跨音速機動性與超音速性能是飛機設(shè)計中地一對傳統(tǒng)的矛盾

1、實用標準文案跨音速機動性與超音速性能是飛機設(shè)計中的一對傳統(tǒng)矛盾，即前者需要大展弦比、小后掠角和較大的機翼相對厚度;而后者則需要小展弦比、大后掠角和較小的機翼相對厚度，兩者很難兼顧。第三代戰(zhàn)斗機在經(jīng)過多方探討后，采用了放寬縱向靜安定性余度、采用中等后掠角、中等展弦比機翼、機翼變彎裝置等措施成功地解決了這一對矛盾。但四代機由于強調(diào)超音速巡航(發(fā)動機在最大狀態(tài)的情況下，可以1.5 以上 M 數(shù)飛行 30 分鐘 )，對飛機超音速阻力特性的要求更加苛刻(要求超音速阻力更小，這里涉及到飛機的展弦比、后掠角、機翼相對厚度以及機身切面等指標 );對飛機機動性所要求的低速最大升力系數(shù)特性(對的飛機展弦比、后掠角

2、、機翼相對厚度等指標呈現(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)計矛盾。美國憑借強大的發(fā)動機技術(shù)， 采取常規(guī)設(shè)計方案， 即常規(guī)氣動布局、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動性能的前提下，飛機的推重比又能滿足超音速巡航的要求 )。但中國發(fā)動機技術(shù)落后美國三十年，以中國目前的發(fā)動機技術(shù)， 采用傳統(tǒng)設(shè)計方案， 是無法解決亞跨音速機動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的最大航程和盤旋性能，因此，中國四代機對亞跨音速升阻比的要求是絕對不會低于三代

3、機的;然而，由于四代機比三代機多了一個超音速巡航的要求即發(fā)動機在最大狀態(tài)下， 飛機可以保持 M1.5 的速度飛行 )，這就使得超音速巡航的阻力特性設(shè)計，成為中國四代機總體氣動設(shè)計的臨界點， 即在氣動外型和發(fā)動機推重比確定精彩文檔實用標準文案的條件下，為滿足四代機超音速巡航阻力特性的需求 (最少要達到軍方的最低要求 1. M數(shù))，必須在某些方面犧牲亞跨音速升阻比對飛機氣動設(shè)計的要求。 中國四代機的機翼采用了 50 度后掠角、以及比 F-22A 還要小的展弦比 (大后掠角、小展弦比的氣動布局通常對超音速阻力特性較好，但對低速度最大升力特性和亞跨音速升阻特性不利)，就是立足中國發(fā)動機技術(shù)條件， 滿足

4、四代機超音速巡航阻力特性的設(shè)計臨界點 , 但這種在設(shè)計上對超音速阻力特性做出的讓步， 并不能說服中國軍方同意降低對四代機亞跨音速升阻特性的要求 ;這種不可調(diào)合的設(shè)計矛盾表明，繼續(xù)遵循美國的設(shè)計思路研制四代機是行不通的， 這就迫使中國四代機的設(shè)計者只能放棄美國常規(guī)氣動布局設(shè)計的成功經(jīng)驗 (俄羅斯發(fā)動機技術(shù)強于中國， 所以俄羅斯的四代機在經(jīng)歷一翻艱難的探索后又回到追循美國設(shè)計思路的老路，當然也有一些局部創(chuàng)新，但總體布局依然離不開美國的影響 )，另行尋找新的解決途徑，走自己的路。由于中國一直存在發(fā)動機方面的弱點，中國在研制三代機時， 已尋求新的氣動布局 (鴨翼 )來解決跨音速機動性能與超音速性能方面

5、的矛盾，而且，在機翼前緣翼襟的氣動效率方面已經(jīng)發(fā)揮到了極限，因此，殲-10 氣動布局亦不能滿足中國四代機的要求。成飛設(shè)計所又提出進一步放寬縱向靜安定度來提升最大升力系數(shù)。成飛的研究表明，飛機的縱向靜安定度由三代機的3% 進一步放寬到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) ;但缺點是會增大大迎角時的低頭控制負擔和飛控系統(tǒng)的精彩文檔實用標準文案復(fù)雜程度，所以只能適可而止。進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對亞跨音速升阻特性的要求。為此，成飛將研究重點放到鴨翼布局的進一步創(chuàng)新。世界航空技術(shù)已證實，正常布局的飛機采用升力體布

6、局， 在增升方面，取得了良好的效果。但至今為止，還沒有采用一種鴨翼布局的戰(zhàn)斗機采用了升力體布局，這不是沒有人認識到升力體布局的巨大優(yōu)勢，而是鴨翼布局飛機一般要遵循鴨翼空間位置高于機翼的設(shè)計要求， 只有這樣才能通過鴨翼對機翼的下洗， 使用其脫體渦之間產(chǎn)生有利的耦合來增加升力系數(shù)。而升力體布局從總體上難以滿足這一要求 (升力體設(shè)計鴨翼與機翼基本處于同一水平位置 )。被超音速巡航阻力特性這個設(shè)計臨界點逼上絕路的成飛， 只能選擇鴨翼升力體的試驗，以求打開一條新的通道。在試驗中成飛發(fā)現(xiàn)，采用升力體的邊條鴨式布局飛機，只要鴨翼、邊條、機翼的距離、安裝角等等適當 ，盡管鴨翼的增升效果會有所降低，但總體的升力

7、特性優(yōu)于沒有采用升力體的鴨式布局飛機 ，這一重大發(fā)現(xiàn)令中國四代機的設(shè)計者興奮不已 !進一步的研究表明采用升力體邊條翼鴨式布局的飛機， 其升力特性不僅來自鴨翼、 前邊條和機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)，而正是后者在機身上誘導(dǎo)出相當可觀的升力，為升力特性的改善作出了巨大的貢獻。更為令人振奮的是， 采用升力體邊條翼鴨式布局布局，還可以選擇精彩文檔實用標準文案更小的展弦比，這無疑可以減輕發(fā)動機性能方面的壓力。成飛在試驗中發(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的升力主要集中在機身和內(nèi)側(cè)機翼上，在適當降低機翼展弦比后，最大升力系數(shù)出現(xiàn)不降反升的現(xiàn)

8、象，這一發(fā)現(xiàn)著實驚人!在常規(guī)氣動布局下， 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傳統(tǒng)的矛盾體， 飛機機翼形態(tài)對超音速阻力特性的影響最為顯著，小展弦比、大后掠角機翼的超音速阻力特性較好，但對低速最大升力系數(shù)和亞跨音速阻力特性相當不利。比如米格-21 ，后掠角57 度、展弦比 2.22 ，其超音速性能相當好，低速性能就比較差。但在升力體邊條翼鴨式布局時，這一對飛機氣動設(shè)計中的傳統(tǒng)矛盾體，竟然在一定程度上成為了統(tǒng)一體!這個新發(fā)現(xiàn)，使采用升力體邊條翼鴨式布局的飛機可以選擇比常規(guī)氣動布局更小的展弦比(對提升低速性能的設(shè)計臨界點相當有利 )，而且低速性能比常規(guī)氣動布局更好。這一重大發(fā)現(xiàn)使

9、發(fā)動機技術(shù)相對比較落后的國家，有可能立足現(xiàn)有技術(shù)，兼顧飛機超音速性能和低速大迎角性能，制造出成本更低的四代機。成飛在航空氣動方面的一系列重大新發(fā)現(xiàn)， 不僅為中國四代機的成功奠定了堅實的技術(shù)基礎(chǔ) ;也為人類的航空事業(yè)做出了巨大的貢獻 !這也是中國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， 接下來就是低速大迎角的控制問題，這涉及到四代機的非常規(guī)機動性能。F- 22 的大迎角控制和過失速機動， 主要是通過矢量發(fā)動機來完成，精彩文檔實用標準文案但成飛在這方面對自己的要求很高。他們提出中國四代機的大迎角控制要能夠保證在矢量機構(gòu)失效后，飛機能夠從過失速

10、迎角范圍內(nèi)安全恢復(fù)(這在很大程度上考慮了中國矢量發(fā)動機技術(shù)的可靠性)。所以他們將大迎角飛行的非常規(guī)氣動力控制裝置列入研究計劃。傳統(tǒng)的觀念認為，鴨翼的失速迎角為35 度，這是以色列人提出來的，后來為各國所重視，法國的陣風就將最大迎角限制在28 度，中國的殲 -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，因為鴨翼的失速迎角限制了鴨翼的大迎角性能。然而，在過失速飛行中，中國試飛員確發(fā)現(xiàn)另一種現(xiàn)象，即殲 -10 的大迎角控制性能遠超過蘇 -27( 即殲 -10 在飛眼鏡蛇機動時的角度超過了蘇 -27) 。這一信息最早由雷強披露，但受到持有傳統(tǒng)觀念網(wǎng)友的廣泛質(zhì)疑。成飛

11、的研究成果，證明的雷強的說法。他們的研究報告提出根據(jù)俯仰控制面相對于飛機重心的前后位置，飛機低頭的控制力分為兩類一類是加載類，即位于飛機重心之后的控制面，如平尾、后緣襟翼等，需要通過增加升力來產(chǎn)生低頭控制力距;一類是卸載類，即位于飛機重心之前的控制面，如鴨翼，是通過減小升力來產(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天生的無法克服的缺點。而卸載類控制面(鴨翼 )才是大迎角下有效的低頭控制裝置。中國四代機的非常規(guī) (鴨翼 )氣動布局，使中國的四代機天生就享有大迎角低頭控制的優(yōu)勢。精彩文檔實用標準文案考慮

12、到四代機綜合增升效果和低頭控制能力的需求，中國四代機的鴨翼面積放大到了%鴨量翼級的、最大偏度達到- %這。一設(shè)計使中國的四代機擁有了比殲-10 更為優(yōu)秀的大迎角飛行性能，也使中國四代機大迎角飛行的非常規(guī)氣動力控制裝置遠遠優(yōu)于F-22 和 T50 。機動性能的設(shè)計問題解決了，四代機進入了隱身設(shè)計與氣動設(shè)計的融合。這里只介紹一個典型的例子。出于側(cè)向隱身的需要，飛機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)計者必須采用雙垂尾。但雙垂尾會損失最大升力系數(shù)，最大可損失 0.4 的量級。這對于想盡辦法提升升力系數(shù)的設(shè)計者而言，是個相當不利的壞消

13、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垂尾布局， 是一個值得研究的方向。但鑒于無垂尾需要解決的技術(shù)難點比較多， 成飛選擇了減小垂尾面積的方式。受飛機方向安定性的影響，垂尾面積是無法進一步的縮小，唯一的方式是采用全動式垂尾， 這樣可將垂尾的相對面積降低一半左右 ;但垂尾過小會影響飛機的方向安定性，特別是大 M 數(shù)和大迎角飛行狀態(tài)下影響更大。所以為維持飛機的

14、方向安定性， 一般全動式雙垂尾的相對面積精彩文檔實用標準文案也有個極限，不可能無限度的減小。據(jù)成飛的介紹， 經(jīng)過優(yōu)化后的全動式雙垂尾垂直尾翼， 對最大升力系數(shù)的不利影響降低到了 0.1 的量級，同時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 )。成飛對四代機最大升力系數(shù)的渴求和設(shè)計上的斤斤計較， 使中國的四代機具備了最優(yōu)秀的亞跨音速機動性能。成飛在四代機的設(shè)計中， 除了相當重視飛機的亞跨音速性能外，對超音速阻力特性的優(yōu)化也相當重視， 除了在機翼設(shè)計中選擇有利于超音速阻力特性的大后掠角、小展弦比、小的機翼相對厚度外，也盡一切可能優(yōu)化飛機的超音速阻力特性。比如采用了較

15、長的機身 (甚至不惜犧牲結(jié)構(gòu)重量對推重比的影響 )，又比如采用全動式垂直尾翼和 DSI 進氣道等(通過減輕結(jié)構(gòu)重量來提升推重比，盡最大可能減少發(fā)動機的進氣損失等 )。還有一個未加證實的消息，即中國四代機的進氣道采用了可調(diào)節(jié)的 DSI 進氣道，這對于進一步提升飛機的超音速性能無疑是相當重要的。也說明成飛在四代機設(shè)計中的技術(shù)創(chuàng)新，達到了空前絕后的高度。今天，當我們以喜悅的心情審視這架完全與群不同的四代機時，可曾知道，成飛的設(shè)計人員在技術(shù)落后的情況下，為了攀登世界氣動學的顛峰所付出的一切嗎 ?他們的付出是完全有價值的，在他們的努力下，中國的四代機當之無愧地攀上了世界航空界氣動學的頂峰， 達到“會當凌絕頂，一覽眾山小”的境界 !1 月 11 日，中國四代機成功首飛，這是一個值得紀念的日子，它精彩文檔實用標準文案標志著中國航空事業(yè)進入世界三強。但是，我們在高興的同時也要看到，中國的四代機，是一架包含著太多技術(shù)創(chuàng)新的飛機，至今為止，還沒有那個國家一次性將這么多新技術(shù)融入一架飛機