第三十七章 三余度三轴增稳数模混合自动飞行控制系统[1/2页]

    唐占文在众人注视下，继续道：“根据监测得到的数据分析结果来看，086号机在起飞爬升阶段，出现机头大幅度上仰，迎角超过八十度，继而产生了失速的姿态，主要原因有几个方面。”

    “第一方面的原因是气动布局设计上，歼轰七a继续沿用了歼轰七的后掠翼正常布局，主要的变动在于取消了翼刀，但是在主翼的前缘，我们并没有设计前缘襟翼。没有采用前缘襟翼的原因，相信大家也都清楚，我们对于战斗机前缘襟翼的技术研究确实还不够成熟，为了保险起见就没有采用。没有前缘襟翼，这造成了歼轰七a在低速下的升力显得不足，这的确是我们设计团队的问题。”唐占文一点儿也没有回避这个问题，直言不讳。

    如果有了前缘襟翼，战斗机的机翼升力系数会有比较大的提升，特别是在起飞阶段，就可以看到那些三代战机，都会把主翼上的前缘襟翼放下，以增加升力系数。

    特别是在大迎角下，战斗机主翼上的前缘襟翼向下偏转之后，就使得主翼前缘与吹来的气流之间角度减小，从而使得气流沿着机翼上表面流动得比较光滑，可以有效避免局部气流分离，这也等于是增大了翼型的弯度。

    飞机机翼前缘和后缘襟翼配合使用，可以进一步增升。

    林鹏在大学里学习空气动力学的时候，最开始也不明白飞机的升力到底是怎么来的，后来通过学习他才逐渐明白了。

    飞机机翼上下表面气流的速度是不一样的，正是这个速度差形成了上下表面的压力差，上表面速度大，所以压力就小，下表面气流速度小，压力就大。

    作为一名飞机设计师，在设计机翼的时候，就是要想办法让机翼上表面的气流速度增大，这样的话升力就增加了。

    战斗机强调大迎角能力的原因，便是因为迎角太大以后，巨大的压力差就会撕裂、揉碎原本附着在机翼上的规则气流，留在机翼上表面的都是很多紊乱的小分离漩涡；这时候机翼上下表面的规则气流之间的压力差就会迅速减小，飞机就进入丧失升力的失速状态。

    战斗机的前后缘机动襟翼，通过自动控制改变机翼弯度，来兼顾平飞时的低阻力与大迎角时的高失速极限。但是自动控制襟翼，是一项非常复杂的设计，需要相关的传感器获取实时数据，计算机控制它来工作。

    当然也不是说采用了前缘襟翼的战机，就必须是全电传飞控，歼七e战机就是机械飞控系统。

    所以歼轰七a没有设计前缘襟翼，只有后缘襟翼，它的后缘襟翼也只用于起飞降落时，改变升力系数。因此歼轰七以及歼轰七a的机翼设计，相对比较落后，机翼上气流容易分离，这才有很多军迷诟病的锯齿和翼刀。

    很多军迷都知道，翼刀是落后的象征。

    唐占文继续道：“当然这只是一方面，还有一方面的原因，是我们有歼轰七a的飞控系统设计上，采用的三余度三轴增稳数模混合自动飞行控制系统，这的确又是一个比较落后的设计，这同样是受制于我们的技术水平。三余度飞控计算机，采用了同构型三通道主备兼容错结构，每一个通道是一台独立的计算机，由系统软件完成飞控系统的实时控制任务。”

第三十七章 三余度三轴增稳数模混合自动飞行控制系统[1/2页]

『加入书签，方便阅读』