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主题:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI(2) -- TopGun

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  • 家园 【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI(2)

    TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI(1)

    TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI(3)

    二,向高速迈进:J-10B的DSI进气道

    1,从论文数据看J-10B的DSI进气道的高速性能

    使用DSI的中国枭龙和美国F-35都飞得不快。洛马官方网站居然说F-35的最大速度是1.6倍音速。我认为这是因为美国军方并不强调F-35的高速性能导致洛马不重视F-35的最大速度,从而仅仅在网站上指出F-35的最大速度不低于1.6倍音速。

    F-35比较低的最高速度,加上枭龙在速度超过1.6倍音速后DSI总压恢复系数比较剧烈地下降,使得很多人怀疑DSI的高速性能。(详细请见《一,从无到有:枭龙的DSI进气道》TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI(1)

    J-10B的出现,可以说否定了这种怀疑。下面两图是成都开发的J-10B:

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    外链图片需谨慎,可能会被源头改

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    南航在2005年发表的一篇论文透露了J-10B的DSI进气道的一些重要线索。这篇论文的标题是《凸包(Bump)进气道/ DSI模型设计及气动特性研究》,外链出处链接是:http://www.docin.com/p-214423319.html。下图是此论文的摘要:

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    这篇2005年论文中研究的腹部进气的DSI进气道,应该就是J-10B进气道的诸多研究之一部分。文中给出的腹部进气DSI进气道的图更是与照片中J-10B的DSI惟妙惟肖。

    此文给出的一个重要内容是:

    、、、、、、表明在发动机设计状态,在来流马赫数为Ma=2.0时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在Ma=1.8时该值不低于0.91。

    这个固定的DSI进气道在2.0倍音速时接近0.87的总压恢复,与F-4D的二元三激波可调节进气道大致相当或稍稍好一点;而其在1.8倍音速时不低于0.91的总压恢复,则超过了F-4D。我是从《Aircraft Engine Design, Volume1》第440页给出的几种主要飞机的总压恢复系数曲线中得出的上述结论。这本书的链接外链出处:http://books.google.com/books?id=2Wy5rpdm3DMC&printsec=frontcover&source=gbs_ge_summary_r&cad=0#v=onepage&q&f=false。

    这张图中给出了F-16、F-4D、F-15等飞机的总压恢复系数曲线。其中最简单的是F-16的固定式皮托管进气道,其在2.0倍音速时的总压恢复系数低到超出了图的范围——在0.75以下;最复杂、重量最大的是F-15的二元四激波可调节进气道,其在2.0倍音速时的总压恢复系数大致在0.92到0.93之间;在复杂性和重量上介于F-16和F-15之间的是F-4D的二元三激波可调节进气道,其在大约1.7倍音速时总压恢复系数跌到0.9以下、在2.0倍音速时大概0.87或稍微低一点。

    还有什么飞机在使用类似F-4D的二元三激波可调节进气道呢?成都J-10A,沈阳J-8II, 俄罗斯米格-23。这些飞机的二元三激波可调节进气道应该有类似的特性。事实也是如此:无论是F-4D、J-8II、 还是米格-23,都是最大速度超过两倍音速的战斗机。我认为J-10A也不可能例外,只不过官方没有明确发布相关信息而已。

    这就使我形成这么一个看法:J-10B的DSI进气道在超音速时很可能比J-10A的进气道性能更好。原因是这篇2005年论文指出固定的、腹部进气的DSI在1.8倍音速时总压恢复优于F-4D、在2.0倍音速时与F-4D相当或稍微好一点,而J-10A用的是与F-4D原理相同的二元三激波可调节进气道。

    飞扬sopc_dsp的说法也支持上述结论:

    J10B的Bump进气道在超声速段的总压恢复系数优于J10 的斜板可调的3波系进气道。

    外链出处(http://www.fyjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html)

    2,J-10B的DSI是如何适应高速的?

    sopc_dsp在同一个发言中还指出了J-10B的DSI进气道一些设计数据的选取。我将其列在下面,并与枭龙DSI的设计数据选取做一下对比(枭龙数据来源请见《一,从无到有:枭龙的DSI进气道》TopGun:【原创】从枭龙和J10B的DSI看J20的DSI(1)):

    J10B的Bump进气道设计点为:高空大马赫数设计点取 Ma=2.0,并以此确定进气截面积(唇口最大包围面积);在Ma=1.2按发动机最大状态时的流量确定喉道面积,喉道马赫数控制在0.6Ma~0.7Ma 。

    杨应凯论文中指出的枭龙DSI的设计数据选取:

    Bump 进气道设计点为: 最大马赫数Ma=1.7, 预压缩鼓包当量压缩半锥角为20°, 高度H=11km并以此确定捕获面积; 在Ma=0.8~ 1.2范围内, 按发动机最大状态时的流量确定喉道面积,喉道马赫数M ath控制在0.6~0.7;

    如果sopc_dsp给出的数据是可靠的,上述数据的对比也可以看出从枭龙DSI到J-10B的DSI在设计原理上有很大的传承。J-10B的DSI之所以在高速下有枭龙DSI所不具备的高效率,是依靠更先进的鼓包和唇口形状、外加更好地利用J-10B机头下表面对来流进行预压缩。

    在本文开始提到的南航2005年论文,指出了一些鼓包和唇口的设计要点,比如:

    第一道椎面波波角(与鼓包形状直接相关)、唇口厚度的变化、唇口前掠角、主侧唇口与次侧唇口的关系、等等。这些设计要点综合在 一起,形成了J-10B的DSI进气道形状及其相应的高速性能。

    另外有一点值得注意,就是南航这篇2005年的论文代表的是中国DSI在2005年的水平。六年之后的现在,J-10B的DSI在研制中是否有什么改进呢?sopc_dsp提供了下述信息:

    验证型的J10B在来流马赫数为2.0Ma时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在1.8Ma时该值大于0.91。

    现在即将装备的J10B,对腹部进气布局的Bump进气道的鼓包和进气唇口进行了修改(唇口截面改得更方了),2.05Ma时出口平均总压恢复系数接近0.9,是高空高速大马赫数下的推力增加约4%的主要方面。

    与J-10A的同等马赫数下的总压恢复系数相比,即将装备的J10B略好于J-10A。

    即将装备的J10B在跨/超音速下的阻力降低明显,J10B在亚/跨/超音速下的加速特性更好。

    (上面sopc_dsp的发言来自外链出处http://www.fyjs.cn/bbs/read.php?tid=309226&page=8#3236983022)

    如果上述内容是可靠的,则可以说明J-10B的固定DSI进气道的高速性能已经明显超过了二元三激波可调节进气道。而实现这种超越的手段之一是唇口修形成更有棱角的形状。

    3,J-10B的DSI对飞机总体减阻的贡献

    sopc_dsp在我上面提到的发言中(外链出处http://www.fyjs.cn/bbs/htm_data/27/1012/296358.html。)详细讲述了J-10B的DSI如何使J-10B的跨音速和超音速阻力全面低于J-10A,从而配合DSI进气道效率提高导致的发动机增推,使J-10B在跨音速和超音速的机动性全面优于J-10A。我仅仅在此作一个小结:

    A, DSI本身的迎风面积小于原进气道,关键原因是取消了附面层隔板系统;

    B, 通过对前机身修形外加DSI鼓包的作用,使得J-10B更符合跨音速面积率和超音速面积率。

    4,本文小结——我对J-10B的DSI进气道的总体看法:

    1, 这个DSI以非常简单、重量很轻、并且隐身的固定形式,在性能上超过了比较复杂、比较沉重、而且不隐身的二元三激波可调节进气道;

    2, 这个DSI凭借取消附面层隔板系统和利用前机身对来流的预压缩,减轻了飞机结构重量并且减小了飞机跨音速和超音速阻力。

    关键词(Tags): #发动机#航空航天#隐身#飞行器总体设计通宝推:每周虎,菜菜丛,

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    • 家园 谨慎怀疑

      不说别的,飞扬那位一网站上作者能得到当前主力

      战机这么详细的数据(各处各马赫下马赫椎截面积

      曲线)而不被请去喝茶?

      我国连歼10空重,最大速度这些基本数据都没公布

      过吧。。。

      • 家园 释疑:

        不说别的,一网站上作者能得到当前主力战机这么

        详细的数据(各处各马赫下马赫椎截面积曲线)而

        不被请去喝茶?

        我文中引用的所有曲线都来自公开发表的、并且在网络上任何人都可以看的论文。我对所有曲线都标明了出处链接。

        而且其中没有任何当前主力战机的详细数据。比如南航杨应凯关于枭龙的论文,虽然有总压恢复系数曲线,但是曲线的纵轴没有标数值,等等。

        你上面引用的话如果是说我,那是没有依据的。

        你上面引用的话如果是说我引用的另外一个人,那我就管不着了。我引用他的说法,是因为其部分说法与公开论文中的数据相符。

    • 家园 我把(3)新开了一帖,请大家前往指教:

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    • 家园 恭喜得宝

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    • 家园 中国的航空工业终于可以薄发了

      • 家园 不用太高兴,抄来的

        看图索引,得来不全费功夫。

        • 家园 文科肉酱吧
        • 家园 你以为是小学生抄作业?

          别以为简单的一个鼓包就很容易弄懂。

          没有大量的气动实验,只知道一个类似胸罩的形状,你敢装到飞机上?

        • 家园 这是西西河

          说这话可有根据?或是您是专业人士分析得来的?这样不负责任的话还是到别处说吧!国内的军坛很多。。。。。

        • 家园 这话说的就有点站着说话不腰疼了,没点气动积累抄不来的

          BUMP鼓包可不是一个圆球或是什么其他标准形状,那可是经过圆锥激波构型出来的一个复杂曲面。没有足够的乘波构型的理论积累,没有多次的超音速风洞实验和计算,根本就不可能做出这么个曲面来。还有唇口的前掠角,喉道面积与速度和发动机进气的匹配等等,这些你以为看了图就行了?

          当年那几个年轻人已经在乘波构型理论上有了很深的造诣,只不过没有尝试过利用圆锥激波构型来设计进气道,等一看到F35的进气道结构,得到启发,马上就开始实验,因为基础扎实,所以一下子就成功了,而且对DSI进气道把握透彻,可以随意地用在各种飞机上。

          通宝推:TopGun,
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