yf23战斗机（yf23战斗机为什么输给F22）
本篇文章给大家谈谈yf23战斗机，以及yf23战斗机为什么输给F22对应的知识点，希望对各位有所帮助，不要忘了收藏本站喔。
本文目录一览：
美国YF-23"Black Widow II"(黑寡妇II)战斗机？
是的
YF-23战机
研制国家：美国名称：YF-23战机“黑寡妇” 型号：YF-23 研制单位：诺斯罗普·格鲁曼公
研发过程：
美国空军现有的轰炸机力量由波音公司的B-1和B-52以及诺斯罗普·格鲁曼公司的B-2组成，这一组合原计划要维持到2035年左右，但高层认为等待时间过于漫长，因此提出两条腿走路的路线图：一方面在已有平台上发展能在2015年前后部署的过渡轰炸机，另一方面研制一种在2030年左右可使用的下一代远程打击平台。这一计划将诺·格公司的YF-23再次推向了竞争前台。
诺·格公司近日公开了FB-23“快速区域攻击”打击平台的设计图，作为美国空军过渡轰炸机的候选，而该公司也透露，FB-23将在该公司曾经落败的的YF-23战斗机的基础上打造，因此FB-23将是YF-23的延续。而洛克希德·马丁公司也早已提出了将F/A-22的派生型——FB-22作为“区域轰炸机”参与竞争，这对曾经的对手再次同台竞争。此外，波音公司也提出了B1的“R”型改进方案参与竞争。
性能特点：
YF-23当年之银兄所以落败的主要原因在于过度重视隐身性能和超音速巡航性能，因而忽视了高机动性能的重要性。YF-23外型的最明显特征就是V字型尾翼，采用这种构型的目的，很明显就是为了减低垂直尾翼的 雷达截面积以及红外雷达从侧面发现发动机喷气的机会，隐身性能因此十分突出。这种设计仅有少数飞机采用过，与一般的垂直/水平尾翼组相比，这种构型的尾翼还可以减轻尾部结构的重量，但是会产生较大的衍生阻力以及飞行的不稳定性，影响了飞行的机动性能。
YF-23另一个值得注意的特色在于类似B-2的发动机舱设计。这种设计的目的，是为了让深入机身的发动机不容易被雷达或前视红外线从前后“看到”，同时也可以减低机身的红外线以及噪音痕迹。机尾的喷嘴后方，发动机喷气还要经过两个凹槽，与B-2相同，可以利用这些线条产生的涡流，快速地让发动机热排气与冷空气混合。就隐身的效果而言，YF-23的设计比F-22优秀得多。
在内部空间的安排上，YF-23的尺寸比F-22大，机身内的空间相对较多，因此它的武器舱是一个大型的完整腹舱。这种安排不利于近距离发射红外导弹攻击的视角，但是对于安装大型的对地打击武器较为有利，不需要改装设备以释放空间。也因为机身的空间较大，YF-23的机翼可以不用装类似F-22那样厚的油箱，翼厚比较薄，在减低RCS以及超音速阻力方面有很大的贡献。因此，在当年的试飞中，YF-23的超音速巡航能力明显优于YF-22，对视距外空战也很有利。
不过，物极必反，在YF-23追求刻意隐身性能时，其飞行能力因此受到影响。
从YF-23前机身两侧上下的接缝处，可以看到有明显外凸的小型翼前缘延伸构造，可以让机鼻产生的过流沿着这个构造发展。与F-22相比，YF-23
在涡流产生方面显然积极得多，只是看不到明显的类似F-22或F/A-18E/F的气动控制面，所以很难确定YF-23的高攻角飞行能力如何。但是，YF-23并没有装上矢量喷管，仅依靠喷管上方的两片气动力控制面，加上尾部构型要改装矢量喷管，则既有的外型会被破坏，影响尾部隐身性能，因此这方面有不利于其对手之处。
另外，V型尾翼在高攻角下的效率较差，进行战术运动时尾翼产生的衍生阻力较大，可能有结构上的问题。因此，美国军方对这个锋瞎袭 设计不太放心，加上试飞时诺格并没有进行高攻角方面的试飞，比起洛马自己增加这方面的测试课目这一点，YF-23丧失了一个表现自己高攻角性能的可能机会。就未来的视距外空战来说，在射后不理的空对空飞弹进入终端导向时，以高攻角急速减速来避免进入敌人飞弹发射包络线中，是一个可能的战神晌术，更不用说缠斗时的用处了。
缺少矢量推动的YF-23的机动性能很难与F-22相提并论，但对于轰炸及空中攻击平台来说，机动性并不是它关注的焦点，而YF-23在超音速巡航、对地打击需要的内载空间以及隐身性方面表现更好，这意味着在突袭打击、大载荷火力强度、自身防卫等轰炸机要素上它将具备更突出的优势。FB-23无疑将会发挥并加大这些优势，以求最终在下一代空中攻击平台计划中胜出。
[img]YF-23战斗机与F-22战机的比较？
YF-23战斗机是由美国诺斯洛普与麦克唐纳 - 道格拉斯两家公司共同设计，竞标先进战术战斗机（ATF）合约的机型。美国空军于宣布YF-22获选优胜。YF-23一共只有生产两架原型机YF-23次试飞时在不使用后燃器下达到1.43马赫的超音速巡航纪录，YF-22则是达到1.58马赫。YF-23第二架原型机出厂。两架原型机分别使用不同的发动机：一号原型机使用普惠YF119，二号原型机则是奇异YF120，与YF-22刚好颠倒。相较于YF-22，YF-23的机身比较长，采中单翼，机翼的前后缘分别后掠与前掠40度，类似于菱形。机身后方带氏敬没有水平控制面，以两片向外倾斜50度的垂直控制面取代两者。
进气口位于机身下方靠近机翼前缘的位置，进气口和进气道都采用固定结构，没有可以移动的部分，不仅能够降低重量，也避免增加正面雷达反射截面积（RCS）。进气道在机身核贺内部向上弯折与位于机背的的发动机相连接，喷嘴位于外倾的垂直控制面的中间处，从后下方无法直接看到喷嘴，降低红外线讯号的强度，同时也限制安装向量喷嘴的可行性。
原型机只有一处弹舱，位于两侧进气道的中央，座舱与发动机之间。量产型预定增加的弹舱将会位于这个弹舱的前方。
YF-23原型机设计概念与YF-22有很大的不同，除了采用许多现有的零组件之外，YF-23的试飞计划里面并未包括试射空对空导弹与验证高攻角飞行能力，多是蠢慎以风洞测试蒐集与验证资料。根据测试的结果显示，YF-23没有攻角限制，飞机能够自任何螺旋（Spin）轻易恢复稳定飞行，只有当导弹舱门呈开启状态时会有困难
F22战斗机和YF23战斗机谁厉害?
YF23是与F22竞标先进战术战斗机（ATF）失败的产物。
美国盯携册人认为F22相对YF23更适合美军，
YF-23与YF-22的各项性能比较仍是机密，但是一些参数来说YF-23的飞行速度较高。虽然没有向量喷嘴和水平控制面，后机身结构反而比较简单，重量也较轻。YF-23与YF-22在大部分的飞行包络线范围下的性能差距不大，凯宏YF-22只有在低速下的控制性略胜一筹。两款飞机都采用内置弹舱，必要时可以在机翼下另外携带武器。但是YF-23的量产型将需要延长机身以加入另外一个弹舱。设计团队皆宣称这两种飞机都没有攻角限制，同时都隐冲具备超音速巡航能力。
很多数据美国是不会公开的。谁厉害很难说的清楚。
YF23性能详解
相较于YF-22，YF-23的机身比较长，采中单翼，机翼的前后缘分别后掠与前掠40度，类似于菱形。机身后方没有水平控制面，以两片向外倾斜50度的垂直控制面取代两者。
进气口位于机身下方靠近机翼前缘的位置，进气口和进气道都采用固定结构，没有可以移动的部分，不仅能够降低重量，也避免增加正面雷达反射截面积（RCS）。进气道在机身内部向上弯折与位于机背的的发动机相连接，喷嘴位于外倾的垂直控制面的中间处，从后下方无法直接看到喷嘴，降低红外线讯号的强度，同时也限制安装向量喷嘴的可行性。
原型机只有一处弹舱，位于两侧进气道的中央，座舱与发动机之间。量产型预定增加的弹舱将会位于这个弹舱的前方。
YF-23A展现了与YF-22A完全不同的设计概念，也体现了诺斯罗普/麦道设计团队对未来空战要求的理解。
总体布局YF-23A的总体布局在很大程度上继承了诺斯罗普概念设计方案的特点。其菱形机翼+V形尾翼的布局，介于传统正常布局和无尾布局之间。单座，双发，中单翼，腹部进气。
和YF-22A一样，YF-23A最终并没有采用一度呼声颇高的鸭式布局。事实上从七家公司的方案无一采用鸭式布局这点上就能看出美国人的倾向了。在一定程度上，这是受了几年前七巨头讨论会上通用动力的影响——哈瑞-希尔莱克说“鸭翼最好的位置是在别液悄人的飞机上。”笔者在《王者之翼》中曾提到过，拒绝鸭式布局的原因之一是配平问题。如果按照能够进行有效的俯仰控制原则水设计鸭翼，那么鸭翼就无法配平机翼增升装置产生的巨大低头力矩。如果需要配平增升装置，那么鸭翼必须增大，对机翼的下洗也随之增大，反过来削弱了增升效果。而且为了防止深失速，可能还需要增加平尾。另一方面，从跨音速面积律来说，大鸭翼很难满足跨音速面积律的要求，增大了机身设计难度和超音速阻力——这对于强调超巡的ATF(特别是YF一23A)来说，尤其难以接受。
而拒绝鸭式布局的另一个重要原因是隐身问题。鸭翼的位置、大小、平面形状很难和隐身要求统一起来。隐身设计的一个重要原则是尽昔减少(但不可避免)机体表面(特别是迎头方向)的不连续处，而鸭翼恰恰难以做到这一点。如果还希望把机翼前后缘对应的主波束数量减至最少(也就是前后缘平行)，将带来更大的设计困难。
虽然根据美国空军的要求，ATF必然兼顾隐身和机动性，但各个公司设计思想不同，飞机性能偏重也必然不同。从YF-23A最终选择了V形尾翼而非传统四尾翼布局来看，诺斯罗普追求隐身的意图相当明显，他们的的设计可大大减小飞机的侧面雷达反射截面积。由于减少一对尾翼，飞机重量和阻力也可减小，对于提高超巡能力也有助益。但随之而来的是操纵面的效率问题和飞控系统的复杂化。
机身 为满足“跨战区航程”的要求，ATF必须有足够大的载油量而考虑到隐身要求(飞机不能辅助副油箱)，所有燃油必须由机内油箱装载。因此无论是YF一22A还是YF一23A，都必须提供足够的机内容积——几乎相当于F一15的两倍!从机体尺寸来看，YF一23A机身长度增加明显，但仍然有限，因此其机内容积增大必然主要来自飞机横截而积的增大。如果从跨/超音速阻力方面来考虑，飞机横截面积增大不利于按照跨音速面积律来设计飞机。适当地拉长机身，有助于平滑飞机的纵向横截面积分布，减小跨圆埋兄/超音速阻力。但机身加长，必然导致飞机纵向转动惯性增大，这对于提高飞机敏捷性橘袭和精确控制能力是不利的。苏一27的机身长度和YF一23A相近，有飞过苏一27的飞行员说，该机操纵惯性较大，并不是那么好飞。
事实上，仅仅从机身设计的特点我们就可看到YF一23A和YF一22A在设计思想方面的差异。从机内载油量来看，YF一23A载油10.9吨，YF一22A载油11.35吨，考虑到机内弹舱设计载弹量相同(之所以说设计，是因为YF一23A的格斗弹舱还停留在图纸上)，那么YF一23A的机内容积不会大于YF一22A。而YF一23A的机身长度却明显长于YF一22A(后者由于尾撑和平尾的原因，实际机身长度从有18米多)，这意味着即使在飞机最大横截面积相当的情况下，YF一23A也可以获得更平滑的横截面积分布(也就是更小的跨/超音速阻力)，当然也获得了更大的纵向转动惯量。不难看出，为了解决横截面积增大带来的阻力问题，YF一23A和YF一22A的选择截然相反，前者选择了速度性能而牺牲了敏捷性和精确控制能力。这也在一定程度上反映了两大集团对未来战斗机的定位。 在外观上，YF一23A的机身颇有些洛克希德SR一71黑鸟的风格，看上去就像把前机身和两个分离的 发动机舱直接嵌到一个整体机翼上一样。前机身内主要设置雷达舱、座舱、前起落架舱、航电设备舱和导弹舱。前机身前段横截面近似一个上下对称的圆角六边形，然后逐步过渡到圆形潢截面，最后在机身中段与机翼完全融合。后面的进气道和发动机舱横截面仍是梯形，并以非常平滑的曲线过渡到机翼或后机身的“海狸尾巴”，这有助于减小相互之间的干扰阻力。前面提到过，空军取消了采用反推装置的要求，而诺斯罗普并未修改设计，在后机身形成非常明显的“沟槽”，带来不必要的阻力增量。
边条 边条翼布局在大迎角时比鸭式布局的升力特性有更大优势——这是影响诺斯罗普选择YF一23A整体布局的因素之一。就传统边条而言，其展长的增大(面积也增大)对提高大迎角时的升力有明显好处。但展长越大，大迎角下产生的上仰力矩也越大；成为制约边条大小的一个因素。但显然YF一23A的边条不同于三代机上的传统边条。其三段直线式窄边条设计相当有特点，从机翼前缘一直向前延伸到雷达罩顶端。这种边条倒是和YF一22A的边条颇为类似。
YF一23A的边条具有以下几个功能：产生边条涡，在机翼上诱导出涡升力，改善机翼升力特性；利用边条涡为机翼上表面附面层补充能量，推迟机翼失速；起到气动“翼刀”的作用，阻止附面层向翼尖堆积，推迟翼尖气流分离(事实上由于YF一23A机翼根梢比很大，高速或大迎角下可能会有明显的翼尖分离趋势)；大迎角下机头涡的分离，提供更好的俯仰和方向稳定性——直到第三代超音速战斗机，大迎角下机头涡不对称分离的问题仍未解决，这是限制飞机进入过失速领域的一个重要因素。
但如果从传统观点来看，YF一23A的边条太小，能否产生足够强的涡流，起到应有的作用还是个疑问。如果确实可以，那么一种可能性就是该机边条的作用原理有别干传统边条，另一种可能就是还有其它的辅助措施来协助改善机翼升力特性。有资料提及，“机头和内侧机翼所产牛的涡流对尾翼没有什么影响”，这可能意味着YF一23A机翼内侧可能有某种措施以产生涡流，起到和边条涡类似的作用。在YF一22A的进气道顶部各有两块控制板，用于控制机翼上表面的涡流。YF一23A可能也有类似设计——其机翼内侧有进气道附面层的放气狭缝，不排除附面层气流经过加速后由此排出，借以改善机翼上表面气流状态的可能性。
机翼巨大的菱形机翼可以算是YF-23A最突出的外形特征之一。机翼前缘后掠40度，后缘前掠40度，下反角2度，翼面积88.26平方米，展弦比2.0，根梢比高达12.2。诺斯罗普之所以选择这样一个占怿的机翼平面形状，最重要的影响因素就是隐身。YF一23A的隐身技术继承自B一2，两者有类同之处——其中之一就是X形的四波瓣反射特征。要实现四波瓣反射，机翼前后缘在水平面内必须平行。这样一来，诺斯岁普没有更多的选择：要么采用后缘后掠设计，形成后掠梯形翼，基本类似B一2的机翼；要么采用后缘前掠设计，形成对称菱形翼。
采用后掠梯形翼，好处是后掠角选择限制较小，可以根据需要进行优化；但和三角其相比，缺点也很明显：结构效率较低；内部容积较小，对于要求跨战区航程的ATF而言影响尤大；气动弹性发散问题较明显；机翼相对厚度的选择受限制，不利于选择较小的相对厚度来减小超音速阻力。如果选择后缘前掠设计，当机翼前缘后掠角(后缘前掠角)较小时，这种机翼更接近于诺斯罗普惯用的小后掠角薄机翼(典型的如F-5、YF—17)，所面临的问题则和后掠梯形翼相同——超凡的续航能力和优良的超音速性能是这种机翼难以解决的巨大矛盾。而采用大后掠角的对称菱形翼，在隐身上是有利的——F一117采用高达66.7度的后掠角，就是为了将雷达波大幅偏转出去——但气动方面的限制已经否决了这种可能性：展弦比太小，气动效率极低，这种飞机造出来能不能飞都是个问题。而且后缘前掠角太大，将使得机翼后缘的增升/操纵装置的效率急剧降低直至不可接受。
综合权衡之下，只有采用中等后掠角的对称菱形翼，才能在隐身、续航、气动等诸方面取得令人较为满意的平衡点。至于为什么恰好选定40度后掠角，笔者认为，在其它条件基本得到满足的情况下，优化边条涡的有利干扰应该是影响因素之一。不过，既便如此，40度的后缘前掠角也严重影响了机翼后缘气动装置的效率：YF一23A必须使用更大的襟翼下偏角来保证增升效果，但这又增大了机翼上表面附面层分离趋势，不但增大了附面层控制难度，也反过来降低了增升效果另一方面，YF一23A的副翼效率也不佳，导致其滚转率不能满足要求，而这最终影响到了竞争试飞的结果。
就机翼的特点来看，诺斯罗普的考虑优先顺序首先是隐身，其次是超音速和续航能力，最后才是机动性和敏捷性。
为改善机翼升力特性，YF一23A采用了前缘机动襟翼设计，其展长约占2/3翼展。有资料称该机采用的是缝翼设计，但在YF-23A试飞照片上看不出缝翼的特征。而且从隐身角度考虑，当缝翼伸出时，形成的狭缝将成为电磁波的良好反射体，这对于诺斯罗普来说是绝对不能接受的。
事实上，前缘襟翼对飞机的隐身特性仍然有不利影响。最好的解决手段是在AFTI/F一111上验证的任务自适应机翼技术，可以避免机翼表面的不连续和开缝，不过遗憾的是直至今天这一技术仍未投入实用。对此，YF-22A采用了从F一117上继承来的菱形槽设计，使得襟翼偏转时该处成为低雷达反射区。而极力追求隐身的YF一23A竟然不考虑这个细节，唯一的解释就是在该机的典型作战状态(超巡)时，机翼为对称翼型，不需要偏转襟翼。
位于YF一23A机翼后缘的气动操纵面设计相当有特色，可算是YF一23A的亮点。有的资料称，机翼内侧为襟翼，外侧则是副翼，但实际情况远非这么简单。简单的襟翼、副翼之分，并不符合诺斯罗普在YF一23A上体现出来的“一物多用”的设计思想。就YF一23A的试飞照片来看，内、外侧控制面均有参与增升和滚转控制。因此笔者将其定位为“多用途襟副翼”。之所以说“多用途”，是因为这两对控制面除了传统襟副其的功能外，还兼有减速板和阻力方向舵的作甩当内侧襟副翼同时下偏，外侧襟副冀同时上偏，在保证机翼不产生额外升力增量的同时，产生对称气动阻力，起到减速板的作用；当只有一侧襟副翼采用上/下偏时，则产生小对称阻力，起到阻力方向舵的作用——这肯定是从B一2的设计继承发展而来的。这种设计相当新颖，有效地减轻了重量，但飞控系统的复杂性和研制风险则不可避免地增大了。
关于yf23战斗机和yf23战斗机为什么输给F22的介绍到此就结束了，不知道你从中找到你需要的信息了吗 ？如果你还想了解更多这方面的信息，记得收藏关注本站。