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Dr Evil
路人甲乙丙
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 Posted - 10/31/2017 : 17:19:28
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我認為X31只是研究前翼布局，是近或遠耦合還不一定
至於翼根位置，應該會與J20一樣，保持在同一水平上，但前翼面有一個上反角，讓激起渦流跑到主翼上，在匿蹤與氣動需求之間取得平衡，
如果我們的匿蹤技術，發動機性能均有限，短場起降又很重要時，未嘗不可使用前翼布局，反正阿共也是前翼布局，水準差不多即可
另外空軍還說過一句話，不需要變態的機動性，追求優良的飛彈發射平台，這等於氣動力的設計需求，必須要有優異的加速與高速性能，
又是走到前翼+三角翼的路子上.....不過話又說回來，如果為了短場性能研究X-31，其實也達成了變態的機動性
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Edited by - Dr Evil on 10/31/2017 17:41:29 |
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小毛
我是老鳥
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amazon373
路人甲乙丙
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Posted - 10/31/2017 : 20:07:17
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| Jas-39是什麼機子，輕，中，重，不是因為它的屁股夠長【力臂夠長】，前翼開在進氣道側，氣動剖面最大的位置，要是它掛多一點，讓它短給你看，除了舉昇型態，重量和距離是正比。其他別想了。 |
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toga
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Posted - 10/31/2017 : 22:58:51
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1. 歐洲颱風戰機：
緊急起飛跑道長度需求：
a. 來自英國方面的資料聲稱小於275公尺／900英呎（一說最短可在約228公尺／750英呎的跑道範圍內起飛）。
b. 根據西班牙方面的操作經驗顯示，在空戰攔截構型下，颱風戰機僅需800英呎（244公尺）跑道便可離地升空，而降落時的跑道長度需求則約為2500英呎（762公尺）。
常規作戰起降跑道長度需求：
a. 標準防空作戰（17公噸級），後燃：1,500英呎（457.2公尺）
b. 標準防空作戰（17公噸級），軍推：3,000英呎（914.4公尺）
c. 長程空優作戰（20公噸級），後燃：2,250英呎（685.8公尺）
d. 長程空優作戰（20公噸級），軍推：4,500英呎（1371.6公尺）
e. 全備起飛作戰（23公噸級），後燃：2,500英呎（762.0公尺）
f. 降落跑道長度需求：500至700公尺／1,640至2,300英呎
2. 法國疾風戰機：
a. 緊急起飛跑道長度：≦400 m
b. 正常起飛跑道長度：590 m（開後燃器）
c. 正常起飛跑道長度：820 m（軍用推力）
d. 重裝起飛跑道長度：615 ~ 635 m（約五噸外掛酬載狀況下）
e. 降落跑道需求長度：450 ~ 490 m
f. 進場時速／落地攻角為125節／16度（15公噸構型下），降落跑道長度需求450公尺級（不需阻力傘）。
3. 瑞典鷹獅戰機：
a. 利用前翼, JAS-39據稱因此縮短了17%的起飛滑行距離與28%的降落滑行距離；拜大型前翼煞車板之賜，JAS-39不用阻力傘或逆向推力之助，便能在一段長790公尺，寬17公尺的本國公路上進行所有任務的起降飛行。
b. 起飛：輕裝下只需300公尺左右的起飛跑道長，而重裝時也不過400至600公尺。
c. 降落：一般狀況下只需350至400公尺左右的降落跑道長（14度落地攻角），而在最大降落重量狀況下的跑道長度需求也不過500公尺。
一萌二PAK三聯閃，四代歐風五國潘，十全側衛百戰鷹，成千蟲隼萬國繁。 |
Edited by - toga on 11/01/2017 08:33:17 |
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toga
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Posted - 10/31/2017 : 23:21:24
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非前翼設計傳統戰機起降跑道長度需求：
Ｍ-2K：最短起飛跑道長度需求503公尺，最短降落跑道長度需求610公尺（外掛兩枚IR AAM極輕裝構型下）。
F-18C：最短起飛跑道長度需求518公尺，最短降落跑道長度需求762公尺（外掛兩枚IR AAM極輕裝構型下）。
F-16C：最短起飛跑道長度需求457公尺，最短降落跑道長度需求914公尺（外掛兩枚IR AAM極輕裝構型下）。
F-16A：起飛跑道長度需求535公尺，最短降落跑道長度需求810公尺（1,815公斤外掛酬載）
一萌二PAK三聯閃，四代歐風五國潘，十全側衛百戰鷹，成千蟲隼萬國繁。 |
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dasha
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Posted - 11/01/2017 : 08:20:08
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JAS-39那個前翼是與自己設計的另一個像F-16的構型比較.
X-31那個與整個EFA計劃有關:英法德義西還沒決定正式拆夥時,法國要做Rafale展示,英國就要找德義做EAP對抗,但德義政府抽腿,EAP變成英國獨作,德義以廠商出資1%名義留下,德國廠商自己是想與英國搶主標的,怕Rafale與EAP讓法國英國廠商佔實作優勢,才在比較晚找到X-31這個計劃,X-31的氣動力構型其實是源自德國的EFA提案......美國方面則是認可這構型沒有特別缺點才用.
以正面RCS來說,垂直尾翼的影響與前翼差不多,當然這要用同類相比,就是全動垂直尾翼與全動前翼差不多,非全動的也是與非全動差不多;俯仰面RCS的話,前翼影響比垂直尾翼大,側面RCS則是垂直尾翼影響比前翼大.
但是,俯仰面被偵測的機率小,側面被偵測的機率大,因此能用前翼砍掉垂直尾翼,那是划算的.
EF2000那種推重比,傳統構型機要拿F-15出來比:空優構型起飛300m,降落700m.EF2000起飛短與降落長,反映的是起降需求差異:
起飛時要儘快加速,明顯超過失速速度後,拉高機鼻就可以很快藉由高攻角獲得足夠升力,前翼先抬起機鼻比尾翼先壓低機尾要佔優勢.
降落是處在高攻角狀態下,你已經不能再拉高攻角去增加升力,同時也不能加速而要減速,這時無尾翼機的主翼後方襟翼會產生很大的低頭力矩,沒有向量噴嘴/前翼/渦流襟翼(X-32有幾次降落時測試過,可以拿影片比較有沒有使用時的差異)去平衡襟翼的低頭力矩的話,你會挖地瓜,這就讓無尾翼前翼機或單純無尾翼機的降落,襟翼打的角度很小,10度算不錯了,不像F/A-18可以打到30度甚至45度以上,傳統設計在這時襟翼產生的低頭力矩小,尾翼只要不大的角度就能配平.
不過戰鬥機的襟翼組設計得很複雜的不多,通常還集中在艦載機,所以對比較一般的戰鬥機,尤其是設計時用襟副翼這種兼用品設計的飛機來說,襟翼帶來的效果不大,相對前翼的降落優勢並不明顯.
前翼機降落時,前翼上打下打的狀況都有,要看你怎樣配平襟翼帶來的低頭力矩,所以這時要找從側面看尾部襟翼的照片影片才準. |
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小毛
我是老鳥
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toga
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Posted - 11/01/2017 : 10:30:22
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來自自稱大黃蜂戰機飛行員的美國網友答覆：
https://answers.yahoo.com/question/index?qid=20070915090101AAjzjjN
1. 最短陸基起飛跑道長度：1,500英呎（457.2公尺）
2. 標準陸基起飛跑道長度：2,600英呎（792.5公尺，外掛一具機腹副油箱狀況下）
3. 輕裝陸基降落跑道長度：2,700英呎（823.0公尺）
另外一位自稱美國海軍出身的網友所聽聞的說法：
1. 輕裝陸基起飛跑道長度需求：2,300英呎（701.0公尺）
2. 重裝陸基起飛跑道長度需求：4,500英呎（1371.6公尺）
3. 輕裝陸基降落跑道長度需求：3,300英呎（1005.8公尺）
4. 重裝陸基降落跑道長度需求：4,300英呎（1310.6公尺）
一萌二PAK三聯閃，四代歐風五國潘，十全側衛百戰鷹，成千蟲隼萬國繁。 |
Edited by - toga on 11/01/2017 10:33:47 |
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kumachan
路人甲乙丙
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Posted - 11/01/2017 : 11:53:41
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quote:
Originally posted by Dr Evil
我認為X31只是研究前翼布局，是近或遠耦合還不一定
之前有提到研究計畫專題說明有提到右水平尾舵
如果是前翼構型,應該沒有水平尾舵!!! |
Edited by - kumachan on 11/01/2017 11:54:25 |
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小毛
我是老鳥
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ki1
路人甲乙丙
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Posted - 11/01/2017 : 12:17:24
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quote:
Originally posted by kumachan
quote:
Originally posted by Dr Evil
我認為X31只是研究前翼布局，是近或遠耦合還不一定
之前有提到研究計畫專題說明有提到右水平尾舵
如果是前翼構型,應該沒有水平尾舵!!!
三角翼飛機有水平尾"舵"很正常吧? |
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dasha
版主
41527 Posts |
Posted - 11/01/2017 : 12:50:48
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短場起飛重點是盡快加速到離地速度,除非離地速度低到U-2或AV-8/F-35B這種誇張程度,不然推力與推重越高越佔優勢,蟲系列只有還叫蛇的YF-17推重比高.
所以蟲的低速優點要看的是降落,當然低攻角降落怎樣都不可能比AV-8/F-35或Rafale這種高攻角降落誇張...... |
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ki1
路人甲乙丙
5495 Posts |
Posted - 02/28/2019 : 19:49:06
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以過去傳聞IDF2.0是否啟動的決定時間(2012+5~X年)和高教機案的進度(設計部門的大多工作似乎該收尾了)來看,
http://www.acewings.com/cobrachen/forum/topic.asp?TOPIC_ID=10729&whichpage=4
這篇漢翔工會的聲明似乎略有玄機?
quote:
Originally posted by Dr Evil
一，以國際政治、外交及先進戰機生產排程研判，我國在20年內無法獲得先進戰機，必須在I D F 研發能量流失前儘速啟動高教機研製，以凝聚下一代戰機研發能量。
二，高教機如非自製，僅能學習製造、組裝技術，難以帶動產業效益；另關鍵組件勢必由原產國掌握，我國難以自主改裝提升（如加掛自製武器）。
依歐美戰機研發經驗，研發與量產獲得成本約為全壽期成本35％（維持成本約為65％），高教機如非自製，整體後勤支援成本將遠高於購機成本，且補保完全由原廠掌控，甚至以模組停產為由，索取高額升級費用。
三，以I D F戰機之技術能量自製高教機，可重建研發下一代戰機外型、結構、推進、航空電子、武器系統界面之設計、分析、測試與製造能量，亦可建構國內航空產業鏈，做為發展下一代戰機之基礎
IDF時期之研發工程師現多已逾50歲，面臨人才流失風險，亟待儘速展開高教機與下一代戰機研發，以匯集產、學人才，配合研發專案完成能量傳承與人才培育。
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newkiid
新手上路
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Posted - 03/01/2019 : 09:19:04
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1.下一代戰機：中科院已經開始，據聞去年就開始"練兵"，也找了一些老航發當顧問來教導新人。
2.高教機案：設計早已結束，近期就應該結構組裝完成，系統件也該陸續到位，別忘了今年9月就需出廠。(只剩約6個月的時間)
3.工會:這次很怪，公司上層連換2人，難怪工會會出面發聲明。
=======我是分割線=======
真的累了，多打個i都不知道。:( |
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ki1
路人甲乙丙
5495 Posts |
Posted - 03/02/2019 : 01:01:45
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quote:
Originally posted by Dr Evil
本研究計畫主要在研製二維向量噴嘴，根據中科院一所指定之流量(約17.4 lbm/sec)
這個流量近似於TRI60(RBS15用發動機) |
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chingwei64
我是菜鳥
490 Posts |
Posted - 03/03/2019 : 15:14:49
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當初參加IDF的大都60歲了或以上，厲害的很多轉職民間公司賺大錢，從機械材料、結構設計、動靜應力分析、、、到晶片研發設計、軟體編程、自動控制、、、、
美國不願給的，到現在大都還是不會作，當然還是有少數突破。
自製就看如何定義，裕隆汽車、福特汽車、國瑞汽車、、也是國產。
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Dr Evil
路人甲乙丙
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Dr Evil
路人甲乙丙
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Dr Evil
路人甲乙丙
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Posted - 06/25/2021 : 10:14:43
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（搬家彙整三）
1. 2007/1~2007/12執行國防部軍備局中山科學研究院轉委託（學）界研究計畫「超合金熱處理參數研究」
2. 2008/4~2008/12執行國防部軍備局中山科學研究院國防部科技學術合作專案計畫「超高轉速推進系統用超合金特性研究(三)」
3. 2009/1~2009/12執行國防部軍備局中山科學研究院委託國科會國防科技計畫「高性能推進系統用先進超合金特殊熔鑄技術及材料特性研究」
4. 2010/3~2010/11執行國防部軍備局中山科學研究院國防部科技學術合作專案計畫「先進超合金特殊熔鑄技術及材料特性研究」
5. 2011/5~2011/11執行國防部軍備局中山科學研究院國防部科技學術合作專案計畫「超合金單晶接合技術研究」
6. 2012/3~2012/11執行國防部軍備局中山科學研究院國防部科技學術合作專案計畫「超合金材料特殊接合技術研究」
7. 2013/1~2013/12執行國防部軍備局中山科學研究院委託國科會國防科技計畫「超合金單晶及細晶材料特殊成型及接合技術研究(3/3)」
8. 2013/4~2013/9執行國防部軍備局中山科學研究院五所委託計畫「超合金單方向晶凝固試棒製作加工等 2 項等」
9. 2014/5~2014/6執行國防部軍備局中山科學研究院五所委託計畫「超合金試棒製作」
10. 2014/7~2014/12執行國家中山科學研究院五所委託計畫「潛變測試」
11. 2014/11~2014/12執行國家中山科學研究院五所委託計畫「鎳基合金葉片澆鑄」
12. 2015/10~2015/12執行國家中山科學研究院五所委託計畫「潛變測試」
13. 2017/4~2017/11執行國家中山科學研究院國防部科技學術合作專案計畫「渦輪葉片用超合金方向性凝固鑄造研究」
14. 2018/1~2018/12執行國家中山科學研究院委託科技部國防科技計畫「渦輪葉片用超合金方向性凝固鑄造研究(II)」
15. 2019/1~2019/12執行國家中山科學研究院委託科技部國防科技計畫「渦輪葉片用超合金方向性凝固鑄造研究(III)
16.2019/8/1~2020/7/31，高推力軍用戰機渦輪引擎熱段用單晶超合金高溫潛變性能之研究
配合國機國造之契機，本計畫將與漢翔航空工業股份有限公司岡山發動機事業處鑄造組合作研發 高推力軍用戰機渦輪引擎熱段用單晶耐熱超合金葉片之製程。漢翔公司將開發單晶試棒及葉片脫蠟 鑄造精密陶模，配合本實驗室的真空感應熔解單方向晶鑄造爐的修改，鑄造出單晶試棒及葉片。
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Dr Evil
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Dr Evil
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Posted - 06/26/2021 : 12:11:19
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高推力渦輪引擎技術研究整合-總計畫暨子計畫一：高負載軸流式壓縮器設計與分析技術／105年1月至12月
飛機的燃氣渦輪引擎單級壓縮比在1.2〜1.7，雖然採用1.7壓縮比可提升引擎性能，但細微的幾何 調整即可能造成葉片失速、喘振及氣梗等，進而發生引擎顫振與熄火，因此利用電腦輔助設計與工程 分析軟體模擬複雜三維壓縮葉片流場並預估引擎性能可達到事半功倍的效果。 鑑於此，本子計晝擬採用Concepts NREC軟體之AXIAL模組或Vista軟體之ACPD模組進行壓 縮器轉子與靜子的二維初步設計，並採用ANSYS軟體之CFX熱流模組進行轉子與靜子的三維流場模 擬與葉片幾何優化，以期達到1.7的壓縮比。 計晝分為兩年，第一年將進行單級壓縮器轉子與靜子三維流場分析，包含葉片設計與改良，第二 年則進行完整多級壓縮器轉子與靜子三維流場分析，並包含各級葉片設計與改良。此外，並將與子計 晝二『渦輪引擎次流道數值分析技術』交流模擬結果，以修正彼此的設計。
高推力渦輪引擎技術研究整合-子計畫二：渦輪引擎次流道數值分析技術／105年1月至12月
渦輪引擎在運作時，是屬於高溫的操作環境，氣體再經由各級壓縮並進入燃燒室噴油燃燒後，變為高溫與高壓的操作環境，對於渦輪葉片而言，在高溫與高壓下的熱衝擊與熱應力下，易使材料達到極限而導致損壞，或加速疲勞老化而降低其壽命。因此渦輪引擎系統中，將壓縮器的部分氣流，導入高溫操作段做為燃燒室、渦輪盤及葉片冷卻使用。本計畫(子計畫二)將使用計算流體力學(Computational Fluid Dynamics, CFD)的技術，進行渦輪引擎中，冷卻氣流於次流道的氣流場模擬分析，並計算出此流場於各站中的流量與壓力。此外，藉由模擬結果，將回饋於次流道的設計，以有效地設計出具備高效能的冷卻與主氣流封阻的次流道。計畫為期兩年，第一年將進行二維流場分析，包含了各站中冷卻流道之氣流場模擬分析、設計與改良，再將各站中較佳/適合的冷卻次流道設計予以結合，進行整體冷卻次流道的模擬分析，用以估算出各站的壓力與流量值。第2年則進一步地進行三維流場模擬分析，首先也是針對各站中冷卻流道之氣流場模擬分析、設計與改良，再將各站中較佳/適合的冷卻次流道設計予以結合，進行整體冷卻次流場的模擬分析的流場模擬分析，用以估算出各站的壓力與流量值。
高壓縮比之壓縮機葉片設計／107年1月至12月
本案擬採用數值分析方式，求出最適當的壓縮器流路外形，滿足單級壓縮比≧1.7，等熵效率≧85%，以及完成葉型設計與性能分析，數值方法以預調式密度基算則，同時結合動態格點法(Dynamic Grid Method)、滑動格點法(Sliding Grid Method)、結構-非結構混合格點系統(Hybrid Structure/ Unstructured Grid)、平行運算法(MPI)，並導入可解析層/紊流之複合型紊流場非線性數學模式去處理三維軸流高壓縮比壓縮器葉片串流場問題，並產出以下設計分析研究成果：(1)高壓縮比葉片參數設計分析流程。(2)高壓縮比軸流壓縮器數值分析模型。(3)高壓縮比葉片葉形設計與性能分析結果。(4)高壓縮比軸流壓縮器設計報告。
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Dr Evil
路人甲乙丙
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dasha
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cwchang2100
我是老鳥
Cayman Islands
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Posted - 06/27/2021 : 10:37:38
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個人以為若是真想發展新一代的發動機,可參考日本模式.
從類似XF5-1開始到XF9-1的開發方式.不要只做前期的研究計畫,
應該要實際做出研究型的發動機原型,實際跑一跑,測試看看.
再慢慢加大升級.
初期的小型研究型發動機,也可利用來開發無人噴射機.
要有實作,才能證明有能力,也能真正培養出人才.
我國早期的半導體工業也是一樣,最早總是要建設示範工廠.
後來台積電就提供學術界試做晶片,以培養學校裡的晶片設計能力.
以至於台清交的碩博士論文,都能實做出實驗型晶片,獲得實作的能力.
發動機也應該走類似的方式,國家要拿錢作幾個實驗性的噴射發動機實作計畫.
從中科院到台清交的師生都需要實際練練兵上手.
這樣台灣才會有可靠的發動機研發實力.
土耳其為何對發動機的研發有底氣,
也是通用電器在土耳其的研發中心讓火雞國的工程師練練手,
實際搞了幾款引擎,火雞國就有信心了.
雖然個人還是保持懷疑的態度,因為火雞國的科研基礎並沒有很好.
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這些秘密話語來自活著的耶穌，由迪迪摩斯•猶大•多馬記錄。
他說：「任何人發現了這些話的意義，將不會嚐到死亡的滋味。」
多馬福音第1節 |
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接棒鷹揚，奔向承揚，自製下一代戰機
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