永远失败的LCA(二)

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关键材料的研制

在LCA上采用的复合材料占有相当大的比例,设计目标是占机身重量的45%,因此对减小飞机重量起到关键性的作用。另一方面,LCA的复材应用领域不仅限于传统的非受力区域,部分重要结构件也采用复合材料制造,还应用了热固化、热粘接技术。事实上技术验证机的任务之一就是验证复材结构的可行性、可靠性。

考虑到印度在LCA之前没有大规模应用复合材料的实例和经验,公开资料也未见提及复材研制单位(相对于对设计软件AUTOLAY的大肆宣传,官方媒体在复材生产上的沉默令人起疑),因此不排除ADA从法国获得相关技术甚至直接进口复合材料的可能性,因为““阵风”机翼大部分部件和机身的一半都采用了碳纤维复合材料。

LCA的复材结构是由位于孟买的航天工程部负责研究的。据称,在该部门负责执行的“LCA复合材料结构研发计划”中,“对于破损安全结构的基础研究以及将实验成果实用化,为国家计划作出了突出贡献”,并因此获得“AR & DB”25周年研究杰出贡献奖。

2002年7月14日,ADA向印度的信息系统技术有限公司购买了名为AUTOLAY的软件及其知识产权。AUTOLAY是一种综合型自动化商用软件,用于设计和开发结构系统领域的3维层压复合材料部件。事实上AUTOLAY软件并不是从此时开始才用于LCA计划,早在1995年ADA就已经开始应用这一软件。2002年这次公开采购与宣传,意味着印度人自己的复材设计软件经过7年的发展与完善,已经成熟,得到官方的认可,并试图将其推向世界市场,以获得商业上的成功,从而完成自我发展的良性循环——这正是LCA发展的战略目标之一。

先进合金是LCA材料研制的另一个重要方向。LCA所用的金属材料中75%是国产的,应用材料包括高强度铝-铜合金、铝-锌合金,可焊接的铝-镁合金,特种钢材,钛-铝-钒合金,镍-钛形状记忆合金等,参与研制开发的单位多达14家。

众多部门中,位于海德拉巴德的Midhani是关键单位之一。Midhani为仿制的米格机提供各类特种金属材料,在航天、核武器领域也可见到Midhani的产品。在LCA计划中,Midhani将负责提供飞机所需的不同等级的钛合金、耐热合金等材料,它已经为此开发了超过50种金属材料并获得军用航空器适航认证中心颁发的适航证。而Midhani的另一个关键作用在于为Kaveri发动机提供所需的关键部件。用于压气机的钛合金、用于涡轮的大直径超耐热合金铸件均出自Midhani。也正因为如此,Midhani需要为Kaveri发动机的重量问题负上一定的责任。Harinarayana博士说Kaveri发动机需要减肥的话,正是针对Midhani说的。这将是Midhani未来努力的主要目标——虽然看起来实现的可能性很小。

技术验证机、原型机和未来改型计划

如前所述,由于LCA可能存在技术隐患,印度政府要求首先制造技术验证机以降低风险。TD1和TD2的目标就是验证LCA采用的五大核心技术的可行性和可靠性,包括:复材结构机翼、飞控系统、玻璃座舱、高性能多模雷达和推进系统。不过从当前的情况来看,TD1和TD2只完成了部分技术验证任务,还有相当部分的验证任务是由后续的原型机(PV)来完成的。

TD1于2001年1月4日首飞成功,试飞员是 ADA 下属国家试飞中心(NFTC)的 Rajiv Kothiyal 中校,飞行时间18分钟。印空军参谋长 A. Y. Tipnis 上将从伴飞的“幻影”2000 上目击了整个试飞过程。到2001年6月,TD1完成第一阶段共计12次试飞,最大飞行高度8000米,最大迎角18°,最大马赫数M0.71。在此期间确认了飞机和系统的设计指标,在部分飞行包线内确立了初步操纵品质。短暂修整期间,TD1将改进飞行控制软件和机身燃油系统(参照TD2标准,以增加机内载油量),之后开始第二阶段试飞,逐步扩展飞行包线。TD1原计划2002年1月完成首次超音速试飞,但一直推迟到2003年8月1日才完成。

作为第二架技术验证机,和TD1相比,TD2在很多关键机体部位上都有所不同,机载设备也更多了:空重减轻;机内载油量略有增加;改进环境控制系统,以减小座舱噪音水平;首次配备印度国产平显,该平显由CSIO公司生产,具有较大的视角、叁倍的亮度、更好的可靠性和冗余性;用国产综合通讯系统(1台LRU[注1])更换老式通讯系统(3台LRU),重量减轻17㎏,体积缩小43%,提高了性能和可靠性;TD2还首次配备武备研究发展机构(隶属DRDO)为 LCA 研制的弹射系统,该系统含常规火箭动力弹射座椅和抛盖系统,后者据报道已得到马丁·贝克公司的测试认可。

TD2于2002年6月6日首飞成功,试飞员是NFTC的Tarun Banerjee中校,飞行时间30分钟。此时TD1已开始第二阶段试飞,TD2的加入将有助于缩短试飞进程。2003年11月27日,TD2在其第66次试飞中突破音障,最大马赫数M1.1,该次试飞时间52分钟。

PV1和前两架验证机相比,最大的改变是采用了原始设计的全复材结构,其复合材料重量占机身重量的45%(TD1为30%),复合材料蒙皮覆盖面积达机身表面积的95%,方向舵转轴也改为复合材料,铝合金的重量由 57% 降为 43%。来自ADA的数据显示,PV1的重量因此减轻了约746㎏——这个幅度高得吓人!不过这也说明,TD1和TD2对复材结构的验证试飞是不全面的,而且当初TD1在地面趴了5年,其原因除了飞控系统外,还有一个就是复材结构问题。所以复材结构的最后验证试飞将由PV1来完成。此外,PV1的飞控软件也有改进,允许飞机最大马赫数达到M1.4(TD1和TD2也将按此标准进行改进)。

2003年11月25日,PV1由Suneet Krishna少校操纵首飞成功,飞行时间43分钟。此时TD1和TD2已试飞124架次,飞行包线扩展到高度11000米、最大马赫数M1.2。

PV2实际是根据预生产型标准制造的原型机,该机将首次配备雷达、电子战系统和完全集成的武器系统。相比之下,PV1由于主要任务仍在扩展飞行包线和验证性能参数,因此只装备了最低限度的机载系统。因此预计PV2的空重将比PV1有一定幅度的增加。预计PV2的试飞重点是机载设备的综合测试以及外挂载荷测试。

PV2自2005年12月1日首飞成功后一直呆在地面上,截至2006年1月13日,该机只飞行1架次,此时其它原型机试飞情况如下:TD1计172架次,TD2计202架次,PV1计109架次。

ADA原来计划中的PV3机原定采用Kaveri发动机,从这个安排来看,它将是装备国产发动机的预生产型飞机,主要担负Kaveri发动机的试飞任务。但由于Kaveri发动机进展缓慢,加上经费紧张,PV3存在的意义必然受到置疑。外界报道说ADA计划取消一架原型机,很可能就是这架PV3。

PV5是双座教练型原型机。双座教练型是LCA改型的第一步,也是最可能实现的一步。HAL取消了前机身一个410升的机身油箱,用作教员舱空间。为了避免续航能力严重下降,HAL将在机身其它部位增设油箱,对机内载油量作一定的补偿。按设计要求,双座型将具有完整的作战能力。

另根据ADA的最新介绍,PV5与PV4在气动设计上几乎完全相同。这可以解释为什幺PV4的座舱后多出一个鼓包——因为那本来就是PV5后舱的位置。从模型照片看,PV5和PV4一样增加了机翼内侧涡流发生器。

LCA舰载型原型机PV4,迄今为止没有更多相关信息。根据设计,为了承受舰载机起降时的巨大过载,机身和起落架都要加强结构,HAL预计会为此付出500公斤的重量代价。为了改善飞机前下方视界,舰载型LCA的机头将略有下垂,以利于着舰。为了保证舰载型应急着舰,机上增设了应急放油系统,可以在紧急情况下迅速放油,将重量减至允许着舰的水平。除了结构差别以外,99%的机载航电设备将可以与陆基型通用。该机设计最大起飞重量12.5吨,舰上起飞最大载弹量3.5吨。

另据《飞行国际》1998年12月的报道,涡流发生器的首次应用是在舰载型上,这一点与其它所有信息来源(包括国内《世界飞机手册》2000年版)均不同。到底是涡流发生器进度跟不上陆基型所以只能先用于舰载型,还是根本没打算在陆基型上采用呢?从PV5的模型也同样装有涡流发生器的情况看,笔者认为答案应该是前者。

从舰载型预研工作看,LCA舰载型将采用滑跃起飞、拦阻着舰的方式。相关技术毫无疑问是来自俄罗斯。随着国产防空舰在Cochin造船厂开工建造,LCA舰载型似乎看到了一线曙光,但米格-29K的进口仍为LCA舰载型的前途带来一片阴霾。

MCA(Medium Combat Aircraft,中型战斗机)可以看作是LCA的双发放大型,但用途上有明显差异,只能说和LCA有一定技术继承关系。目前MCA仍处于概念研究阶段。MCA最大的特点是沿用了LCA的机翼和进气道设计,采用Kaveri发动机,以及采用部分LCA的系统部件。Harinarayana说,“LCA机翼性能良好,我们熟知它的气动特性,希望将它沿用于MCA”。和LCA相比,MCA最大的不同是作为一种中型攻击机使用,因此其翼载也比LCA大的多。MCA空重12吨,最大起飞重量18吨。MCA在设计上强调隐身,为此将采用外倾双垂尾以减小侧向RCS(也有想象图显示MCA完全取消了垂尾,不过考虑到印度的技术储备,可信度不高)。基于同样的理由,MCA所用的Kaveri发动机取消了加力,但增加了推力矢量喷管。预计MCA将采用雷达吸波涂料,取消外挂副油箱代之以位于机翼上部的保形油箱,但未见采用机内弹舱设计。总之,MCA可以看作是LCA计划一个非常美好的延续和远景,但在LCA最终服役并表现出与宣传匹配的性能之前,这一切都是不可能的。

设计特点

作为印度自行研制的第一种高性能战斗机(最初是要求超过F-20,后来要求不断拔高),ADA希望LCA能够执行夺取制空权、保持空中优势以及近距空中支援的主要任务,以满足印度空军对换代机种的要求。

由于设计时间比较晚,加上以达索为首的来自西方的技术支持,LCA在设计上吸收了不少先进的设计概念。为了满足未来作战环境的要求,LCA在设计上综合考虑了速度、加速性、机动性与敏捷性、短距起降能力、飞行性能、生存能力、可靠性与可维护性,在上引入了放宽静稳定度概念、数字式电传飞控系统、综合航电系统、“玻璃座舱”、主复合材料结构、多模雷达以及以微处理器为核心的防滞/刹车管理系统。

总体布局

我们知道,飞机总体布局的选择,最根本的是取决于飞机的设计要求。但反过来,飞机布局也可以反映设计要求,两者相互印证。

LCA基本型为无尾布局,复合后掠三角翼,引入放宽静稳定度技术,单座单发单垂尾,采用肋部进气道设计(位于机身两侧机翼下方)。我们可以从无尾三角翼布局的特点入手,看看LCA的这种选择反映了什么要求。


无尾三角翼布局,其最突出的优点是:

1.超音速阻力小。

这主要是由于采用大三角翼的原因。小展弦比、大后掠角的大三角翼,加上这类机翼固有的相对厚度小的优点,减小了其超音速零升阻力。在超音速条件下,无尾飞机配平阻力也相对较小——在此条件下,和正常布局飞机相比,平尾和无尾飞机升降副翼在相同偏转角度下引起的配平阻力相当,而实际配平时无尾飞机偏转角度较小。

2.在满足设计要求的前提下飞机结构重量较轻(相对其它布局形式)。

由于省去了平尾的重量,加上机身长度缩短,以及大三角翼的结构重量较小,这种先天重量优势使得无尾飞机在改善飞机机动性时具有更高的起点。不过如果强调飞机续航能力,那么无尾大三角翼飞机相对于现代高性能正常式飞机而言,巡航阻力稍大,因此需要携带更多的燃油,这部分重量基本上抵消了结构上的重量优势。

此外,由于结构重量减轻,相应的成本和价格也降低。

3.常规机动性较好。

原因之一是为了缓解起降性能差的固有弱点,通常会选择较低的翼载。低翼载不仅有助于提高飞机盘旋能力,而且设计良好的话可以缓解大后掠三角翼带来的诱阻大的问题——因为相同过载下需用的升力系数较低,不需要拉那么大的迎角来获得较高的升力系数。这实际上是无尾三角翼布局机动性好的最重要原因。

但无尾三角翼布局也有不少问题,最严重的是:

1. 起降性能不好

主要原因还是来自大后掠三角翼。这种机翼升力线斜率低,即使选择了较低的翼载,为了维持升力,仍需要较大的下滑迎角和较大的着陆速度。当下滑迎角超过8°之后,要调整下滑轨迹而操纵油门时,操纵方式与正常习惯相反——这是无尾三角翼飞机着陆操纵困难、事故多发的原因之一。即使采用先进技术包括放宽静稳定度在内加以改进,起降性能差仍是无尾三角翼飞机的固有弱点,只是程度不同而已。

2.操纵性差

这是无尾布局的固有缺陷,因为只能利用机翼后缘进行操纵,操纵面积受限,力臂短,升降副翼同时兼顾俯仰和横侧操纵,极限条件下负担很大。大迎角下气流分离和大速压条件下机翼气动弹性问题均导致操纵面效率下降(后者问题更严重),直接导致飞机大迎角配平能力差和高速机动性差。

随着放宽静稳定度技术(RSS,Relaxed Static Stability)的引入,无尾三角翼飞机的性能可以得到明显改善。主要原因是静稳定度减小使得升降副翼产生的负升力减小(理想条件下甚至正偏产生正升力),大幅提高了机翼升力系数;同时由于配平负担减小,升降副翼偏度减小,引起飞机配平阻力下降。因此飞机亚/超音速的机动性大幅提高。但是,如果要充分发挥RSS的潜力,就必须尽可能放宽飞机静稳定度,而无尾飞机受限于操纵性方面的固有缺陷,受到的限制较大(并且限制始终比正常式飞机大)。

对ADA来说,无尾布局飞机在满足设计要求的前提下飞机结构重量较轻以及因此带来的价格优势是重要的影响因素。LCA预计要取代米格-21和Ajeet飞机都是轻型飞机,以重量轻、价格低、性能良好著称。无尾布局飞机较低的价格、较好的性能,无疑正对胃口。而对无尾飞机的固有缺陷,ADA则期望通过关键技术的突破(例如复材结构、RSS、电传飞控等)来加以改善。

不过从另一个角度看,对于多用途飞机来说,无尾布局并不是最佳选择。原因之一是该布局对飞机外挂影响较大。由于挂架沿机翼展向布置,由于大后掠角的原因导致外挂物严重影响飞机重心移动和横截面积分布。特别是当飞机采用下单翼和机翼起落架时对外挂影响更为严重。而起降性能不佳的缺陷则影响飞机重载起飞能力,不利于飞机作战部署能力。

就这样看来,ADA主要期望是:在发动机推力限制下通过缩小机体、减轻重量来获得一架较高性能的作战飞机,而飞机的多用途能力和改进潜力在设计考虑因素中并不具有最高优先级。

当然,除了设计要求的因素外,还有一个必须考虑的因素是研制方的技术储备问题。事实上HAL除了Marut外没有更多的飞机研制经验和技术储备,因此作为主要咨询者的达索公司的经验和技术在总体布局选择上起到了关键作用。众所周知,设计无尾三角翼飞机是达索的拿手好戏和看家本领,研制经验和技术都远比其它公司丰富。可以想象,如果ADA选择米高扬设计局为合作方,也许我们今天看到的LCA将是采用边条翼技术的正常布局飞机。

机翼

LCA的机翼设计是它外观上最突出的特点。这种颇具特色而又古怪得令人费解的机翼一直都是航迷们争论的话题,而且这一争论直到今天仍未结束。

LCA机翼的基本特点是:采用复合后掠的多梁式大后掠三角翼,内翼段后掠角稍小,外翼段后掠角较大,与萨伯JA-37的机翼设计颇为类似。机翼根弦与飞机纵轴不平行,有一定的安装角,整个机翼带有非常大的扭转角。机翼外翼段大部分展长装有三段式前缘机动缝翼,机翼后缘为两段式升降副翼。几乎所有关于LCA的资料都提及,在机翼内侧设计有可收放式涡流发生器,主要用途是在起降时产生涡流,诱导出涡升力,改善LCA起降性能。机翼蒙皮为整体式蒙皮,内部设计有整体油箱。整个机翼设计遵循破损安全概念。

关于LCA机翼的公开资料相当少,目前已知公开数据为:翼展8.20m,机翼面积37.5㎡,展弦比1.79。估算数据为:内侧前缘后掠角约50°,外侧前缘后掠角约60°,后缘前掠角约4~5°。


对于LCA机翼的设计特点,笔者有如下认识与推测:

1.关于涡流发生器

当前用于产生涡流的装置,除了边条翼、鸭翼外,最常见的就是机身边条,一般为狭长等宽薄板,在幻影2000进气口后上方以及EF2000鸭翼后方均可见到这类装置。但LCA机身上显然见不到这样的设计。

此外还有一种相当先进的涡襟翼技术[注2],美国已经对此进行了长时间研究,在F-106、F-16XL以及AFTI/F-111上进行了相关应用研究,并在F-106试验机上进行了验证试飞,最后在X-32上成功应用。从资料对LCA涡流发生器的描述看,颇有些类似上表面涡襟翼的特点:可收放式、仅用于改善起降性能(涡襟翼在X-32上也主要是这个用途)。但笔者至今未在LCA照片上看到相关特征,也未在试飞录像上看到LCA机翼内侧上下表面有装置动作。考虑到印度自身技术储备薄弱,作为主要技术支持者的达索虽然可能有相关研究,但即使在其最新的Rafal战斗机上也未见采用涡襟翼技术,因此笔者推测:LCA设计中所谓的“涡流发生器”可能就是涡襟翼,不过由于掌握的技术不够成熟,至少目前LCA仍未真正应用这一设计。

2.关于前缘复合后掠

在经过多次反复并与同好讨论之后,笔者推测,这一设计主要是为了调整机翼前缘分离涡的位置,使之可以与机翼内侧涡流发生器产生的涡流配合,以期获得较好的涡流增升效果。由于机翼外侧前缘后掠角大,前缘分离涡首先在外翼段根部(即那个凸角附近)形成,可以很快和内侧涡流发生器的涡流扭到一起,形成较强的涡流,增强其作用。虽然前文推测涡流发生器可能还没应用,但完全有可能按照配合其工作的要求进行设计,一旦技术成熟就可以立刻装机使用。

除了这个主要作用之外,复合后掠可能还会带来其它一些好处。当前复合后掠的设计相当于从60°后掠纯三角翼内侧切了一块机翼下来。从横截面积分布角度考虑,“切”下来的机翼相当于减少了座舱附近的横截面积,对于按跨音速面积律优化飞机设计是有利的。从大迎角配平方面考虑,“切”下来的机翼减少了重心前的机翼面积,使得静稳定度不至于减小过多,有利于减轻升降副翼的配平负担。

3.关于机翼固定扭转和前缘缝翼

LCA机翼带有非常的大扭转角,具有明显的外洗特点(即翼根安装角比翼梢安装角大),同时在机翼前缘设置了三段式机动缝翼。就外观上看来,机翼虽然扭转角很大,但机翼前缘下垂并不明显,看起来只是象增大了翼型弯度而已。

笔者认为,LCA机翼大扭转角源自内翼段的“反弯”设计。通常的扭转设计是机翼前缘下垂,以减小大后掠三角翼带来的巨大诱导阻力。前缘下垂量越大,对减小诱阻越有利。但问题是前缘下垂量越大,带来的低头力矩也越大,超音速配平阻力和波阻都明显增大。LCA这种内翼段“反弯”设计,有利于减小扭转带来的超音速阻力以及升降副翼的配平负担,有向超音速性能折中的考虑——事实上在巡航飞行中这一特点还能提供一定抬头力矩抵消正弯翼型带来的低头力矩,同样减小了配平阻力。这一设计实际改变了机翼安装角,带来其它方面的影响:其一,机翼实际迎角大于机身迎角,在起降(特别是着陆)迎角受限的情况下可以获得更大的升力,改善飞机起降性能;其二,由于机翼内侧迎角大于外侧迎角,飞机进入大迎角状态时可能内翼段首先失速,飞机焦点后移产生低头力矩,从而改善大迎角配平能力——而此时翼尖仍未失速,仍保持一定的横向控制能力,这也是外洗的主要好处之一。

如果只考察机翼外翼段,可以发现其扭转角其实并不大,没有明显的前缘下垂。这也反应出折中考虑的特点。即在设计点附近,机翼扭转可以实现较好的减小诱阻的效果,但并不是最优的。而在设计点外,主要依靠前缘缝翼来实现减小诱阻的功能。和前缘襟翼相比,前缘缝翼对大后掠机翼减阻效果更好一些。

在笔者看来,LCA的机翼扭转设计体现了明显的向超音速折中的特点,在基本满足设计点诱阻要求的前提下努力减小超音速阻力和升降副翼配平负——前文提及,大速压和大迎角条件下操纵性差正是无尾三角翼的固有弱点。

4.关于后掠角、展弦比

从估算数据看,LCA机翼内、外侧后掠角均选择得较大。外翼段60°后掠角和幻影2000、F-106等典型无尾三角翼飞机相当。这种设计的特点也是非常鲜明的:高速特性好,波阻小;跨音速焦点移动相对较小,有利于操纵的平稳性;大迎角升力特性好,原因是前缘分离涡推迟了机翼失速,同时兼有涡流增升的作用;升力线斜率低,同样迎角下诱导阻力大,因此亚音速性能和起降性能较差。

如果说LCA的机翼前缘后掠角选择尚属正常,那么其机翼展弦比的选择几乎令所有人大跌眼镜。大后掠三角翼展弦比小是其固有特点,但小到LCA这个地步的则是独此一家,别无分店。幻影2000的展弦比2.03已经相当小了,LCA的展弦比则达到1.79的水平。展弦比小,跨音速焦点移动小,超音速阻力小,但诱阻大(亚音速尤其明显),对亚音速巡航和大迎角机动均不利。虽然通过选择较低翼载可以改善诱阻大的缺陷,但相关参数也要在比较合理的范围内。LCA的翼载虽然比幻影2000小,但展弦比小得更多,除非其机翼设计明显优于幻影2000(比如升力线斜率高于幻影2000),否则诱阻肯定比幻影2000大。

从上述参数选择来看,LCA的机翼设计对超音速性能比较偏重,虽然这是三角翼的固有特性,但和同样布局的飞机相比其重点就比较突出了。没有资料提及LCA如何解决诱阻大的问题(涡流发生器仅用于起降,而不用于机动)。对此,笔者只能说,HAL的团队如果不是对自己的机翼设计太有信心,就是对飞机的超音速性能太没信心。但无论如何,这样的设计选择将使得LCA在跨音速加速性方面有较好的表现。

还需要提及一点的是,LCA的机翼后缘前掠主要是从采用RSS角度考虑的。因为无尾布局大迎角操纵性差,如果采用RSS可能出现机翼俯仰力矩上仰的问题(说白了就是压不住机头)。采用平直后缘或者后缘适当前掠的三角翼将有助于改善这一情况。

5.关于升降副翼及其作动筒

LCA翼面下4个大型作动筒整流罩非常引人注目。这4个用于控制升降副翼偏转的作动筒可以算得上无尾飞机的关键设备之一。原因在于升降副翼偏转时铰链力矩相当大,对作动筒的功率有很高的要求。直到今天,升降副翼及其作动系统仍然是无尾飞机设计的难点之一。

LCA的升降副翼作动筒最初是向美国订购的,但订购时间比TD1开工时间晚。1998年核试验后,美国宣布对印度实施禁运,禁运物资中就包括作动筒。2001年禁运解除后未见到作动筒交付的报道。根据这些线索推测,现在的大型作动筒整流罩是为印度国产作动筒准备的。由于技术水平限制,国产作动筒功率密度不够,所以体积庞大。从设计角度考虑,前述LCA的设计特点多数都有减轻超音速配平负担的意图,不排除是考虑到国产作动筒的技术水平而作的折中。

从另一个角度看,外侧升降副翼面积比内侧面积大,由此带来的铰链力矩也应该大于内侧,但作动筒整流罩的大小却并非如此。仅仅从功率密度的角度无法解释。如果从整流罩的位置看,内侧整流罩差不多是从主起落架舱后开始凸起,外侧整流罩前缘则受机翼后掠的影响稍微靠后一些。而这个位置,正是LCA机身自主起落架舱后开始迅速收缩的位置。因此存在这样的可能:由于LCA主起向后收起而使得中部机身横截面积过大,且主起舱位置靠后使得从该位置到飞机尾喷管的距离更加缩短,这样主起落架舱后的机身过渡段将被迫作急剧收缩,这不符合面积律要求,将导致压差阻力骤增,出现在这个位置的四个巨大的整流罩可以起到缓和横截面积变化的作用——类似于当年康维尔YF-102A尾部的巨大鼓包。

垂尾

LCA垂尾前缘后掠角约52°,带有翼尖斜切结构,垂尾根部方向舵下方装有阻力伞舱。从PV1原型机开始在垂尾翼尖前缘加装一个矩形舱,估计是装电子战设备的。PV2垂尾根部前缘也增加了一个小型进气口,推测是用于环境控制系统和电子设备舱冷却的。

从估算结果来看,其垂尾高度不高,实际面积和F-5相当,而相对面积(与机翼面积之比)明显偏小——主要是LCA机翼面积太大的原因。考虑到LCA的无尾布局缩短了垂尾的尾臂长度,其垂尾效率令人有些怀疑。特别是进行滚转机动时由于机翼距垂尾太近(无尾布局的固有问题),两侧机翼的压力差给垂尾带来巨大的偏航力矩,LCA的垂尾的固有方向稳定性能否保证抑制偏航?否则就只能指望飞控系统了。

不管怎样,LCA的垂尾特点显示它并不特别追求较大的马赫数以及超大迎角的飞行能力。如果结合前述特点来看,LCA对超音速性能的偏重似乎在于跨音速段的加速与操纵能力。


待续 . . .

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