惊闻中国歼13首飞成功了!?图

雷达王 收藏 243 93632

成都飞机设计所(611所)设计的我国第四代单发隐身中型战斗机歼13战斗机三面图。从中可以看出。有些像X-32与F-35的混合体,J-13采用带尾


翼的边条翼正常布局。并具有以下突出特点:隐身功能、高度机动性和敏捷性、可进行超音速巡航、武器内置、航程远.


1. 机头及前机身,与F-22的外形设计类似,前机身(包括座舱)的横截面为菱形.


2.大迎角时利用边条的脱体涡在机翼上表面一定范围产生的吸力,提高飞机的最大升力系数,并因边条能增加机翼根部的结构强度和减小机翼


有效展弦比,可减小超声速阻力。


3.翼身融合。从机身到机翼的平滑过渡,可增大飞机内部容积。因而能容纳更多的燃油和为内置武器创造条件。这种布局能减小机翼与机身的


气动干扰而降低超声速阻力,其形成的升力面积增加飞机升力。


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4。采用小展弦比、前缘较大后掠角、后缘前掠的机翼形状,据估算其展弦比接近2.3,与F一22的2.36相当,前缘后掠角约48.5度,而F-22的为


42度。因此可推测J-13有较小的机翼超声速阻力。飞行中采用前缘襟翼和/或后缘襟翼,副翼,随迎角和马赫数数自动调节偏度。形成不同的机


翼弯度,以减小飞机亚声速机动飞行时的诱导阻力和增大升力。平尾前缘后掠角约48.5度.翼面前后缘相互平行


5.进气道位于座舱下,进气道与座舱下表面自然融合,进气口则采用DSI技术(这一技术已在FC-1上 得以验证)。这样一来,隐身性能将得到很


大的提高,同时也减轻了结构重量。此外,由于进气口前移,前起落架距离进气口的距离增大,也有较大的空间进行结构加强,以便将来作为


舰载机弹射起飞。


1.


6..对于主起落架设置,参考X-32的设计,将主起落架安装在机翼的主梁上 ,主起落架收在在机翼下面的长流线型鼓包整流罩内, 其鼓包式舱门与


机腹平滑过渡,以减小对气动和隐身性能的影响.


7.采用外倾 30°的设计双垂尾, 处于隐身设计的边缘,属于隐身和机动综合权衡的结果。


垂尾采用较宽间距布置,很好的避开了边条和机翼内侧涡流,因此改善了剧烈机动状态下俯仰、滚转和偏航控制。


8,采用轴对称矢量喷管在过失速时进行推力矢量控制,比F一22的二元矢量喷管结构简单重量轻,并具有更好的操纵性能。


9.武器内置。减小飞机阻力和提高隐身能力. 在前起落架和主起落架之间的进气道两侧可以各设置一个内置弹舱,可各容纳两枚中距空空导


弹,同时在前起落架和主起落架之间的进气道下面设置 一个内置弹舱容纳两枚近距离红外格斗空空导弹.


10.使用推重比为9的“华山”涡扇发动机。加力推力为161.865千牛。


“华山”涡扇发动机由624所和成都发动机公司共同开发研制。


“华山”涡扇发动机将用于装备歼-10及歼-10后续发展型系列的出口。


“华山”涡扇发动机用于J-13及第四代中型单发隐身战斗机出口型。


“华山”涡扇发动机是在雅克-141的 P-79涡扇发动机核心机的基础上进一步改进的。同时所参照P-145M和P-79M的发动机设计方案,属于YWH一


30—27核心机的范围,中国已经购得了P-79发动机的生产专利许可证,。并可以出口国外。(特别是购买了制造核心机的加工工艺,生产设备)


进 气 口 环形,进气机匣为全钛结构。带18个可变弯度的进口导流叶片,其前部为径向支板,后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空


气防冰.


风扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片采用宽弦设计,风扇叶片可拆换,带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩


擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构,风扇转子作成可拆卸的,即第2级盘前、后均带鼓环,分别与第1、3级盘连接。增压比


约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计.


高压压气机 6级轴流式。增压比7.16。 前3级转子为整体叶盘结构,是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接


。前3级静子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计。静子部分,进口导流叶片和第1、2级静子叶片


为可调,前3级盘用高温钛合金制成,第2级盘前、后均带鼓环,分别与第1、3级盘连接。第 4~ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成,用电子


束焊焊为一体,用长螺栓前与第3级盘连在一起. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 设有孔探仪窥孔,用以观察转子和其他部件。


燃 烧 室 短环式。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 火焰筒为整体双层浮壁式结构,外层为整体环形壳体,采用双通路喷嘴,燃油


经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化,实现无烟燃烧,具有均匀的出口温度场。


高压涡轮 单级轴流式。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式


。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第二代单晶材料,叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制


。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ,由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。


低压涡轮 单级轴流式。 与高压转子对转。空心气冷转子叶片,带冠。转子叶片均可单独更换,导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮


导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔,以便安装高压转子的后轴承(中介轴承).


加力燃烧室 整体式。采用径向火焰稳定器。火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却.


加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量,筒体内作有隔热套筒,两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却,中 心环形火焰稳定器沿圆周做成


12段,可以自由膨胀,整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换,


尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管,在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯


仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片.


控制系统 推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制(FADEC),按风扇转速和核心机压比调节发动机工作,有故障隔离功能。


技术数据)


最大加力推力(daN) 16186.5


中间推力(daN) 10522


加力耗油率(kg/daN/h) 2.02


中间耗油率(kg/daN/h) 0.665


推重比 9.1


空气流量(kg/s) 138


涵道比 0.382


总增压比 28.71


涡轮进口温度(℃) 1477


最大直径(mm) 1.02


长度(mm) 5.05


质量(kg) 1812.6


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