[原创]论美国海军“超级虫子”的各项性能(1)

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导读:[原创]论美国海军“超级虫子”的各项性能(1)
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呵呵,大家能看到这篇帖子其实是我思考了好久的,因为想到若要做这么一个专题我一个人实在是力不从心,所以希望无人永生马尔塞尤两位老大一起来写。但是因为种种原因他们都不能来,所以我只好把这个专题写成连载形式的。大家千万不要被本文题目中“超级虫子”这个题目所迷惑,其实所谓的超级虫子,就是美国海军F/A-18E/F“超级大黄蜂”战斗机,“超级虫子”这个绰号是无人永生老大给取的,遂借用一下希望他别追究偶的责任啊,呵呵。


因为从定位上来说本专题是技术性和探讨性文章,则篇中不会对F-18E/F的发展和由来进行介绍,大家若有需要可自行查阅相关资料。所以此次第一篇文章就会直接进入正题。


——题记


本期介绍关键词:美国海军(U.S. NAVY)F/A-18E/F战斗机机体结构 机身 机翼 座舱

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此为F/A-18的鼻祖——YF-17(ACF,即美国空军为补充F-15所进行的空中格斗战斗机开发计划的两种原型机之一,与著名的F-16竞争。)


1.机身


美国海军对F/A-18E/F提出的最大的技术要求就是航程要足够远,要在根本上解决F/A-18C/D型“腿短”的毛病。为了满足美国海军对作战半径的要求,F/A-18E/F型的机身与F/A-18C/D相比,加长了0.86米。通过这段加长的机身和加大的机翼油箱,机体内部载油量提高了32.5%,载油系数增加到了0.3。F/A-18E/F取消了F/A-18C/D型在后机身垂尾之间的减速板,原减速板的作用由方向舵和副翼连动取代,以两个方向舵进行反向偏转和副翼来作为主要的减速措施,在减速过程中飞机姿态不会出现明显的扰动,也不影响飞机机动飞行性能。

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与F/A-18C/D型相比较,F/A-18E/F的气动外形变化不大,但是几何尺寸变化非常明显。F/A-18E/F与F/A-18C/D相比,机身加长了0.83米,机翼面积增加了25%,水平尾翼面积增加36%,垂直安定面面积增加15%,方向舵面积增加了54%。机内载油量相比F/A-18C/D型增加了32.5%,最大起飞重量由F/A-18C/D型的23.5吨增加到30吨


F/A-18E/F机体内部中央部分主要都是整体密封油箱,油箱内充填有泡沫材料,通过扩大的机体和机翼把内部燃料量增加到6530千克(双座机为6250千克,以下非特别指明的数据均为单座机)。F/A-18E/F增加的内部容积为电子设备提供了0.5平方米的富余空间,以方便未来增加的新的设备和辅助系统,极大的改善了原来F/A-18C/D型已经开始出现的内部过于密集所带来的问题。


2.机翼


F/A-18E/F的翼展(括号内为折叠后的尺寸)由F/A-18C/D的11.43米(8.4米)增加到12.74米(9.9米)。机翼面积为46.5平方米,比F/A-18C/D的37.16平方米机翼面积,增加了25%。展弦比也由F/A-18C/D的3.52提高到F/A-18E/F的4。机翼面积虽然提高很多,但是由于飞机各种条件下起飞重量的增加更加明显,F/A-18E/F在正常起飞重量下的翼载也由F/A-18C/D的452.1千克增加到464.5千克。由此也可以看出F/A-18E/F并没有对机动飞行性能有过高的要求。

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从规格上看,F/A-18C/D型与MIG-29和我国的J8-II相当,而改进后的F/A-18E/F从起飞重量上看已经相当于F-15一类的重型战斗机。虽然F/A-18E/F相对F/A-18C/D看起来只是个简单的放大,但是在结构、材料和空气动力等方面集合和全新研制没什么区别。即使作为美国海军的一个低成本项目,在研究阶段先后投入的项目直接应用资金也已接近58亿美元。仅仅在研制F/A-18E/F这样一个改进型号所投资的这个数字就远远超过了我国建国到现在所投入的全部航空科研费用的总和。


F/A-18E/F简化了机翼的结构,在F/A-18C/D的机翼结构的基础上减少了一跟翼梁,翼肋的数量也有所减少,机翼用6个接点与机身联接。襟翼采用碳纤维材料,机翼的蒙皮也采用了碳纤维-环氧复合材料。在机翼全翼展前缘的机动襟翼最大偏转角30度,单缝后缘襟翼最大偏角45度,副翼亦可与襟翼同角度下偏,起到全翼展襟副翼的作用,保证了飞机在增加重量后还具有良好的滚转性能。前、后襟翼偏转都由计算机控制,可变弯度的机翼改善了飞机的低速可控性,使F/A-18E/F与F/A-18C/D型相比,不但并没有因为重量的增加而使着舰速度提高,反而降低了18千米。副翼和襟翼也可以差动偏转,形成滚转操纵力矩。原来的F/A-18前缘机动襟翼上的锯齿因为出现的颠震问题而在F/A-18C/D型上被取消,F/A-18E/F型则把机翼翼根加厚了2.5厘米,提高了机翼的结构强度,从而在F/A-18E/F的机翼前缘机动襟翼上重新安装了锯齿,增加的锯齿拉出的涡流可以改善机翼气动流场,提高副翼效率,改善了机翼的气动性能和滚转操纵性能。

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F/A-18E/F通过对机翼和平尾的改进,提高了F/A-18E/F的低速稳定性和可控性,使F/A-18E/F在重量增加30%的情况下,最小着舰速度却比F/A-18C/D还要低18千米。这一成就表现出了美国在航空工程设计方面高超的水平。


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在F/A-18E/F早期进行的高亚音速机动飞行试验中,曾经出现过飞机在0.7~0.9Ma速度,迎角为7~12度的时候滚转角急剧变化,机翼产生不可控的振颠和下垂现象,这个现象被称为“掉翼尖”。后期经过飞行测试和风洞试验发现出现这个情况的原因是因为气流流过机翼折叠机构的铰链整流罩时产生的不对称失速,通过在F/A-18E/F的机翼折叠机构铰链上安装新设计的变气孔的整流罩,基本上解决了这个问题。


为了提高大迎角俯仰性能,保证F/A-18E/F的机动性保持在F/A-18C/D的标准,F/A-18E/F的LEX(机翼翼跟前缘边条)的面积增加了34%,由5.2平方米增加到了7平方米,提高了飞机的大迎角机动性能,从而改善了飞机的最大升力系数,提高了飞机的机动的性能,可以提高飞机机动性能和着舰安全性。扩大的LEX使F/A-18E/F的机动飞行迎角增加了3~5度,达到了35度,增加的LEX面积和对边条钝度的修改,还对进气道起到了一定的遮蔽作用,LEX可以降低飞行中因进气道对迎角和侧滑角的敏感性,下表面对空气进行的预压缩也改善了飞机机动飞行中进气道空气动态畸变带来的不利影响。每侧LEX上都带有1块可调节的扰流片,可以减少飞行阻力和控制边条涡流。在飞机左侧的LEX下方有可折叠收藏的登机梯。每侧LEX上表面都有一个附面层放气口,这个放气口可根据速度的变化自动控制,排除溢流的空气。


在早期F/A-18上,LEX形成的涡流直接冲击到垂尾,造成垂尾根部出现疲劳裂纹。为了解决这个问题,在F/A-18C/D两侧的LEX上各加装了1个边条导流片以对LEX的涡流进行调整。通过对F/A-18E/F垂尾结构的加强,原F/A-18C/D型上的边条导流片已经取消,这样就可以让LEX的涡流流经垂尾,提高了方向舵在大迎角状态下的工作效率。

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影响“大黄蜂”的最严重问题是垂尾底座处的结构裂纹,从1988年5月开始,在每个前缘延伸边条靠近机翼前缘的上部加装了一个小的导流片,以此来加宽导致疲劳的旋涡。这些被称为“前缘延伸边条导流片”的金属板最终被证明是解决问题的一个简便方法,而且对大攻角时的操纵性有一定改善。


3.座舱


F/A-18E/F的座舱和F/A-18C/D相比变化不大,座舱盖是由前方的整体圆弧固定风档和可向上开启的蚌壳状整体座舱盖组成,前方的整体圆弧风档在地面维护时可向前上方打开,单座和双座型的座舱盖都向后上方打开。透光件材料为丙烯酸树脂,经层压后整体拉伸成型,结构坚固,透光性能良好,光学畸变小。为加强对雷达波和激光束的反射能力,在座舱的光学元件上都镀有一层铟锡氧化物,虽然F/A-18E/F加大了LEX的面积,但是由于座舱盖面积的增加,F/A-18E/F对前、侧方的视界还是超过了F/A-18C/D。


座舱内部仪表板正上方是平视显示器(HUD),与F/A-18C/D型装备的HUD不同的是,原有的HUD按键式控制板是由一块可以完成控制通信、识别和导航任务,面积为100毫米×130毫米(显示屏规格为76毫米×127毫米)的单色多功能接触式液晶显示器(LCD)取代。这个接触式液晶显示器并不需要飞行员的手指接触到LCD表面,只要飞行员的手指截断LCD表面的红外光束就可以对HUD进行控制,这个LCD显示器也可以显示其他3个多功能显示器的信息。在接触式液晶显示器两侧各有一个面积为127毫米×127毫米的单色阴极射线管显示器(CRT),后期型上的单色CRT将由彩色LCD显示器取代。在接触式LCD下方,有一块面积为160毫米×160毫米的彩色LCD显示器,LCD显示器比原有的CRT显示器有更好的可靠性和更高的亮度。3个多功能显示器由四周的20个按键控制,并可互为备份。在座舱下方有全新设计的发动机/燃料图象式显示器,可以通过图象的形式显示发动机喷管面积和燃料状态。F/A-18E/F的后座舱没有安装HUD,而由一块大型的多功能专署显示器取代,与早期的F/A-18C/D不同,F/A-18E/F的后座舱虽然具有大部分的飞机操纵功能,但是不承担训练飞行员的任务,后舱飞行员是战术控制和武器系统操纵人员。飞行员的弹射座椅是具有0-0能力的马丁-贝克公司的NACES(海军乘务人员通用弹射座椅),可以在飞机停在航母甲板的静态条件下保证人员安全救生。

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早期F/A-18E/F的前座舱特征

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后期F/A-18E/F的前座舱会改进为此种类型


F/A-18E/F实现了双杆操纵(HOTAS),飞机采用了力反馈操纵杆和与发动机没有直接机械连接系统,由计算机控制操纵信号的发动机油门控制杆。F/A-18E/F的力反馈操纵杆通过一个G指令系统进行控制,每个G需要提供1.66起那颗的操纵力,要产生设计的7.5G过载需要施加10千克的力。操纵杆上端排列有俯仰配平按钮,可控制显示光标移动的4位探测器控制开关,对地攻击武器投放按钮,在下方从上到下依次排列有机炮/导弹发射按钮、武器选择开关、指点标断开关/前起落架转向开关和自动驾驶仪/前起落架转向断开开关。在油门杆侧面有干扰弹投放、无线电通讯、瞄准锁定、减速控制开关,在正面有指点标控制器,自动油门、敌我识别器、航行灯和雷达角度选择控制开关。



(未完待续)


下期介绍:美国海军(U.S. NAVY)F/A-18E/F机体结构 进气道 发动机 垂尾和平尾和燃料系统

[ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ]

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