跨音速机动性与超音速性能是飞机设计中的一对传统矛盾.docx

跨音速机动性与超音速性能是飞机设计中的一对传统冲突，即前者需要大展弦比、小后掠角和较大的机翼相对厚度;而后者则需要小展弦比、大后掠角和较小的机翼相对厚度，两者很难兼顾。第三代战斗机在经过多方探讨后，承受了放宽纵向静安定性余度、承受中等后掠角、中等展弦比机翼、机翼变弯装置等措施成功地解决了这一对冲突。但四代机由于强调超音速巡航(发动机在最大状态的状况下，可以1.5 以上 M 数飞行30 分钟)，对飞机超音速阻力特性的要求更加苛刻(要求超音速阻力更小，这里涉及到飞机的展弦比、后掠角、机翼相对厚度以及机身切面等指标);对飞机机动性所要求的低速最大升力系数特性 (对的飞机展弦比、后掠角、机翼相对厚度等指标呈现出与超音速性能完全相反的技术要求)，也呈现出与超音速阻力特性更大的设计冲突。美国凭借强大的发动机技术，实行常规设计方案，即常规气动布局、中等后惊角(40%)、小展弦比(2.35)、前缘襟翼等技术，较好地解决这 一难题(即在总体布局不影响跨音速机动性能的前提下，飞机的推重比 又能满足超音速巡航的要求)。但中国发动机技术落后美国三十年，以 中国目前的发动机技术，承受传统设计方案，是无法解决亚跨音速机动性要求的升阻比与超音速巡航性能要求的阻力特性方面的巨大冲突。亚跨音速升阻比打算飞机的最大航程和盘旋性能，因此，中国四代机对亚跨音速升阻比的要求是确定不会低于三代机的;然而，由于四代机比三代机多了一个超音速巡航的要求即发动机在最大状态下，飞机可以保持 M1.5 的速度飞行)，这就使得超音速巡航的阻力特性设计，成为中国四代机总体气动设计的临界点，即在气动外型和发动机推重比确定的条件下，为满足四代机超音速巡航阻力特性的需求(最少要到达军方 的最低要求 1.×M 数)，必需在某些方面牺牲亚跨音速升阻比对飞机气动设计的要求。中国四代机的机翼承受了 50 度后掠角、以及比 F-22A 还要小的展弦比(大后掠角、小展弦比的气动布局通常对超音速阻力特 性较好，但对低速度最大升力特性和亚跨音速升阻特性不利)，就是立 足中国发动机技术条件，满足四代机超音速巡航阻力特性的设计临界点, 但这种在设计上对超音速阻力特性做出的让步，并不能说服中国军方同意降低对四代机亚跨音速升阻特性的要求;这种不行调合的设计冲突表 明，连续遵循美国的设计思路研制四代机是行不通的，这就迫使中国四代机的设计者只能放弃美国常规气动布局设计的成功阅历(俄罗斯发动 机技术强于中国，所以俄罗斯的四代机在经受一翻困难的探究后又回到追循美国设计思路的老路，固然也有一些局部创，但总体布局照旧离不开美国的影响)，另行查找的解决途径，走自己的路。由于中国始终存在发动机方面的弱点，中国在研制三代机时，已寻求的气动布局(鸭翼)来解决跨音速机动性能与超音速性能方面的矛 盾，而且，在机翼前缘翼襟的气动效率方面已经发挥到了极限，因此， 歼-10 气动布局亦不能满足中国四代机的要求。成飞设计所又提出进一步放宽纵向静安定度来提升最大升力系数。成飞的争论说明，飞机的纵向静安定度由三代机的 3%进一步放宽到 10% 可产生可观的升阻特性收益，改善跨音速、超音速升阻特性和低速最大升力系数;但缺点是会增大大迎角时的低头把握负担和飞控系统的简洁程度，所以只能适可而止。进一步放宽纵向静安定度的尝试，在权衡利弊后的总收益增量仍不能满足四代机对亚跨音速升阻特性的要求。为此，成飞将争论重点放到鸭翼布局的进一步创。世界航空技术已证明，正常布局的飞机承受升力体布局，在增升方面，取得了良好的效果。但至今为止，还没有承受一种鸭翼布局的战斗机承受了升力体布局，这不是没有人生疏到升力体布局的巨大优势，而是鸭翼布局飞机一般要遵循鸭翼空间位置高于机翼的设计要求，只有这样才能通过鸭翼对机翼的下洗，使用其脱体涡之间产生有利的耦合来增加升力系数。而升力体布局从总体上难以满足这一要求(升力体设计鸭翼与机翼根本处于同一水平位置)。被超音速巡航阻力特性这个设计临界点逼上绝路的成飞，只能选择鸭翼升力体的试验，以求翻开一条的通道。在试验中成飞觉察，承受升力体的边条鸭式布局飞机，只要鸭翼、边条、机翼的距离、安装角等等适当，尽管鸭翼的增升效果会有所降低，但总体的升力特性优于没有承受升力体的鸭式布局飞机，这一重大觉察令中国四代机的设计者兴奋不已!进一步的争论说明承受升力体边条翼鸭式布局的飞机，其升力特性不仅来自鸭翼、前边条和机翼脱体涡之间的纵向耦合，而且与左右脱体涡的有利干扰有关，而正是后者在机身上诱导出相当可观的升力，为升力特性的改善作出了巨大的奉献。更为令人兴奋的是，承受升力体边条翼鸭式布局布局，还可以选择更小的展弦比，这无疑可以减轻发动机性能方面的压力。成飞在试验中觉察，承受升力体边条翼鸭式布局，在大迎角条件下，升力体边条翼鸭式布局飞机的升力主要集中在机身和内侧机翼上，在适当降低机翼展弦比后，最大升力系数消灭不降反升的现象，这一觉察着实惊人!在常规气动布局下，超音速阻力特性、低速最大升力特性和亚跨音速升阻特性是一对传统的冲突体，飞机机翼形态对超音速阻力特性的影响最为显著，小展弦比、大后掠角机翼的超音速阻力特性较好，但对低速最大升力系数和亚跨音速阻力特性相当不利。比方米格-21，后掠角57 度、展弦比 2.22，其超音速性能相当好，低速性能就比较差。但在升力体边条翼鸭式布局时，这一对飞机气动设计中的传统冲突体，竟然在确定程度上成为了统一体!这个觉察，使承受升力体边条翼鸭式布局的飞机可以选择比常规气动布局更小的展弦比(对提升低速性能的设计临界点相当有利)，而且低速性能比常规气动布局更好。这一重大觉察使发动机技术相比照较落后的国家，有可能立足现有技术， 兼顾飞机超音速性能和低速大迎角性能，制造出本钱更低的四代机。成飞在航空气动方面的一系列重大觉察，不仅为中国四代机的成功奠定了坚实的技术根底;也为人类的航空事业做出了巨大的奉献!这 也是中国航空人第一次由航空技术的仿照者变成了创者和领跑者。 亚跨音速度与超音速巡航升阻特性的冲突解决了，接下来就是低速大迎角的把握问题，这涉及到四代机的格外规机动性能。F- 22 的大迎角把握和过失速机动，主要是通过矢量发动机来完成，但成飞在这方面对自己的要求很高。他们提出中国四代机的大迎角把握要能够保证在矢量机构失效后，飞机能够从过失速迎角范围内安全恢复(这在很大程度上考虑了中国矢量发动机技术的牢靠性)。所以他们将大迎角飞行的格外规气动力把握装置列入争论打算。传统的观念认为，鸭翼的失速迎角为 35 度，这是以色列人提出来的，后来为各国所重视，法国的阵风就将最大迎角限制在 28 度，中国的歼-10 则限制在 26 度，所以航空界一般以为在大迎角性能方面，鸭翼不如常规布局，由于鸭翼的失速迎角限制了鸭翼的大迎角性能。然而，在过失速飞行中，中国试飞员确觉察另一种现象，即歼-10 的大迎角把握性能远超过苏-27(即歼-10 在飞眼镜蛇机动时的角度超过了苏-27)。这一信息最早由雷强披露，但受到持有传统观念网友的广泛质疑。成飞的争论成果，证明的雷强的说法。他们的争论报告提出依据俯仰把握面相对于飞机重心的前后位置，飞机低头的把握力分为两类一类是加载类，即位于飞机重心之后的把握面，如平尾、后缘襟翼等， 需要通过增加升力来产生低头把握力距;一类是卸载类，即位于飞机重心之前的把握面，如鸭翼，是通过减小升力来产生低头把握力距。在大迎角条件下，翼面产生的升力系数趋向饱和，所以加载类把握面的低头把握力气也趋向饱和，这是常规布局大迎角把握力的一个天生的无法抑制的缺点。而卸载类把握面(鸭翼)才是大迎角下有效的低头把握装置。中国四代机的格外规(鸭翼)气动布局，使中国的四代机天生就享有大迎角低头把握的优势。考虑到四代机综合增升效果和低头把握力气的需求，中国四代机的鸭翼面积放大到了××%量级、鸭翼的最大偏度到达-××%。这一设计使中国的四代机拥有了比歼-10 更为优秀的大迎角飞行性能，也使中国四代机大迎角飞行的格外规气动力把握装置远远优于 F-22 和 T50。机动性能的设计问题解决了，四代机进入了隐身设计与气动设计的融合。这里只介绍一个典型的例子。出于侧向隐身的需要，飞机的垂直尾翼必需向内或向外倾斜，已将从水平方向入射的雷达电磁波从其它方向反射掉，这种隐身的技术需 要，促使设计者必需承受双垂尾。但双垂尾会损失最大升力系数，最大可损失 0.4 的量级。这对于想尽方法提升升力系数的设计者而言，是个相当不利的坏消息。由于垂尾的不利影响是与改善升力措施联系在一起的，所以很难从根源上杜绝。一般可承受调整垂尾面积、位置、倾斜角、安装位置将不利影响降到最低。但调整倾斜角和安装角又受到最正确隐身效果的影响， 必需听从隐身的需求。所以，比较可行的还是整垂尾面积和位置。成飞的争论说明，减小垂尾面积和承受无垂尾布局，是一个值得争论的方向。但鉴于无垂尾需要解决的技术难点比较多，成飞选择了减小垂尾面积的方式。受飞机方向安定性的影响，垂尾面积是无法进一步的缩小，唯一的方式是承受全动式垂尾，这样可将垂尾的相对面积降低一半左右;但垂尾过小会影响飞机的方向安定性，特别是大 M 数和大迎角飞行状态下影响更大。所以为维持飞机的方向安定性，一般全动式双垂尾的相对面积也有个极限，不行能无限度的减小。据成飞的介绍，经过优化后的全动式双垂尾垂直尾翼，对最大升力系数的不利影响降低到了 0.1 的量级，同时还大大减轻了双垂直尾的构造重量(至少减轻了尾翼的构造重量 40%以上)。成飞对四代机最大升力系数的渴求和设计上的斤斤计较，使中国的四代机具备了最优秀的亚跨音速机动性能。成飞在四代机的设计中，除了相当重视飞机的亚跨音速性能外，对超音速阻力特性的优化也相当重视，除了在机翼设计中选择有利于超音速阻力特性的大后掠角、小展弦比、小的机翼相对厚度外，也尽一切可能优化飞机的超音速阻力特性。比方承受了较长的机身(甚至不惜牺牲构造重量对推重比的影响)，又比方承受全动式垂直尾翼和 DSI 进气道等(通过减轻构造重量来提升推重比，尽最大可能削减发动机的进气损失等)。还有一个未加证明的消息，即中国四代机的进气道承受了可调整的 DSI 进气道，这对于进一步提升飞机的超音速性能无疑是相当重要的。也说明成飞在四代机设计中的技术创，到达了空前绝后的高度。今日，当我们以喜悦的心情打量这架完全与群不同的四代机时，可曾知道，成飞的设计人员在技术落后的状况下，为了攀登世界气动学的颠峰所付出的一切吗?他们的付出是完全有价值的，在他们的努力下， 中国的四代机当之无愧地攀上了世界航空界气动学的顶峰，到达“会当凌绝顶，一览众山小”的境地!1 月 11 日，中国四代机成功首飞，这是一个值得纪念的日子，它标志着中国航空事业进入世界三强。但是，我们在愉快的同时也要看到，中国的四代机，是一架包含着太多技术创的飞机，至今为止，还没有那个国家一次性将这么多技术融入一架飞机之中，升力体边条翼鸭式布局、可调整式DSI 进气道、全动式垂直尾翼、大迎角飞行格外规气动力把握装置、隐身性能等等，这些技术、制造能否到达试验室的标准值，还需要经过实践的检验，还需要在试飞中不断修正和完善。可以预料的是，由于承载了太多的技术、创经觉察，中国四代机的试飞将是一个极为困难和漫长的过程，其试飞的难度也将远远超过歼-10、F-22 和 T50。我们期盼中国四代机的试飞早日成功!我们祝福试飞员早日将这架饱含技术人员心血和创型高技术的四代机送入战斗部队!