转：为什么说南六代机的设计速度不会太高？

发表于 2025-1-4 13:51

南六代机的机身轴线到机翼边缘的连线夹角是29.5度左右，而马赫锥角的粗略关系是arcsin 1/M，2马赫时对应锥角是30度，3马赫时对应锥角是19.5度。为了突破空气阻力，设计达到2.5-3马赫以上高速的战机机头都会非常尖锐，并且尽可能增加自己的长细比，让自己躲在机头拉出的激波后方，南六代机显然完全不符合3马赫飞机的设计基本概念。
🔻实际上南六代机的设计正常最大巡航速度就是在2马赫以下，2.5马赫都不可能。极速也不会高出2马赫多少。可以去看看真正飞3马赫以上的SR71和XB70，它们的机头尖锐程度和机身细长比是多少。https://weibo.com/7468233497/P807xccu5

发表于 2025-1-4 20:50

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本帖最后由大有道于 2025-1-4 19:40 编辑

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标准大气中密度与海拔高度的关系，以及马赫数2飞行时动压与海拔高度的关系
密度降低会导致进气流量和推力降低，动压降低会导致升力降低
从25到30km，高度增幅只有20%，但密度下降幅度是54.1%超过一半，飞行器动压下降幅度也超过一半
所以25km跟30km的差距比很多人直觉上想象的要大 https://weibo.com/2391576577/P7yrkkA52

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转：为什么说南六代机的设计速度不会太高？

所以飞得越高，阻力越小。高空高速的难度不在于什么“马赫角”，而是高空舵面失效。

中远距离的高超弹，都是火箭发动机，冲压发动机路线已经淘汰了。

米格25/31的最大速度和最大飞行高度，还是客观看待吧，

貌似F100的飞行高度不是很高。开始速度是用火箭发动机达到的

美帝的高超开始搞的超压冲燃，不是没有搞成？前段时间成功的暗鹰，是火箭发动机

还有毛子的锆石，进化版本的布拉莫氏

那个是上面一级的冲压发动机，后端在低海拔做动力的

这个所谓的马赫锥有北航的研究生批判了，微博名：方向舵舵机改，里面有超音速飞机后掠角计算公式，有兴趣的去看看吧

再举一个例子，被DF21D淘汰到2线的，代表十几年、二十年前落后技术路线的DF100巡航导弹，吸气式发动机，临近空间可以飞4马赫，现在因为技术落后快淘汰了。这可是很古老的技术！难道DF100不存在？

为什么需要用空气作为氧化剂的，临近空间就不要想了？MIG25，MIG31，几十年前的涡喷、涡扇技术，配合几十年前的落后的升阻比设计，在25km以上的临近空间也照样飞超音速。难道这种事情没有发生过？

哈哈，建议鹰酱开除空气动力学专家，风洞实验也不用了。直接套用1976年美国标准大气表就可以指导飞机设计了。飞机设计难度直接降低几十个量级。

我的观点是：凡事需要用空气作为氧化剂的，临近空间什么的就不要想了，这种事情还没有发生过，大家各自保持自己的观点，让时间证明吧

简而言之，对气动外形的复杂性和临近空间稀薄大气的减阻、省油效应忽略不计。最重要的几个因素都能忽略掉几个，那这种简单公式有啥意义？

这个简单公式，除了忽略了复杂气动外形设计对发动机进气的影响之外，还忽略了空气密度降低可以降低飞机飞行阻力，从而降低单位航程的油耗这一重大特性。

这个曲线只是根据简单的空气密度和海拔高度的关系拟合的，忽略了复杂的气动外形影响。换而言之，气动外形和动力特性无关的飞机才适用这种一根筋曲线。如果飞机特性都按照这种简单函数，那还要杨院士这样的国师干啥？

这个曲线只是根据简单的空气密度和海拔高度的关系拟合的，忽略了复杂的气动外形影响。换而言之，气动外形和动力特性无关的飞机才试用这种一根筋曲线。如果飞机特性都按照这种简单函数，那还要杨院士这样的国师干啥？

关于飞行高度和大气密度：