然后呢

没了

然后呢

你只知道马赫角，需要增加一个新名词：锥波角

3

不可能 绝对不可能，专家说了，36只能跑M2 。

按照 鸣镝22 的 约25度上下 的后掠角 和网上以讹传讹的砖家理论，她的速度上限应该不超过 2.5 马赫，所以跑 7马赫 是天方夜谭，但她确确实实能跑 7马赫 呀，这些砖家的问题出在哪里了？
问题出在两方面，
1. 这些狗🇵砖家对超音速激波的认知，只停留在附体激波这个种类上，无法理解脱体激波。
马赫角的计算是基于附体激波范畴里面的，是一定正确的，但它成立的条件，飞行器的外形必须是最简单外形的导波体，用十分不严谨但较为通俗易懂的文字去解释这个，简单外形的导波体就是飞行器的机首设计，必须是一个顶端的尖是无限小，无限小，无限小的，简单的小角度锐角锥，飞行器的中后段的宽度设计也不超出这个小角度锐角所限制了的范围，这样，导波体飞行器在超音速飞行时，在低于设计允许的最大马赫数的速度下飞行时，所产生的激波锥，是一个简单的直线圆锥，而且它能和机首重叠，就是说，激波锥的顶点和机首无限小的尖端是重叠的，激波锥的中心轴和飞行器的中心轴，也重叠。
然而，现实中，飞行器的机首前端是无法做成无限小的锐角尖的，因此，钝首的飞行器，在超音速飞行下，会产生脱体激波，这个激波锥，不再是简单的直线圆锥，而是幂函数曲线圆锥，而且，这个激波锥的顶点，在轴线上，前移了，和机首的尖端不重叠，而且在风洞吧实际测出的激波角，也比马赫角大。 脱体激波，除了能出现在钝头设计上，在尖头设计上也是可以出现的，就是气流速度(飞行速度)远大于尖头设计所允许的最大马赫角速度的情况下，脱体激波同样能产生。
脱体激波的出现，能使激波锥变大，并前移，令超音速飞行器采用较大后掠角及较宽的机翼，变成可能，因此飞行器在亚音速条件下的飞行性能，大幅提升。然而，这个世界上，是没有免费的晚餐的，用钝头设计，或者强迫飞行器在超出速度设计范围的速度下飞行，阻力会增大，需要加大发动机推力及油耗去填坑，而且，机首受到的冲击力和气动热摩擦会大幅增加，机体的力学设计及热管理又要补强才能填坑。
这也是为什么美国的 X-15 验证机在 马赫 3.5 的风洞里，法国达索幻影在 马赫 1 至 2的风洞里，激波角不按马赫角原理出牌的原因。
对上述第一点的归纳，超音速激波，不一定是附体的，可以脱体，一但脱体，就等同于激波锥 ➡ 前移，激波角 ➡ 略为放大，因此，善用 超音速 脱体激波设计，飞行器能获得更大的翼展和后掠角。

我在第8楼所发的 X-15 及 幻影的 风洞图，大家可以用 量角器 去测一下 激波角，然后用其在照片上标示的气流马赫数，算一下马赫角，作个对比。
大家很容易就能发现，这两种机型在风洞实测的激波角，大幅高于其设计马赫角。

我猜的啊。
md22是用了乘波体的机身和常规的三角翼来兼顾高速和低速性能的。高超这块，大铲子x43a比md还快，说明只要边缘削的够尖，就仍然能产生附体激波。观察md的侧视图，能发现它机翼的轴线与机身的轴线有一定夹角。这点能证明开头的观点，也就是7马赫时，乘波体的机身与气流的迎角比机翼大些，机身提供主要升力，机翼只需要最大化减阻并产生一点升力就行。而md以这个迎角飞时，头部上表面与气流的方向一致，后部上表面略向下收缩，会产生膨胀波减少压强增加升力。而头部边缘产生的激波的形状不是正常圆锥，而是朝下的两个斜面（x43a那个大平头也类似，激波是正面朝下的一个平面），这两个斜面与来流的夹角是这个马赫数下激波锥角度的一半。这样，整个机身除了机翼外全都在这个激波以内，下部受到激波压缩后气流的大压强，产生升力。机翼的翼型很薄，产生的激波强度不会太大，阻力只会增加一点点。
36和50飞5马赫不行。首先是隐身涂层没那么耐热。其次这俩的头太钝，从上面和侧面看都是，导致假使5马赫飞行，产生的一定是强度很大的脱体激波，阻力巨大，基本上也就火箭发动机能克服这个阻力了。然后，这俩的进气道发动机的系统没有半点超燃冲压的意思（和其他超音速战斗机一样，都较长较窄，为了隐身还要拐弯，来流早就减到亚音速了），而这个速度下，亚燃冲压的效率比较低，根本顶不住机头那个阻力。

砖家认知问题的第2点，就是对乘波体的原理和最新的设计思路完全没搞懂。
首楼发的鸣镝22，她的翼展和后掠角，如果以平飞的状态跑到4马赫以上，就散架了。 我在第8楼所解释的，采用脱体激波原理设计的飞行器，虽然可以把激波锥少量前移并把激波的角度一定程度上放大，从而令飞行器的翼展和后掠角少量增加，但这个方法是有限度的。像鸣镝22这种 2.5马赫上下的后掠角，是不可能平飞状态下(导波体形式)，用脱体激波原理改成跑 7马赫的。
实际上，鸣镝22，采用了一定的攻角，以机头上仰的方式，水平飞行，这就等同于，鸣镝22是在 7马赫 激波锥内的下底部，以冲浪滑水的方式(乘波体)，在激波上滑行。

10楼的，对乘波体是懂一点的，但就一点而已。
鸣镝22的乘波体设计，是标准的，看上去，“较为传统和保守”的设计，因此机首至进气口的下缘，非常接近一条直线。更进一步讲，由于鸣镝22的设计较简单直接，所以所有人都能接受她是乘波体，能飞7马赫。 实际上，鸣镝22是新一代的宽速域乘波体设计，高马赫飞行状态是乘波体，低马赫及亚音速飞行状态是导波体。
如果读此贴的吧友不知道什么是“导波体”，上网搜一下，这里就不浪费时间解释了。
鸣镝22的设计，作为实验或侦察用无人机，是有效的，但却无法成为无人隐身攻击机，因为，她在高马赫飞行的乘波体状态下，机腹是贴着激波，在激波上滑动冲浪的，那机腹的内置弹仓门一打开，直接就怼进激波，这是内卷还是外卷？ 门被卷走是小事，发射导弹，被激波弹回，砸到机身上，就见祖宗了。
然而，超燃冲压的鹰击19空射型，是有硬需，在4马赫状态下，在隐身战机的腹部内置弹仓，作开仓发射的，而不是战机减速后，再发射，那这种战机的乘波体设计能和鸣镝的较为常规的设计一样吗？

鸣镝22所用的设计，属于这类。

歼50以乘波体形式飞行，机头上仰 5 度 (不要问我为什么座舱会超出水平面，同时机头上部也不水平，这是很小学生级别的提问，乘波体成立的实际条件，是压力差，座舱超出水平面，并不违反5马赫条件下的马赫角，这会让马赫角砖家们很高兴，同时，机体上部的压力，仍然远低于底部，所以，乘波体条件，仍然成立。)
歼50的机头设计，确实是刻意制造脱体激波，同时，由于进气口及内置弹仓，向下转了 2 度。 因此，当歼50以乘波体状态飞行，即 5 度上仰的状态下，弹仓的实际仰角是: 5 - 2 = 3 度。
空射版鹰击19，在 4 马赫，以迎角 3 度 发射，表明它的载体，必须提供 3 度的仰角，同一时间，速度是 4 马赫，这表明，载体一定是乘波体。
鹰击19弹体长，4.6米。 歼50弹仓长，最，最，最保守估计，5米。原来，鹰击19的论文，讲的，原来是...... 歼50是她的载体！！！

10楼，及某些 DSI 进气道砖家胡扯的歼50进气道不行，跑不了超燃5马赫，就是放 🅿 。
之前 DSI 砖家们曾暗讽我没有读过南航的博士论文，说论文上明确指出进气道所配合的机首，不是乘波体，而且那个进气道设计是主要用于马赫2以内的气流。搞笑的是，砖家们肯定沒有读过南航的另一篇论文，是关于专门配合TBCC发动机的内转式进气道的完整设计的，是双流涵道，进气道里有部分是可转动平移的，并有可调节的分流板，可以在上单涵道、双涵道、及下单涵道横式转换。 南航的那篇只有马赫2以内的非乘波体机首大转弯内转进气道，就是只露了一半的设计，既能获得学术成就及学位，又能脱密忽悠。