跨音速機(jī)動(dòng)性與超音速性能是飛機(jī)設(shè)計(jì)中地一對(duì)傳統(tǒng)的矛盾

1、跨音速機(jī)動(dòng)性與超音速性能是飛機(jī)設(shè)計(jì)中的一對(duì)傳統(tǒng)矛盾，即前者 需要大展弦比、小后掠角和較大的機(jī)翼相對(duì)厚度；而后者則需要小展弦比、大后掠角和較小的機(jī)翼相對(duì)厚度，兩者很難兼顧。第三代戰(zhàn)斗機(jī)在經(jīng)過(guò)多方探討后，采用了放寬縱向靜安定性余度、采用中等后掠角、中 等展弦比機(jī)翼、機(jī)翼變彎裝置等措施成功地解決了這一對(duì)矛盾。但四代機(jī)由于強(qiáng)調(diào)超音速巡航（發(fā)動(dòng)機(jī)在最大狀態(tài)的情況下，可以 1.5以上M數(shù)飛行30分鐘），對(duì)飛機(jī)超音速阻力特性的要求更加苛刻 （要 求超音速阻力更小，這里涉及到飛機(jī)的展弦比、后掠角、機(jī)翼相對(duì)厚度 以及機(jī)身切面等指標(biāo)）；對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性所要求的低速最大升力系數(shù)特性 （對(duì)的飛機(jī)展弦比、后掠角、機(jī)翼相對(duì)厚

2、度等指標(biāo)呈現(xiàn)出與超音速性能 完全相反的技術(shù)要求），也呈現(xiàn)出與超音速阻力特性更大的設(shè)計(jì)矛盾。美國(guó)憑借強(qiáng)大的發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，采取常規(guī)設(shè)計(jì)方案，即常規(guī)氣動(dòng)布局、 中等后驚角（40%）、小展弦比（2.35）、前緣襟翼等技術(shù)，較好地解決這 一難題（即在總體布局不影響跨音速機(jī)動(dòng)性能的前提下，飛機(jī)的推重比 又能滿足超音速巡航的要求）。但中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)落后美國(guó)三十年，以 中國(guó)目前的發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，采用傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，是無(wú)法解決亞跨音速機(jī)動(dòng) 性要求的升阻比與超音速巡航性能要求的阻力特性方面的巨大矛盾。亞跨音速升阻比決定飛機(jī)的最大航程和盤旋性能，因此，中國(guó)四代機(jī)對(duì)亞跨音速升阻比的要求是絕對(duì)不會(huì)低于三代機(jī)的；然而，由于四代機(jī)

3、比三代機(jī)多了一個(gè)超音速巡航的要求即發(fā)動(dòng)機(jī)在最大狀態(tài)下，飛機(jī)可以保持M1.5的速度飛行），這就使得超音速巡航的阻力特性設(shè)計(jì)，成為 中國(guó)四代機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)的臨界點(diǎn)，即在氣動(dòng)外型和發(fā)動(dòng)機(jī)推重比確定的條件下，為滿足四代機(jī)超音速巡航阻力特性的需求（最少要達(dá)到軍方 的最低要求1. XM數(shù)），必須在某些方面犧牲亞跨音速升阻比對(duì)飛機(jī)氣 動(dòng)設(shè)計(jì)的要求。中國(guó)四代機(jī)的機(jī)翼采用了 50度后掠角、以及比F-22A 還要小的展弦比（大后掠角、小展弦比的氣動(dòng)布局通常對(duì)超音速阻力特 性較好，但對(duì)低速度最大升力特性和亞跨音速升阻特性不利），就是立足中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)條件，滿足四代機(jī)超音速巡航阻力特性的設(shè)計(jì)臨界點(diǎn) , 但這種在設(shè)計(jì)上

4、對(duì)超音速阻力特性做出的讓步，并不能說(shuō)服中國(guó)軍方同意降低對(duì)四代機(jī)亞跨音速升阻特性的要求；這種不可調(diào)合的設(shè)計(jì)矛盾表 明，繼續(xù)遵循美國(guó)的設(shè)計(jì)思路研制四代機(jī)是行不通的，這就迫使中國(guó)四代機(jī)的設(shè)計(jì)者只能放棄美國(guó)常規(guī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的成功經(jīng)驗(yàn)（俄羅斯發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)強(qiáng)于中國(guó)，所以俄羅斯的四代機(jī)在經(jīng)歷一翻艱難的探索后又回到 追循美國(guó)設(shè)計(jì)思路的老路，當(dāng)然也有一些局部創(chuàng)新，但總體布局依然離 不開(kāi)美國(guó)的影響），另行尋找新的解決途徑，走自己的路。由于中國(guó)一直存在發(fā)動(dòng)機(jī)方面的弱點(diǎn)，中國(guó)在研制三代機(jī)時(shí)，已尋求新的氣動(dòng)布局（鴨翼）來(lái)解決跨音速機(jī)動(dòng)性能與超音速性能方面的矛 盾，而且，在機(jī)翼前緣翼襟的氣動(dòng)效率方面已經(jīng)發(fā)揮到了極限，因此，

5、 殲-10氣動(dòng)布局亦不能滿足中國(guó)四代機(jī)的要求。成飛設(shè)計(jì)所又提出進(jìn)一步放寬縱向靜安定度來(lái)提升最大升力系數(shù)。 成飛的研究表明，飛機(jī)的縱向靜安定度由三代機(jī)的3%進(jìn)一步放寬到10%可產(chǎn)生可觀的升阻特性收益， 改善跨音速、超音速升阻特性和低速 最大升力系數(shù)；但缺點(diǎn)是會(huì)增大大迎角時(shí)的低頭控制負(fù)擔(dān)和飛控系統(tǒng)的 復(fù)雜程度，所以只能適可而止。進(jìn)一步放寬縱向靜安定度的嘗試，在權(quán) 衡利弊后的總收益增量仍不能滿足四代機(jī)對(duì)亞跨音速升阻特性的要求。為此，成飛將研究重點(diǎn)放到鴨翼布局的進(jìn)一步創(chuàng)新。世界航空技術(shù)已證實(shí)，正常布局的飛機(jī)采用升力體布局，在增升方面，取得了良好的效果。但至今為止，還沒(méi)有采用一種鴨翼布局的戰(zhàn)斗 機(jī)采用了

6、升力體布局，這不是沒(méi)有人認(rèn)識(shí)到升力體布局的巨大優(yōu)勢(shì)，而 是鴨翼布局飛機(jī)一般要遵循鴨翼空間位置高于機(jī)翼的設(shè)計(jì)要求，只有這樣才能通過(guò)鴨翼對(duì)機(jī)翼的下洗， 使用其脫體渦之間產(chǎn)生有利的耦合來(lái)增 加升力系數(shù)。而升力體布局從總體上難以滿足這一要求 （升力體設(shè)計(jì)鴨 翼與機(jī)翼基本處于同一水平位置）。被超音速巡航阻力特性這個(gè)設(shè)計(jì)臨界點(diǎn)逼上絕路的成飛，只能選擇鴨翼升力體的試驗(yàn)，以求打開(kāi)一條新的通道。在試驗(yàn)中成飛發(fā)現(xiàn)，采用升力體的邊條鴨式布局飛機(jī)，只要鴨翼、 邊條、機(jī)翼的距離、安裝角等等適當(dāng)，盡管鴨翼的增升效果會(huì)有所 降低，但總體的升力特性優(yōu)于沒(méi)有采用升力體的鴨式布局飛機(jī)，這一重大發(fā)現(xiàn)令中國(guó)四代機(jī)的設(shè)計(jì)者興奮不已！進(jìn)

7、一步的研究表明：采用升力體邊條翼鴨式布局的飛機(jī)，其升力特性不僅來(lái)自鴨翼、前邊條和機(jī)翼脫體渦之間的縱向耦合，而且與左右脫 體渦的有利干擾有關(guān)，而正是后者在機(jī)身上誘導(dǎo)出相當(dāng)可觀的升力，為 升力特性的改善作出了巨大的貢獻(xiàn)。更為令人振奮的是，采用升力體邊條翼鴨式布局布局， 還可以選擇更小的展弦比，這無(wú)疑可以減輕發(fā)動(dòng)機(jī)性能方面的壓力。成飛在試驗(yàn)中 發(fā)現(xiàn)，采用升力體邊條翼鴨式布局，在大迎角條件下，升力體邊條翼鴨 式布局飛機(jī)的升力主要集中在機(jī)身和內(nèi)側(cè)機(jī)翼上，在適當(dāng)降低機(jī)翼展弦比后，最大升力系數(shù)出現(xiàn)不降反升的現(xiàn)象，這一發(fā)現(xiàn)著實(shí)驚人！在常規(guī)氣動(dòng)布局下，超音速阻力特性、低速最大升力特性和亞跨音 速升阻特性是一對(duì)傳

8、統(tǒng)的矛盾體，飛機(jī)機(jī)翼形態(tài)對(duì)超音速阻力特性的影 響最為顯著，小展弦比、大后掠角機(jī)翼的超音速阻力特性較好，但對(duì)低 速最大升力系數(shù)和亞跨音速阻力特性相當(dāng)不利。比如米格-21，后掠角57度、展弦比2.22，其超音速性能相當(dāng)好，低速性能就比較差。但在升力體邊條翼鴨式布局時(shí)， 這一對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的傳統(tǒng)矛盾 體，竟然在一定程度上成為了統(tǒng)一體！這個(gè)新發(fā)現(xiàn)，使采用升力體邊條 翼鴨式布局的飛機(jī)可以選擇比常規(guī)氣動(dòng)布局更小的展弦比（對(duì)提升低速性能的設(shè)計(jì)臨界點(diǎn)相當(dāng)有利），而且低速性能比常規(guī)氣動(dòng)布局更好。這 一重大發(fā)現(xiàn)使發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)相對(duì)比較落后的國(guó)家，有可能立足現(xiàn)有技術(shù)， 兼顧飛機(jī)超音速性能和低速大迎角性能，制造出成本更

9、低的四代機(jī)。成飛在航空氣動(dòng)方面的一系列重大新發(fā)現(xiàn)， 不僅為中國(guó)四代機(jī)的成 功奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)；也為人類的航空事業(yè)做出了巨大的貢獻(xiàn) ！這也 是中國(guó)航空人第一次由航空技術(shù)的模仿者變成了創(chuàng)新者和領(lǐng)跑者。亞跨音速度與超音速巡航升阻特性的矛盾解決了，接下來(lái)就是低速大迎角的控制問(wèn)題，這涉及到四代機(jī)的非常規(guī)機(jī)動(dòng)性能。F- 22的大迎角控制和過(guò)失速機(jī)動(dòng)，主要是通過(guò)矢量發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)完成，但成飛在這方面對(duì)自己的要求很高。 他們提出中國(guó)四代機(jī)的大迎角控制 要能夠保證在矢量機(jī)構(gòu)失效后， 飛機(jī)能夠從過(guò)失速迎角范圍內(nèi)安全恢復(fù) （這在很大程度上考慮了中國(guó)矢量發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的可靠性）。所以他們將大迎角飛行的非常規(guī)氣動(dòng)力控制裝置列

10、入研究計(jì)劃。傳統(tǒng)的觀念認(rèn)為，鴨翼的失速迎角為 35度，這是以色列人提出來(lái) 的，后來(lái)為各國(guó)所重視，法國(guó)的陣風(fēng)就將最大迎角限制在28度，中國(guó)的殲-10則限制在26度，所以航空界一般以為在大迎角性能方面，鴨 翼不如常規(guī)布局，因?yàn)轼喴淼氖儆窍拗屏锁喴淼拇笥切阅?。然而，在過(guò)失速飛行中，中國(guó)試飛員確發(fā)現(xiàn)另一種現(xiàn)象，即殲-10的大迎角控制性能遠(yuǎn)超過(guò)蘇-27（即殲-10在飛眼鏡蛇機(jī)動(dòng)時(shí)的角度超過(guò) 了蘇-27）。這一信息最早由雷強(qiáng)披露，但受到持有傳統(tǒng)觀念網(wǎng)友的廣泛 質(zhì)疑。成飛的研究成果，證明的雷強(qiáng)的說(shuō)法。他們的研究報(bào)告提出：根據(jù) 俯仰控制面相對(duì)于飛機(jī)重心的前后位置，飛機(jī)低頭的控制力分為兩類： 一類是加載類

11、，即位于飛機(jī)重心之后的控制面，如平尾、后緣襟翼等， 需要通過(guò)增加升力來(lái)產(chǎn)生低頭控制力距；一類是卸載類，即位于飛機(jī)重心 之前的控制面，如鴨翼，是通過(guò)減小升力來(lái)產(chǎn)生低頭控制力距。在大迎 角條件下，翼面產(chǎn)生的升力系數(shù)趨向飽和，所以加載類控制面的低頭控 制能力也趨向飽和，這是常規(guī)布局大迎角控制力的一個(gè)天生的無(wú)法克服 的缺點(diǎn)。而卸載類控制面（鴨翼）才是大迎角下有效的低頭控制裝置。中 國(guó)四代機(jī)的非常規(guī)（鴨翼）氣動(dòng)布局，使中國(guó)的四代機(jī)天生就享有大迎角 低頭控制的優(yōu)勢(shì)?？紤]到四代機(jī)綜合增升效果和低頭控制能力的需求，中國(guó)四代機(jī)的鴨翼面積放大到了 XX %量級(jí)、鴨翼的最大偏度達(dá)到-x>%。這一設(shè)計(jì)使 中國(guó)的

12、四代機(jī)擁有了比殲-10更為優(yōu)秀的大迎角飛行性能，也使中國(guó)四 代機(jī)大迎角飛行的非常規(guī)氣動(dòng)力控制裝置遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于F-22和T50。機(jī)動(dòng)性能的設(shè)計(jì)問(wèn)題解決了，四代機(jī)進(jìn)入了隱身設(shè)計(jì)與氣動(dòng)設(shè)計(jì)的 融合。這里只介紹一個(gè)典型的例子。出于側(cè)向隱身的需要，飛機(jī)的垂直尾翼必須向內(nèi)或向外傾斜，已將從水平方向入射的雷達(dá)電磁波從其它方向反射掉，這種隱身的技術(shù)需 要，促使設(shè)計(jì)者必須采用雙垂尾。但雙垂尾會(huì)損失最大升力系數(shù)，最大 可損失0.4的量級(jí)。這對(duì)于想盡辦法提升升力系數(shù)的設(shè)計(jì)者而言，是個(gè) 相當(dāng)不利的壞消息。由于垂尾的不利影響是與改善升力措施聯(lián)系在一起的，所以很難從根源上杜絕。一般可采用調(diào)整垂尾面積、位置、傾斜角、安裝位置將

13、不 利影響降到最低。但調(diào)整傾斜角和安裝角又受到最佳隱身效果的影響， 必須服從隱身的需求。所以，比較可行的還是整垂尾面積和位置。成飛 的研究表明，減小垂尾面積和采用無(wú)垂尾布局，是一個(gè)值得研究的方向。 但鑒于無(wú)垂尾需要解決的技術(shù)難點(diǎn)比較多，成飛選擇了減小垂尾面積的 方式。受飛機(jī)方向安定性的影響，垂尾面積是無(wú)法進(jìn)一步的縮小，唯一的 方式是采用全動(dòng)式垂尾，這樣可將垂尾的相對(duì)面積降低一半左右；但垂尾 過(guò)小會(huì)影響飛機(jī)的方向安定性，特別是大M數(shù)和大迎角飛行狀態(tài)下影響更大。所以為維持飛機(jī)的方向安定性， 一般全動(dòng)式雙垂尾的相對(duì)面積 也有個(gè)極限，不可能無(wú)限度的減小。據(jù)成飛的介紹，經(jīng)過(guò)優(yōu)化后的全動(dòng)式雙垂尾垂直尾翼，

14、對(duì)最大升力系數(shù)的不利影響降低到了 0.1的量級(jí)，同時(shí)還大大減輕了雙垂直尾的結(jié) 構(gòu)重量（至少減輕了尾翼的結(jié)構(gòu)重量 40%以上）。成飛對(duì)四代機(jī)最大升力系數(shù)的渴求和設(shè)計(jì)上的斤斤計(jì)較，使中國(guó)的四代機(jī)具備了最優(yōu)秀的亞跨音速機(jī)動(dòng)性能。成飛在四代機(jī)的設(shè)計(jì)中，除了相當(dāng)重視飛機(jī)的亞跨音速性能外，對(duì)超音速阻力特性的優(yōu)化也相當(dāng)重視，除了在機(jī)翼設(shè)計(jì)中選擇有利于超音 速阻力特性的大后掠角、小展弦比、小的機(jī)翼相對(duì)厚度外，也盡一切可 能優(yōu)化飛機(jī)的超音速阻力特性。比如采用了較長(zhǎng)的機(jī)身（甚至不惜犧牲 結(jié)構(gòu)重量對(duì)推重比的影響），又比如采用全動(dòng)式垂直尾翼和 DSI進(jìn)氣道 等（通過(guò)減輕結(jié)構(gòu)重量來(lái)提升推重比，盡最大可能減少發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣

15、損 失等）。還有一個(gè)未加證實(shí)的消息，即中國(guó)四代機(jī)的進(jìn)氣道采用了可調(diào) 節(jié)的DSI進(jìn)氣道，這對(duì)于進(jìn)一步提升飛機(jī)的超音速性能無(wú)疑是相當(dāng)重要 的。也說(shuō)明成飛在四代機(jī)設(shè)計(jì)中的技術(shù)創(chuàng)新，達(dá)到了空前絕后的高度。今天，當(dāng)我們以喜悅的心情審視這架完全與群不同的四代機(jī)時(shí)，可 曾知道，成飛的設(shè)計(jì)人員在技術(shù)落后的情況下，為了攀登世界氣動(dòng)學(xué)的 顛峰所付出的一切嗎？他們的付出是完全有價(jià)值的，在他們的努力下， 中國(guó)的四代機(jī)當(dāng)之無(wú)愧地攀上了世界航空界氣動(dòng)學(xué)的頂峰，達(dá)到“會(huì)當(dāng)凌絕頂，一覽眾山小”的境界！1月11日，中國(guó)四代機(jī)成功首飛，這是一個(gè)值得紀(jì)念的日子，它標(biāo)志著中國(guó)航空事業(yè)進(jìn)入世界三強(qiáng)。 但是，我們?cè)诟吲d的同時(shí)也要看到， 中國(guó)的四代機(jī)，是一架包含著太多技術(shù)創(chuàng)新的飛機(jī)，至今為止，還沒(méi)有 那個(gè)國(guó)家一次性將這么多新技術(shù)融入一架飛