大后掠飞机有何优缺点

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与F-22采用的中等展弦比、中等后掠的机翼相比，可以看出，采用大后掠（前缘后掠角约53度）三角翼在超音速飞行时会有更好的气动表现，另外，大后掠小展弦比机翼的相对厚度必定较薄，同样有利于超音速飞行！ 除了理论角度，从历史来看，利用先进的气动设计弥补发动机的不足，提高速作战效能已有先例，如：采用无尾大后掠3角翼的幻影2000C虽然其M53-P2发动机推重比只有6.5，最大推力95千牛，但却比拥有采用F-100-PW200发动机，推比为7.8 最大推力105千牛的F-16A有更好的高空高速性能即是最好的证明！ 加速/爬升性：飞机的飞行动作是以位能、功能、阻力消耗和发动机推力这几种主要能量形成的系统。机械能的变化是与推力T和阻力D密切相关的，推力和阻力之间的差额是剩余推力。飞机单位重量所拥有的剩余推力就被叫做单位剩余推力。公式为SEP=（T-D）/W。SEP事实上反映了飞机的加速能力，如果飞机处在爬声状态，SEP则可认为是反映了飞机的爬升能力。 飞机在水平加速时，其阻力主要表现零升阻力，一般情况下，在M数0.7以前，飞机零升阻力系数不变；之后随着速度超过临界M数，局部出现激波，零升阻力系数也逐渐增大。新重歼采用的大后掠三角翼能零升阻力小，能推迟相应的阻力发散M数，降低机翼的有效速度，因此在跨，超音速条件下，其零升阻力增加也不大，从而使得新重歼在推力T小于F-22时，通过降低阻力D，从而也能获得极好的水平加速性能！ 在爬升性能方面：新重歼的鸭式布局具有很好的大迎角升力特性，其能与机翼产生有利干扰，推迟机翼气流分离，大幅度提高大迎角升力，减小大迎角阻力；获得良好的爬升性同时降低了对发动机的推力需求！而反观F-22，虽然F-119动力强劲，使其可以直接从跑道上拉起加速，转入超音速爬升（传统飞机是以先以亚音速爬升到对流层顶（约36000英尺），然后再加速到超音速进行爬升）。但其正常起飞重量从设计初期的22，700公斤涨到现在的28，600公斤，推重比从1.4暴跌到1.11，对其爬升性产生了严重的不利影响；同时F-22为了考虑几何隐身性，并未采用大边条翼等设计，无法在大应角爬升时利用边条涡来提高升力，因此，F-22的爬升能力不得不让人表示怀疑！是否超过新重歼还很难说！ 盘旋性能： 瞬时盘旋性，在拥有全向格斗导弹的今天,欧洲人认为战斗机已经没有必要向以前那样做持续的机动转弯来咬住对手,战机的下一条路是在第一个弯还没转完时，先对准敌机的一方就已经获胜。而这需要更低的翼负荷，好提供巨大的升力，竭力缩小瞬间的转弯半径。为了达到这样的性能，就必须采用大后掠的三角翼，因为三角翼在同样的翼展中能够提供最多的翼面积，在降低超音速阻力的情况下能够产生最大的升力。例如幻影2000的最大瞬时盘旋角度达到了30度,而同期的F-16只有24度. 而与幻影2000同样采用了大后掠三角翼的我重歼无疑也拥有同样优秀的瞬时盘旋性能! 持续盘旋性:为什么主流的3代机不采用瞬时盘旋性优异的大后掠三角翼呢?因为三角翼虽然拥有最大的翼面积，能够提供最大的升力，但其产生的诱导阻力也是非常的巨大(诱阻系数与机翼迎角平方成正比，与机翼展弦比成反比)，诱阻增长极快，那么很快就会抵消发动机的剩余推力，飞机虽仍可能拉出较大过载，但发动机推力已不足以维持稳定飞行.(见方方<<王者之翼>>),从以上分析可看出,诱阻过大将会极大影响我新重歼的持续缠斗性能,因此,利用新的技术来降低大后掠三角翼的诱导阻力,提高其升阻比,是完善我新歼机动性能的迫切要求,这一技术,就是Gurney襟翼,Gurney襟翼的出现将解决大后掠翼在盘旋时诱导阻力增加过快的问题,使得新重歼也具有出色的稳定盘旋能力.(Gurney襟翼详见附1) 大迎角可控性:新重歼的鸭翼产生的涡流与大后掠三角主翼前缘涡都具备推迟附面层分离(附面层分离是导致机翼失速的最主要因素)的作用，其相互作用的结果使涡系增升作用越发明显,新歼的大迎角失速特性极为优良! 当然,如果仅具有优异的大迎角飞行性能而不具备良好的控制能力的话,也无法在实战中起到作用.大迎角条件下的飞行控制则主要体现在俯仰(包括配平)控制和偏航/横向控制上;与歼10一样,新重歼鸭翼布局在大迎角飞行情况下,由于升力作用点的前移,机身会产生较大的抬头力矩使飞机不断上仰,只能由鸭翼负偏产生低头力矩，而处于主翼上洗的鸭翼要产生足够的低头力矩比较困难,从而导致了飞机的可控迎角减小,在这一情况下,利用V型垂尾配合鸭翼参与配平无疑是解决鸭翼大迎角配平力不足的较好办法!难点可能在于编写飞控软件的相关算法上比较复杂,从04年的航空学报上一篇<<含有V型垂尾飞机的舵面配置>>(见附2)可以看出我们较好的解决了V型尾翼在参与配平时的算法问题,也证明了新重歼确实存在! 另外，V尾的尾撑结构也能为飞机提供一定的低头力矩。 矢量技术:增加了矢量喷管的飞机，在一般巡航飞行时可以完全以矢量喷管取代水平尾翼的配平控制，让升力系数增加到1.6。F-15S／MTD的升力系数（再加上前翼的作用以后）总共增加了80％！而且，在进入超音速时因为升力中心改变，为了维持姿态稳定所增加的配平阻力，也可以完全由矢量喷管的应用而消失。而在提高飞机空战机动性上，也意义重大！ 这个技术最早是由美国提出来的（其最开始认为这个技术飞机需要额外付出近千千克的重量而放弃，后在俄罗斯等国的研发下，仅增加极小的重量便获得成功），F-22采用的是二元矢量喷管，俄罗斯早期在SU-27上进行过二元矢量喷管与轴对称矢量喷管的对比实验（97年《航空知识》配过图片）表明，二元矢量喷管结构虽比较简单--在喷管外加扰流片即可，但其只能在俯仰方向上做正负20度的偏转，无法左右偏转提供偏航力矩，并且有较大的推力损失，因此俄罗斯集中力量进行了轴对称矢量喷管技术的研发，这一技术最大的困难如何保证高温燃气在偏转喷管时的密封不泄漏问题，其最新的技术用于MiG-29OVT，而与之类似的我国的轴对称矢量喷管（AVEN）也获得了成功，其偏转方位可达：360度； 矢量偏角：17度 ～20度； 偏转速率：Wx =120度～180度 ／秒。性能应该在F-22之上了！（详见附3）需要解决的就剩下新歼飞控软件的编写问题了！中华网-军事频道 过失速机动性：实战证明，在近距空战中最重要的作战品质就是迅速瞄准敌机的能力，即在攻击中不仅能快速地改变自身的速度矢量，还能使自己始终处于对手转弯半径的内侧，这样就能使自己更快速地进入攻击位置，先敌开火。 飞机在进行过失速机动时，由于大迎角下自身受到的气动阻力较大，飞机的速度可以迅速降低，有利于偏转机头实施快速对敌指向，或在转弯中尽快减速和改变方向使敌机冲过目标，这在近距格斗中具有很高的空战效能。