看的距離不夠遠，失敗

推力不夠，所以彈頭要做尖的，失敗

IR反艦的其實還不少，攻陸的更是一狗票。但共同點就是速度都不快。速度快的SAM與AAM呢，共通點就是都飛不久。

那你那麼一層的鍍膜濾鏡
如何解決固定的透射頻帶??
又如何靠那麼單一的濾鏡層~就能解決反射/輻射等等其他原因生成的各波段光譜??

這是指「可見光」的過濾層，其頻帶很大的，屬補助的一環來過濾不必要的可見光於一定之比，而不可見光的波段也可以再加多重濾片，特定的頻譜分析儀器我沒有，但用調配濾鏡作實驗我可以；以電子用的示波器可以看到IR SENSOR元件飽和度的改變，相對降低了電流的消耗減小發熱與失真，然再由實得的影像看結果，在陽光、雜光的一定度變動下和逆光投射一般夜視用的紅外光照明灯的干擾下，以三階的主動增益電路的自動調控(也是實作測得)，在即時所取得的影像由軟體來分析，辨識能力幾乎不出錯！(註：純個人的試驗能力下的結果！)

至於雄二，報導說雄二在進入終端攻擊模式時還是以雷達為主，遇到干擾時才用上面那顆..
這點和中科院說的不太一樣，中科說兩顆尋標器沒有誰主誰從的問題！？........

> 根據cobrachen先生過去椰林的回答，是因爲英國海軍航空兵找到了讓F4U降落的方法，美國人倒頭引進英國的經驗解決了這個問題，而且我記得F4U降落不易似乎不僅僅是因爲視野不良，好像那個倒海鷗翼也會造成降落的時候下方氣流紊亂，而且巨大的螺旋槳迫使飛機採用了太長所以強度不足的起落架，也造成上艦困難，至於約翰牛們什麽奇思妙法可以讓飛機不用修改結構就能解決因爲結構設計造成的問題，就要等cobrachen先生自己來詳解了。

F6F在二戰結束時就已經不生產，F8F進入生產線太晚，二戰後再生產架數也少，總共才1200多架。F4U在1944年底後問題解決就一路生產下去，所以到韓戰時還可用。

因為日本的風花雪月早玩過3T之一........
玩SM已經很有歷史了......

有個問題：F/A-18C/D的氣動佈局是靜穩定還是竟不穩定？

靜不穩定飛機高攻角時平尾必須產生向上配平力，這就是說平尾的攻角會比主翼大，因此平尾會比主翼早一點失速。例如F-16主翼可到60度，但平尾提早失速使其安全攻角再25度左右，Su-27則是30度。

不知道F-18是怎樣的狀況？

•如果他是靜不穩定飛機，那麼文中所說可到50度獲70度攻角是只主翼不失速攻角，還是說其平尾還可有效控制飛機？若然，她又是怎麼做到的？為和平尾不會提早失速？

主翼和尾翼的翼剖面不盡相同，沒有說攻角比較大的就先失速這個定則
而且尾翼也不一定要在上反的狀態提供升力，大可打下反讓尾翼的攻角保持在小於失速攻角
重點是在提供力矩，管他上下反幾度

攻角限制在30度是因為LErX的渦流不均，沒看過遷拖到尾翼的，只有聽過氣流被遮蔽而失去力量

攻角限制在30度是因為LErX的渦流不均，沒看過遷拖到尾翼的，只有聽過氣流被遮蔽而失去力量

>>我問的是對於靜不穩定機而言的。靜不穩定機升力中心在重心之前，因此高攻角時氣動力傾向於增加攻角，對於使用平尾配平的飛機來說，平尾此時必須產生升力才能配平，也因此平尾的攻角會必主翼來的大，在主翼未達其失速攻角時就失效。

打下反維持力矩是再需要那個力矩時(需樣上仰時)在用的，如果要維持攻角，那麼尾翼跟氣動力都傾向增加攻角，怎麼配平？

F-18是靜穩定的

>>這樣就對了，如果是靜穩機的話，平尾要產生負升力去配平，因此平尾攻角會比主翼小，使得飛機有機會操到主翼的臨界攻角。但既然是靜穩機，在拉攻角時就不會納麼靈敏，我想F-18跟F-16纏鬥孰優孰劣還未定勒。

影響升力的條件並不是只有攻角一項，不管是靜穩或不穩，尾翼產生升力或下壓力，用途只是產生一個力矩，升力大小與需要的量成正比，只要有弧度就有力量，和主翼攻角無關，就算是尾翼打負攻角只要有升力就行，並沒有尾翼攻角要大於主翼這種條件

只有因為主翼下洗尾流的關係，肉眼尾翼上抬的幅度會比實際的攻角高些

打下反維持力矩是再需要那個力矩時(需樣上仰時)在用的，如果要維持攻角，那麼尾翼跟氣動力都傾向增加攻角，怎麼配平？

首先再強調一次，機翼產生升力並不是只有攻角一項參數，負攻角一樣也可以有升力
再來，雖然尾翼下打，因為高攻角的緣故，實際上攻角依舊大於零，但是沒有攻角需要比主翼大的要求

Su-27也是有雙垂尾，也有雙腹鰭，可是在發現眼鏡蛇動作之前也只能到30度啊

高攻角時，雖然平尾向下打也可以產生升力，但主翼來的氣流卻也會給它負升力，因此如果平尾的攻角不夠大，他所受的力就有上下兩種，因此平尾升力再此能有多少配平作用很令人懷疑。再說，倘若此時(平尾向下打時)他的升力可以超越主翼下洗氣流的負升力，那麼也會推出很奇怪的結論：高攻角時，不論平尾攻角是正或負，氣動力都會有讓飛機低頭的趨勢........靜穩機不至於作成這負德行。

力距最大處發生在臨界攻角處，在不同攻角下端看此時攻角所造成的力距是否大於主翼升力的力距

可不可以說清楚一點

所謂不能下打是什麼意思？這根高不高級有什麼關係？

中廣新聞2003年10月8日報導:美國國防新聞周刊今天報導說，
我國已經跟美國的軍火商[洛克希德馬丁公司]接洽，計劃購
買指揮、管制、通訊及情報等俗稱C4ISR的系統，初期的採購
合約金額大約兩千七百萬美元，最終的全套系統總值大約二
十一億美元。

或是英文版有哪些書
可以把書名po上來參考嗎?

(說不定閒到沒事可以幫忙翻譯的人很多呢??)

我不懂，可不可以講清楚一點，例如舉個例子或什麼的。

這才C3I吧？Command、Control、Communication、Intelligence。

C4I是指加入Computer

EF-2000 也沒有面積調節板（請不要告訴我下唇會動，那玩意對高空高速沒有幫助）...

請問進氣道可變斜板真有如此神效乎？？？？？

別逗了，殲十和 EF-2000 的「固定」進氣道都已經對高速做過最佳化了，增加可調機構帶來的增益，在這兩個傢伙能飛到的範圍內相當有限，跟那種教科書上拿去跟 F-16 那個對高次音速到穿音速最佳化的進氣道比所看到的數據差別是不能比的。事實上，連 F-16/79 的固定進氣道都比普通 F-16 的高速性能要好很多。

http://udn.com/NEWS/WORLD/WOR4/1686133.shtml

無法破解的密碼 即將誕生

編譯吳國卿／美聯社紐約十八日電

密碼設計師可能快要贏得與破解密碼者間的亙古戰爭，經過20年的研究，一套號稱不可能遭破解的編碼系統即將誕生。

新創業者MagiQ科技公司本月將開始銷售這套應用量子物理學原理的編碼技術，成為首套應用個人光子（photon）來傳遞密碼的商用編碼系統。

光子是極精細的能量形式，由於非常敏感，若有人想窺探其傳遞，就會改變其行為，使發送者和接收者得知密碼遭竊，進而讓密碼失效。貝爾實驗室的量子電算研究人員葛洛夫說：「這種密碼確實不可能破解。」

MagiQ的密碼系統以第二次世界大戰美國的密碼專家納瓦荷族（Navajo）印地安人命名，由數個19吋的黑色機盒組成，透過光纖纜線來產生和閱讀訊號。該公司預期，銀行、保險公司、政府機構、藥廠和其他必須傳遞敏感資料的機構，將對售價5萬美元到10萬美元的Navajo系統感興趣。

目前外界使用的編碼系統相當安全，但理論上都可能被破解。MagiQ創辦人兼執行長傑風德說，Navajo比起一般編碼系統有個重要的優點，即Navajo不但以無法破解的光子形式傳遞密碼，且每隔10秒改變密碼一次，使竊取密碼者無機可乘。

MagiQ正向美國政府申請外銷Navajo系統的許可，傑風德希望在1990年代限制編碼技術出口失敗後，官員們已了解到想「把精靈塞回瓶子裡」終究會徒勞無功。傑風德說，據了解中國大陸已在進行量子編碼技術的實驗。

至少已有另一家公司已開發出類似Navajo的系統，如瑞士的idQuantique公司已獲得初步成果。其他機構也在研究利用次原子作為密碼傳遞介質的方法，如英國國防研究局的商業部門QinetiQ公司，和新墨西哥州Los Alamos國家實驗室，正實驗透過空氣傳遞量子密碼而不用光纖纜線的方法。

國際商業機器公司（IBM）的研究人員在1980年代首先展示量子編碼技術，目前正研究縮小量子編碼系統的方法，以便更有效地插入電腦和通訊網路。

【2003/11/19 經濟日報】

請問進氣道可變斜板真有如此神效乎？？？？？

別逗了，殲十和 EF-2000 的「固定」進氣道都已經對高速做過最佳化了，增加可調機構帶來的增益，在這兩個傢伙能飛到的範圍內相當有限，跟那種教科書上拿去跟 F-16 那個對高次音速到穿音速最佳化的進氣道比所看到的數據差別是不能比的。事實上，連 F-16/79 的固定進氣道都比普通 F-16 的高速性能要好很多。

而且殲十那個沒對高速進行最佳化的發動機，全壓回復再好也救不回來，發動機吃不下去就是吃不下去。

不過F-16的攻角超過30度之後，不會因為主翼完全失速而讓升力中心後移嗎？

主翼的失速程度我並不清楚，但是迎風的機身也是會產生升力；這時只要尾翼無法提供足夠的低頭力矩，不管尾翼有沒有完全失速還是打什麼攻角，失控上揚就會持續。飛控系統當然會竭盡所能的去調整尾翼和主翼去避免這樣的現象發生，但是有時候氣流的耦合效應就是無法克服。

我想我之前講的F-16的攻角限應該修正一下：是會受單垂直尾與水平尾（因為不夠大所以產生的壓頭力矩不足？）的影響。單垂直尾還是有影響的，AIAA的書有特別提到（反而沒提到水平尾的關係）。

•可不可以說明一下為什麼說上唇已對高速最佳化？還有，如果真的已經最佳化因而可以不用裝協版的話，那為何不乾脆上比較晚問世的J-7MF？

上唇超出下唇超多的，會產生斜震波，從側面看 F-16 和 J-10 進氣口就可以知道。

還有，如果真的已經最佳化因而可以不用裝協版的話，那為何不乾脆上比較晚問世的J-7MF

天知道成飛那些人在想什麼，我感覺只是要跟 FC-1 做區隔，免得人家問你幹什麼做兩種性能差不多的傢伙；訪問裡設計師對這類問題的答案都很閃爍，還強調兩者都是七個掛點，但是 FC-1 有個翼尖只能裝空對空飛彈，好像 J-7MF 對地時不用掛自衛用的對空飛彈似的。

兩者軍方都對極速有要求，非裝不可，不然根本飛不到要求的極速；而且即使裝了，除非這兩個傢伙換發動機，也還是比不上 MiG-25 和 MiG-31。

今天如果是 EF-2000 比 J-10 ，那麼在兩者極速都在 M2.0 左右的情況下， J-10 裝再複雜的可變調節板，也無法彌補 EJ200 與 AL-31F 兩者的差距。

今天如果是 J-7MF 比 J-10 ，因為 J-7MF 本來就是渦噴，再加上可變進氣道，更是如虎添翼，只要機身升阻比之類不要太離譜，高速和極速都能有效提昇，所以裝了利大於弊，而 J-10 則仍舊要受 AL-31F 的拖累。

為什麼呢?

>>MiG-25跟MiG-31也是有可調斜版的。

如果人民解放軍也有極速必須超過二點幾馬赫這樣的要求，那 J-10 就要裝，而且即使裝了還是很勉強；如果極速只要 M1.8-M2.0 並且強調在 M1.3-M1.8 之間的空戰性能，那可變面積就沒什麼鳥用。

可調斜板到了有震波出現後效果就會顯現，超過1馬赫就可以把推重比操上去，何以見得如果要在1.3到1.8馬赫作戰可調斜板就沒鳥用？你是不是把進氣口形式跟可調斜板搞混啦？如果是進氣口的話，飛機在差不多1.5馬赫以上氣動效率才會開始變差，因此如果你說強調1.3~1.8馬赫之間的空戰性能，那複雜的進氣口形狀就沒啥鳥用還比較有道理。

震波發生的位置和角度與馬赫數息息相關，並不是只要超音速就會一樣
而且你只有看到超音速推力變大（其實這是廢話，吸氣式發動機速度增加推力本來就會增加）但是你沒有看到底是調節版還是上唇斜震波的作用讓氣流速度得以剛好合發動機

調節版的目的是要調節變化產生多重震波讓壓損減低，但是在低於1.8馬赫以下時，第一道斜震波已經可以把速度減低至接近音速，這時再裝調節版也減不了多少速度，只是徒然增加重量與壓損
而且渦扇餵太大的壓力給他也會出事

在噴射推進的領域，我們討論的是整個進氣道而不是把進氣口單獨拿出來討論

所以人家可以上 M2.8 以上性能的差距來自發動機，不是進氣道。

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印象中.....推力隨著高度增加呈指數遞減.......! 再查一查 ....!
進氣口(道)能提供的是全壓回復 !
全壓為一，若能提供98%的回復則為0.98，F-22的進氣口(道)好像在1.6M以下能維持在0.96...?
1.6M以上就開始去了了 !
衝壓效應速度得再高...
...
....不知有無記錯 !!!

推力隨高度呈指數減少是因為壓力設為密度比σ的乘積
但是溫度的導入又會讓整個式子去修正...............

一般看到的發動機數據，都是發動機在未裝上飛機前地面測試的數據，而且通常是 sea level, static, standard condition ，也就是進來的氣流的溫度是攝氏十五度，壓力是一大氣壓，氣體流速是零。

會如此規定，當然是因為推力會受進氣流的狀況影響，所以必須有比較的標準。那變化是怎樣的呢？

先講高度的影響。在同溫層前，高度增加，氣體的壓力、溫度和密度都降低。壓力和溫度的降低會影響發動機運作的熱力學循環而影響推力，但是實際的變化過於複雜，變化程度又有限，我在這裡就不自找麻煩了，想研究者請自己找發動機設計的書。另一方面，推力受密度影響是一次線性關係，密度減半，質流率就減半，推力也就減半，所以速度固定只有高度增加時，推力一定跟著密度的減少而減少。一萬公尺的高空空氣密度只有海平面的三分之一左右，所以推力馬上先降到地面測試的三分之一。

現在我們可以用發動機的海平面靜止資料來算發動機靜止在一萬公尺的高空（還是沒裝上飛機）的推力了，就要來討論速度了。很不幸的， Ewing 大概是腦袋打結了，推力並不是隨著速度增加而增加這樣簡單；照他的公式，完全靜止的發動機是吸不進任何氣流的......

也因為如此，發動機推力跟飛行速度的關係相當複雜，飛行速度增加時，
發動機並不是完全同步跟著增加進氣質流率，而且一但到了進氣質流率的
上限就再也無法增加；這與單純增加高度導致外界能供應的質流率減少（
密度減少），發動機只有甘願接受較低的質流量而減少推力完全不同。

速度為 0.8M 時 :

SEA LEVEL 約 27000 lb
10000 ft 約 21000 lb
20000 ft 約 15000 lb
30000 ft 約 10500 lb
40000 ft 約 7000 lb
50000 ft 約 3500 lb

速度為 1M 時 :

SEA LEVEL 約 30000 lb
10000 ft 約 23500 lb
20000 ft 約 17500 lb
30000 ft 約 12000 lb
40000 ft 約 8000 lb
50000 ft 約 4000 lb

速度為 1.2M 時 :

SEA LEVEL 約 32000 lb
10000 ft 約 26000 lb
20000 ft 約 21000 lb
30000 ft 約 15000 lb
40000 ft 約 10000 lb
50000 ft 約 6000 lb

http://www.lerc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/ngnsim.html

我已經忘了我看過的那份研究報告是哪裡來的，應該是AIAA..
裡面明確闡述F-16 alpha post 30後會出現的嚴重抬頭趨勢
導致這該死問題的主因是LERX... 成也LERX敗也LERX...

那篇文章裡有提到改正設計：
改變LERX外型，改成類似F-16XL的曲線型LERX
增加減速板面積

其實4Gen的LERX與高攻角氣動設計的都蠻天真的..
F-16的太大片會讓飛機高攻角亂抬頭 -> 攻角限降低 -> 高攻角機動受限
F-18的「渦流加強控制垂直尾」反而會在不對稱渦流的情況下導致離控，還要追加wing drop -> 後來多了兩片渦流破壞片 -> 最大起飛重量縮水

1. F-16 的固定進氣道（完全沒斜板，單道正震波）
2. F-16/79 的固定進氣道（兩道固定的斜板，三道斜震波加一道正震波）
3. F-15 的可變進氣道（三道斜板，第一道固定，第二、三道斜率可變，
四道斜震波加一道正震波）

Mach No. 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0 2.2 2.4
F-16 0.98 0.98 0.96 0.88 0.80
F-16/79 0.98 0.98 0.98 0.95 0.91 0.86
F-15 0.97 0.97 0.97 0.96 0.95 0.92 0.89 0.86

這些進氣道都是至少二十年的設計，但是我們可以看出幾件事：

一、在最大值是一的情況下，科技的進步對全壓回復係數的成長相當有限，因此現代進氣道在全壓回復上不可能較這些進氣道進步多少。

二、可變系統犧牲了次音速和穿音速的性能以及結構重量，來換取超音速的性能。

三、一個有考慮到 M1.5-M2.0 高速性能的固定進氣道，在這段區間裡的性能平均只比最複雜的可變系統少 5% 左右。

文字說法是為了降低飛行員頸部負荷
不過根據簡易公式，後傾30的心腦高度差縮短13.4%，後傾19.5的話縮短幅度降低到6%
(cos30，cos19.5，最簡單的G抗性計算法..:)
所以抗G裝備的進步應該也有關係

後傾30度還要看正前方的HUD與前下方的MFD.. 久了真的很難過

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從上面那個表看來，F-16/79還比F-15好？

時代有差.. F-15 1972首飛、F-16/79則是1980
等於是60年代末的設計 vs 70年代末的設計

．．．．．我絕對無法相信，F-14A能在標準空戰配備下，於任何空域高度速度下達到一以上的推重比

MIG-29基本型空重：11000 kg，內載燃油：3440 kg，想在將近百分百內載燃油滿載，標準空戰配備（？）下（此時MIG-29的重量當介於14500~15500 kg間）於高度一千公尺，速度一馬赫時達到1.5級的推重比，此時其引擎最大後燃推力必須為：23400~25600 Ib*2

MIG-29引擎的最大後推地面測試數字為：18300 Ib*2

後傾30度還要看正前方的HUD與前下方的MFD.. 久了真的很難過

A:

當年某歐洲三代半（好像是JAS-39）也曾根據飛試結果減少了彈射倚的後傾角

MIG-29基本型空重：11000 kg，內載燃油：3440 kg，想在將近百分百內載燃油滿載，標準空戰配備（？）下（此時MIG-29的重量當介於14500~15500 kg間）於高度一千公尺，速度一馬赫時達到1.5級的推重比，此時其引擎最大後燃推力必須為：23400~25600 Ib*2

MIG-29引擎的最大後推地面測試數字為：18300 Ib*2

雖說引擎的推力受高度，空速，進氣道設計等多重因素影響，但在下實在無法想像在什麼狀況下，能讓引擎的最大推力暴增至地面測試時的1.3~1.4倍．．．．．．．．

震波系統的全壓回覆大概像 Virge 講的差不多，後面的 S-duct 就...:p

雖說引擎的推力受高度，空速，進氣道設計等多重因素影響，但在下實在無法想像在什麼狀況下，能讓引擎的最大推力暴增至地面測試時的1.3~1.4倍．．．．．．．．

F-14超音速推重比超過1(比起飛推重比增加好幾十個百分比)我常聽說，全防也曾寫過。MiG-29超音速推重比超過1.5除了在Yefim Gordon的書看過外，也曾在網路上聽說米格設計局曾如此宣稱。

http://www.codeonemagazine.com/photos/gallery/jsf_gallery/images/large_photos/X350609_28_L.jpg

toga 你好:
我是ef2001,目前是中部某技術學院的研究生,我的論文是有關航空 方面 的,因為我從小也熱愛飛機,因此我有兩個問題想請教您一下