关于F-22和新Su-35机动性对比

zwz

呵呵，为了防止各位看官头大，先写个摘要吧：
本文在保证科学性的前提下，以尽量浅显的语言，从升力特性、阻力特性和高攻角稳定性分析了F-22和Su-35的气动。最后分析了大家都非常感兴趣的，隐身对气动和机动性的影响。
前几天看到了有关的帖子，发现误解还是蛮大的，这里有必要呈请一下。
首先明确一点，什么样的气动才算“好”的气动。每个人的标准都不尽相同，在此我提出一个标准：
好的气动应该升力大、阻力小，并且在高攻角时维持足够的舵效。
以下的对比中均忽略推力矢量的作用。新35取的是27的数据，F-22取的是PLAAF根据近似模型有限元法计算的数据。
从最大可用升力（注意最大和最大可用的区别）系数来看，F-22以1.83对1.74稍微领先。
F-22的高升力系数源自涡升力的充分利用。F-22和Su-35都是用边条产生涡升力的，但二者边条轮廓尺寸却相差很远。见图1，粗线部分为边条轮廓线：
（补充一点，很多人不知道的，F-22的机头侧棱、进气口上唇都有边条的作用）
可见F-22边条外轮廓线不仅长度较长，而且形状更复杂。实际上是由三段边条绕合的，互相绕合的边条涡可以获得更高的强度。可见一体化边条是未来战斗机设计的趋势。
当然，光有高升力还不够，好的气动外形应该以尽量小的阻力产生尽量高的升力。
在无外挂时，F-22的亚音速升阻比为12，su-35是11.8，二者相差很小，但超音速升阻比F-22在5~6之间，而su-35小于4。这里需要解释一下F-22的减阻措施。
请看图2。虽然二者仅仅在尾部形状的稍有不同，但上面那个物体的超音速阻力不到下面物体的50%。后体流场是影响阻力的重要因素。F-22把尾部搞得很扁很平就是这个道理。
类似的，F-22让两台发动机靠得很近也是为了减小后体阻力。宽体的su-35为了减小后体阻力采用了较大的尾椎，确实缓解了这个问题，但增大了机体的浸润面积，增加了摩擦阻力。
二者都是翼身融合体的典型，需要把机身也作为一个升力体虑。对于一个升力体而言，上下两个表面是同样重要的，都影响着升力。
从上表面来看，F-22和Su-35的机身“背部”和机翼都很好的融为了一体。
从下表面来看，f-22非常平整，而su-35显得有点坑坑洼洼。当然也有说法是su-35这样的腹部可以利用空气的冲压效应提高超音速升力（利用两个进气道间的沟槽）。这种说法未见证实也没有证据可以反驳。但从su-35并不算高的超音速升阻比来看，这种效应即使存在也应该是很微弱的。
然后比较二者的高攻角稳定性。
新su-35用的仍然是su-27的总体布局。su-27的双垂尾是垂直于地面的，受机身和机翼遮蔽较大，在攻角增大时很快失效。这也是为什么su-27的攻角限制只有26度。这从一定程度上限制了su-27机动性的发挥。而su-35采用的推力矢量很好的解决了这个问题。
F-22在设计之初曾考虑到在过失速机动中，如果TVC失效，必须能依靠气动舵面操纵并改出。也就是说要求F-22在无TVC的情况下必须具有足够的高攻角可操纵型。F-22外倾的双垂直尾翼证实了这一点。即使在60度AOA下，垂尾仍能提供足够的稳定性。
F-22的方向舵前倾30度。高攻角时的效率最高，从中也可见F-22为高攻角优化做出的努力。当然，有得必有失。通常的巡航状态下Su-35方向舵效率较高而F-22较低。
然后就是重头戏，隐身对机动性有何影响。
隐身对机动性的消极影响主要体现在以下两个方面：
1.内置武器导致机身横截面变大，由此导致重量和阻力增加。
2.隐身需求的“多棱”表面导致阻力增加和升力下降。
为了解决第一个问题，F-22采用了大量的减阻措施予以弥补（见上文），并尽量使用复合材料减轻重量。如果没有隐身的要求，F-22的阻力确实可以进一步减小。但从上面的数据可以看出，即使内置武器导致机身横截面变大，F-22的阻力特性仍然非常优异，可见减阻措施是非常有效的。
针对第二个问题，我们先通过示意图了解一下“多棱”表面是如何增加阻力和减小升力的。
如图3所示，上面是普通翼型，下面是F-117采用的带棱角的翼型。当气流流经这两个翼型时，请看图4。普通翼型上表面的气流平滑的流过，而F-117的翼型在折角处出现了湍流。
但是，虽然F-22也有一些棱角，但这个问题在F-22身上不复存在。因为F-22所有的棱都是平行于气流方向的。在气流流经的路线上都是流线型外形，不会产生湍流。如图5所示。

[ 本帖最后由 zwz 于 2008-2-15 20:09 编辑 ]

aceforever

这文章有点功底，看来是学过飞设的，顶一下

cfz8688

这个得顶一下～～～～

cfso2325

：
1、太高深看不懂
2、看懂了也没机会玩

铁鸟37

LZ学什么呀？这么强悍！顶了！