【戰爭雷霆——拆包漢化】2.36.0.16的氣動模型改動
原作者:Reddit用戶flamewreathed
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若有錯誤,歡迎批評斧正。
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有些句子因為沒調語序所以看起來會有點怪,請見諒
注意是測試服第一個版本的內容
九六式四號艦戰:
飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.7
添加了引擎滅火系統
零戰二一型,零戰一一型,二式水戰,A6M2 mod. 22,零戰三二型:
更新了氣動模型代碼格式
添加了引擎滅火系統
試製烈風,烈風一一型,天山一一型,天山一二型,天山一二型甲,九九艦爆一一型,彗星一一型,彗星一二型,彗星三三型,雷電一一型,雷電二一型:
添加了引擎滅火系統
波士頓 Mk I,Br.693AB2,掠奪者(所有),D.371,D.373,D.500,D.501,D.520,DB-7,IAR-81C,浩劫 Mk I,馬丁 167A-3,M.B.152C1,P.63-1:
引擎滅火系統現在自動啟動
D.521:
飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.75
引擎滅火系統現在自動啟動
Do 17 E-1,Fw 200 C-1,H6K4,Ki-49-I(所有):飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.7
Pandora Mk.1:飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.71
Do 217 J(所有),深山,漢普登 TB Mk I,Ju-87 B-2,Ju-87 R-2,Pe-2(所有),Pe-3(所有):飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.65
Ju-87(所有):添加了座艙艙蓋控制
葉-2(所有):飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.67
波-2 夜魔女:飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.68
F4F(所有),米格-3,Night Fighter Mk. 2,P-43A-1:飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.75
震電,拉格-3-1,拉格-3-8,拉格-3-29,XP-55:飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.8
雅克-9P,雅克-9U,雅克-9UT:飛斷速度(馬赫數)從M0.73增加到M0.78
復仇者 Mk II:
更新了氣動模型代碼格式
副翼最大有效速度從360 km/h減少到300 km/h
方向舵最大有效速度從360 km/h減少到220 km/h
升降舵最大有效速度從303 km/h減少到220 km/h
副翼舵效損失係數從3.0減少到1.2
升降舵舵效損失係數從2.0增加到2.3
控制面開始損失舵效的速度均更低,俯仰性能隨速度增加下降更快,滾轉性能下降更慢
襟翼展開的最大速度增加
飛斷速度從583 km/h增加到612 km/h
飛斷速度(馬赫數)從M1.1減少為M0.63
機翼斷裂過載改動,從[19.18G,-19.18G]改為[7.34G,-3.19G]在最小油量以及無掛載時
燃油消耗係數50%節流閥時從0.24減少到0.23
燃油消耗係數100%節流閥時從0.28增加到0.29
燃油消耗係數加力時從0.3增加到0.31
完全重做了螺旋槳空氣動力學特性
採用新格式編寫,包含了一些以前沒有類似物的變量,因此不詳細展開
F-4EJ,F-4EJ Kai:
1號油箱不再為自封油箱
F-4J:
襟翼收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.67減少到0.65
根據不同攻角,阻力系數不同的增加,導致盤旋性能降低
整體來說 ~0.5 deg/s降低的迴轉率
F-8E,F-8E (FR):
襟翼收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.68減少到0.65
根據不同攻角,阻力系數不同的增加,導致盤旋性能降低
~0.4deg/s降低的穩盤率
襟翼完全展開時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.68減少到0.65
根據不同攻角,阻力系數不同的增加,導致盤旋性能降低
F7F-1:
略微降低了加力系數,從1.175改為1.17
冷卻速度加快
F7F-3:
略微增加了加力系數,從1.26改為1.29
冷卻速度加快
F8F(所有):
略微降低了加力系數,從1.293改為1.26
F7F(所有),F8F(所有):
調整了發動機功率以更準確的對應圖表(現實?),調整了加力時不同增壓器檔位的進氣壓
作者:我還沒有仔細研究過如何計算螺旋槳飛機的動力和推力,因為我正在研究計算他們的轉彎性能,所以現在不能給出完整的細節。
添加了新的F-15C 的氣動模型,用於Improved Baz和F-15C MSIP II,與F-15A的區別有:
機翼強度略微降低,為15.86 G或-5.33 G,在最小油量以及無掛載時
升降舵偏轉角,在2000m:
在1000-1900 km/h時,負向的升降舵偏轉角會更小
基礎推力值為6140 kgf,vs 6070 kgf
用繪製高度-推力圖的形式來呈現對比,相較於文字這樣或許也更直觀:(略,想看的話請移步原文,鏈接見評論區)
空重重1.1t,13470 kg vs 12380 kg
總油量增加了5t,到15t
添加了F-15J Kai的氣動模型,與F-15J的相同
F-16A(所有):
襟翼完全展開或收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.64
根據不同攻角,阻力系數不同的略微增加,導致盤旋性能降低
~0.1-0.2 deg/s盤旋性能最大損失,對氣動性能有微弱影響
海平面處的推力:
400 km/h時,從10220變為10170 kgf
600 km/h時,從11550變為10870 kgf
800 km/h時,從12600變為11930 kgf
添加了新的比利時F-16A氣動模型,與block 15 ADF的相同
F-16C,F-16D Barak II:移除了引擎滅火系統
F-20:添加了4個外掛油箱,總油量從2t改為3.5t
F-5(所有):添加了4個外掛油箱,總油量從1.7t改為3.1t (F-5A,C) / 1.9t改為3.3t (F-5E)
Fw 190 A(所有):Added new step for cooling at 217℃,在220℃到217℃之間冷卻速度更快,但217℃到215℃之間更慢
添加了殲-11A的氣動模型,與殲-11的相同
殲-7II,殲-7D,米格-21(所有):
襟翼收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.7減少到0.67
根據攻角不同,阻力系數不同的增加,導致盤旋性能降低
添加了新的米格-21 Bison的氣動模型,與米格-21bis的相同
殲-7E:
襟翼收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.75減少到0.72
根據攻角不同,阻力系數不同的增加,導致盤旋性能降低
~0.4deg/s穩盤率最大損失
殲-8B,殲-8F:添加了3個可拋副油箱,共計2.4t,總油量從4.3t增加到6.7t
美洲虎(所有):
添加了3個可拋副油箱,共計2.9t,總油量從3.2t增加到6.1t
殲轟-7A:添加了3個可拋副油箱,共計3.4t,總油量從6.5t增加到9.9t
Ki-100:更新了氣動模型格式
米格-23,米格-27(所有,除了MLD):
機翼,0%後掠程度時:
展弦比從3.0增加到4.0
力臂縱座標(長度?)從2.4增加到2.5
略微降低滾轉速度,橫滾穩定性增加
襟翼收起時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.87
升力係數的線性係數從0.074增加到0.085
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
升力係數的線性係數與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小,從Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1:[0.015,0.01] -> [-0.0,0.15]
俯仰力矩減小,從Mach 0.6到Mach 1.1:[0.0,0.01] -> [0.0,0.11]
零速度升力係數從0.05增加到0.08
正向臨界攻角從18.5增加到19.5
臨界攻角時的升力係數從1.2減少到1.05
零升阻力系數從0.0068增加到0.01
襟翼完全展開時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.85
升力係數的線性係數從0.074增加到0.098
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
升力係數的線性係數與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小,從Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1:[0.015,0.01] -> [-0.0,0.15]
俯仰力矩減小,從Mach 0.6到Mach 1.1:[0.0,0.01] -> [0.0,0.11]
零速度升力係數從0.3增加到0.22
正向臨界攻角從19.5減少到17.5
負向臨界攻角從-16.0減少為-14.0
零升阻力系數從0.08減少到0.06
機翼,50%後掠程度時:
翼展從11.5減少到11.0
展弦比從3.0增加到4.0
力臂縱座標(長度?)從2.1增加到2.25
略微降低滾轉速度,橫滾穩定性增加
襟翼收起時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.75減少到0.65
升力係數的線性係數從0.05增加到0.073
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小,從Mach 0.6到Mach 1.1:[0.0,-0.05] -> [0.0,-0.0]
零速度升力係數從0.05減少到0.02
臨界攻角時的升力係數從1.1減少到1.05
零升阻力系數從0.0068增加到0.01
襟翼展開200%時(什麼鬼???)
奧斯瓦爾德效率因子數從0.75減少到0.65
升力係數的線性係數從0.05增加到0.073
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小,從Mach 0.6 到Mach 1.1:[0.0,-0.05] -> [0.0,-0.0]
正向臨界攻角從22.5減少到21.5
零升阻力系數從0.08減少到0.075
機翼,100%後掠程度時:
展弦比從3.0增加到4.0
力臂縱座標(長度?)從1.6增加到1.9
略微降低滾轉速度,橫滾穩定性增加
襟翼收起時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.62
升力係數的線性係數從0.036增加到0.048
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩增加,從Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1:[0.0,-0.15] -> [0.0,-0.18]
俯仰力矩減小,從Mach 0.6到Mach 1.1以及更高:[0.0,-0.15] -> [0.0,-0.05]
正向臨界攻角從39.0減少到35.0
負向臨界攻角從-21.0增加到-24.0
零升阻力系數從0.0069增加到0.075
襟翼完全展開時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.62
升力係數的線性係數從0.036增加到0.048
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小,從Mach 0.6到Mach 1.1以及更高:[0.0,-0.15] -> [0.0,-0.05]
正向臨界攻角從34.0增加到35.0
負向臨界攻角從-11.0增加到-22.0
正向臨界攻角時的升力係數從1.2減少到1.1
負向臨界攻角時的升力係數從-0.7增加到-0.5
零升阻力系數從0.0069增加到0.075
相比上面的機翼,以下結構參數改動對氣動性能的影響較小
機身:
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.94改為0.82
最大值時的馬赫數從0.99改為1.1
係數最大值從1.7改為1.6
零升阻力系數從0.0074增加到0.011
整體來說阻力增加
平尾:
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.92改為0.82
係數最大值從2.5改為1.5
垂尾:
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.92改為0.82
係數最大值從2.5改為1.8
升降舵偏轉角
750-900 km/h時,向上偏轉限制(即飛機向下俯,後同)從70%改為60%
900-2500 km/h時,向上偏轉限制從80%改為70%
極限下俯性能降低
一些其他的米格系列飛機的特有的改動:
米格-23BN:
機翼,0%後掠程度時:
機翼斷裂過載從13.2 G,-4.59 G減少為11.86 G,-4.51 G,在最小油量以及無掛載時
米格-23M:
升降舵偏轉角
1500-2500 km/h時,向下偏轉限制(即飛機向上仰,後同)從70%改為60%,以及向上偏轉限制從80%改為70%
2500 km/h及以上時,向上偏轉限制從80%改為70%
1500-2500 km/h之間的極限上仰性能降低,1500+ km/h時極限下俯性能降低
米格-23ML,MLA:
機翼,0%後掠程度時:
機翼斷裂過載從14.45 G,-5.22 G減少為12.19 G,-4.53 G,在最小油量以及無掛載時
升降舵偏轉角
750-900 km/h時,向上偏轉限制從70%改為60%
900-1500 km/h時,向下偏轉限制從80%改為75%,以及向上偏轉限制從70%改為65%
1500-2500 km/h時,向下偏轉限制從70%改為60%,以及向上偏轉限制從80%改為70%
2500 km/h及以上時,向上偏轉限制從80%改為70%
900-2500 km/h之間的極限上仰性能略微降低,750+ km/h時的極限下俯性能降低
米格-23MLD:
機翼,0%後掠程度時:
總翼面積從38.5 m^2減少為34.5 m^2
襟翼收起時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.84
襟翼完全展開時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.82
After critical angle decline coefficient 從0.01增加到0.03
零速度升力係數從0.3減少到0.25
零升阻力系數從0.08減少到0.06
機翼斷裂過載從14.45 G,-5.22 G減少為12.19 G,-4.53 G,在最小油量以及無掛載時
機翼,50%後掠程度時:
總翼面積從38.5 m^2減少為34.5 m^2
正向臨界攻角從31.5減少到26.5
機翼,100%後掠程度時:
總翼面積從38.5 m^2減少為34.5 m^2
升降舵偏轉角
750-900 km/h時,向上偏轉限制從70%改為60%
900-1500 km/h時,向下偏轉限制從80%改為75%向下偏轉程度 and 從70%改為65%向上偏轉程度
1500-2500 km/h時,偏轉限制從70%改為60%向下偏轉程度 and 從80%改為70%向上偏轉程度
2500 km/h及以上時,向上偏轉限制從80%改為70%
900-2500 km/h時極限上仰性能略微降低,750+ km/h時極限下俯性能降低
整體來說,大部分米格-23(取決於具體型號)機翼完全展開時的穩盤率減少了大約2-4 °/s,瞬盤性能也有所削弱
幻影2000(所有):
襟翼收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.74減少到0.61
根據不同攻角,阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.6改為0.3
最大值時的馬赫數從1.1改為0.9
係數最大值從1.1改為0.72
阻力系數的線性係數從-0.05改為0.02
阻力系數上限值從0.2改為1.2
俯仰力矩減小,從M0到M0.1再到M0.3:[-0.0,-0.08] -> [-0.0,-0.06]
俯仰力矩減小,從M0.3到M0.5:[-0.0,-0.08] -> [-0.0,-0.04]
非常輕微的俯仰力矩增加,從M0.5到M0.95:[0.0,-0.0] -> [0.0,-0.005]
非常輕微的俯仰力矩增加,從M0.95+:[0.0,-0.0] -> [0.0,-0.002]
從靜止到M0.5之間的瞬盤性能弱化,而M0.5以上速度時的瞬盤性能略微強化
襟翼完全展開時的機翼(我知道你們想說他沒襟翼):
奧斯瓦爾德效率因子數從0.68減少到0.59
根據不同攻角,阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.6改為0.3
最大值時的馬赫數從1.1改為0.9
係數最大值從1.1改為0.72
阻力系數的線性係數從-0.05改為0.02
阻力系數上限值從0.2改為1.2
俯仰力矩減小,從M0到M0.1到M0.3:[-0.0,-0.08] -> [-0.0,-0.06]
俯仰力矩減小,從M0.3到M0.5:[-0.0,-0.08] -> [-0.0,-0.04]
非常輕微的俯仰力矩增加,從M0.5到M0.95:[0.0,-0.0] -> [0.0,-0.005]
非常輕微的俯仰力矩增加,從M0.95+:[0.0,-0.0] -> [0.0,-0.002]
從靜止到M0.5之間的瞬盤性能弱化,而M0.5以上速度時的瞬盤性能略微強化
相比上面的機翼,以下結構參數改動對氣動性能的影響較小
平尾:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.025增加到0.5
根據不同攻角,阻力系數不同的減少
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從2.0改為1.1
橫滾靈敏度參數調整
M0.7時,靈敏度從70%改為60%
M0.9時,靈敏度從60%改為50%
上兩個速度之間時的滾轉性能略微劣化
升降舵偏轉角
最大偏轉角減小,從+/-6°改為+/-5°
650-1200 km/h時,偏轉限制從60%改為45%向下偏轉程度
1200-1400 km/h時,從60%增加到70%向上偏轉程度
2100+ km/h時,從40%增加到45%向下偏轉程度
650-1400 km/h之間的上仰偏轉更受限制,(並不完全意味著機動變差),1200+ km/h時的下附偏轉限制略微減少
方向舵靈敏度從0.35減少到0.27
方向舵舵效弱化
整體來說低速下的穩盤性能有所弱化,最大削弱了3°/s,但高速下的迴轉性能有所強化,大概1-3°/s
添加了新的幻影5BA氣動模型,與幻影5的氣動模型大致相同,僅多一個外部油箱
幻影5(所有):添加了1個新內部油箱,總內油量增加到2.4t
N1K2-J:
更新了氣動模型代碼格式
空重增加,從2949 kg改為3125 kg
Changed CoG coordinates,從[-0.172016,-0.128462,0.00666832]改為[-0.02,0.0,0.0]
重製了燃油分佈
P-38K:更新了氣動模型代碼格式
JA-37,AJ-37(所有):
襟翼收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.55減少到0.48
根據不同攻角,阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從0.7改為0.8
阻力系數的線性係數從0.05改為0.02
襟翼完全展開時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.6
根據不同攻角,阻力系數不同的增加
整體來說穩盤性能有所弱化,大約1-1.5°/s
J-35(所有):
襟翼收起時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.5減少到0.42
根據不同攻角,阻力系數不同的增加
Coefficient of drag Mach multiplier critical Mach number changed 從0.9改為0.89
零升阻力系數將會從M0.9而不是M0.89開始變化
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.15改為0.2
最大值時的馬赫數從0.4改為0.6
係數最大值從0.7改為0.9
阻力系數的線性係數從0.1改為0.02
阻力系數上限值從1.0改為2.0
襟翼完全展開時的機翼:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.5減少到0.42
根據不同攻角,阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.15改為0.2
最大值時的馬赫數從0.4改為0.6
係數最大值從0.7改為0.9
阻力系數的線性係數從0.1改為0.02
阻力系數上限值從1.0改為2.0
整體來說穩盤性能有所弱化,最多削弱了4°/s
添加了海鷂FA. 2的氣動模型,與鷂GR.7相同
蘇-17(所有),蘇-22(所有):
機翼,0%後掠程度時:
襟翼收起時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.73減少到0.7
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
襟翼完全展開時:(原文這就是空的,估計是忘了寫)
添加了50%後掠檔位
機翼,100%後掠程度時:
襟翼收起時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.63
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
襟翼完全展開時:
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.63
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
零速度升力係數從0.02增加到0.08
負向臨界攻角時的升力係數從-0.65增加到-0.6
相比上面的機翼,以下結構參數改動對氣動性能的影響較小
平尾:
Critical Cl 與馬赫數的關係曲線調整
阻力系數的線性係數從0.5改為-0.05
臨界攻角與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從0.65改為0.95
阻力系數的線性係數從-0.1改為-0.02
Elevator deflection sensitivity at M1.5 從80%增加到90%
M1.5時的俯仰性能略微強化
1200 km/h時的加力推力增加,從13200 kgf改為13750 kgf(除了蘇-22M3)
蘇-17M2:
機翼,100%後掠程度,襟翼收起時:
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從2.4改為2.2
機身:
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
最大值時的馬赫數從0.99改為1.1
蘇-22M3,蘇-22UM3K:
機翼,100%後掠程度時:
襟翼完全展開時:
正向臨界攻角時的升力係數從0.88增加到0.95
零升阻力系數從0.07減少到0.069
無法就轉向性能的變化給出具體數字
添加了新的蘇-27SM氣動模型,除了比現有的蘇-27重400kg外沒有區別
Ta-154A:
升降舵舵效損失從470 km/h開始, at 2.2 compression power
舵效會在更低的速度開始損失,隨速度增加損失略微加快
機翼:
Spin Cd gain 從0.08增加到0.03
迴轉時的阻力變大
Moment arm vertical coordinate從0.12改為0.11
滾轉率略微上升
平尾:
升力係數的線性係數從0.03增加到0.06
失速後的升力係數從+/-0.45增加到+/-0.85
攻角大於正向臨界迎角時的升力增加,大於負向臨界迎角時的升力係數減少
臨界攻角時的升力係數從+/-0.5增加到+/-0.9
攻角大於正向臨界迎角時的升力增加,大於負向臨界迎角時的升力係數減少
添加了狂風F.3後期型的氣動模型,除了多3個外部油箱外與狂風F.3並無不同
Gaijin hallucinations in changelogs:
P-39N changes in one of the major updates some while ago
NEW: Gripen nerf (please in next dev update gaijin)(沒看懂)