龙禽争霸--中国新重歼气动构想与飞行性能分析(1)
作者：风孤独 转自中华网-军事频道
由于国产高机动隐身战斗机的传闻已久，特别是各种风洞模型不断曝光的情况下，结合我国在成飞歼-10上所取得的技术成就，笔者认为类似俄罗斯第5代战斗机米格1.44的我新一代歼击机设计方案与其他布局相比，有较为明显的气动优势，因此，想通过这个设计方案，与网友一起探讨一下其是否具有备与先进的F-22进行对抗的性能。此方案为（采用V型尾翼，鸭式前翼，配后掠三角翼，无腹翼，机腹进气的气动布局，发动机以WS-10A或改进型！定型时间为2008-2010年！）
超音速飞行性能（不是指超音速巡航能力）：转自中华网-军事频道
随着技术的发展，要在BVR超视距空战中获胜，超音速飞行性能好坏将起着重要的作用，而对飞机的超音速性能起重要影响一是大推力，高推比的发动机，二是符合超音速飞行的气动设计。
国内发动机工业薄弱，在推比7.5，中间推力76千牛的WS-10A刚定型的情况下，可能很难在短时间内研制出与F-22采用的普·惠公司的推比大于10，（不开加力）9786千牛的F-119发动机相媲美的新型号，因此，新一代战斗机要想获得好的超音速飞行作战效能，同时也是为了减少开加力的时间和油耗，就必须要求有更好的符合超音速飞行特点的气动设计来与采用先进发动机的对手抗衡！
众所周知，激波阻力是超音速分行中最大的阻力来源，根据简单的后掠翼概念，无限翼展斜置机翼的临界M数提高到1/cosΛ倍（Λ为机翼前缘后掠角），从而推迟相应的阻力发散M数。由于机翼的有效速度低于飞行速度，作用到翼面上的压力值亦减小（约按cosΛ规律减小），因此后掠机翼有"软化"阻力剧增的优点。
因此，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。
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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： 转自中华网-军事频道
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!
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