歼-20到底能不能超级巡航（supercruise）？ 第1页

等哪天航展飞下不开加力巡航不就知道了吗？

这个问题辩论起来太麻烦了。

理论上军用推力推重比0.6就能超音速了，

问题是j20除了外形尺寸什么靠谱数据都没有，发动机数据也都是猜，

那如何在两个关键要素都是x的情况下，用x乘x推论出答案？

不也就是靠猜吗。大家都是猜，谁也不比谁牛逼。

得了，有人不跟我在知乎直接聊，还上自家qq群挂我，说什么发动机设计好之后，涵道比没法改，自适应变循环这种新式发动机都快出现的当下(目前用的设计是三重涵道，可以实现从大涵道比大推，小涵道比大推，涡喷的三态转化，日后如果再加上组合发动机模式形成tbcc之类的另算)，居然还有人觉得这玩意切不了2333，现在都可以实时切换而不是设计切换了，设计上这玩意的大小主要就是看低压压气机设计，顺便做下核心机的微调就好，另外，能闲到把我写的回答一个一个看，抠字眼，也挺无聊的，我本身就是个做知识普及的，都是把我知道的尽可能普及，有错你直说，说的对的我都认，没必要背后阴阳怪气别人熬，上次知乎私聊我阴阳怪气的截图我还没删呢，我讲江湖道义没说你啥，你现在在这人后讥讽，做小人行径熬，你数学本事高我佩服，该点赞点赞，你喜欢当苏粉我也没意见，爱好嘛，挺好的，你这个行为不合适吧

我突然发觉我还真得解释一个东西，我国和毛子联合制造升级出来的三姨夫，只做到99m1，试做m2的时候这计划就取消了，因为边际效应，基本上提不上去了，所以根本不存在99m2，更别说99m3了，只有99m1

实际上，这个问题还真没那么复杂，我们完全可以进行估算，借一下别家大佬的图，这里提供了计算所需的公式

在最后可以看到，保持超巡平飞所需的推力，等于飞机重量除以飞机升阻比，四力平衡即维持超巡状态，而最标准的超巡定义就是，不开加力，11km，1.5Ma速度平飞，这个状态也意味着哪怕不加力做一些简单的动作，飞机的速度不会掉出超音速段，而且也意味着不加力可以过音障，而很多论文和资料都可以证明，我过当初研制五代机的时候，所有的方案都是以1.5Ma作为最优速度优化区间设计的，因为这个优化区段同时也能最大限度兼顾2Ma以上的加力高速飞行，以及亚/跨音速的性能，故此，j-20的最优速度区间设计恰好就是严格的超巡速度，这很大程度上也说明了j-20一定可以超巡，否则根本就不会进入服役流程，都无法满足自己最强速度域的长期交战能力，这种状态是不会服役的

然后我们来看看这个区段下j-20的升阻比几何，恰好有个论文可供参考

可以见得，论文里按最正常习惯的1度角巡航(机翼安装都带角度，完全平着装是不可能的，因为上下表面要有流速差，形成流速差的这个形状本身就会带出机翼攻角，且实际上哪怕是同一个机翼，不同区域的攻角都会有区别，现在的飞机为了翼身融合和层流翼设计，攻角不会太大，但一般平均也在1.5/1.7的样子，算1已经算少算了)，升阻比为3.5，而实际情况的j-20要比论文里优化的更为彻底，当然考虑到有设备安装问题加之求稳起见，就按升阻比3.5进行下一步计算(最大升阻比就不管了)，如果有人这块还有质疑(一般是用过失速机动来说事，当然j-20目前还没有矢量，可能在这上是吃点亏，不过)

然后计算j-20的重量，一般来说，我们稍微严谨点，认为j-20的使用空重在18-18.5吨之间，然后有8吨以上的内油，加上弹药和飞行员体重，算作28吨的标准飞行重量(这标准已经非常严格，因为实际上飞机起飞等行为会消耗燃油的，实际情况下到超巡时内油不会是满的)

那么，28吨重量/3.5的升阻比，我们得到了，飞机的阻力为8000kgf(等于78.4kN，用地球的重力加速度g进行换算，不会算的直接百度换算)，也就是俗称的需要8吨推力

这是最早期版本的三姨夫在11km，1.5Ma下的军推推力(不加力)为3775kgf多点，两台是7550kgf左右，这个推力显然是不够的(三姨夫此时加力则有80kN，8163.3kgf)，但这其实是最早期版本，早期j-20用的发动机已经是基于我们和俄国联合研发的三姨夫了，也就是99m1，然后为了装j-20又进行了一些小改动，可以得知每台发动机在相同条件下大概多了400kgf的推力(最大推力从12800kgf变成了13200kgf)，装两台在11km/1.5Ma时的推力已经达到了78.4kN的需求，这基本上已经可以说，证明可以超巡了，而底下这个是ws-10a的加力推力理论性能，单台最大推力160kN(大约就是16326kgf)，但是包线很好，11km/1.5Ma时单台推力都够90kN了(9184kgf左右，加力)，这意味着，只要军推推力在此状态的加力最大推力的43.6%以上，就能超巡，考虑到军推和加力的比例，这军推基本是够了，这还只是a不是c(来流速度为0，H=0km时的台架推力约为12.5kN，大约12755kgf，符合所谓的12.8吨推力ws-10a的说法，当然，如果把台架的来流速度设定为0.4Ma，其推力是基本一样的)(另外说一下，各级压气机的压缩比设计对高空高速性能影响非常大，因为压气机负责增压的同时对气流减速，一个优秀的压气机设计，能让高速恰好可以和高空效果抵消，我们当年根据wp-7和wp-8设计的ws-6，因为核心机来自涡喷，加上后来改了压气机和燃烧室以及涵道比等的设计，得到的ws-6g，就有很好的高空高速性能，这一特点其实是一脉相承的，反倒是低空低速表现一般)

当然了，为了满足更加严谨的需求，有些人可能会说，这个图上可能没考虑装机推力损失，可能没考虑进气道总压恢复系数，可能没考虑喷口带来的一点推力损失，可能没考虑飞机的发电占用，虽然按道理来说，其实图上应该考虑了，不过出于严谨，我们在这方面根据一系列的资料以及惯例，我们就估算有15%的推力损失(等熵鼓包dsi进气道的总压恢复系数此情况下不会低于0.98，损失也就不到3%，不带矢量或没有使用矢量的喷口，军推损失最多也就1%左右，装机推力损失一般在3-5%，发电挪用量我估计5%左右，但其实这个挪用同样不是一直有的，因为不开雷达的话，飞机耗电很低，电会在电池里存下来，并且为了启动涡扇发动机，就跟启动汽车发动机需要电瓶一样，会有一个装置叫apu的，包含在发动机自重内，用来启动发动机，当然apu一般不是电瓶而是一个小型涡喷，另外这玩意一般还兼职一部分平时所需的发电和紧急时刻的epu功能，不占用主发动机的功率，详细就不在这展开了)，借用一下别的大佬给的图，总压恢复系数和推力损失的关系，大约是1:1.25

那还可以考虑下最近已经确认开始量产的ws-10c版本j-20(最晚也是19年开始量产，早的话甚至可以算到18年)，我知道有人会拿涵道比胡扯ws-10c性能不行，还不如三姨夫，仅从道理上出发，如果都不如原来装的发动机，我们的科研人员是得有多离谱才会更换发动机，仅仅为了国产化率嘛，而且事实上，考虑到ws-10系列的核心机来源，我就可以进行说明，涵道比这东西，其实可以随意调整的，根本不存在说是改不小的情况，只需要改进一下低压压气机(也就是涡扇的那个风扇，或者叫斜流式风机)即可，也就是说，表观上能认定涵道比大小最明显的依据应该是低压压气机设计而非核心机，f-101这同一个核心机，都可以从大涵道大推覆盖到小涵道大推，涵道比变化无比巨大，美国人当初测试发动机在不同涵道比下的性能时，都可以用一个核心机，改出从0.15到0.80的涵道比

而且还要知道，涵道比并不是唯一影响发动机推力包线的因素，事实上，现在的航空发动机是有一个东西叫fadec(全权限数字式发动机控制，Full Authority Digital Electronic Control)，它的设计对推力损失的影响要远大于涵道比的影响(可以根据外界情况，自行调整各级低压压气机，各级高压压气机的转速，压气机叶片和涡轮叶片的攻角，燃烧室的喷油量和油气混合情况，控制点火间隔，点火火花器(燃烧室里的火花器有很多个)怎么点等等一系列功能，实现提高性能，减少环境因素带来的推力损失，以及降低油耗的目的)，而ws-10系列，是我国从cfm-56核心机倒推，结合了三姨夫以及一系列欧洲发动机设计，和从美国获取的一部分f-110/f-100图纸，自行研制的小涵道比大推，后期的改进过程中，也与俄罗斯深度合作，参考了俄罗斯的117和117s发动机，尤其是fadec，进行研制的，ws-10c的推力包线，是绝对优于原版三姨夫的，我国目前最常用的低压压气机设计，实际上是欧洲很多发动机采用的那种三级低压压气机设计(例如M-53/RB-199，而三姨夫是四级低压压气机)，涵道比显然是不大的(当然，为了省油，不会像f-119那么极端，涵道比缩到0.3，不过涵道比只要差不多就好，并没有那么极端的要求，说什么非得0.4以下才能超巡纯属胡扯，目前太行的涵道比和f-110基本差不多，在0.76左右，实际上，只要进气道和飞机气动设计符合要求，发动机推力过线就能行，美国自己都有过一个实验论文叫高涵道比的固定锥尖进口的涡扇发动机的超音速性能，这玩意直接就是大涵道比大推，也就只是个简单的进气锥加持，都可以讨论超音速性能了)，而fadec采用的来自俄罗斯研发的新一代的，用于117/117s的fadec基础上得来的，能更好的保存发动机推力(117/117s主要就是前苏联研制的实验机，产品20核心机上的技术下放给三姨夫得到的，最主要的下放内容之一就是fadec，而产品20核心机现在发展出来的发动机就是还在研发的产品30)，核心机则是来自美国，基本上可以视为和f-110同款，区别很小，而f-110同样有比三姨夫好的推力包线，综上所述，ws-10c的推力包线只有可能比三姨夫好，不可能差，那么，鉴于ws-10c的地面台架测试得到的最大推力是14400kgf，自重1800kg，推重比为8(性能强于f-110-ge-129但弱于f-110-ge-132)，同状态下最早期的三姨夫推力为12800kgf，同比增加了1600kgf，再结合上图以及前述结论，可以大致推算出ws-10c在11km/1.5Ma下的军推推力，起码不低于5000kgf，即使算上10%的折损，两台加起来仍旧有9000kgf，远超8000kgf的需求，甚至都还足够兼容推力损失更大一点的矢量喷口(最近的一个黄皮机的图上，也确实似乎安装了微偏转矢量喷口)，所有的计算均采取了从宽原则，仍旧证明明显可以进行最严格标准的超巡，我觉得这已经很说明问题了

在这里感谢一下这位大佬，他的观点显然和我不同，不过他把计算思路确实理的非常清楚，我以前只是会算，但没有对应的资料图，而我从他的内容里找到了，所以得感谢一下2333，为了严格说明问题，这里基本是采用数学手段进行论证，就不选用什么媒体资料啥的证明j-20能超巡了，不过说实在的，就上次那个来自客机机长拍摄的j-20从客机头顶上快速飞过的视频，已经很明显的证明了j-20的超巡，另外，前两天上海超低空都飞出音爆了，也没有加力尾焰，所以j-20超巡不是问题，实际上，可以超巡的空域范围才是问题，个人估计这个空域范围还是很不错的，比较宽，而如果是ws-15的话，几乎整个正常活动的空域范围内，J-20都能超巡

纠正一下我的一个问题啊，ws-10c那个，现在看来不是矢量喷口，而是可调节式收敛扩散型尾喷管，增加了可以进行不均匀的收敛扩散调节的功能，进而达到可以对放宽静稳定状态下的略不平衡的情形进行直接平衡，外观上体现出来的也就是极小范围的偏转，不再需要襟翼的平衡，保证升阻比，但是和至少有两节的可以保证自由转动的矢量喷口还是有区别的，另外，绕流片、偏流式尾喷管(最典型的就是F-35B)，这些同样不是矢量喷口，但都算是射流推矢控制装置

顺便大概说下太行各系列的大概区别，ws-10a就是用的来自美国的核心机，三级风扇(低压压气机)，七级轴流式高压压气机，一级高压涡轮，二级低压涡轮，涡轮采用对转结构，环形燃烧室，一部分设计来自老的ws-6g的积累(也可以理解为来自英法德的风格)，而无论是我们还是毛子，发动机的低压压气机设计都和欧美有风格上的区别，低压压气机就有较高的增压比，这会导致发动机的低空低速推力反而偏低(台架推力偏低)，但高空高速表现反而好，不过虽然我们的低压压气机和三姨夫的四级不同，类似欧美，只有三级，但设计思路还是毛子系的，所以导致低压压气机增压比和叶片不太匹配，容易喘震，后来和毛子合作研发al-31fm1时，同样解决了这一问题，而ws-10b则是在a的基础上，增设fadec，并做一定的相关调整，使得b的高空高速表现提升不大的情况下，低空低速表现提高了不少(台架推力大概从12.8吨提高到了13.5吨，军推的提高应该类似)，而b与c最大的区别集中在加力燃烧室的设计上，c主要改进了加力燃烧室，即b与c的军推变化不明显，但是c的加力推力比之b又增加了一吨，然后网传的所谓最大推力超过16吨的版本，实际上是ws-10ipe，同样是主要魔改加力燃烧室得到的，直接把加力燃烧室改为脉冲爆震原理，这才取得了16吨以上的加力推力，但这没有用，脉冲爆震原理的加力导致这个发动机的寿命极其的短，只能算作技术验证，根本没有实用价值

如果你会看上面的图(AB power是加力，MIL是军推，SL是sea level海平面高度，lbs折算kgf就除以2.2，英标比较诡异)，那把这个f-110-129的图对比来看，你就会发现，达到0.9Ma以上的速度时，几乎所有的军推推力和海平面加力推力，都开始下降了，而我们和俄罗斯的发动机推力反而是继续上升的，而按0.3Ma来流速度，海平面高度的标准，其加力推力还有一个小峰值(10高度这个小峰值在0.4Ma，这里一高度等于1000英尺，10高度大概3000多米)，而我们和毛子发动机的低压压气机设计不同，这个条件反而是推力曲线的最低谷，所以在台架推力上看起来美帝一直有很大的优势，确实是有本身技术上的一些差距外，但还有设计思路和测试标准上的区别，导致的标准优势，并不是实际的性能差距(给出的台架推力一定没高度，但是来流速度是有可能有的，且不知道是多少，f-110-129美国人给的台架加力推力，其来流速度根据推力包线可知为0.4Ma(29000lbs)，当然如果按0.4Ma来流速度的标准，ws-10a的包线和0来流速度时的性能是基本一致的，而f-110-129的台架军推推力的来流速度是0.65Ma)