爱吱声

标题: 嫦娥回家 [打印本页]

作者: 晨枫 时间: 2014-2-3 11:34
标题: 嫦娥回家
这篇写在去年12月底，寄给航空知识几天后，中国成功地试验了高超音速滑翔体。我还有点先见之明哈。自我膜拜一下。
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嫦娥三号在12月2日发射，14日在月球表面实现软着陆，把登月车送上了月球，这是1976年之后人类首次重返月球。12月24日，“嫦娥之父”、中国科学院院士叶培建做客科普讲座“珠江科学大讲堂”，谈到嫦娥五号的返回会有一个很大的创新。过去都是直接返回，这一次为了解决落点、着陆角以调整冲击力的问题，决定分离进入大气层后下降到60公里时不直接返回，而是再跃回到近地空间去，然后再返回大气层。“通过这个办法，……可以减少发热，减少着陆角等等，这种返回方式也将是我们的第一次试验。”叶建培也说明，为了增加可靠性，将先发射试验装置，这就是明年发射的嫦娥四号。嫦娥四号将向月球发射但不登月，返回器将用于试验滑翔-返回方式。

嫦娥三号发射成功，中国成功地把玉兔送上了月球。尽管现在玉兔出现了一点技术问题，但这是中国航天的可贵一步

发射成功只是一半，返回是更大的挑战。神舟返回是传统的弹道式返回

自从地理大发现以来，太空成为人类最后的边疆。但相比于把人送入太空，从太空安全返回是更大的挑战。在理论上，火箭推力可以把宇航天器送入太空，反推力也就可以使航天器减速到软着陆。但火箭发射是一个用动能换取位能的过程，返回自然就是用位能换取动能的过程。如果不考虑空气摩擦和燃料消耗的因素，在理论上，上升阶段的助推火箭的推力和燃烧时间该多大，纯粹用反推力软着陆的刹车火箭的推力和燃烧时间也就要多大，这自然是不现实的。航天器减速火箭的减速作用是有限的，只能将航天器的速度降低到不足以维持轨道运行的临界速度以下，以完成脱离地球轨道的动作，对再入后的减速没有作用。一般航天器采用弹道式再入加降落伞的方式。也就是说，像陨石一样在重力作用下自由下落，然后在稠密大气层内一定高度时打开降落伞，用气动阻力减速，实现软着陆。

在自由下落过程中，气动加热使航天器表面急剧升温。从减低气动阻力以减少气动加热的角度看，再入的航天器应该采用尖锐的头部。但理论计算和实验证明，再入过程中极高的速度使气动加热的升温速度太快，尖锐头部对减小气动加热的作用微乎其微，头锥受到在时间和空间上高度集中的热负荷，根本没有时间散热，将很快被烧毁。耐热材料或隔热、散热、导热技术只能略微推迟被烧毁的时机，但不能从根本上改变被烧毁的结局。1951年，美国NACA（NASA的前身）物理学家亨利•艾伦在研究中发现，高速的航天器前端对空气产生强烈压缩，在前方大气中形成一个伞状的激波锥，激波前沿的空气密度急剧升高，实际上像一堵坚硬但移动的墙一样，航天器则在墙后的尾流中前行。由于和前方静态空气直接接触的是激波锥而不是航天器本身，气动加热主要由激波前沿和前方的静态空气之间的压缩和摩擦产生，热量也主要沿密度极高的激波锋面内部传导和耗散。如果航天器表面和激波锋面保持一定的距离，激波锋面和航天器表面之间的边界层实际上形成保护层，航天器本身承受的热负荷就要小很多。因此，亨利•艾伦提出，航天器的头部应该是钝形，在艏部推出一个宽大和强烈的激波，并使波锋面远离航天器本体，就像平头的驳船船首推开的波浪一样，形成有效的热保护。实际数据表明，航天飞机再入段初期，圆钝的头锥前方几米外激波前沿的温度可达摄氏5300度，但航天飞机表面“仅仅”感受到1260度左右，说明了激波隔热的有效性。但这只解决了问题的一半。剩余的气动加热问题依然严重，需要用烧蚀型散热材料用时间换温升。

航天器返回时的气动升温是一个严峻的技术挑战

航天飞机的滑翔返回是比宇宙飞船的弹道式返回更大的技术挑战

返回轨道：a）弹道式，b）滑翔式（航天飞机），c）滑跃式（嫦娥五号）

滑翔式的再入轨道是一个很小的窗口，既要避免“过度滑翔”早晨的累积气动加热过度，又要避免“过度减速”造成的瞬时增温失控

但航天飞机实际是另一个思路：用大气层内的滑翔降落解决软着陆问题，但气动加热的问题更加棘手。急剧降低高度和减速将导致严重的瞬时气动加热，但速度和高度降不下来导致长时间滑翔则延长气动加热时间，引起累积蓄热问题。航天飞机再入后，不断横向滚转至90度，用主动丧失升力来降低高度，用增加迎角来降低速度。但横滚有自然的转弯倾向，所以航天飞机要时不时反向横滚一下，用S形航迹来保持基准航向。

但航天飞机的设计极富挑战。航天飞机的水平着陆是无动力的滑翔着陆。换句话说，航天飞机一旦脱离地球轨道、进入大气层，就是一锤子买卖，不可能复飞的，必须在指定地点降落下来。这要求航天飞机具有良好的升阻比，可以滑翔一定的距离，在滑翔中具有良好的操控，尤其要有良好的着陆操控性能。换句话说，应该采用具有较高升阻比的细长机翼。但是，航天飞机在返回大气层之初，速度可以高达24马赫，这样的高超音速要求采用阻力最小的升力体，也就是说，由扁平短拙、大后掠角的机体本身产生必要的升力，根本不用常规意义下的机翼。但折中都是有代价的，航天飞机的操纵特性据说和一块飞行的砖头差不多，而且返回时必须沿一条精细计算过的在瞬时气动加热和累计气动加热之间最小化的路径下滑，以最大限度地降低热负荷，使用要求非常高。

嫦娥四号和五号则是采用弹道式再入和大气层内滑翔式再入之间的全新方式。这是在大气层边缘向打水漂一样用弹跳的方式滑翔再入。换句话说，在接近大气层的时候，用较小的角度进入，在大气层外缘“下沉”过程中，利用大气层和近地空间的空气密度差，产生强大的气动升力，把航天器弹跳出大气层。地球引力将使航天器再次回落，产生又一次弹跳。在此过程中，速度逐渐降低，直到不再有足够动能形成新的弹跳，而自由下落，返回地球。

在大气层边缘的滑跃式再入是另一个思路

这和前一张图是一个意思，但容易看出，第一次再入时的角度和速度决定了弹出时的角度和速度，而这决定了第二次大气层外弹道式飞行的距离和第二次再入的角度、速度

当然，要是速度足够，或者在弹出时有额外动力助推，还可以实现多次滑跃

这样做的好处是，每一次擦过大气层边缘的时候，气动加热的时间较短，返回寒冷的近地空间期间正好散热，这样可以大大降低返回期间气动加热积累的问题。在动能不足以继续弹跳时，可以近似为航天器从大气层边缘开始自由下落，这样的初始位能也较直接从外太空返回为低，同样有助于降低返回段热负荷问题。

应该注意的是，航天器在大气层边缘弹跳飞行时，升力的来源将不是常规的机翼，而是激波。返回时的高速足以产生一个强大的激波锥，这相当于一圈坚硬如铁的盾牌。有意思的是，这道盾牌在压缩前方空气时，不仅吸收气动加热，还产生压缩升力，好比滑水板在水面高速划过时产生的动浮力一样。控制航天器的姿态可以有效地改变激波的形状和迎角，进而改变升力的大小，控制反弹的力度；甚至可以产生侧向的升力，改变航向。随着动能在每一次弹跳中的消耗，航天器的迎角应该有所增加，以补偿升力的损失。最后速度降低到不足以维持强大激波锥的时候，也是该返回地球的时候了。

但这样的大气层边缘的滑跳飞行的意义远远大于航天器返回。

1933年，德国火箭科学家尤金•桑格尔提出火箭助推-大气层边缘跳跃飞行的概念。也就是说，火箭将载荷推出大气层之后，然后用类似嫦娥四号返回段弹跳轨迹的方式延长射程。桑格尔计算出，从德国发射导弹的话，需要三次跳跃就可达到美国东海岸。桑格尔弹道的特点是利用近地空间几乎真空的低阻力延长射程，但问题在于反弹的升力机制并不明确，弹道控制问题更是空白，即使最后实现，导弹也将豪无精度可言。

桑格尔弹道用大气层外无空气阻力的弹道飞行最大限度地增加射程，钱学森弹道用大气层内的机动滑翔在增加射程的时候保证精度

据说DF-21D用钱学森弹道增加射程和实现弹道导弹反舰，但与桑格尔弹道结合的话，不仅进一步增加射程，还大大提高飞行速度，增加拦截难度

1948年钱学森在美国火箭年会上提出火箭助推-再入大气层滑翔机动飞行的概念。与桑格尔弹道不同的是，钱学森弹道进入大气层后，完全依靠大气层内的气动滑翔维持进一步飞行，实现更大的射程。这样的好处是保持了常规气动飞行器的气动控制和命中精度。在精确制导时代，这样的复合弹道更可以以弹道导弹为运载工具，把常规的反舰导弹运送到目标区，将其释放，然后转入常规的导弹攻击。弹道导弹的高速可以大大缩小目标的逃逸窗口，常规导弹则保证机动追击和精确命中。这种攻击方式对于航空母舰、两栖攻击舰、补给舰、舰队油船等行动相对笨拙的大型舰船特别有效，甚至在理论上还可以空空导弹为有效载荷，用于攻击预警机、加油机、运输机、电子战飞机等大型高亚音速飞机。相比之下，常规的超远程飞航式导弹的飞行时间太长，有很大的逃逸窗口或者拦截窗口，战术价值不高。钱学森弹道的难点在于再入初期，这一段高超音速、高热负荷的飞行大大超过常规导弹的工作范围，弹道导弹不可能在再入前释放常规导弹，在再入后也必须充分减速才能释放常规导弹，大大降低了钱学森弹道的优越性。

但是，把桑格尔弹道和钱学森弹道相结合，不仅可以大大延长射程，还有助于有效转接到大气层内常规导弹的工作条件。桑格尔弹道在最终自由下落时，速度和高度大大降低，使得释放适当改装的常规导弹成为可能。在洲际导弹的射程早已达到全球的情况下，大大延长射程依然是有重大意义的，这可以大大减小导弹的尺寸和重量，不仅降低成本，也有助于机动发射。更重要的是，这有助于把弹道导弹战术化。不难想象，中程弹道导弹以常规反舰导弹或者空空导弹为载荷的话，采用桑格尔-钱学森弹道之后，可以在几千公里的范围上对敌人的舰艇和飞机造成巨大的威胁。当然，在这样的距离上发现目标和指挥控制依然是巨大的挑战，但具有足够长的矛无论如何也是在这样的距离上形成有效打击能力的关键一步。

另外，随着反弹道导弹技术的进步，弹道导弹突防的成功关键在于变轨。在外层空间变轨需要大量抛射火箭燃气，成本和难度较高，变轨幅度也有限。桑格尔-钱学森弹道更容易实现变轨，代价是速度有所降低，但机动的高超音速飞行依然是反导拦截的巨大难题。由于弹道导弹沿固定的抛物线弹道飞行，导弹起飞后不久，就能判断整个飞行轨迹和命中目标。这也是反导拦截的基础。反导导弹向来袭导弹预计弹道沿途中最有利的拦截发射，位置守株待兔，只需要有限的机动能力以补偿弹道计算的误差。但高超音速机动飞行的话，守株待兔就不管用了，需要对目标有较大的能量差才能保证有效拦截，主要是在拦截终点要有比目标更高的速度和更大的机动性。由于高超音速导弹的预警时间本来就有限，反导系统要具有相当大的射程才能有效保护己方目标，但这对反导导弹的加速、射程、机动性、终端速度的要求进一步提高，拦截难度实际上超过了速度更高但固定弹道的纯弹道导弹。

美国研究全球打击系统已经多年，但尚在理论研究和技术验证阶段。中国的发射成功震动了美国军界，这是比航母更加令美国忧心的杀手锏，日本、印度就彻底默不作声了

更长远来说，如果再入的导弹装备了适合超高空和高超音速飞行的超燃冲压发动机的话，桑格尔弹道的射程就只受弹载燃料的限制了。这将是真正的全球打击系统的基础。

当然，嫦娥系列是和平利用空间的努力，但这并不排除有关空间技术具有军事应用的潜力。要实现可机动的桑格尔弹道，嫦娥返回器基本为钝头圆锥的外形并不理想，而应该是接近微型航天飞机那样的升力体。但这是可贵的第一步。

作者: 红金龙 时间: 2014-2-3 14:02
也就是说嫦娥5号会是小型航天飞机的样式了？那在月球的降落可真的是科幻级了

作者: 晨枫 时间: 2014-2-3 14:17

红金龙发表于 2014-2-3 00:02 ! e- v& n/ \( S: n8 m2 |
也就是说嫦娥5号会是小型航天飞机的样式了？那在月球的降落可真的是科幻级了 ...

有点那个意思。

作者: liuqing098 时间: 2014-2-3 15:26
晨大真牛！马年我们看好你的文章！

作者: akboz 时间: 2014-2-3 15:40
神舟应该不是完全的弹道式返回, 飞船返回舱本身也是产生一部分升力的. 并用其实现减速.弹道式返回是第一代东方号飞船使用的返回方式.

作者: 猫元帅 时间: 2014-2-3 17:20
这种方式可以应用于载人吗？

作者: 我不是海洋 时间: 2014-2-3 18:49
晨大讲的太专业，只看明白一小部分。送花祝新年快乐

作者: code_abc 时间: 2014-2-3 19:03
这个意思好像说NMD要打回去重新设计了？

作者: nettman 时间: 2014-2-3 20:33
本帖最后由 nettman 于 2014-2-4 10:03 编辑

【转帖】补晨兄最后一个图的注释

：
http://bbs.meyet.com/forum.php?m ... 8&authorid=5651
JF12这个测试5-9倍音速的爆轰激波风洞还不是吹高超音速飞行器气动外形的风洞，如果是，那么怎么解释中国这次试验的CHTV2的所谓的10倍音速呢？
新闻小编有几个巨大的认知误区，对一般军迷也就算了，10倍音速已经够骇人，人家美国还20倍呢。
其实是瞎掰。
发射高超音速飞行器的运载火箭每秒7.8公里，这个7.8公里可不是我胡侃，举例为证：中国的快舟是可以发射卫星的，这谁都知道，但是要把卫星送入地球的低轨道，必须达到第一宇宙速度，这是常识。而第一宇宙速度就是7.8公里，算成马赫数就是24马赫！！！
我们前面已经在军坛首次披露，快舟就是加了一级的东风21，快舟就是三级的东风21，快舟可以将卫星送入地球的低轨道必须要具备第一宇宙速度，对吧？哈哈！
问题来了，中国的高超音速飞行器在进入太空的爬升段已经可以达到每秒7.8公里，也就是24马赫，比美国的那个20马赫还高出4马赫！
新闻里传的美国在20马赫失败和中国10马赫成功，在速度理解上就是错误的。正确的理解应该是，美国是在进入大气层后在20马赫时失败的，中国是在由24马赫逐渐减为20马赫、15马赫、10马赫后成功的。
说白了，就是美国在“打水漂”的第一个漂就失败了，而中国完成了逐渐减速的N个“水漂”的全过程！！！！
如果我们弄明白了，心里真是别提多高兴了，娘XP！真解气！
高兴的还不止这些哦！
前面我们说了，中国的JF12爆轰风洞小编理解有误区，比如，一般会误以为这个风洞是测试外形的，可人家明明说的是模拟带发动机工作的高超声速一体化试验
所以，JF12的真正值得高兴的事就是它是测试高超音速飞行器的“冲压发动机”的。
有人会说，这算球啥，人家老毛子的“不拉猫屎”（布拉莫斯）早就2.5-3倍音速了，呵呵！这个误区就大了，不拉猫屎是叫冲压发动机，但是中国的JF-12风洞试验是“超燃冲压发动机”，这里面有天壤之别。技术上差出十万八千里。当今世界，真正的神器就是这个“超燃冲压发动机”。
所谓“超燃冲压发动机”翻译过来就是“超高音速条件下燃烧的冲压发动机”，科学家图省事简称“超燃冲压发动机”。
而超高音速指的是在大气层内5马赫以上的速度。
不过，超燃冲压发动机也有个巨大的“毛病”，就是必须在高超音速，也就是5倍音速的条件下才能启动。而现在的冲压发动机就是使出吃奶的劲也达不到4马赫（音速）。
这个我们先不去管它了，就说JF-12风洞的使命就是试验超燃冲压发动机，而且“明显优于国外的类似风洞”。这说明我们在未来的高超音速武器和高超音速无人，进而在有人高超音速飞行器的研发上上已经先拔头筹！
说到这里，那个10倍和20倍的新闻算是解析完了，美国的那个20倍音速应该整明白了吧？用不着脑筋急转弯，我们就应该明白，中国的10倍是从24倍、20倍、15倍过渡过来的，这个10倍要比那个20倍值钱的多。
咱们有首歌“今儿老百姓真高兴”，咱们得高兴到点儿上，瞎JB高兴，打酱油的高兴那不是真高兴！
嘿嘿！
我画了个图上说的很清楚，看图！
http://img.meyet.com/forum/201402/03/124418ptnvdzznddi1sfkq.jpg

作者: 晨枫 时间: 2014-2-3 22:14

akboz 发表于 2014-2-3 01:40 + V: s2 X1 }. t
神舟应该不是完全的弹道式返回, 飞船返回舱本身也是产生一部分升力的. 并用其实现减速.弹道式返回是第一代 ...

这点升力“不算数”，你说的就是平坦底部产生的这点压缩升力吧？对减速的作用很少，主要作用还是激波隔热。

作者: 晨枫 时间: 2014-2-3 22:14

猫元帅发表于 2014-2-3 03:20
# ~) o6 L9 f2 d5 u n6 E8 U这种方式可以应用于载人吗？

应该可以。

作者: 晨枫 时间: 2014-2-3 22:15

code_abc 发表于 2014-2-3 05:03 " y/ z P( r+ P+ k: A; [
这个意思好像说NMD要打回去重新设计了？

那也未必，只是NND不能只针对纯弹道导弹或者带有限变轨的弹道导弹了。

作者: 晨枫 时间: 2014-2-3 22:22
本帖最后由晨枫于 2014-2-3 08:40 编辑

nettman 发表于 2014-2-3 06:33
: Y1 t6 H8 I4 X S4 x, a2 c补晨兄最后一个图的注释：
. b1 Z& @+ a2 V1 B6 X( Y6 Fhttp://bbs.meyet.com/forum.php?m ... amp;page=1218&a ...

多谢补充。正是这么个意思。不过中国超燃冲压世界领先，这话说得太满了。澳大利亚和美国已经进入试飞了。尽管不尽成功，但已经是另一个境界了。

悄悄问一句：是刀口老大本人吗？倒履相迎啊！

作者: akboz 时间: 2014-2-4 00:08
找到新华社的一篇报道和航天科技的一篇科普文章

新华网内蒙古四子王旗１０月１６日电（记者李宣良）我国载人航天工程着陆场系统总设计师侯鹰在接受新华社记者采访时指出，与世界其他国家载人航天器起步时采取弹道式返回方式不同，我国神舟号飞船从一开始就使用起点较高的升力再入方式返回。

侯鹰介绍说，对于在近地轨道上运行的航天器，最简单的返回方法是利用地球高层稀薄大气的微弱阻力使航天器运行轨道自然降低，然后进入稠密大气层以实现返回，即轨道衰减法返回。采用这种方法返回虽然简单，但很难预计着陆时间和位置，而且需要很长的制动时间，因此只是在载人航天的初期，在发生故障无法实现航天器的强制返回时，作为一种备用的应急返回方案。

“目前世界上航天器返回都是应用变轨的原理，强制航天器脱离原来运行轨道再入地球大气层实现返回，即采用直接进入法返回。根据航天器气动特性和轨道特征，直接进入法返回分为弹道再入和升力再入两种方式。”侯鹰介绍说，“弹道再入是指航天器进入大气层运动时只产生阻力不产生升力，或虽产生升力但对升力大小和方向不加控制。采用这种再入方式的航天器称为弹道式再入航天器。前苏联和美国早期的载人飞船都是采用弹道再入方式返回。弹道再入会带来很大的制动过载，航天员的安全系数小。我国神舟号飞船一起步就采用了更为先进的升力再入返回方式。”

侯鹰说，升力再入是指航天器进入大气层运动时产生一定可控制的升力，航天器在升力作用下会沿滑翔式轨道或跳跃式轨道滑行，从而缓和减速过程，使最大制动过载减小和热流峰值降低。通过升力控制，航天器还具备一定机动能力，因而能提高落点精度，甚至可在预定场地水平着陆。我国神舟号飞船的这种升力再入返回方式，既保证了飞船的精确返回，又保护了航天员的生命安全。

神舟号飞船返回舱是怎样产生升力的？
日期：2011/08/26 字体：【大】【中】【小】
　　航天飞机在返回地面时主要靠机翼产生升力，这与飞机在飞行中产生升力的原理是一样的。可是神舟号飞船的返回舱并没有“翼”，它又是靠什么产生升力的呢？

　　飞船的返回舱是一头大、一头小的钟形外形。

　　返回舱返回地面时是采取大头朝前飞的姿态。为了使神舟号飞船返回舱能产生一定的升力，设计人员对返回舱的结构和仪器设备的安装部位作了精心设计，并采用增加一定配重块的方式，使得返回舱的质心不在返回舱的纵轴上，而是与纵轴偏离一个δ的距离（下图），同时将质心配置在返回舱气动力中心之前的一定位置。

　　

　　
　　返回舱以配平攻角飞行时的气动力和航天员位置图
V——飞行速度；R——气动力合力；L和D——升力和阻力；

　　N和T——法向力和轴向力；M——气动力矩；atr——配平攻角；

　　Φ——气动力合力与人背的夹角；Ψ——气动力合力与返回舱纵轴的夹角；

　　δ——质心偏离纵轴的距离；Xa，Xg——气动力中心和质心坐标

　　返回舱在再入大气层的过程中，作用在返回舱上的空气对返回舱产生压力，这些压力可以合成一个对返回舱任何一点的一个力和一个力矩。但是在返回舱上有这样一个点，对该点求合力时只有力R，而没有力矩（即力矩为零），这个点就叫气动力中心。设返回舱的飞行速度为V，V和返回舱纵轴的夹角是α，称作攻角。如果在某一攻角αtr下产生的空气动力R正好在质心与气动力中心的连线的延长线方向，那么作用在返回舱上的就只有空气动力R而没有空气动力力矩（气动力矩M=0），那么αtr就称为配平攻角。在此状态下，理论上不需要有作用在返回舱上的其他力矩，飞船就可以保证在配平攻角状态下飞行。空气动力R可以分解为沿速度V反方向的力D和垂直于V方向的力L，D被称为阻力，L被称为升力。图中的升力L是在纸面内的，如能控制返回舱绕速度矢量V旋转，则可以控制作用在返回舱上的升力的水平分量和铅垂分量的大小和方向，这样就可以控制返回舱的再入轨道，使返回舱的再入过载峰值不大于4g，并控制返回舱下降至20千米左右高度的停控点的地理位置。

作者: 晨枫 时间: 2014-2-4 00:31

akboz 发表于 2014-2-3 10:08 : b( p/ l; K- e1 P% C$ B: x
找到新华社的一篇报道和航天科技的一篇科普文章' Z/ I9 h: j' S( @: q' o; L
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新华网内蒙古四子王旗１０月１６日电（记者李宣良）我国载 ...

这个升力和助推-滑翔的升力是两个概念的东西。这好比子弹在弹道飞行时也有一点上扬产生的气动升力一样，但在本质上依然是弹道飞行。

作者: nettman 时间: 2014-2-4 10:07

晨枫发表于 2014-2-3 22:22
6 _3 j3 ^' n2 i! l多谢补充。正是这么个意思。不过中国超燃冲压世界领先，这话说得太满了。澳大利亚和美国已经进入试飞了。 ...

读中学的时候一直关注航空航天这块（航空知识、国际航空看了不少），当时看到的都是国际怎么这么，现在不知道是不是开了金手指，中国航空航天开始井喷了

。
已晨枫兄一直写的F35为例，沈飞的歼31在总体设计上应该已经超过F35了（当然，在基础的动力、电子、材料方面应该还是有相当差距的，不过相对系统优势而言，歼31还是有优势的）

。

作者: 晨枫 时间: 2014-2-4 10:10

nettman 发表于 2014-2-3 20:07
, Q6 X* K# y, b+ C n r: H0 E读中学的时候一直关注航空航天这块（航空知识、国际航空看了不少），当时看到的都是国际怎么这么，现在不 ...

歼31和F-35还不好说到底谁更厉害，可能要看什么任务。不过不管怎么说，中国战斗机与西方和俄罗斯的最先进战斗机已经是在可比的层次了。20-30年前，根本是不可比的，就像现在人们看伊朗战斗机与西方的差距一样。

作者: 得大自在 时间: 2014-2-5 04:43

晨枫发表于 2014-2-3 22:22
$ u8 B+ V) _0 _7 w% y. z多谢补充。正是这么个意思。不过中国超燃冲压世界领先，这话说得太满了。澳大利亚和美国已经进入试飞了。 ...

不过中国超燃冲压世界领先，这话说得太满了。澳大利亚和美国已经进入试飞了。

什么？澳州也能干这个？

我以为他们只能挖挖坑放放羊呢

作者: skygrass 时间: 2014-2-7 12:12
可喜可贺！

作者: 天天士兵 时间: 2014-2-7 19:49
叹为观止，不明觉厉

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