关于新机的部分疑惑得到了一部分的解答_风闻

其实从看到新机开始，中间这台发动机就很让人疑惑，昨天有个不靠谱的猜测，中间这台发动机应该能够在大迎角下“借用”一部分下方两个进气口的气流。但是这实在是过于匪夷所思，即使是使用现代控制技术来控制进气道内气门的开闭之类奇巧淫技，也很匪夷所思。

带着问题开始找相关论文，最后还真让我找到一篇。

2019年西工大学报《带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律》当然这篇论文与新机到底有没有关系咱们就不好说了，但肯定不是属于能够直接反映新机背部进气道的，只能说我们从中看一些原理性的结论。

我们都知道，对于高机动高性能战斗机来说，背负式进气道肯定不是一种理想的进气方式，其缺点主要在于：背负式进气道布局自身有一定缺陷, 在较大迎角时不能很好利用高能来流的冲压, 在设计时需充分考虑机身、机翼、进气道唇口等部件对进气道性能的干扰影响。紧凑式大S弯内管道设计容易造成流动分离, 使得总压恢复系数降低, 流场畸变增大, 降低进气道性能。

论文中提到的算例很有意思，直接把速度区间从常规无人机的马赫0.7-0.9大幅度提高到了马赫1.53左右以及更高，这个针对的是哪个机型相信大家现在已经知道了。

简单来说，这个论文中的算例方案能够在马赫1.53左右达到最佳进气效率，高于此速度后效率会出现下降。

根据计算结果，提出的改进方案是适当减小鼓包高度或减小唇缘后掠角，有利于进气道性能改善。

当然目前的图片还不够清晰，我们无法看到我们的新机背部进气道是否采取了较小唇缘后掠角，减小鼓包高度这类的设计措施。仅就这篇论文算例中关注的速度范围，我们可以推测，新机的中央发动机主要任务是为超音速巡航优化的。

它的背负式进气道与飞机机身本身采取协同设计后，在各种环境下能够确保发动机能够工作，避免其熄火，但工作效率应该不会处于最佳状态，尤其是大迎角时和飞行速度超过超巡速度区间时。

换句话来说，第三台发动机的意义在于：

1、起降阶段，大大增加飞机推重比，大幅度提高起降性能。

2、低速飞行阶段，提供更大的加速度性能。在大幅度机动时，发动机工作环境最为恶劣，此时它能够发挥的作用相对较小，但毕竟也能提供一定的推力，不至于变成负担。

3、超音速巡航阶段，取得最优性能，燃油效率，推力都处于最优状态。

4、高速飞行时，工作效率也受到进气效率影响较低，发挥辅助作用。

这样就排除了中央发动机需要从下方进气口“借气”的可能性，在新的设计方法支持下，背负式大S弯进气道是能够满足高机动战斗机的部分需求的，只不过并不能如同两台使用嘉莱特式进气道的发动机一样随时能够通过可调进气道设计取得最优工作效率。这是一台受到一定限制，但功能还是基本完整的发动机，它的最佳使用环境是大大提高飞机的超音速巡航性能。

应该说这回答了我们新机为什么要这样设计的一系列问题。

首先就是该机并不是有些人所说追求最大速度和高度的“新时代米格-25”，它的任务速度区间应该还是在传统战斗机基础上略有扩展，比如最大飞行速度可能不会比歼-20有很大提高，但是超音速巡航性能将会得到飞跃性提高。

该机的整个任务时间内大部分时间将可以处于超音速飞行状态下，这一点相比现有的五代机已经是一个巨大的提高，因为虽然F-22也具备超音速巡航能力，但也只是能在1.53马赫时飞行半小时左右，但新机可能将具备连续一两个小时，甚至更长的超音速巡航能力，因为其燃料显然远比上一代飞机要充足。

这除了能让战斗机更快的从起飞基地到达任务目标上空，能够让飞机时刻处于能量优势状态，更重要的是赋予了飞机远超过前代的超音速空战中占位的能力，使得新机随时能够自由的进入或退出战斗，而对手几乎不可能占据发起有效导弹射击的位置。

应该说这是只有拥有五代机丰富对抗经验的国家才能够提出的设计指标，当然我们知道美国人的NGAD其实当初也在这方面下了很大功夫，只不过他们提高超巡能力的办法是用更加先进以至于一直研制不出来的变循环发动机。

如果未来换成三台WS-15，那么当然这个超音速巡航的性能会更强，时间更长，速度也可以更快，当然这就需要针对新的速度要求更改背负式进气道的设计，但原理是一样的。

这是到目前为止我发现的一点点关于新机的有趣新特性，该机的跨代特性必然远不止这一条，想象空间还有很大，但我们还是需要大胆想象，小心求证，尬吹没有必要，实事求是已经足够强大。