主题：【原创】一张图后面的玄机 -- TopGun

我实在没株钱也没时间给你科普基本的气动知识。这也是我没有一一回答你所有的质问的原因。

我非常抱歉地这么说。

不过既然发言了，就顺便再解释一下关于方案四的压缩升力：方案四的机翼后缘非常靠后，而且下反的后分叉就是机翼的一部分。这就是方案四利用压缩升力的外形基础。

当然，这个后分叉到底是向上还是向下，我并无足够的证据。我说的是基于我个人对方案四的理解。

我在本论坛其他地方看到你是一位可敬的老者，而且很可能是从事工程、技术方面的老者。但是你在这个讨论中对方案四这种勇于创新并明显符合气动原理的设计表现出了科技人员不应有的轻蔑与草率，这是非常不应该的。

创造性是科技进步最可贵的精神。方案四的创造性非常宝贵，方案四的失败是一个重要的教训。

我在之前的分析中提到了方案四的诸多创造性：创造性地利用超音速压缩升力、创造性地为飞机提供方向安定性甚至极有可能提供方向操纵。

但是方案四却和方案三一样，犯了一个方向性的错误——总体设计是飞机过大过重，从而给本来就够呛的中国发动机雪上加霜。

三翼面布局的巨大劣势我在开篇中就分析过了。方案四除了这些缺点，其小角度前掠的主翼使飞机的重量问题更加严重。

为了保证超音速性能，此前掠翼必须很薄。为了使这对薄机翼有足够的强度刚度、有足够的过载承受能力，机翼的结构必须付出重量代价。相比之下，方案三的三角机翼的结构效率要高得多。

所以，方案四的一个重要教训就是：不要埋头创造，要抬头看清方向去创造；大方向如果错了，创造性甚至会加剧失败。

作为对比，我请大家注意一架发动机推重比只有大约6点5，但飞机的实际作战能力却并不逊于使用推重比8一级发动机的第三代战斗机——幻影2000。发动机推重比简单地说就是发动机推力与发动机重量之比。

照例，先请大家欣赏幻影2000。与她同代且性能大致相当的战斗机，比如F-16，用的发动机在推重比上远强于幻影2000：

幻影2000是如何用劣势发动机实现这种能力的呢？在气动上，主要是：无尾三角翼、翼身融合、两段式前缘缝翼、放宽静稳定度。这些气动措施有个共同的特点，就是在保证性能的前提下尽量减轻飞机结构重量。无尾三角翼省去了平尾或者鸭翼从而节省了结构重量、翼身融合也减轻了结构重量、两段式前缘缝翼和放宽静稳定度保证了飞机符合第三代战斗机的机动能力。

虽然无尾三角翼布局很难保证飞机有第四代战斗机的机动能力，幻影2000的设计思路却很值得同样面临发动机难题，却一个劲给飞机额外加翅膀的方案三和方案四反思。

前掠翼很大的问题是超音速阻力很大，因为前掠翼的机头、两翼翼尖都导致强大的激波，而且互相干扰。所以在以超音速飞行为主的设计里，绝少有前掠翼的方案。幻影2000靠低阻的无尾三角翼实现高速，代价是持续机动性较差，容易失速。

另外，方案4不大可能是利用压缩升力，压缩升力只有在超音速或者大迎角的时候才有作用。大迎角的过渡状态，没有战斗机会一直处在大迎角状态飞行。超音速对方案4也不是强项。

方案四的超音速阻力表面看起来很大。但是其分叉的机翼可以通过配合整个飞机来精心设计前后分叉的位置、形状、尺寸等，使整个飞机比较完美地附和面积率，从而减低阻力。

但是这个符合面纪律的优势到底对抵消前掠翼的劣势有多大效果？很难讲。所以我没有谈方案四的阻力。

关于幻影2000，我要强调的是其利用较低推重比发动机实现了总体性能大致与使用推重比8一级的战斗机，比如F-16相当。幻影2000的发动机困境类似中国的发动机尴尬，所以幻影2000的总体设计思想值得中国借鉴，虽然其无尾三角机翼布局无法实现四代机性能。

关于压缩升力，我认为如果方案四后分叉下反，理论上有可能实现。我这里指超音速压缩升力。当然，这个飞机在设计目标上是否要超音速巡航、是否强调超音速机动，也关系到超音速压缩升力的必要与否。

使飞机容易跨过音障，但进入超音速之后，还是有激波的问题，这不是前后分叉问题可以回避得了。

减租和机动性是一对矛盾。用低阻实现高速不是幻影2000的发明，F-104在这条路上走得更加极端，因为发动机推重比比M53还要低，但F-104可以做22分钟的超音速巡航，对于发动机推力和载油量来说很了不起了。法国最后放弃了低阻的无尾三角翼，而采用阻力稍高的鸭翼三角翼，正是因为无法回避前者的机动性局限。用低阻弥补发动机推力不足不是很复杂的大道理，问题是如何做到。无尾三角翼的代价是机动性，前掠翼的代价是超音速巡航。

前掠和后掠两者推迟激波产生的原理是完全相同的，不存在跨/超音速阻力大小的大差别。

由于前掠翼上的展向流动指向翼根，大迎角飞行时气流首先从机翼根部分离，从根本上克服了翼尖失速问题，因而超机动性能好。

与相同翼面积的后掠翼飞机相比，前掠翼飞机的升力大30％,可缩小飞机机翼，降低飞机的迎面阻力和飞机结构重量；减少飞机配平阻力,对超巡贡献大。

据美专家计算，F-16战斗机若使用前掠翼结构，可提高转变角速度14％，提高作战半径34％，并将起飞着陆距离缩短35％。

其最大的问题是翼尖振颤,由于材料的制约，一直无法克服机翼前掠所带来的“气动弹性发散”.刚度更高，质量更轻的复合材料机翼结构的应用将是解决前掠翼的关键,而且可以带起一个新产业.

方案4综合看来是一个很好的远景方案,SF的方案4比跟在毛子后面爬的方案3好的太多,从创新上看已走在了CF前面,可喜可贺.

分叉机翼不但容易适应跨音速面积率，也容易适应超音速面积率，也可以在二者之间优化。

关于幻影2000，我再强调一下：我是说幻影2000使用较差的发动机但性能总体上与用好发动机的F-16等相当，所以中国应当借鉴其总体设计思路。我也再三强调了其无尾三角翼无法适应四代性能。

只有一个面积率，那就是跨音速面积律，没有什么超音速面积律。幻影2000的瞬时机动性很好，持续机动性不好，简单地说和F-16相当，那是不准确的。用较差的技术实现较好的效果，这是所有工程师的目标。至于幻影2000的思路，法国人自己也放弃了。

这是完全不同的两回事，也在完全不同的两个regime（区域？）里出现。超音速激波是超音速飞行时任何暴露的尖端都要引起的，大后掠翼把机翼藏在机头引起的激波锥后，避免产生额外的激波，降低阻力。除非采用特别短的翼展，前掠翼无法把机翼藏到机头的激波锥后面去，引起额外的激波阻力。

翼尖失速是在低速去产生的，和超音速激波没有关系。

前掠翼的机动性无可置疑，但隐身、超巡都不好，非常不看好。

不过激波迭加问题的讨论见下图

上图是机翼上表面低气压造成的雾气，民航机起飞也能看到这个。下图是跨音速激波锥，可以从轴对称的形状看出来。激波的峰面较为直立，说明速度刚刚跨过音速。高速时的激波形状请见

手头公式不在，毛估估这个角度对应于M1.8~M2.0样子

我把网上查到的抄一下:

外链出处

关于幻影2000,我的原话是：作为对比，我请大家注意一架发动机推重比只有大约6点5，但飞机的实际作战能力却并不逊于使用推重比8一级发动机的第三代战斗机——幻影2000。

我并没有单纯讲机动性。

那你分析一下吧，第四个方案是如何更加符合超音速面积律的。同时也请你定义一下，“实际作战能力”到底是指什么。

两张应该都是，角度不一，视觉效果不同，跨音激波出于压力场突变，如在弯度大处，机翼前缘或上方。

不过我想说明的是激波场随速度而变，光靠躲的话恐怕都要搞成八爷或F-104了，前掠是否引发波压叠加要看速度和具体设计。