会当凌绝顶,一览众山小:中国第四代战斗机详细解密

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会当凌绝顶,一览众山小——二评中国第四代战斗机

天龙

二○一一年一月十五日


中国四代机计划产生的年代,正是中国空军主战装备从二代机向三代机转换的过程,在初尝三代机机动性能的优越性甜头后,机动性、超机动成为中国空军的核心思想。因此,四代机四项目指标中的非常规机动、超音速机动、超音速巡航成为不能打折的钢性指标。而此时,中国可以马上用于四代机的发动机只有俄罗斯的AL-31,国产的太行还处在试飞阶段,这两种发动机都是标准的三代发动机,实际上推重比只能达到7.5左右。


发动机落后于飞机设计,是中国航空界的老毛病了,在新中国的航空史上,规划中的飞机计划因发动机拖后腿无疾而终的例子屡见不鲜;就拿著名的歼-10来说,如果不是及时采购俄罗斯的AL-31发动机,歼-10的成军至少还要延长很多年。


由于有前车之鉴,中国空军和航空制造部门都绝对不敢将中国四代机计划建立在图纸中的发动机上。退一步来说,即使考虑到四代机配套发动机的因素,以中国的技术水平和资金投入,也只能制造出推重比9.5的发动机(号称推重比10),距离美国推重比11的先进发动机,还是有相当大的差距。如何才能在发动机处于劣势的情况下,使中国的四代机拥有与美国四代机同样的机动性能和超音速性能,或者至少要达到没有不能接受的差距,就成为摆在中国四代机设计者面前的一大难题。


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,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,采用了放宽纵向静安定性余度、采用中等后掠角、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矛盾。


但四代机由于强调超音速巡航(发动机在最大状态的情况下,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矛盾。


美国凭借强大的发动机技术,采取常规设计方案,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,采用传统设计方案,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矛盾。


亚跨音速升阻比决定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绝对不会低于三代机的;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(最少要达到军方的最低要求1.×M数),必须在某些方面牺牲亚跨音速升阻比对飞机气动设计的要求。中国四代机的机翼采用了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;这种不可调合的设计矛盾表明,继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经验,另行寻找新的解决途径,走自己的路。


由于中国一直存在发动机方面的弱点,中国在研制三代机时,已寻求新的气动布局(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。成飞的研究表明,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控制负担和飞控系统的复杂程度,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,成飞将研究重点放到鸭翼布局的进一步创新。


世界航空技术已证实,正常布局的飞机采用升力体布局,在增升方面,取得了良好的效果。但至今为止,还没有采用一种鸭翼布局的战斗机采用了升力体布局,这不是没有人认识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基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,以求打开一条新的通道。


在试验中成飞发现,采用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采用升力体的鸭式布局飞机,这一重大发现令中国四代机的设计者兴奋不已!


进一步的研究表明:采用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贡献。


更为令人振奋的是,采用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。


成飞在试验中发现,采用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,最大升力系数出现不降反升的现象,这一发现着实惊人!


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矛盾体,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。比如米格-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矛盾体,竟然在一定程度上成为了统一体!这个新发现,使采用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。这一重大发现使发动机技术相对比较落后的国家,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,制造出成本更低的四代机。


成飞在航空气动方面的一系列重大新发现,不仅为中国四代机的成功奠定了坚实的技术基础;也为人类的航空事业做出了巨大的贡献!这也是中国航空人第一次由航空技术的模仿者变成了创新者和领跑者。


亚跨音速度与超音速巡航升阻特性的矛盾解决了,接下来就是低速大迎角的控制问题,这涉及到四代机的非常规机动性能。


F-22的大迎角控制和过失速机动,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控制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可靠性)。所以他们将大迎角飞行的非常规气动力控制装置列入研究计划。


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,因为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,中国试飞员确发现另一种现象,即歼-10的大迎角控制性能远超过苏-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。


成飞的研究成果,证明的雷强的说法。他们的研究报告提出:根据俯仰控制面相对于飞机重心的前后位置,飞机低头的控制力分为两类:一类是加载类,即位于飞机重心之后的控制面,如平尾、后缘襟翼等,需要通过增加升力来产生低头控制力距;一类是卸载类,即位于飞机重心之前的控制面,如鸭翼,是通过减小升力来产生低头控制力距。在大迎角条件下,翼面产生的升力系数趋向饱和,所以加载类控制面的低头控制能力也趋向饱和,这是常规布局大迎角控制力的一个天生的无法克服的缺点。而卸载类控制面(鸭翼)才是大迎角下有效的低头控制装置。中国四代机的非常规(鸭翼)气动布局,使中国的四代机天生就享有低头控制的优势。


考虑到四代机综合增升效果和低头控制能力的需求,中国四代机的鸭翼面积放大到了××%量级、鸭翼的最大偏度达到-××%。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非常规气动力控制装置远远优于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,飞机的垂直尾翼必须向内或向外倾斜,已将从水平方向入射的雷达电磁波从其他方向反射掉,这种隐身的技术需要,促使设计者必须采用双垂尾。但双垂尾会损失最大升力系数,最大可损失0.4的量级。这对于想尽办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。一般可采用调整垂尾面积、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佳隐身效果的影响,必须服从隐身的需求。所以,比较可行的还是整垂尾面积和位置。成飞的研究表明,减小垂尾面积和采用无垂尾布局,是一个值得研究的方向。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。


受飞机纵向安定性的影响,垂尾面积是无法进一步的缩小,唯一的方式是采用全动式垂尾,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纵向安定性,特别是大M数和大迎角飞行状态下影响更大。所以为维持飞机的纵向安定性,一般全动式双垂尾的相对面积也有个极限制,不可能无限度的减小。


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结构重量(至少减轻了尾翼的结构重量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重视也相当重视,除了在机翼的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。比如采用了较长的机身(甚至不惜牺牲结构重量对推重比的影响),又比如采用全动式垂直尾翼和DSI进气道等(通过减轻结构重量来提升推重比,尽最大可能减少发动机的进气损失等)。还有一个未加证实的消息,即中国四代机的进气道采用了可调节的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新性,达到了空前绝后的高度。


今天,当我们以喜悦的心情审视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情况下,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,达到“会当凌绝顶,一览众山小”的境界!


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,我们在高兴的同时也要看到,中国的四代机,是一架包含着太多技术创新的飞机,至今为止,还没有那个国家一次性将这么多新技术融入一架飞机之中,升力体边条翼鸭式布局、可调节式DSI进气道、全动式垂直尾翼、大迎角飞行非常规气动力控制装置、隐身性能等等,这些新技术、新发明能否达到试验室的标准值,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,由于承载了太多的新技术、创新性发明,中国四代机的试飞将是一个极为艰难和漫长的过程,其试飞的难度也将远远超过歼-10、F-22和T50。我们期待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新型高新技术的四代机送入战斗部队!(天龙,完稿于2010年1月15日,转贴请注明,侵权必究,平面媒体转载需与本人联系)


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上下五千年,我们的民族创造了一个又一个奇迹,我们必将创造更多的奇迹,因为我们就是一个创造奇迹的民族!

目前只有气动上是最先进的。

即便全部搞定形成战斗力,还需要其他飞机组成空战体系进行配合才能有效作战。

二战之后还没有任何飞机能够和美空同代飞机打成1:1,只希望J20当第一个——尽管这不太符合事实,只能说希望打成1比1


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