以前在吧里发过一个旧贴《f22和j20简析》，tieba.baidu.com/p/4614392836，没想到被网友转到别的吧去了，当时我不知道。
后来，那个吧里有个ff发了个帖《逐条驳斥某贴的神论》，tieba.baidu.com/p/4967419267，就是专门针对那个旧帖。
《逐条》这个帖的内容跟《歼20到底有多牛——从公开论文分析歼20的机动性》这篇文是一样的，http://www.yidianzixun.com/article/0FFYPhSz，而《歼20》这篇文可能是某论坛的一个ff写的，也不知《逐条》这个帖跟《歼20》这篇文是同一个ff写的还是仅仅复制粘贴的？
那篇《歼20》也是拼凑多个pdf的大量截图，可是逻辑上却漏洞百出。
至于《逐条》这个帖，一开始我并不知道，前段时间有人把这链接发给我，我才知道的。
那现在就对《逐条》这个帖点评一番吧。

分隔线上面，引号里的文字，就是引述那个ff在“逐条”一帖的原话，分隔线下面是我的评论。
为了方便阅读，引述和评论的先后顺序跟《逐条》这个帖的前后顺序是一样的。

01）“鸭式布局没有了平尾的困扰无非是在前方隐身比f22增加了一个难点而在后项隐身比f22减少了一个难点”
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稍微想一想，就能看出这逻辑的漏洞。
在平飞时，常规布局平尾的作用是俯仰配平，而鸭式布局机翼后缘升降副翼也参与俯仰配平的，这时它就跟无尾三角翼类似。
所以“后向隐身比f22减少了一个难点”是根本不成立的。
升降副翼离重心cg的距离比平尾到cg的距离更近，也就是说杠杆力臂更短。
从下图中可以直观地看出来，j20机翼后缘升降副翼到质心的力臂大约5.5m左右，而f22平尾到质心的力臂差不多6.9m上下。
既然力臂更短，那么要想达到同样的抬头或低头力矩，升降副翼就得比平尾面积更大，或者是偏转角度更大。
所以跟常规布局相比，鸭式布局在后向的隐身丝毫没有减少，反而还有可能增加。
“j20因为没有平尾所以后向隐身比f22减少了一个难点”这种说法才是真正的神论。

02）“美国jsf计划的鸭翼方案的隐身测试结果也说明了鸭翼与隐身是可以不矛盾的”
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atf和jsf早期都有鸭翼方案，可后来不都放弃了鸭翼方案了么？要是不影响隐形那为什么放弃鸭翼？
到目前为止，世界上隐形效果最好的几种飞机b2、a12、x45、x47、yf118g都没有鸭翼。
nasa和波音的研究报告中，只要是有鸭翼的设计方案就都到不到low observables的标准：
在评估中，all-moving canard 全动鸭翼（最下面一行）的penalty（最右边一列）就是rcs过大：
Virginia Tech的研究结果中，“canards have poor stealth characteristics”：
还有国内西工大的论文：

03）“该贴说的腹鳍影响隐身的问题，请自行参考f22的更大垂尾”
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以战术战机的电尺寸，对于常用的X、C、S波段雷达来说处，战机rcs基本上处在光学区或者叫高频区。所以对于这些常用波段尤其是x波段，战机表面的镜面反射是强散射源。
除了龙勃透镜或角反射器以外，单站雷达只有正好处在目标表面法线方向时才能收到镜面反射的强回波。因为只有入射波在法线方向时，镜面反射回波才能跟入射波平行，返回单站雷达的方向。但只要单站雷达偏离这个法线方向，就收不到镜面反射强回波了。
所以隐形战机在外形设计上采用平行原则，也就是说让表面不同位置的法线尽量方向平行。同一个方向可以视为同一法线，法线方向总数量就减少了。这样一来，跟非隐形战机相比，虽然单站雷达在隐形机法线方向时收到的回波更强了，但是能收到强回波的方向却明显减少了。
至于垂尾，f22垂尾面积大却不会增加法线数量。但是j20腹鳍会增加法线数量。
而且，j20比f22尺寸更大也更长，机身侧面面积比f22大出许多，增大的面积明显超过垂尾。
另外，j20全动垂尾的端头间隙比方向舵端头间隙长多了，而且j20的全动垂尾端头还不在一个平面上，转轴前后有一个明显夹角，那法线数量又多了。

04）“f22的前缘襟翼的翻折和鸭翼的转动对隐身的影响是相似的”
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这观点完全是拍脑袋想出来的，没有任何科学依据证明前缘襟翼的翻折和鸭翼的转动是等价的。
而且这句话的逻辑非常奇怪，说的就好像j20没有前缘襟翼或是用鸭翼替换掉了前缘襟翼一样。可实际上j20不但有前缘襟翼，还多了鸭翼。

05）“对于战机而言后机身隐身并非重点，空战中谁会背对对手啊”
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战斗机要是真能有办法保证永远都不会背朝对手，那早期只能尾追攻击的红外格斗弹不就全都成没用的摆设了么？ff的逻辑能力一直是笑话。
实际上，任何战机在空中飞行，随时有可能遭遇来自后方的雷达或红外探测。

06）“f22之所以这么做是为了适应给b2轰炸机护航的任务”
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这就更滑稽了。为了给j20洗地，这ff已经口不择言了，竟然忘了它的同类一直宣扬的“f22腿短”神论了。这可是严重失误啊。
照ff们的说法，f22不是腿短么？那现在怎么又说它能给b2护航呀？难道b2也腿短？这ff一不小心就亲自戳穿了它们瞎编的“f22腿短”谣言。既然能给b2轰炸机护航，f22航程显然够远。

07）“尽管f22没有腹鳍但是其较大的崔尾对面积率依旧会造成更负面的影响”
“f22有平尾，这对面积率的破坏更大”
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这同样是想当然的结论，拿不出任何科学依据。
按照琼斯的超音速面积律，过机身纵轴上任一点的后马赫锥，由于各个子午角对应马赫平面斜向切割飞行器产生的截面积各不相同，对这些截面积的投影取平均值，这个平均值就作为机身纵轴上这一点的当量旋成体截面积，截面积沿机身纵轴分布曲线越是光滑平缓，就越是有利于减小翼身组合体的超音速零升波阻。
所以，ff的这个神论就相当于是说“垂尾和平尾会导致f22截面积沿机身纵轴分布曲线不够光滑平缓，会出现突兀的起伏，从而增加超音速零升波阻”。
下面这图是f22的模型在1.7Ma时截面积平均值沿纵轴分布曲线：
可见，f22垂尾和平尾并没有导致截面积沿纵轴分布曲线出现急剧的突起凹陷，曲线完全是平缓的。
再举一个例子，就是yf23，在下面这图中有yf23在1.5Ma和1.0Ma的截面积沿纵轴分布曲线：
图是有点乱，但这两个曲线比上面那个f22模型的曲线更准确。
可以看出，虽然yf23有巨大的v型尾，但1.5Ma和1.0Ma这两条截面积沿纵轴分布曲线在大尺寸尾翼对应的位置丝毫没有产生突起凹陷，曲线非常的平滑。
f22跟yf23属于同一时代，技术上不分伯仲，也可以得出同样的结论。
显然，这个ff所说的f22垂尾平尾“更负面的影响”“破坏更大”完全是瞎编出来的。f22的超音速零升波阻很小。

08）“j20有更大的细长比”
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应该是长细比，而不是什么“细长比”，这ff弄反了。
j20机身确实很长，全机长细比的确是超过f22。
但因为f22机头和机身侧面外倾角度比j20更大，所以下表面机腹收的更窄，横向上更加紧凑，截面积也比j20更小。虽然f22的长度确实比j20短，但长细比不会比j20差多少。
而且f22采用了独特的二元喷管，机身后部特意为此修形，所以尾部长细比和尾部收缩比都明显优于j20。

09）“拿眼睛就知道j20的升心和重心具体位置”
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这ff看到j20的主起落架位置居然还看不出重心大概的位置，那只能说明它是智力残障人士了。
它可能以为j20有什么黑科技能让重心尽可能靠后以提高静不稳定度。可问题是主起落架就已经很靠前了，离机翼前缘翼根都已经很近了，重心难道还能跑到主起落架后面去么？那战机停放在地面的时候不就向后翻了吗？
重心当然只能是在主起落架前面一点了。

10）“j20进一步放宽了静稳。这个有宋文骢老先生的论文为证”
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ff企图误导网友们产生“j20静不稳定度超过了f22”的错觉。
为了证明这神论，它搬出了宋文骢那篇论文，就是《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》，下面有链接：
http://www.ixueshu.com/document/c908d1d96accf868318947a18e7f9386.html
就在第1页“亚跨声速升阻特性”那一部分。
可实际上，论文的这一段内容中只是简单的说“同一个模型在静不稳定度从3%增大到10%时配平阻力会下降”。
这结论倒是没错。可问题是，在宋这个陈述跟ff这个神论之间毫无因果关系呀。
就算j20真的提高了静不稳定度，那也只是跟自己前代的产品相比而已，又怎么能证明鸭式布局的j20在静不稳定度上能超过其它布局的战机呢？
实际上，如果去掉鸭翼，那j20机翼机身组合体的气动中心ac肯定是在重心cg后面的。但是算上鸭翼以后，在舵面不偏转的的情况下，全机中性点np会前移，跑到cg前面，所以j20在亚音速才是静不稳定的。
但是j20的np不会在cg前面很远，静不稳定度也不会超过常规布局。

11）“根据论文《双锥BUMP压缩面设计及气动特性》来看，歼20的DSI进气道在M2.0的时候的总压恢复系数为0.96左右”
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下面是《双锥BUMP压缩面设计及气动特性》这篇论文的链接：
http://www.ixueshu.com/document/c39b0f425c84af76318947a18e7f9386.html
这个ff引用了这篇论文，想忽悠网友们相信论文中这种双锥bump已经应用在j20上了。
对于双锥bump，其它国家也早就研究过，也可以达到很高的总压恢复系数。但现实中还没有战斗机采用这种设计的，因为进气道的要求可不仅仅是总压恢复系数。
所谓“在M2.0的时候的总压恢复系数为0.96左右”这说法只是来源于论文中的一种设计，就是论文中配图3a中的那条实线。论文中原话是“第一锥角为20度，第二道锥角接近30度”。配图8a就是这样设计的。
第一，这种双锥设计在2Ma时阻力太大。论文中原话说的可是“两斜一正”波系组织。所以假如真的像论文中说的“第2锥角为30度”，那唇口外表面倾角还得更大。这样的话，在高速时外罩激波阻力也会相当大。
第二，如果设计点马赫数真的选择在2Ma，那么只有在2Ma时两道斜激波才会搭上唇口，就是激波封口。
当速度从设计马赫数逐渐降到跨音速的过程中，因为bump锥角是固定不可调的，斜激波的波角肯定会逐渐增大，斜激波在唇口前面会逐渐向前远离唇口，斜激波后的溢流会加大，流量系数减小，超音速附加阻力也会越来越大了。
如果是可调的多波系外压进气道，比如斜角大小可调的斜板进气道，或是前后位置可调的中心锥进气道，那就没这个问题，设计点马赫数就可以选择很高的马赫数。因为速度更低时它可以改变斜板的斜角或者移动中心锥的前后位置。
可是bump是不可调的，必然面临在低超音速时进气道附加阻力增大的问题。
第三，这种双锥设计的第一级压缩面的折角δ就过大了，不利于跨音速性能。
bump压缩面是计算流体力学中经过虚拟锥体的锥形激波后的偏转流场形成的。与锥体轴线平行的平面气流经过锥形激波后方向发生偏折，逐渐转向与虚拟锥面近似平行的角度。也就是说，bump压缩面的折角δ不会超过虚拟锥的半顶角。
而且现实中的bump压缩面，比如f35的bump，是由isentropic锥体充当虚拟锥体后的偏转流场形成的。这种锥体的半顶角一开始很小，然后逐渐平缓的增大。所以bump压缩面的折角δ一开始也很小。
第一级压缩面的折角从7度增加到9.3度，激波离体马赫数就从1.31Ma升到了1.4Ma，如果真照《双锥》那篇论文中所说“第1锥角为20度”，那会影响跨音速性能。
第四，隐性机的进气道内管道应该采用s型弯管，以降低进气道空腔回波和发动机风扇镜面回波。但是s形内管道必然会导致总压损失，降低总压恢复系数。“总压恢复系数为0.96左右”显然是办不到的。
这个ff明显不懂得这一点，照它这说法，就好像j20的进气道内管道是直通的一样，就像是根本没考虑隐形设计似的。
所以j20不会采用论文中这种“第一锥角为20度，第二道锥角接近30度”的设计。j20“在M2.0的时候的总压恢复系数为0.96左右”纯属意淫。

12）“而根据另外两篇南航能源与动力学院的论文《超声速进气道发动机一体化控制》和《航空发动机超声速巡航性能寻优控制研究》”
“仅仅通过进气道侧面的排气孔进行放气控制，在M1.6和M1.9的条件下进行仿真，发动机安装推力可以提高3.2%和4.6%”
“使发动机最大安装推力可以增加7.5%”
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《超声速进气道发动机一体化控制》的链接：
http://www.doc88.com/p-6819773504712.html
论文中原话是“以高空点（飞行高度H=9km，马赫数Ma=0.7）作为设计点”。
配图5显示出，假如没有放气调节，从1.3Ma到2Ma，溢流阻力急剧升高，安装推力会大幅下降。
《航空发动机超声速巡航性能寻优控制研究》的链接：
http://www.doc88.com/p-0476906904178.html
其中的配图1跟《超声速进气道发动机一体化控制》配图5是同一张图。
这两篇论文的作者是同一批人，内容也是相同的，就是原文中说的“几何特征一定的进气道”。
这种进气道几何不可调，如果没有放气门的话，速度超过1.3Ma以后，随速度的增加，进气道跟发动机流量不匹配越来越严重，进气道出口供给发动机的空气质量流量明显的超过发动机需求的质量流量，进气道出口反压增大，所以正激波就被推出唇口。气流经过正激波减速为亚音速，溢流显著增大了，产生了极大的亚音速附加阻力。这就是溢流阻力急剧升高，安装推力会大幅下降的原因。
此时进气道处于亚临界状态，马赫数较高时会发生喘振。
像这类“几何特征一定的进气道”在马赫数较高时只能通过放气来减小进气道出口反压，这才能缓解进气道处于亚临界状态的问题。所谓“安装推力可以提高3.2%和4.6%”，那只不过跟没有放气时溢流阻力极大、安装推力很小、接近喘振的情况相比而已。
这个ff竟然还以为放气调节是什么高大上的黑科技？其实许多飞机都有放气门设计，当然都可以降低溢流阻力，避免喘振，提高安装推力。包括f22、f35也有放气门。
可已看出，虽然可以用放气调节，但这个进气道设计点马赫数确实是远远小于2Ma的。如下图所示，进气道普遍的的规律，超过设计点马赫数越多，总压恢复系数就会越低。所以在2Ma时总压恢复系数远远达不到“0.96左右”。这个事实本身就彻底推翻了ff在上一条说的“歼20的DSI进气道在M2.0的时候的总压恢复系数为0.96左右”。