynamics, exploration of the full practical potential of current aerodynamic designs, development of new design concepts, employment of corresponding systematic and control measures, and necessary compromise among numerous design proposals will allow us to achieve our design goals.

1. Introduction:
The future fighter, aside from satisfying low and mid-altitude maneuverability performance of modern 4th gen. fighters, must have the capability to supercruise and perform unconventional maneuvers such as poststall maneuvers. As a result, the aerodynamic configuration of the future fighter must not only satisfy the design constraints of RCS reduction but also lower supersonic drag, improve lift characteristics, and improve stability and controllability under high AOA conditions whilel accounting for trans-sonic lift to drag characteristics. The high number of design requirements provide new challenges to the aerodynamic layout. The design must employ new aerodynamic concepts and approaches, take necessary systematic and control measures, and compromise amongst the numerous design points in order to obtain the necessary design solution.

2. Main design conflicts:

The design requirement for stealth brings new difficulties to the aerodynamic design. Frontal stealth capability imposes new restrictions on both the sweep angle of the leading edge and air intake configuration. Lateral stealth requires the proper alignment of the aircraft's cross sectional shaping and the vertical stabilisor configuration. These restrictions and requirements must be considered during the earliest phase of designing the aerodynamic configuration.

Trans-sonic lift to drag ratio and supersonic drag are traditional design conflicts. Modern Fourth gen. fighters successfully solved this dilemma by relaxing aircraft stability and employing wing bending mechanisms. Future fighters, however, have stricter requirements for supersonic drag characteristics. At the same time, conventional design maximizing low speed lift characteristics contradicts the pursuit for lower supersonic drag. Since current aerodynamic measures don't offer satisfactory solutions to these conflicts the design team must explore new design paths.

Post stall maneuvers require the aircraft to have good controllability and stability. After the plane enters the post stall region, however, the decrease in stability and control efficiency of conventional rudder surfaces become irrecoverable. One must carefully design an aircraft to enable sustained controllability at high AOA. Although it is possible to solve the problem of post-stall controllability through the use of thrust vectoring nozzles, the aerodynamic configuration itself must provide enough pitch down control capability to guarantee the aircraft to safely recover from post-stall AOA should the thrust vectoring mechanism malfunction. As a result, it is vitally important to study unconventional aerodynamic control mechanisms for high AOA flights.

3. Trans-sonic lift to drag characteristics

Trans-sonic lift to drag characteristics determine an aircraft's maximum range and sustained turn capability. The future fighter's demands for these characteristics will exceed those of modern 4th gen. fighters. Modern fighters employ the strategies of relaxing longitudinal stability, adapting wings with medium sweep and aspect ratio, twisting the wing, and adding wing-bending mechanisms to greatly improve the lift-to-drag characteristics. Due to the future fighter's requirement for supercruise, supersonic drag characteristic is a critical design point and designers must avoid using aerodynamic measures that may potentially increase supersonic drag. As a result, the wing shape and wing twist coefficient can't be selected based on trans-sonic lift to drag characteristics alone. It is necessary to employ wing-bending mechanisms but its aerodynamic efficiency has already been exhausted.

Further decreasing the aircraft's longitudinal relaxed stability is an excellent solution to this problem. Diagram 1 shows how the variation tendency of trim-drag coefficients against longitudinal instability of a conventional fighter aircraft in a tight, sustained turn. Modern fighters fix their longitudinal instability at 3% the average aerodynamic chord length. The future fighter could enjoy a significant improvement in lift-to-drag if the longitudinal instability could be increased to a magnitude of around 10%.

Further relaxing the longitudinal instability could not only enhance trans-sonic lift to drag characteristics but also improve super sonic lift to drag capabilities, increase take-off and landing characteristics, and maximize low-speed lift characteristics. This is akin to killing three birds with a single stone. Yet a increase in longitudinal instability will also increase the burden on high AOA pitch down control and subsequently increase flight control complexities. As a result the design team should not "over-relax" the longitudinal stability.

4. Low speed high AOA characteristics

4.1 Lift-body LERX Canard configuration

Advanced modern fighters utilized research on detached vortices from the 1960s and 70s to gain excellent lift characteristics with their max lift coefficient peaking at around 1.6. They either employ conventional LERX configuration or canard configuration to accomplish this. The future fighter has higher requirements for max lift coefficient and the situation is further complicated by the fact that the use of twin vertical stabilizers is detrimental to lift (see figure 4.2). As a result the design team must raise the max lift coefficient to a whole new level. It will be difficult to realize this goal simply employing conventional LERX configuration or canard configuration.

It is beneficial to choose canard configuration from a high AOA pitch down control stand point(see figure 4.3). Blending lift body LERX characteristics with the conventional canard configuration to form a "lift body LERX canard configuration" will greatly enhance the max lift characteristics. Exploration of the lift body LERX canard configuration will solve three important technical issues. The first problem is the aerodynamic coupling between canards and medium sweep, medium aspect ratio wings. The second problem is the coupling between the canards, the LERX, and detached vortices generated by the wings. The third problem concerns the gains and losses of employing body lift on a canard configuration aircraft.

Traditionally close coupled canard configuration aircraft utilize constructive coupling between the canards and detached wing vortices to enhance the max lift coefficient. Only wings with large back-sweep angle and small aspect ratio could generate detached vortices that are powerful enough for the task. As a result most modern canard configuration fighter aircraft have a leading edge backsweep angle of around 55 degrees and an aspect ratio of around 2.5. For these aircraft, the canards could generate around a 3 to 4 times increase in max lift coefficient with respect to their wing areas. Ideally we hope to employ wings with medium leading edge backsweep angle and medium aspect ratio in order to improve lift characteristics over the entire AOA range. This wing shape, however, could not effectively generate leading edge detached vortices. Could the canards still attain their original lift enhancing effects? The answer is yes according to wind-tunnel tests. As the slope of the aircraft's lift curve increases, the lift enhancing capabilities of the canards are the same as those on traditional close coupled canard configuration aircraft (see figure 2). The key influence on aerodynamic coupling between the canards and medium back-sweep, medium aspect ratio wings should not be interference among detached vortices. Preliminary studies indicate that down-wash on the wings generated by the canards play a far greater role.

It is a well known fact that LERX could improve the max lift characteristics on medium back sweep, medium aspect ratio wings. In order to obtain even better lift characteristics, we should consider using both canards and LERX to create a canard-LERX configuration. Study shows that employing both canards and LERX not only retain the lift enhancing effects of the two mechanisms when they are used separately but also help achieve higher lift-coefficient (see figure 3). This means that there is beneficial coupling among the canards, LERX, and the wings.

Blended wing lift body configurations could utilize lift generated by the aircraft's body to increase internal load and enhance stealth characteristics at relatively low costs to drag. Lift-body configurations have been adapted by many conventional configuration aircraft and achieved excellent results. Yet until now now canard configuration fighter utilized lift-body configuration. This isn't because aerodynamic experts failed to realize the tremendous advantage of the lift body configuration but the result of a canard configuration aircraft's need to place the canards above the aircraft's wings. It is difficult for lift-body configuration aircraft to satisfy this demand. Our experimental results indicate that although the canards on a canard-LERX configuration aircraft employing lift-body suffered a decrease in lift-enhancing effects, the overal lift characteristic of the aircraft was still superior to that of a canard-LERX aircraft not employing lift-body (see figure 4). Figure 5 shows the vortex generation on the wings and body of a lift-body canard configuration aircraft observed using laser scanning. It demonstrates that planes employing this configuration derive excellent lift characteristics not only from coupling among the canards, LERX, and detached vortices but beneficial interaction between the left and right detached vortices. The latter contribute to significant lift on the body of the plane and greatly contributed to the enhancement of lift characteristics. Figure 5 also indicates that the detached vortices primarily contribute to lift on the body and inner portions of the wings. Consequently, most of the lift produced under high AOA conditions are generated in the corresponding areas.

4.2 Canted vertical stabilizers

Vertical stabilizer design is an important consideration when it comes to future fighter configuration design. From a lateral stealth stand point, the vertical stabilizers should cant inward or outward to reflect incoming radar waves in other directions. The future fighter must be long and thin to accommodate for supercruise and as a result, the space between the vertical stabilizers couldn't be too wide. The twin stabilizers should cant outward in order to decrease destructive interference between the vertical stabilizers. Since the future fighter will fully utilize detached vortices to improve max lift coefficient, forward vortices will generate relatively high outward facing velocity airflow on the vertical stabilizers. Figure 6 shows the calculation results of a type of lift body LERX canard configuration fighter using n-s time average function. It indicates the limiting flow rate on the aircraft's rear once the vertical stabilizers are removed. The results indicate that the regional side slip angle at the location where vertical stabilizers are usually installed reaches around 15 degrees when the AOA is 24 degrees and the side slip angle is 0 degrees. If the back-sweep angles of the vertical stabilizers are sufficiently large, the enormous regional side slip angles could generate leading edge shed vortices on the external faces of the stabilizers and form low pressure regions. Regional sideslip angles will also increase the static pressure on the inner portions of the vertical stabilizers. As a result, the vertical stabilizers will become highly efficient lateral force surfaces which direct the lateral forces outwards. The lateral forces are projected in the direction of lift, with respect to the outward canting vertical stabilizers, and generate negative lift. Negative lift acting on the vertical stabilizers and rear body will both contribute to the undesirable pitch up torque. The high pressure region between the vertical stabilizers will form adverse pressure gradients on the body of the plane and negatively impact the stability of leading edge detached vortices. Since the vertical stabilizers are already highly loaded at 0 degree side slip angle, the yaw/roll stabilization efficiency of the vertical stabilizers will be decreased.

The negative impacts of vertical stabilizers as described above are closely associated with lift-enhancing measures and are, as a result, difficult to root out. Yet adjustment of the vertical stabilizer’s area, position, cant angle, and placement angle and improvement measures such as making slots on the rear body can minimize the negative impact of the vertical stabilizers. Ordinarily, the max lift reduction coefficient generated by the vertical stabilizers could reach around 0.4. We’ve managed to successfully lower it below 0.1 through experimentation.

Decreasing the vertical stabilizers’ area or even employing tailless configuration are directions worth studying. Their significance not only include improving low speed high AOA performance but also help improve stealth characteristics, lower drag within the entire flight envelope, decrease weight, and reduce cost. Implementing the tailless configuration requires the tackling of three major technical difficulties: replacing the stabilizers with another yaw control mechanism, installing sensitive and reliable side slip sensors, and implementing new flight control technology. As of now, these difficulties are being tackled one at a time. Relatively speaking, decreasing vertical stabilizers’ area and relaxing static yaw stability are more realistic options. Generally speaking, the relative size of the vertical stabilizers is around 20% to 25%. In or studies, utilizing all moving vertical stabilizers with 10% to 13% could still maintain basic yaw stability while retaining the vertical stabilizers’ function as yaw control mechanisms.

4.3 Aerodynamic control mechanisms

The requirement for high AOA pitch down control capability is closely related to the longitudinal static instability requirement. The greater the longitudinal static instability, the higher the demands for pitch down control capabilities. As described in chapter 3, the future fighter will hopefully increase its longitudinal static instability to around 10% its average aerodynamic chord length to enhance the trim's lift to drag and lift characteristics. As a result there should be a corresponding improvement in the pitch down control capability. We can categorize two types of control surfaces based on the relative position of the pitch control surfaces with respect to the aircraft's center of mass: positive load pitch down control surface and negative pitch down control surface. Control surfaces placed behind the center of mass, including the vertical stabilizers and trailing edge flaps, generate pitch down control torque by increasing lift. They are considered positive load control surfaces. Control surfaces placed in front of the center of mass, like the canards, are negative load control surfaces. Since the main wing's ability to generate lift tends to saturate under high AOA conditions, the positive load control surfaces' pitch down control capabilities tend to saturate under high AOA as well. Therefore it will be wise to employ negative load control surfaces for pitch down control under high AOA conditions. Figure 7 compares the pitch down control capabilities of the canards and horizontal stabilizers. From the high AOA pitch down control stand point, it will be wise to use canards on the future fighter. Canards on close coupled canard configuration aircraft have relative short lever arms. Employing the LERX canard configuration can increase the canards’ lever arms while retaining the benefits of positive canard coupling. Considering the overall lift enhancement effect and pitch down control capabilities, we can set the canards’ maximum relative area to around 15% and the maximum canard deflection to 90 degrees.

Yaw control ability under high AOA is another noteworthy problem. Control surface efficiency deteriorate rapidly with an increase in AOA for tailless and even conventional configuration fighters. Therefore it is necessary to consider control mechanisms other than conventional control surfaces. Studies on differential LERX, drag rudder, differential wingtips, and all moving vertical stabilizers indicate that differential LERX and drag maintained relatively high yaw control efficiency under high AOA conditions (see figure 8).

5. Supersonic drag characteristics

The key to lowering supersonic drag is to minimize the max cross sectional area of the aircraft.Accomplishing this requires excellent high level design skills. Placement of the engines, engine intakes, landing gears, cartridge receiver, weapons bay, and main structural support all influence the max cross sectional area of the aircraft. Attention to details and careful considerations are necessary to design decision making.

Wingshape has profound effects on supersonic drag characteristics. Small aspect ratio wings with large backsweep have low supersonic drag but are detrimental to low speed lift and trans-sonic lift to drag characteristics. If we select the liftbody LERX canard configuration we can expect to retain relatively good lift to drag characteristics while using medium backsweep wings. Under high AOA conditions, liftbody LERX canard configuration aircraft concentrate lift on the body and inner portions of the wings so moderately lowering the aspect ratio will not only not lower the max lift coefficient but raise it (see figure 10). Because of this, employing small aspect ratio wings on a lift-body LERX canard configuration aircraft will settle the conflicts among supersonic drag characteristics, low speed lift characteristics, and trans-sonic drag characteristics.

6. Air Intake design

Air intakes are one of three major sources of radar scattering. In order to lower intake radar reflection area, the design team must place a series of limitations on intake design due to stealth considerations. These limitations will significantly influence intake aerodynamic design.

Caret intakes have oblique intake openings and fixed intake ramps and could effectively lower radar cross section and structural weight. The future fighter may implement this technology. Preliminary studies indicate that when compared with conventional adjustable intakes, Caret intakes' total pressure recovery coefficient surpasses its conventional counterpart in supersonic and trans-sonic regimes and is only slightly lower in the low-subsonic regime. It also offers excellent total pressure distortion performances. Radar absorbing deflectors minimize the air-intake's radar reflection and could significantly improve its stealth characteristics. Aerodynamically speaking, the radar absorbing deflectors would slightly decrease the overall pressure recovery and flow coefficients but have no ill-effects on static or dynamic distortion coefficients.

7. A comprehensive study of a design example

The design team made a future fighter proposal based on the points raised by this article. The proposal employs lift-body LERX canard configuration. It is unstable in both the lateral and yaw directions. The proposal employs small aspect ratio wings with medium back sweep angle, relatively large dihedral canards, all moving vertical stabilizers far smaller than those on conventional fighter aircraft, and S-shaped belly intakes. According to our assessment, the proposed aircraft will have excellent supersonic drag characteristics, high AOA lift characteristics, high AOA stability and controllability, and excellent stealth characteristics.

8. Conclusion

The aerodynamic design for the future fighter, compared with that of advanced modern fighters, will require more design features and subsequently pose greater challenges. Only in-depth study of fluid dynamics, exploration of the full practical potential of current aerodynamic designs, development of new design concepts, employment of corresponding systematic and control measures, and necessary compromise among numerous design proposals will allow us to achieve our design goals.


РУС
Спойлер: Показать
Аннотация: В настоящем документе анализируются основные конфликты дизайна будущего скрытности, высокой маневренности и характеристик сверхъестественного будущего, предлагая конкретные проектные решения для трансзвукового подъема для характеристик перетаскивания, характеристики низких AOA с низкой скоростью и сверхзвуковые характеристики сопротивления. Автор считает, что углубленное изучение динамики флюидов, исследование полного практического потенциала современных аэродинамических конструкций, разработка новых концепций дизайна, применение соответствующих систематических и контрольных мер и необходимый компромисс между многочисленными проектными предложениями позволят нам целей проектирования.

1. Введение:
Будущий боец, помимо удовлетворения маневренности на низких и средних высотах современного 4-го поколения. бойцы, должны обладать способностью совершать сверхтяжелые маневры и выполнять нетрадиционные маневры, такие как маневры после установки. В результате аэродинамическая конфигурация будущего истребителя должна не только удовлетворять конструктивным ограничениям RCS-сокращения, но также уменьшать сверхзвуковое сопротивление, улучшать характеристики подъема и улучшать стабильность и управляемость при высоких условиях AOA, в то время как для учета перекосзвуковых характеристик , Большое количество требований к дизайну создает новые проблемы для аэродинамической компоновки. В проекте должны использоваться новые аэродинамические концепции и подходы, принимать необходимые систематические и контрольные меры и компромисс между многочисленными проектами, чтобы получить необходимое дизайнерское решение.

2. Основные конфликты проекта :

требование дизайна для скрытности приносит новые трудности аэродинамическому дизайну. Фронтальная способность невидимости накладывает новые ограничения как на угол развертки передней кромки, так и на конфигурацию воздухозаборника. Боковой стелс требует правильного выравнивания формы поперечного сечения самолета и конфигурации вертикального стабилизатора. Эти ограничения и требования должны учитываться на самой ранней стадии проектирования аэродинамической конфигурации.

Транс-звуковое поднятие на коэффициент сопротивления и сверхзвуковое сопротивление - это традиционные конфликты дизайна, Современный Четвертый ген. бойцы успешно решили эту дилемму, успокоив стабильность самолета и используя механизмы гибки крыла. Однако у будущих бойцов есть более строгие требования к характеристикам сверхзвукового сопротивления. В то же время традиционная конструкция, максимизирующая характеристики низкой скорости подъема, противоречит стремлению к более низкому сверхзвуковому сопротивлению. Поскольку нынешние аэродинамические меры не обеспечивают удовлетворительных решений этих конфликтов, команда разработчиков должна исследовать новые пути проектирования.

Маневры в режиме ожидания требуют, чтобы самолет имел хорошую управляемость и стабильность. Однако, после того, как самолет входит в зону пост-стойла, снижение стабильности и эффективности управления обычными поверхностями руля становится неустранимым. Необходимо тщательно спроектировать самолет, чтобы обеспечить устойчивую управляемость при высоком AOA. Несмотря на то, что можно решить проблему управляемости постобработки с помощью насадок с наклонным вектором, сама аэродинамическая конфигурация должна обеспечивать достаточную управляемость пульта, чтобы гарантировать, что воздушное судно безопасно восстанавливается после пост-ларька AOA, если неисправность механизма вектора тяги , В результате жизненно важно изучать нетрадиционные аэродинамические механизмы управления для полетов с высоким уровнем AOA.

3. Трансзвуковой подъем для характеристики сопротивления

Характеристики трансзвукового подъема для перетаскивания определяют максимальный радиус полета самолета и постоянную возможность поворота. Требования будущих истребителей к этим характеристикам превысят требования современного 4-го поколения. бойцы. Современные бойцы используют стратегии расслабляющей продольной устойчивости, адаптируя крылья со средним размахом и форматным соотношением, скручивая крыло и добавляя механизмы гибки крыла, чтобы значительно улучшить характеристики подъема к сопротивлению. Из-за требований будущего истребителя к сверхтяжке, сверхзвуковой характеристика сопротивления является критической точкой проектирования, и разработчики должны избегать использования аэродинамических мер, которые могут потенциально увеличить сверхзвуковое сопротивление. В результате форма крыла и коэффициент поворота крыла не могут быть выбраны на основе трансзвукового подъема только для характеристик сопротивления.

Дальнейшее уменьшение продольной расслабленной устойчивости самолета является отличным решением этой проблемы. На диаграмме 1 показано, как тенденция изменения коэффициентов трим-тяги к продольной нестабильности обычного истребителя в тесном, устойчивом повороте. Современные бойцы фиксируют свою продольную нестабильность на 3% средней длины аэродинамического хорды. Будущий истребитель мог бы добиться значительного улучшения подъема к сопротивлению, если бы продольная нестабильность могла быть увеличена до величины около 10%.

Дальнейшее ослабление продольной нестабильности может не только улучшить трансзвуковую подъемную способность, но и улучшить суперзвуковое поднятие, чтобы удержать возможности, увеличить характеристики взлета и посадки и максимизировать низкоскоростные характеристики подъема. Это похоже на убийство трех птиц одним камнем. Тем не менее, увеличение продольной нестабильности также увеличит нагрузку на управление высотой AOA, а затем увеличит сложности управления полетом. В результате проектная команда не должна «переустанавливать» продольную стабильность.

4. Характеристики низкой скорости AOA с низкой скоростью.

4.1. Конфигурация LERX Canard с лифтом.

Современные боевики использовали исследования отдельных вихрей с 1960-х и 70-х годов, чтобы получить отличные подъемные характеристики с максимальным коэффициентом подъема, достигающим 1,6. Для этого они используют обычную конфигурацию LERX или конфигурацию утки. Будущий истребитель имеет более высокие требования к максимальному коэффициенту подъема, и ситуация осложняется еще и тем, что использование двойных вертикальных стабилизаторов вредно для подъема (см. Рисунок 4.2). В результате команда разработчиков должна повысить максимальный коэффициент подъема до совершенно нового уровня. Будет трудно реализовать эту цель, просто используя стандартную конфигурацию LERX или конфигурацию укрытия.

Целесообразно выбрать конфигурацию укрытия из точки стояния с высоким уровнем AOA (см. Рис. 4.3). Смешивание лифтового кузова Характеристики LERX с обычной конфигурацией укрытия для формирования «конфигурации LERX для лифтового кузова» значительно повышают максимальные характеристики подъема. Изучение конструкции лифтовой конструкции LERX canard позволит решить три важных технических вопроса. Первой проблемой является аэродинамическая связь между ушками и средними стреловидными крыльями среднего размера. Вторая проблема - связь между ушками, LERX и отдельными вихрями, генерируемыми крыльями. Третья проблема связана с приростом и потерями при подъеме кузова на самолете с конфигурацией укрытия.

Традиционно плотно соединенные самолеты с конфигурацией укрытия используют конструктивную связь между ушками и витыми частями крыла для повышения максимального коэффициента подъема. Только крылья с большим углом обратной развертки и малым соотношением сторон могут генерировать отдельные вихри, которые достаточно мощны для задачи. В результате, большинство современных истребителей конфигурации укрытий имеют передний краевой угол обзора около 55 градусов и соотношение сторон около 2,5. Для этих летательных аппаратов урны могли генерировать в 3 - 4 раза увеличение максимального коэффициента подъема по отношению к их областям крыла. В идеале мы надеемся использовать крылья со средним углом обратной кромки и средним соотношением сторон, чтобы улучшить характеристики подъема по всему диапазону AOA. Однако эта форма крыла не могла эффективно генерировать вихри передней кромки. Могут ли утки все же достичь своих оригинальных эффектов, усиливающих лифтинг? Ответ - да, согласно испытаниям в аэродинамической трубе. По мере увеличения наклона кривой подъема воздушного судна возможности подъема подъемных устройств у таких же типов, как у традиционных самолетов с плотным сцеплением с канавкой (см. Рисунок 2). Ключевое влияние на аэродинамическое сцепление между крыльями и средним задним ходом, средние размеры крыльев не должно быть помехой между отдельными вихрями. Предварительные исследования показывают, что утилизацию на крыльях, создаваемых ушками, играют гораздо большую роль. возможности повышения подъема уловов такие же, как и на традиционных самолетах с плотной конфигурацией укрытий (см. рисунок 2). Ключевое влияние на аэродинамическое сцепление между крыльями и средним задним ходом, средние размеры крыльев не должно быть помехой между отдельными вихрями. Предварительные исследования показывают, что утилизацию на крыльях, создаваемых ушками, играют гораздо большую роль. возможности повышения подъема уловов такие же, как и на традиционных самолетах с плотной конфигурацией укрытий (см. рисунок 2). Ключевое влияние на аэродинамическое сцепление между крыльями и средним задним ходом, средние размеры крыльев не должно быть помехой между отдельными вихрями. Предварительные исследования показывают, что утилизацию на крыльях, создаваемых ушками, играют гораздо большую роль.

Хорошо известно, что LERX может улучшить максимальные характеристики подъема на крыльях среднего заднего хода, средних размеров. Чтобы получить еще лучшие характеристики подъема, мы должны рассмотреть возможность использования как урн, так и LERX для создания конфигурации Canard-LERX. Исследование показывает, что использование как урн, так и LERX не только удерживает эффекты, усиливающие подъем двух механизмов, когда они используются отдельно, но также помогают достичь более высокого коэффициента подъема (см. Рисунок 3). Это означает, что есть полезная связь между ушками, LERX и крыльями.

В конфигурациях кузовов с закрытыми крыльями можно использовать подъем, создаваемый корпусом самолета, для увеличения внутренней нагрузки и повышения характеристик скрытности при относительно низких затратах на перетаскивание. Конфигурации лифтового корпуса были адаптированы многими традиционными самолетами с конфигурацией и достигли отличных результатов. Тем не менее до сих пор теперь истребитель конфигурации уранта использовал конфигурацию лифта. Это связано не только с тем, что аэродинамические эксперты не смогли реализовать огромное преимущество конфигурации кузова лифта, но в результате того, что самолет-тюнингоуборочный самолет должен разместить урны над крыльями самолета. Для удовлетворения этого спроса самолет-лифтинговый самолет сложнее справиться. Наши экспериментальные результаты свидетельствуют о том, что, несмотря на то, что урны на самолетах с конфигурацией Canard-LERX, использующие подъемную тележку, уменьшали эффекты повышения подъема, характерная для летательного аппарата характеристика полета была выше, чем у самолета Canard-LERX, (см. рисунок 4). На рис. 5 показана генерация вихрей на крыльях и корпусе самолета с конфигурацией каретки лифта, наблюдаемого с помощью лазерного сканирования. Он демонстрирует, что плоскости, использующие эту конфигурацию, обладают отличными характеристиками подъема не только из-за сцепления между ушками, LERX и отдельными вихрями, но и выгодным взаимодействием левого и правого отдельных вихрей. Последние способствуют значительному подъему на теле самолета и значительно способствовали повышению характеристик подъема. На рисунке 5 также показано, что отдельные вихри в основном способствуют подъему на теле и внутренних частях крыльев. Следовательно, большая часть лифта, полученного при высоких условиях АОА, генерируется в соответствующих областях.

4.2 Скошенные вертикальные стабилизаторы

Конструкция вертикального стабилизатора является важным фактором, когда речь заходит о будущем дизайне конфигурации истребителя. С точки зрения бокового стелса вертикальные стабилизаторы должны отклоняться внутрь или наружу, чтобы отражать входящие радиолокационные волны в других направлениях. Будущий истребитель должен быть длинным и тонким, чтобы вмещать в себя сверхприемник, и в результате пространство между вертикальными стабилизаторами не могло быть слишком широким. Двойные стабилизаторы должны отклоняться наружу, чтобы уменьшить разрушительные помехи между вертикальными стабилизаторами. Так как будущий истребитель будет полностью использовать отдельные вихри для повышения максимального коэффициента подъема, форвардные вихри будут создавать относительно высокий поток воздуха, направленный наружу, на вертикальные стабилизаторы. На рисунке 6 показаны результаты расчета типа лифтового тела LERX для истребителя конфигурации укрытия, использующего среднюю функцию времени ns. Это указывает на ограничение расхода на заднем плане самолета после удаления вертикальных стабилизаторов. Результаты показывают, что региональный угол скольжения в месте, где обычно устанавливаются вертикальные стабилизаторы, достигает около 15 градусов, когда AOA составляет 24 градуса, а угол бокового скольжения - 0 градусов. Если углы обратной развертки вертикальных стабилизаторов достаточно велики, огромные региональные углы скольжения могут создавать вихри на передних краях на внешних гранях стабилизаторов и образовывать области низкого давления. Региональные углы скольжения также увеличивают статическое давление на внутренних участках вертикальных стабилизаторов. В следствии, вертикальные стабилизаторы станут высокоэффективными поверхностями боковой силы, которые направляют боковые силы наружу. Боковые силы проецируются в направлении лифта по отношению к вертикальным стабилизаторам наружу и создают отрицательный подъем. Отрицательный подъем, действующий на вертикальные стабилизаторы и заднее тело, будет способствовать нежелательному крутящему моменту. Область высокого давления между вертикальными стабилизаторами будет создавать неблагоприятные градиенты давления на теле плоскости и отрицательно воздействовать на устойчивость отделяемых вихрей передней кромки. Так как вертикальные стабилизаторы уже загружены с углом бокового скольжения 0 градусов, эффективность стабилизации рыскания / валка вертикальных стабилизаторов будет уменьшаться. Боковые силы проецируются в направлении лифта по отношению к вертикальным стабилизаторам наружу и создают отрицательный подъем. Отрицательный подъем, действующий на вертикальные стабилизаторы и заднее тело, будет способствовать нежелательному крутящему моменту. Область высокого давления между вертикальными стабилизаторами будет создавать неблагоприятные градиенты давления на теле плоскости и отрицательно воздействовать на устойчивость отделяемых вихрей передней кромки. Так как вертикальные стабилизаторы уже загружены с углом бокового скольжения 0 градусов, эффективность стабилизации рыскания / валка вертикальных стабилизаторов будет уменьшаться. Боковые силы проецируются в направлении лифта по отношению к вертикальным стабилизаторам наружу и создают отрицательный подъем. Отрицательный подъем, действующий на вертикальные стабилизаторы и заднее тело, будет способствовать нежелательному крутящему моменту. Область высокого давления между вертикальными стабилизаторами будет создавать неблагоприятные градиенты давления на теле плоскости и отрицательно воздействовать на устойчивость отделяемых вихрей передней кромки. Так как вертикальные стабилизаторы уже загружены с углом бокового скольжения 0 градусов, эффективность стабилизации рыскания / валка вертикальных стабилизаторов будет уменьшаться. Область высокого давления между вертикальными стабилизаторами будет создавать неблагоприятные градиенты давления на теле плоскости и отрицательно воздействовать на устойчивость отделяемых вихрей передней кромки. Так как вертикальные стабилизаторы уже загружены с углом бокового скольжения 0 градусов, эффективность стабилизации рыскания / валка вертикальных стабилизаторов будет уменьшаться. Область высокого давления между вертикальными стабилизаторами будет создавать неблагоприятные градиенты давления на теле плоскости и отрицательно воздействовать на устойчивость отделяемых вихрей передней кромки. Так как вертикальные стабилизаторы уже загружены с углом бокового скольжения 0 градусов, эффективность стабилизации рыскания / валка вертикальных стабилизаторов будет уменьшаться.

Негативное влияние вертикальных стабилизаторов, как описано выше, тесно связано с мерами по повышению подъема и в результате их трудно искоренить. Однако регулировка области вертикального стабилизатора, положения, угла наклона и угла размещения и улучшений, таких как создание пазов на заднем корпусе, может свести к минимуму отрицательное воздействие вертикальных стабилизаторов. Обычно максимальный коэффициент снижения подъема, создаваемый вертикальными стабилизаторами, может достигать около 0,4. Нам удалось успешно опустить его ниже 0,1 через эксперименты.

Уменьшение вертикальных стабилизаторов? область или даже использование бесхвостой конфигурации - это направления, которые стоит изучать. Их значение не только улучшает производительность низких скоростей AOA, но также помогает улучшить характеристики скрытности, снизить сопротивление в пределах всего полета, уменьшить вес и снизить стоимость. Внедрение бесхвостой конфигурации требует решения трех основных технических трудностей: замена стабилизаторов другим механизмом управления рысканием, установка чувствительных и надежных боковых датчиков скольжения и внедрение новой технологии управления полетом. На данный момент эти трудности решаются по одному за раз. Относительно говоря, уменьшение вертикальных стабилизаторов? область и расслабляющая статическая устойчивость рыскания являются более реалистичными. Вообще говоря, относительный размер вертикальных стабилизаторов составляет около 20-25%. В или исследованиях использование всех движущихся вертикальных стабилизаторов с 10% до 13% может поддерживать основную стабильность рыскания при сохранении вертикальных стабилизаторов? функционируют как механизмы управления рысканием.

4.3. Механизмы аэродинамического контроля

Требование высокой мощности управления подачей AOA тесно связано с требованием продольной статической нестабильности. Чем больше продольная статическая нестабильность, тем выше требования к возможности управления шагом. Как описано в главе 3, будущий истребитель, мы надеемся, увеличит свою продольную статическую нестабильность примерно до 10% от его средней длины аэродинамического хорды, чтобы повысить подъемную силу обрезки, чтобы тянуть и поднимать характеристики. В результате должно быть соответствующее усовершенствование возможности управления подачей тона. Мы можем классифицировать два типа управляющих поверхностей на основе относительного положения поверхностей управления шагом по отношению к центру масс летательного аппарата: поверхности управления положительной нагрузкой и поверхности управления отрицательным шагом. Управляющие поверхности, расположенные за центром массы, в том числе вертикальные стабилизаторы и заслонки задней кромки, генерируют управляющий крутящий момент при увеличении подъема. Они считаются положительными поверхностями контроля нагрузки. Управляющие поверхности, расположенные перед центром масс, как и утки, являются отрицательными поверхностями управления нагрузкой. Так как способность основного крыла генерировать лифт имеет тенденцию насыщаться в условиях высоких условий AOA, возможности управления выталкиванием поверхности положительной нагрузки, как правило, насыщаются и при высоком AOA. Поэтому будет разумно использовать отрицательные поверхности управления нагрузкой для управления подачей шага при высоких условиях АОА. На рис. 7 сравниваются возможности управления подачей пильного полотна и горизонтальных стабилизаторов. С точки зрения высочайшего уровня управления AOA, будет разумно использовать утки для будущего бойца. Каналы на самолетах с плотным сцепным устройством имеют относительно короткие рычажные рычаги. Использование конфигурации LERX canard может увеличить утки? при сохранении преимуществ положительного сцепления с канавкой. Принимая во внимание общий эффект повышения подъема и возможности управления наклоном, мы можем установить утки? максимальная относительная площадь около 15% и максимальная прочность уклона до 90 градусов.

Еще одна заслуживающая внимания проблема - способность управления рысканием под высоким AOA. Эффективность управляющей поверхности быстро ухудшается с увеличением AOA для бесхвостых и даже обычных конфигурационных истребителей. Поэтому необходимо рассмотреть механизмы управления, отличные от обычных управляющих поверхностей. Исследования дифференциального LERX, руля сопротивления, дифференциальных крыльев и всех движущихся вертикальных стабилизаторов указывают на то, что дифференциальные LERX и сопротивление удерживают относительно высокую эффективность управления рысканием при высоких условиях AOA (см. Рисунок 8).

5. Характеристики сверхзвукового сопротивления

Ключом к снижению сверхзвукового сопротивления является минимизация максимальной площади поперечного сечения летательного аппарата. Для этого требуется отличное высокоуровневое проектирование. Размещение двигателей, входов двигателя, шасси, приемника картриджей, оружейного отсека и основной структурной поддержки влияет на максимальную площадь поперечного сечения летательного аппарата. Внимание к деталям и тщательным соображениям необходимы для разработки решений.

Wingshape оказывает глубокое влияние на характеристики сверхзвукового сопротивления. Крылья с малыми размерами с большим задним ходом имеют низкое сверхзвуковое сопротивление, но вредны для низкоскоростного подъема и трансзвукового подъема для характеристики сопротивления. Если мы выберем конфигурацию верфи LERX лифта, мы можем надеяться сохранить относительно хороший подъем, чтобы перетащить характеристики при использовании средних задних крыльев. При высоких условиях AOA лифтовое устройство LERX для установки на лифте сконцентрирует подъем на корпусе и внутренних частях крыльев, поэтому умеренное снижение коэффициента сжатия не только не снизит максимальный коэффициент подъема, но и повысит его (см. Рисунок 10). Из-за этого использование крыльев с небольшими размерами на лифтовом корпусе самолета LERX для установки усадьбы разрешит конфликтысреди характеристик сверхзвукового сопротивления, характеристик низкой скорости подъема и характеристик трансзвукового сопротивления.

6. Конструкция

воздухозаборника Воздухозаборники являются одним из трех основных источников рассеяния радаров. Чтобы снизить площадь отражения радара приемника, проектная группа должна установить ряд ограничений на дизайн впуска из-за соображений скрытности. Эти ограничения существенно повлияют на аэродинамический дизайн всасывания.

Приемники Caret имеют наклонные впускные отверстия и фиксированные впускные рампы и могут эффективно снижать поперечное сечение радара и конструктивный вес. Будущий боец ​​может реализовать эту технологию. Предварительные исследования показывают, что по сравнению с обычными регулируемыми входами коэффициент рекуперации общего давления Карет превосходит его обычный аналог в сверхзвуковых и трансзвуковых режимах и лишь немного ниже в низкодозвуковом режиме. Он также предлагает отличные характеристики полного искажения давления. Радар-поглощающие дефлекторы минимизируют отражение радара в воздухозаборнике и могут значительно улучшить его скрытность. Аэродинамически говоря,

7. Всестороннее исследование примера

дизайна Команда дизайнеров сделала новое предложение истребителя на основе вопросов, поднятых в этой статье. В предложении используется лифтовая конструкция LERX. Он нестабилен как в направлении латерального, так и в обратном направлении. В предложении используются небольшие крылья с пропорциональным соотношением сторон со средним задним углом развертки, относительно большими двугранными уступами, все движущиеся вертикальные стабилизаторы намного меньше, чем у обычных истребителей, и S-образные вены для живота. Согласно нашей оценке, предлагаемый самолет будет иметь отличные характеристики сверхзвукового сопротивления, высокие характеристики подъема AOA, высокую стабильность и управляемость AOA и отличные характеристики скрытности.

8. Заключение

Аэродинамический дизайн будущего истребителя по сравнению с современными современными истребителями потребует больше конструктивных особенностей и в дальнейшем создает большие проблемы. Только углубленное изучение динамики флюидов, исследование полного практического потенциала современных аэродинамических конструкций, разработка новых концепций дизайна, применение соответствующих систематических и контрольных мер и необходимый компромисс между многочисленными проектными предложениями позволят нам достичь наших целей проектирования.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 148
Откуда: Узбекистан, Самарканд
xab писал(а):
Ну просто классика жанра.
Нихрена не знаю, но лезу со своим "компетентным" мнением.


Сколько спеси то... У вас даже не хватило интеллекта понять, что я ничего не утверждаю, а наоборот спрашиваю следующее - "Возможно вам известны реальные случаи обратного, на примере которых можно ратовать за БВБ и маневренность."
На что получают ответ - "Фолклендская война", без конкретики и ссылок.
И что, я ни имею права поинтересоваться деталями?
Или я должен наизусть знать как проходили воздушные бои в обозримый период?
Или я непосредственно к вам лезу со своим "компетентным" мнением?

Благодаря подобным вашим "выкрикам" и необоснованной озлобленности практически все форумы по авиации превратились в помойку. А жаль...


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 148
Откуда: Узбекистан, Самарканд
Iceman писал(а):
Полностью с Вами согласен. Сделать летающую ракетную платформу, зачем заморачиваться с чем-то другим, стелсы-шмелсы, маневренность, ведь из пулемёта не отстреливаться, из нагана палить ненадо. Ракетные технологии шагнули далеко вперёд. Хотя подождите, вроде же было такое в 60-х или 70-х. Тоже думали что на самолёте пушка не нужна. А тут еще растреклятые мериганцы и на толстожопого пушку примеряют, неучи.


Да, ваша правда, все помнят как на F-4 в последствии приделывали пушку :) Но ведь в большинстве случаев готовятся то, не к будущим конфликтам а к боям тех же самых 60-х или 70-х. Пушку на F-35B/C слезно просили "морячки" т.к. видимо надеются на то, что он как-то будет участвовать в миссиях CAS. Только вот почему-то многие не хотят принять тот факт, что если случиться долгожданный провал малозаметности того же F-35, то это будет огромным провалом всей программы ПАК ФА и возможной будущей программы ПАК ДА поскольку они более чем основаны на пресловутой малозаметности.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 3263
Откуда: Москва
Изображение



_________________
«Сторона у нас богатая ,потому что кругом народ нищий».
phpBB [audio]
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 4506
AkelaFreedom Только вот почему-то многие не хотят принять тот факт, что если случиться долгожданный провал малозаметности того же F-35

А что наши пилоты Су-35 говорят по поводу того, как F-22 выглядит на радаре?



_________________
Да будет судьба России крылата парусами!
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 11021
AkelaFreedom писал(а):
Только вот почему-то многие не хотят принять тот факт, что если случиться долгожданный провал малозаметности того же F-35, то это будет огромным провалом всей программы ПАК ФА и возможной будущей программы ПАК ДА поскольку они более чем основаны на пресловутой малозаметности.


Кхм, это мягко говоря сомнительно. Особенно в случае с СУ-57.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Chengdu J-20 "Чёрный Орёл" / "Могучий Дракон"
СообщениеДобавлено:  

Сообщений: 11212
AkelaFreedom писал(а):
Только вот почему-то многие не хотят принять тот факт, что если случиться долгожданный провал малозаметности того же F-35, то это будет огромным провалом всей программы ПАК ФА и возможной будущей программы ПАК ДА поскольку они более чем основаны на пресловутой малозаметности.

таки с чего вы взяли? Откуда столь бредовое мнение?
Пятерки опасны далеко не одной малозаметностью. Именно поэтому столь популярны сегодня идеи брать рэо с пятерок и вешать на более дешевые платформы.



_________________
.-.. .. -. ..- -..- / .-- .. .-.. .-.. / .- ... ... .. -- .. .-.. .- - . / -.-- --- ..- -.-.--
«2% людей — думает, 3% — думает, что они думают, а 95% людей лучше умрут, чем будут думать.»
— Бернард Шоу
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
Показать сообщения за:  Поле сортировки  
 Страница 39 из 43 [ Сообщений: 1278 ]  На страницу Пред.  1 ... 36, 37, 38, 39, 40, 41, 42, 43  След.

Часовой пояс: UTC + 3 часа



Кто сейчас на конференции

Сейчас этот форум просматривают: mitko, Yandex [bot] и гости: 9


Вы не можете начинать темы
Вы не можете отвечать на сообщения
Вы не можете редактировать свои сообщения
Вы не можете удалять свои сообщения
Вы не можете добавлять вложения

Найти:
Перейти:  
phpBB skin developed by: John Olson
Powered by phpBB © 2000, 2002, 2005, 2007 phpBB Group

Вы можете создать форум бесплатно PHPBB3 на Getbb.Ru, Также возможно сделать готовый форум PHPBB2 на Mybb2.ru
Русская поддержка phpBB