第四代战斗机的总体布局

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　　第四代战斗机性能对飞机总体布局的要求早已成定论，美军将其归结为隐身性、超音速巡航、超机动性、超信息优势。这四项特点基本为军事界所接受，成为衡量四代机研制的标尺和设计四代机的一个基本框架。
　　这四项性能，除了“超信息优势”与总体布局关系不大，其它三项都是和战斗机的总体布局紧密相关的，对战斗机的总体布局提出了约束性的要求。
　　
　　隐身性
　　
　　傅：隐身性是四代机“先敌发现、先敌发射、先敌摧毁”优势的保证之一，是最基本的要求。例如F-35没有超音速巡航能力，也被称为四代机；但是如果一架战斗机有其它三项特征而没有隐身性，则很难被视为四代机。四代机的气动布局不是从气动性能最优化这一目标去考虑，而是要戴着“隐身性”枷锁跳舞。这体现了四代机总体设计的最高难度。
　　林：第四代战斗机所采用的是继F-117和B-2之后的第三代隐身技术，在不过度损失机动性和飞行速度的情况下实现隐身。雷达隐身主要包括外形隐身和材料隐身，其中外形隐身设计占主要地位。通过总体布局、占位或遮挡等减少或抑制强散射源，将主要能量散射方向移出重点方位角。
　　根据已出现的几型四代机特征，可总结出满足隐身设计的几项规律。
　　比如，采用消除或减弱能够成角反射器的外形布局。飞机上平面相交的直角，如机身／机冀、机身／尾翼、机身／进气道的结合处有角反射器的作用，雷达信号很强。消除角反射器的措施有：采用翼身融合体、用倾斜式双垂尾代替直立式单垂尾等。传统的机身侧面和机翼垂直，通过加厚机翼根部厚度，将机翼圆滑过渡到机身，使机翼机身融为一体，消除传统机身和机翼形成的角反射器，可有效降低飞机的RCS。飞机的垂尾在侧向是一个强反射。内倾式双垂尾间距较小时气动效率较差，如要求垂尾间距较大对战斗机又难于实现，此外采用外倾式双垂尾时，驾驶员后上方的视界优于内倾式双垂尾，因此空战型飞机宜采用外倾式双垂尾。一般倾角在25°～30°之间，F-22的双垂尾向外倾斜28°。
　　傅：再如，将飞机上各种反射边缘，如机翼、尾翼的前缘、后缘、翼尖、机身两侧的棱边、进气道唇口、口盖、起落架护板等设计为少数几个平行的方向，使所有边缘的雷达散射波集中形成少数几个固定的、非重要方向的反射波束，其它方向反射波很弱。
　　还有，基本都采用菱形机翼，而且采用各翼面前缘平行的设计。菱形机翼的特点是前缘后掠，后缘前掠。雷达波遇到介质的交界面易产生散射，当遇到菱形机翼的前缘时，主要向两侧反射，遇到机翼后缘时，也向两侧反射。而第二、三代战斗机常用的机翼后缘是平直的，会将雷达波一百八十度反射回去，使得机头方向雷达回波强度增大。各翼面前后缘平行设计，可以将雷达回波集中到少数几个方向上，在大多数方向上雷达回波是弱的。而飞机是在飞行的，雷达要捕捉到少数几个回波强的方向是小概率事件。
　　林：第四代战斗机都采用楔形机头，将机身平侧面改为倾斜侧面，变后向散射为非后向散射。利用弱散射部件占位或遮挡强散射部件。试验表明，中单翼的翼身组合体的侧向RCS要比单独机身(无机翼)时小得多，这是因为机翼根部占据了机身后向散射最强部位的一部分，而机翼在侧向照射下其散射强度比机身弱很多，这是机翼对机身的遮挡作用。YF-23采用了标准的菱形机翼，根弦很长，对机身的遮蔽长度较大，使其机身侧向RCS减小很多。
　　进气道隐身的一个重要要求就是入射电磁波不能直接照射发动机的压气机，避免形成镜面反射。第四代战斗机一般采用复合材料的s形进气道，这样既可遮挡电磁波直射到压气机叶片上，又可使进入进气道的电磁波经过多次反射后减弱，以提高进气道的隐身性能。考虑到进气道流场要求和隐身的要求，一般S形进气道进口与出口截面中心线之间的偏距为0.8～1.0倍当量直径。
　　作为进气道强散射源的进气道唇口也需要采取措施。一是采用较小的唇口半径，使得唇口剖面尽量薄；二是使进气口边缘斜掠。
　　此外在进气道内部安装风轮状吸波导流体和导流片，并涂敷吸波材料，也可阻挡电磁波在管道内部的反射而减小RCS。
　　傅：在进气道布局上则出现了两种选择。一种是进气道在机身两侧，并向内倾斜，和机身构成一个近似梯形的整体。这种布局的优点是结构紧凑，机身截面积小，飞机翼展较窄，弹舱宽度大。但是进气道较长，形状比较复杂，加工难度大。F-22和F-35采用了这种布局。
　　另一种方式是采用机腹进气，进气道较短，加工方便，但是机身结构较宽，不利于降低超音速阻力，而且弹舱宽度小，不利于布置导弹内载。YF-23和T-50采用了这种布局。目前T-50没有采用s形进气道，可能是在复合材料曲面的进气道加工上遇到一定困难。
　　林：除上述措施外，在飞机设计时还可通过武器内埋、采用频率选择雷达罩、座舱盖玻璃加金属镀膜、发动机尾喷管隐身设计等措施进一步降低飞机的RCS。
　　第四代战斗机除雷达隐身外，还要关注由发动机尾喷流和气动加热引起的红外信号特征。为降低红外波段的可探测性，现代战斗机采用了以下措施：采用二元喷管，扁平状的尾喷流增大了与冷空气的接触面积，能较快地降低红外辐射信号；利用机体部件对尾喷口进行遮挡，F-22的平尾和垂尾能够从侧面遮挡尾喷口：对发动机热部件如涡轮叶片、火焰稳定器等进行遮蔽，采用全长加力筒体隔热屏及延长发动机尾喷管，并采用热保护层，或发动机深埋入机腹内，采用金属石棉夹层材料以及铝塑纸等各种隔热材料对发动机进行隔热：不开加力超音速飞行，降低发动机工作温度，缩减红外信号特征。
　　
　　超音速巡航
　　
　　傅：超音速巡航是指战斗机的巡航速度为超音速。巡航速度并没有形式化定义，而是指根据技战术需要选定的一个速度，在此速度下飞机既可以适合作战需要，又可长时间飞行。对第三代战斗机来说，通常是介于远航速度(使得航程最远的速度)和音速之间的一个取值，例如M数0.9或0.85。目前的航空发动机，开加力就不能长时间工作，第三代战斗机的巡航速度都选定在音速以下。如果战斗机可以不开加力就达到超音速，那么巡航速度就可选定在音速以上，意味着作战飞机可以从相对安全的后方快速到达战区，增大作战半径，并对攻防行动十分有利。此外，可以增大导弹初始动能，对超视距空战有利。目前对超音速巡航的具体定义一般都沿用美军对F-22的要求，即可在M-数1.5下飞行30分钟以上。 　　那么要想使战斗机不开加力就能达到M数1.5的速度，具体有哪些性能要求呢7我们可以分析一下苏－27为什么不能超音速巡航。
　　苏－27的超音速阻力系数约为0.045～0.05，在11000米高度，M数1.5时全机阻力
　　=0.5x阻力系数×速度的平方×空气密度×机翼面积
　　=0.5×0.045×442.5×442.5×0.364×62=99426牛顿
　　或者=0.5×0.05×442.5×442.5×0.304×62=110473牛顿。
　　上面的公式计算均采取国际公制单位，其中，速度的单位是米，秒。由此可知超音速阻力是如此之大，而AL-31发动机在此高度和速度下最大非加力推力为36000牛顿，考虑约10％的推力损失，两台发动机共可输出64800牛顿的推力，远远小于超音速阻力，所以苏－27不能实现超音速巡航。
　　要想实现超音速巡航，一方面要减小超音速阻力系数，但这是有限度的。如果苏－27单纯通过减小阻力系数实现超音速巡航，则要将阻力系数减小至0.029，比米格21还要低。米格－21的机身外表面十分简单，而且采用了后掠角57°的三角翼，所以超音速阻力系数很低，这对于追求高机动性的具有复杂外形的第三代战斗机是不现实的。
　　如果单纯通过增大发动机推力来实现超音速巡航，则需要将发动机推重比提高53％～70％，使得AL-31发动机的推重比达到10.5～11.7，这也是不现实的。
　　假设将苏－27的超音速阻力系数减小到0.035，则超音速阻力为77331牛顿。假设采用美国F-119发动机(地面非加力推力10000牛顿，在11000米，M数1.5时非加力推力约为56600牛顿)，推力损失减少到5％，发动机推力=56600×2×0.95=105640牛顿>77331牛顿。
　　F-22装F-119发动机，其机翼面积为78米2，要使其超音速阻力小于发动机推力(即105640牛顿)，则要求超音速阻力系数<0.038才能实现超音速巡航；扣除诱导阻力，其超音速零升阻力系数约为0.035。从其速度性能估测，F-22的超音速阻力系数约在0.035到0.034之间。
　　综合讲，实现超音速巡航需要降低超音速阻力，增大发动机推力，减小发动机涵道比。涵道比越小，非加力推力越高，而且发动机推力在高速下减小得越少，可减小进气道带来的推力损失。还要优化进气道在超音速条件下的进气效率，如采用卡尔特进气道(即后掠双斜面超音速进气道)或者DSI进气道。
　　林：实现发动机不开加力超音速巡航的关键是要具备先进的飞机气动布局和高性能的发动机。
　　为实现不开加力超音速巡航，要求第四代战斗机超音速巡航时的零升阻力系数较三代机有较大幅度提高，可采用的主要措施有下面几项。
　　采用中等后掠、中等展弦比机翼。从超音速性能出发，机翼最好选择大后掠、小展弦比。但大后掠机翼的结构效率低，为达到强度和刚度要求，必须选用更小的展弦比和较大的相对厚度，一定程度上抵消了大后掠机翼的优点。
　　采用翼身融合体布局。这能增大飞机内部容积，容纳更多燃油，增大燃油系数，飞机不需要挂载副油箱，减小了飞机阻力。另一方面，翼身融合体减小了机翼与机身问的不利气动干扰，进一步降低超音速阻力。
　　减小机身最大横截面积，因为飞机超音速阻力随最大横截面积增大而增加。
　　增加机身长细比。机身最大横截面积一定时，增大机身长细比对减小超音速阻力有明显好处。
　　采用超音速面积律。国外大量理论和试验及在许多飞机上的实际应用，证明超音速面积律有确切的减阻效果。
　　
　　超机动性
　　
　　傅：第四代战斗机所谓的超机动性，主要是指战斗机快速改变机头指向的能力，可以使飞机快速满足空空导弹发射角度的要求，在超视距空战和近距格斗中都有重要作用。这个要求，体现在飞机的性能上，就是要使飞机有较强的抬头能力，能迅速增大迎角：同时又要有较强的低头力矩，当飞机的迎角超出失速迎角时能够回复到正常状态。在设计上主要通过放宽静稳定性、增加控制面和安装矢量推力喷管来实现。比如，三翼面布局有前后两对平衡翼面，配平能力较强，可以较好地实现超机动性，但缺点是机身较长，结构重量较大。常规布局的飞机在大迎角下要使飞机低头，需要增大平尾的配平迎角，但平尾在大迎角下效率本来已经很低，继续增大迎角效率只能更低，需要矢量喷管的配合。总体说，四代机实现超机动性，需要采用失速迎角大的主翼面，需要综合考虑控制面的设计，需要放宽静稳定性和飞控系统的配合，飞控系统和推力矢量控制系统的配合。
　　
　　鸭式布局的利弊
　　
　　傅：鸭式布局是将平尾拿到了主翼前面，它的利弊读者应该比较清楚。第一，鸭翼与主翼面之间的有利干扰要大于不利干扰，在大迎角下可增加主翼面升力。通过恰当选择鸭翼的形状和位置，鸭翼和主翼的总升力比二者分别产生的升力之和要大些。第二，大迎角时要使飞机低头，鸭翼是减力，即直接将机头向下压：而平尾是增力，要通过抬起机尾使机头下压。在大迎角下，控制面效率已趋饱和，增力就要继续增大迎角，此时气动效率已很低，而减力是减小迎角，在大迎角下减力比增力容易。第三，鸭翼适合与矢量喷管配合。例如鸭翼和矢量喷管的配平力的方向一致。矢量喷管向下偏转，可增加飞机升力，但增加了一个低头力矩，而鸭翼则需要产生一个向上的配平力来平衡这一低头力矩，两个控制力的方向都是向上的，一起增加了飞机的升力。第四，鸭式布局放宽静稳定性程度较大，超音速条件下气动中心后移量相对较小，在减小超音速阻力方面有天然的优势。
　　林：常规布局飞机由于机翼和平尾之间距离很近和平尾面积的增大，对阻力产生不利影响。鸭式布局飞机由于鸭翼在机翼之前，不存在此问题。另外，鸭式布局没有平尾及其支撑结构，机身后部外形光滑，超音速阻力较小，有利于超音速巡航。
　　傅：但是，鸭式布局也有一些不利于四代机的影响。为了鸭翼和主翼的涡系形成有利耦合，一般采用大后掠角小展弦比的机翼，如55～60度后掠角的三角翼。这种机翼虽然超音速阻力较低，但亚跨音速升阻比不是很好，不能满足四代机对机动性的要求。
　　另外，鸭翼一般采取高位配置，即要比主翼的水平位置高一些才能较好地发挥作用，这样就破坏了翼身融合升力体的设计。鸭式布局飞机一般都没有真正实现翼身融合，这会降低气动效率和隐身性能。而且为了保持侧面的隐身性，一般机身侧面都内倾，为实现翼身融合，都采用了上 单翼布局，鸭翼也就不能比主翼更高了。所以，四代机上采用鸭式布局不是很方便。
　　新的气动理论突破了这些限制。一方面，通过恰当地选择鸭翼形状和位置，鸭翼和中等后掠角，中等展弦比(后掠角40°～50°，展弦比3左右)的机翼同样可以获得增升效果。这就可以满足亚跨音速机动性的要求。同时采用鸭翼和边条，可以使鸭翼、边条和主翼共面，而且增升效果超过了鸭翼或者边条翼单独的效果。三者共面之后，可以方便地采用上单翼的翼身融合布局，对隐身性的不利影响也就比较小了。这种布局还继续保留了鸭式布局在配平、增升和降低超音速阻力等方面的优势。
　　林：鸭翼的不利影响也还有一些。鸭冀处于机翼的上洗流场中，在大迎角或鸭翼大偏度时有失速问题，影响操纵和配平的能力。
　　起降过程中，受鸭翼配平能力限制，有可能不能使用机翼后缘襟翼，或只使用很小偏度，对起降性能不利。
　　鸭翼尾涡对垂尾的不利干扰对大迎角的方向稳定性有不利影响。
　　另外，鸭式布局飞机的横向操纵能力比正常式布局飞机可能要差。
　　
　　主翼面形状的选择
　　
　　傅：四代机普遍用菱形机翼，它的气动特性和切尖三角翼大体一致，展弦比较小，机翼面积大，相对厚度薄，既可增大飞机的升力，减小翼载荷，又能降低超音速阻力。
　　菱形机翼在具体参数的选择上要考虑前缘后掠角、后缘后掠角、尖削比(机翼内侧弦长和外侧弦长之比)、展弦比(翼展的平方除以机翼面积)等。这些具体参数是通过多次吹风试验结合设计指标的要求来综合确定的。比如机翼的前缘后掠角增大可以推迟超音速激波阻力的产生，减小超音速阻力，但缺点是升力线斜率(升力随迎角增大而增大的速度)会降低。升力线斜率降低后，虽然飞机的总升力未必会减小(失速迎角会相应增大)，但是在小迎角下升力的增大就比较慢。后缘后掠角的影响和前缘后掠角相似，而且前后缘后掠角的选择还要受到隐身设计指标的限制。如果飞机限定了机头方向±45°范围内的隐身指标，那机翼前缘后掠角最好大于45°，否则会在±45°范围内产生较强回波。菱形机翼还有一个好处，就是机翼内侧弦长较长，等于机翼把机身遮蔽了，侧面来的雷达波分别被机翼前缘和后缘反射向前侧方和后侧方，只有正对机翼外侧弦长的一小段被反射回去，总体上降低了侧面反射。
　　菱形翼的外侧弦长处理是个问题。如果缩短它，机翼的尖削比就增大，相当于增大了前缘后掠角，降低了展弦比，但缺点是诱导阻力会明显增大，不利于飞机进行稳定盘旋，也会降低平飞的升阻比，影响航程。如果外侧弦长太长，侧面雷达波反射强度就较大，所以尖削比要适中。
　　总体来说，四代机的机翼平面形状需要考虑上述这些参数，需要气动计算结合风洞试验，选择较符合要求的参数。这种选择没有最优标准，体现的是设计师的智慧和对战斗机设计指标的恰当理解。
　　
　　机翼剖面形状的选择
　　
　　傅：机翼剖面形状主要影响飞机的升阻比和超音速阻力。为了减小阻力，当然机翼的相对厚度越小越好，但是这样机翼的结构强度就不够了，不利于悬挂武器和副油箱，也不利于进行大过载的机动，还减小了机翼内油箱和其它设备的空间。所以机翼相对厚度要适宜。四代机为了追求超音速巡航性能，机翼相对厚度都比较小。另外，鸭翼和边条的减阻增升作用都要在较大迎角(十几度)时才明显体现出来，而在小迎角时效果不明显，需要通过前缘襟翼和机翼扭转等措施来减阻增升。在机翼前缘适当采取扭转设计，可以明显降低诱导阻力，较小地增大了超音速阻力，总体而言收益更大。
　　
　　机身截面的选择
　　
　　傅：为降低超音速阻力，机身相对截面积(截面积与机身长度之比)越小越好。这和飞机总体布局关联。两侧内倾式进气道和机身合为一体，机身截面积较小，机腹进气方式机身宽度较大。总体而言，F-22和F-35这样的两侧进气布局比较合适。
　　为减小相对截面积，还可以增大机身长度。机身长度还要和翼面结合考虑。如采用三翼面或者鸭翼+边条+主翼的布局，三个翼面加起来就很长，机身自然就较长，如果采用鸭式布局或者常规布局，机身就没有必要做得很长。机身增长之后，机内空间较大，载油量较大，内置弹舱也可以做得比较长，能够携带比较长的武器。缺点是结构重量增加。四代机普遍采用了钛合金、树脂、碳纤维等材料，大幅度降低机身结构重量，才使得机体增大有了“底气”。如仅采用传统材料，就要严格控制机身尺寸，避免超重。
　　总的讲，第四代战斗机的设计体现了以下特点。
　　第一，好的设计需要基础工业和基础技术支撑。例如先进的进气道需要复杂的加工工艺，超音速巡航需要推比10的发动机，大的机身需要先进的材料来减重，超机动性需要先进的飞一推控制系统和矢量喷管。另外还包括先进的航电设备，尤其是实现了综合射频功能的有源相控阵雷达。如果没有这些基础，仅仅设计一个楔形机头、菱形机翼和外倾垂尾，看上去是四代机，实际上徒具其表。
　　第二，布局永远没有最好的，只有最合适的。如翼面形状的选择，每个参数的变化都是有利有弊的，必须结合总体布局和飞机设计指标来考虑。
　　第三，理论突破会带来新空间。例如，如果不解决鸭翼和主翼共面的设计问题，鸭式布局就很难在四代机上应用。
　　第四，每项选择都牵一发而动全身，都没有绝对的利弊，所以飞机的设计更是艺术，需要设计师来做出最佳决定。而优秀的总体设计师要通过许多型号和许多代人的经验积累才能培养出来，这是最宝贵的财富。
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