您的当前位置:  首页 >>  军事 >>  「真龙国际娱乐评级」印度LCA战机瞬盘能力超越枭龙 但空战或被枭龙反杀
「真龙国际娱乐评级」印度LCA战机瞬盘能力超越枭龙 但空战或被枭龙反杀
发布时间:2020-01-09 16:49:45  热度:498

「真龙国际娱乐评级」印度LCA战机瞬盘能力超越枭龙 但空战或被枭龙反杀

真龙国际娱乐评级,看空天在介绍幻影2000的文章中指出,凭借超大的翼面积获得的超低翼载荷以及不算低的最大升力系数,幻影2000的瞬时盘旋能力在三代机中傲视群雄。

相对于那么小的躯体,LCA的翼面积超级大,翼载荷超级低。

而印度LCA在达索的帮助下,继承了幻影2000的无尾三角翼布局。当然,发展到LCA,达索对无尾三角翼的理解就更近了一步。尽管受限于结构强度,基本型的LCA是一种最大过载8G的飞机,但是其瞬时盘旋角速度仍然至少是蝇量级三代战斗机中最高的,大概率超过了素有小F-16之称的、最大过载同样为8G的枭龙。

和幻影2000相比,LCA的优势在于进一步增大了相对的机翼面积。幻影2000的三角翼占据了从进气口后方到尾喷口前的弦长,而LCA的机翼则延长到了进气口前方。LCA以那么小的身躯,获得了38.5平米的翼面积(比重得多的F-16还要大),进而获得了比幻影2000更低,大约202公斤/平方米的空战翼载荷。

LCA的三角翼切根设计,非常有利于增大翼面机。试想,如果飞机纵向布置的是纯62.5度的机翼,那么翼面积会小很多。

另外,在机翼翼根切根了一刀,形成了一个复合三角翼的构型。LCA机翼的外段后掠角为62.5度,切根后形成的内段前缘后掠角为50度(幻影2000则为58度),展弦比只有大约1.8。

这种切根设计最早见于瑞典的萨博-37。萨博-37三角翼切根主要是考虑减小前面鸭翼的下洗作用。当年搞鸭翼的最初的想法很简单,就是通过正配平,让鸭翼也产生正升力,它和机翼把飞机抬起来,这样增大飞机的整体升力。但是后来发现,鸭翼后缘下偏,会对机翼形成下洗气流,相当于降低了机翼的迎角,降低了机翼升力,这就把鸭翼的正配平优势给抵消了,甚至负面作用还更大。当然,后来人们发现了近距耦合作用,所以鸭翼总体上仍然收益很大。

降低鸭翼气流的下洗对机翼的影响怎么办?切掉那块受到下洗气流影响的机翼翼根不就行了,这就是萨博最初的想法。欲练神功,必先切根。

LCA的鸭翼也切了根,但是它前面又没有鸭翼,凑什么热闹啊。其实,这里蕴含了空气动力学的另一个道理。

F-16XL吹风数据图,翼根两撇红色气流是脱体涡。不过,这两个脱体涡不是因为切根产生的,切根后机翼后掠角变大,不利于产生涡。这两个小脱体涡实际上是切根后对机翼修形的小型边条产生的。所以说,LCA纯粹的切割,其设计思想与F-16XL并不完全相同。

很多人都说,切掉这块的作用是为了产生脱体涡,与机翼上的气流形成有利干扰,增大升力。让我们再回顾之前谈到的关于产生脱体涡的条件。对,要有足够大的后掠角。LCA的机翼切根后,翼根的后掠角没有增大,反而减小了,所以这并不利于产生脱体涡。

让我们看看LCA在28度迎角、0.7M的吹风图,这几乎是它最大可用迎角了,此时或达到了最大升力系数。从流场来看,由于后掠角较小,切根段产生的是弱涡,而主翼段产生的强涡,他们的旋转方向相同,主翼段的涡控制了翼根产生的涡。

由于后掠角较小,切根段产生的是弱涡,而主翼段产生的强涡,他们的旋转方向相同,主翼段的涡控制了翼根产生的涡。

也经常有人拿LCA的切根和美国F-16XL的切根相比。有些吹风结果显示F-16XL的翼根出产生了一股涡流。当然,这股涡流很小,也比较弱,对增大升力帮助不是很大。但这个涡流不是对机翼简单切根,减小后掠角后产生的,而是切掉翼根后对机翼与机身连接处修形后形成的微小边条产生的,它有更大的后掠角,所以产生了明显不同的涡。但是边条比较小,涡流强度比较小。美国人在研究高速民用飞机时,对F-16XL的机翼进行了改进试验,将这个切根恢复成原型。结果发现,补齐后的机翼最大升力系数有了微小增大。这就是因为切根后尽管有个小边条,但是等效后掠角却变小了,所以升力系数有稍微的降低。尽管切根的F-16XL最大升力系数略有降低,但是它的阻力系数降低的更大,进而增加了亚音速升阻比。这就是切根的收益。LCA的切根,也是基于相同的考虑。

那么为什么是三角翼切根后,亚音速状态的升阻比还有所提高呢?

这要从三角翼的特征说起。之前我们说过,三角翼失速迎角大,是因为它自己就带涡。三角翼下面的气流在压力之下向上表面翻,形成很多弱涡束。在不大的应迎角下,就产生了前缘分离。如果气流附着在前缘,那会产生前缘吸力,相当于降低了阻力。但是三角翼由于很容易发生前缘分离,这实际上降低了前缘吸力,增大了阻力。而且前缘分离涡还产生很大的诱导阻力,这也是三角翼的不利的一面。

三角翼在不大的迎角下就回产生弱涡,这种涡会增大诱导阻力。

另外,无尾三角翼为了增大襟、副翼的配平力矩,后掠角都很大,展弦比很小,这会导致诱导阻力更大,升阻比较低。所以要用好三角翼,必须要解决亚音速诱导阻力大,升阻比较低的问题。一个手段是固定扭转,改善其压力展向分布。二是配置前缘襟翼和后缘襟翼,让机翼成为变弯曲度机翼。

第三个就是这切根了。通过减小后掠角,推迟分离发生,而保持前缘吸力,降低阻力。进而提高其巡航升阻比。

如果是充分利用涡升力,LCA的做法应该是增加一个小型的边条,就像歼教-9那样,在双三角翼的基础上增加个边条。据说LCA也有这样的方案。为什么最终没这样搞?因为这会进一步恶化起降性能和亚音速巡航性能。本身无尾三角翼的起降性能就非常差了,结果你增加了一个边条,而这个边条在低速、中低迎角下的效率是非常低的。首先增加了摩擦阻力,产生的升力又极为有限,另外,在起降迎角下,由不足以产生较大的脱体涡,无法给基本翼增升,在起降阶段在很大程度上是累赘。所以,边条通常和中等展弦比的梯形翼搭配,中等展弦比梯形翼自身的升阻比较高,加之采用大型的襟翼,起降性能足够好。

强调起降性能的海军型的LCA使用了类似苏-57的可动边条,这才开启了LCA控制、利用涡的序幕,这又是另外一个故事了。

用了那么多手段,LCA的机翼就是为了在获得极小翼载荷以得到大的瞬盘能力的同时,获得说得过去的亚音速升阻比。

话又说回来,LCA的瞬盘能力尽管大概率比枭龙强,但是空战对抗不是那么一蹴而就的,在转弯相持的过程中,LCA由于机翼阻力较大,能量补充上比较吃力,最后也很有可能被枭龙逆袭反杀。(作者署名:看空天)

《出鞘》完整内容请关注军事官方微信抢先查看(查看详情请搜索微信公众号:sinamilnews),《出鞘》每天在军事官方微信完整首发。 

江苏11选5

 

Copyright©2003-2019 arnoldfu.com All rights reserved. 霍吉信息门户网 版权所有