港媒披露：成飞611所四代隐形战机歼13最新进度!

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歼-13单发隐身战机2号气动布局方案

香港媒体报道：中国目前正在研制新一代的单发作战飞机就是歼-13隐形歼击机。歼-13于"九五"末期开始立项研制。国家先期投资达80 多亿，由611所组织研制，是该所继歼-10之后，组织研制又一国家重大专项工程.一共有三种气动布局的研发方案参加预研风洞测试。该机目前采用了多种隐身材料和技术，使其迎头方向的雷达截面积 (RCS)降低到0.5平方米，敌方雷达对它的探测距离将减半。由中国科学院电磁理论和应用研究所研究人员组织的科研小组对歼-13在进气道和发动机的压缩机叶片表面喷上了一层铁磁雷达吸波材料。其中一种厚度0.7MM和1.4MM的涂层材料用于进气道；一种0.5MM的涂层材料用于低压压气机前级叶片。这些措施可以使歼13进气道产生的雷达反射降低10-15DB；为了隐身，歼-13的座舱盖也进行了改进，最新消息是研制人员已开发了一种等离子体沉积处理工艺，把等离子体沉积到金属和聚合物材料夹层中。把波屏蔽在座舱外，同时不影响太阳光的进入。

歼-13的动力装置是WS-10A发动机，最大推力为14000公斤，推质比接近9，发动机的级数为7级，并具有轴对称矢量喷管。该发动机的核心机已于 2004年完成测试，歼-13的演示样机已于2006年开始在成飞总装，预计2011年服役。它将采用更加先进的综合航电系统，火控雷达为 1475型有源相控阵雷达，是我国一种具有第四代歼击机特点的准四代中型歼击机。是我国标准第四代轻型歼击机。
   
20世纪90年代以后，世界军事霸权国家出现了第四代歼击机和轰炸机，如F-22，F-35，B-2等。其中第四代歼击机具有以下特征:①超音速飞行，最大飞行速度大于(或等于)1.8M，②超音速巡航:即不开加力可以飞1.5M以上，③超低空高速冲刺，④过失速机动，⑤低空留空时间长，⑥高空留空时间长，⑦作战半径大，⑧垂直短距起降，⑨隐身等，这些特征，一架第四代歼击机都具备是不可能的，加上战机的成本费用不断增加，这就需要根据不同战术需要有选择地采用某些新技术，使不同飞机适合不同战技要求，以此寻求最佳效费比的装备体系。例如，随着飞机研制成本增加，一架第四代重型歼击机使用费用高昂，不可能普及装备，必然要发展与之相配套的相对低档的中型第四代歼击机，以组成高底搭配的装备体系。这就是现今美俄等大国空军所采用的装备体系。

成飞(611所)设计的我国第四代单发隐身轻型歼13战斗机2号方案。从图中可以看出。有些像F-22与F-35的混合体，J-13采用双垂尾翼的边条翼常规气动布局。并具有以下突出特点：隐身功能、高度机动性和敏捷性、可进行超音速巡航、武器内置、航程远.

1. 机头及前机身，与F-22的外形设计类似,前机身（包括座舱）的横截面为菱形.

2.大迎角时利用边条的脱体涡在机翼上表面一定范围产生的吸力，提高飞机的最大升力系数，并因边条能增加机翼根部的结构强度和减小机翼有效展弦比，可减小超声速阻力。

3.翼身融合。从机身到机翼的平滑过渡，可增大飞机内部容积。因而能容纳更多的燃油和为内置武器创造条件。这种布局能减小机翼与机身的气动干扰而降低超声速阻力，其形成的升力面积增加飞机升力。

4。采用小展弦比、前缘较大后掠角、后缘前掠的机翼形状，据估算其展弦比接近2.3，与F一22的2.36相当，前缘后掠角约48.5度，而F-22的为42度。因此可推测J-13有较小的机翼超声速阻力。飞行中采用前缘襟翼和／或后缘襟翼,副翼,随迎角和马赫数数自动调节偏度。形成不同的机翼弯度，以减小飞机亚声速机动飞行时的诱导阻力和增大升力。平尾前缘后掠角约48.5度.翼面前后缘相互平行

5..对于主起落架设置,参考X-32的设计,将主起落架安装在机翼的主梁上 ,主起落架收在在机翼下面的长流线型鼓包整流罩内, 其鼓包式舱门与机腹平滑过渡，以减小对气动和隐身性能的影响.

6.采用外倾 30°的设计双垂尾, 处于隐身设计的边缘，属于隐身和机动综合权衡的结果。
垂尾采用较宽间距布置，很好的避开了边条和机翼内侧涡流，因此改善了剧烈机动状态下俯仰、滚转和偏航控制。

7.采用轴对称矢量喷管在过失速时进行推力矢量控制，比F一22的二元矢量喷管结构简单重量轻，并具有更好的操纵性能。



推重比为9的“华山”涡扇发动机。加力推力为161.865千牛。
“华山”涡扇发动机由624所和成都发动机公司共同开发研制。
“华山”涡扇发动机将用于装备歼-10后续发展型系列及出口型。

“华山”涡扇发动机用于J-13及第四代中型单发隐身战斗机及出口型。
“华山”涡扇发动机是在雅克-141的 P-79涡扇发动机核心机的基础上进一步改进的。同时所参照P-145M和P-79M的发动机设计方案,属于YWH一30—27核心机的范围，中国已经购得了P-79发动机的生产专利许可证，。并可以出口国外。(特别是购买了制造核心机的加工工艺及生产设备）

进气口环形,进气机匣为全钛结构。带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰.风扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片采用宽弦设计,风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计.

高压压气机 6级轴流式。增压比7.16。 前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级静子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体,用长螺栓前与第3级盘连在一起. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。


燃 烧 室 短环式。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴,燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。

高压涡轮　 单级轴流式。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第二代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。

低压涡轮　单级轴流式。 与高压转子对转。空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承).

加力燃烧室　整体式。采用径向火焰稳定器。火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却.加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中 心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换，

尾 喷 管　 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片.


控制系统　推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。

技术数据）
最大加力推力(daN)　　　 16186.5
中间推力(daN)　　　　　　10522
加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.02
中间耗油率(kg/daN/h)　　0.665

推重比　　　　　　　　　9.1
空气流量(kg/s)　　　　　138
涵道比　　　　　　　　　 0.382
总增压比　　　　　　　　 28.71
涡轮进口温度(℃)　　　　 1477
最大直径(mm)　　　　　　 1.02

长度(mm)　　　　　　　　 5.05
质量(kg)　　　　　　　　 1812.6

美国一直说中国四代战机有一款非常近似F-22?并非空穴来风...

歼-13/2号方案与F-35最大不同之处是飞机主翼.

双三角翼设计是中国军工不能割舍的骄傲!

     将三角翼该为双三角翼，并装有前后缘机动襟翼，这一设计为国内首创；2号机突出双三角翼设计使近距格斗能力大幅提升。在超音速状态时气动优良.提高稳定盘旋角速度要受三个条件的限制：一是最大载荷限制，一般不超过8-9个g；二是失速限制，要求尽量提高Cy，并尽量降低翼载荷；三是可用推力的限制，要求尽量提升推重比。由于歼-13II将原三角翼改为双三角翼，并安装了前后缘机动襟翼，使该机的Cy大幅提升；对稳定盘旋性能的提升起到了良好的作用，同时由于“华山”涡扇发动机系列中更大推重比，歼-13 II的机动性能还有进一步提升的余地，歼-13II在中低空稳定盘旋性能要远高于F-35，这对于持续空中格斗尤为重要。

　 水平机动性能的另一项重要指标是瞬时盘旋性能，通常是以减速来达到，因此不受可用推力限制，只受承载能力和失速限制。由于歼-13II的翼载荷较小，因此，歼-13II在瞬时机动性上占有绝对优势。双三角翼的歼-13II由于Cy大幅提升，翼载荷也有一定程度的下降，估计该机的失速表速将有较大程度的放宽，这无疑将对提升歼-13II的瞬时盘旋性能起到重要作用。