下一代战斗机技术展望[37P]

下一代战斗机技术展望[37P]
下一代战斗机技术展望[37P]没有垂尾的战斗机战斗机的垂尾不但要保证巡航和起降时飞机的方向安定与方
向操纵，更要保证高机动飞行时的安定性与操纵性，是至关重要的部件。

下图是同时装备中国人民解放军海军和空军的俄罗斯苏-30MKK 战斗机，其两个竖立的垂尾是如此之巨大，以至于每个垂尾都有一个垂尾油箱容纳航空煤油：
类似俄罗斯苏-30MKK 这样垂直竖立的巨型垂尾是隐身的噩梦。

以F-22 和歼-20 为代表的第五代战斗机采用了新形式的垂尾。

F-22 把垂尾大幅度外倾从而达到隐身要求。

歼-20 更进一步，采用全动垂尾并在边条和前翼涡流的配合下大幅度地减小了垂尾的面积，更加有利于隐身。

下面两图分别是美国的F-22 和中国的歼-20：那么将来接替F-22、歼-20 的下一代战斗机，它们的垂尾是什么样呢？我觉得下一代战斗机很可能没有垂尾。

第一种取消垂尾的方式是利用发动机的推力矢量控制飞机的方向安定性和方向操纵性。

麦道公司在竞争JSF 联合打击战斗机时就提出了这种方案。

JSF 项目的结果就是现在的F-35。

下图是麦道的JSF 方案，可以看出其平尾仅仅有非常小的上反角，可以说整个飞机没有垂尾：下图是麦道JSF 方案中的短距起飞垂直着陆型号，也可以看出整个飞机没有垂尾：第二种取消
垂尾的方式是综合利用发动机推力矢量、气动控制面、甚至从发动机压气机引气的方式实现方向控制。

下图是一个战斗机方案的风洞试验模型，请注意其发动机喷口后面的两个操纵面：发动机喷口后面的操纵面非常有利于飞机的雷达和红外隐身。

这两个操纵面完全可以代替平尾的俯仰控制功能，并且能一定程度地代替垂尾的方向控制功能。

当进行俯仰控制时，这两个控制面具有很高的效率：它们同时向上或向下偏转，不但利用了发动机喷气，也利用了因为引射原理而由发动机喷气带动的、处于喷口周围的气流。

具体地说，当拉杆使飞机抬头时，这两个操纵面上偏，从而使部分发动机喷气折向上方，产生抬头力矩；当推杆使飞机低头时，这两个操纵面下偏，此时发动机喷气通过引射作用带动的较高速气流流经下偏的操纵面上表面，形成正升力，产生使飞机低头的力矩。

因为发动机喷气及其引射作用的存在，这两个操纵面即使在低速时也有很好的操纵能力。

当进行方向操纵时，单侧操纵面偏转。

因为操纵面的转轴与飞机中轴线的夹角小于90 度，偏转单侧操纵面会产生侧向力，从而实现方向控制。

当然，产生侧向力的同时，也产生了滚转和俯仰力矩，所以需要用其他操纵面配合来消除这些不需要的力矩。

比如，主翼的副翼差动可以平衡这个不需要的滚转力矩、主翼的襟翼和这两个操纵面中另外一个的配合，可以平衡这个不需要的俯仰力矩。

下图是这个模型
所代表的战斗机的一个想象图：与这种操纵方式类似的一种方向操纵方法是YF-23 的蝶形尾。

蝶形尾也是既可以进行俯仰操纵也可以进行方向操纵。

当进行方向操纵时，蝶形尾同样会产生不需要的俯仰和滚转力矩，需要其他操纵面配合来消除。

YF-23 虽然更隐身更高速，却在竞争中输给了YF-22，关键原因是这个蝶形尾加上没有推力矢量的发动机在机动性上不如拥有常规垂尾平尾外加推力矢量的YF-22。

下图是YF-23：发动机喷口后的这两个操纵面的偏航/俯仰/滚转耦合问题，在诸如巡航和小过载机动时可以依靠上面说的通过各种不同操纵面的配合来实现需要的力矩、平衡掉不需要的力矩。

所以，这种在雷达和红外上非常隐身的操纵方式很适合不需要高机动的轰炸机、攻击机。

下图是一种采用这种操纵方式的轰炸机/攻击机想象图，图中飞机使用了采用弹性蒙皮的变形机翼（Morphing Wing）：但是当飞机进行剧烈的大过载机动以及过失速机动时，这种操纵方式则会力不从心。

比如当过失速机动时，机翼上的副翼、襟翼的效果会非常有限，无法参与平衡掉不需要的力矩的工作。

所以，一个额外的办法被加了进来。

先请大家看下面的图：图中的战斗机采用了在机头部向侧面喷气的办法实现方向
控制。

机头的喷气来自发动机的压气机。

利用从发动机压气机中引气参与飞机的气动控制早在上世纪五六十年代就有了，那时主要是使用吹气襟翼在起飞和着陆时产生额外升
力。

F-4 鬼怪战斗机的一些型号就使用了吹气襟翼。

第五代战斗机F-35 的短距起飞垂直着陆型号F-35B，是采用从发动机压气机引出的喷气在垂直起降中控制飞机的滚转。

下图是F-35B，可以看到从发动机压气机直接伸出一对导管进入机翼，并在机翼下表面形成喷口：这种直接从机头侧向喷气的方法即使在诸如大迎角、过失速之类的极端飞行姿态中仍然可以有非常效地实现飞机的方向控制。

相比之下，常规的垂尾在这些极端条件下的效果会大大地打折扣。

但是这种机头喷气的控制方式不但要求高性能的发动机以保证在提供充沛推力的同时给机头提供足够的压气机引气，也需要长长的管路把发动机压气机引气从处于后机身的发动机引导到机头。

虽有上述管路长、增加发动机负担的缺点，这种直接在机头喷气的控制方式却可以实现一些仅仅用发动机推力矢量所难以达到的机动能力。

这主要是因为机头喷气可以改变机头和边条涡，而通过用机头控制这些涡流，可以改变机翼和后机身的升力情况，从而可以实现一些即使是目前最先进的第五代战斗机也难以实现的机动。

下面是美国航宇局（NASA）研究这个气动布局的两张图：麦道公司的无垂尾战斗机试验机X-36 综合了两种方向控制手段：发动机推力矢量和开裂式副翼/减速板/方向舵。

其中发动机横向推力矢量是通过偏转位于扁平喷口内的导流片实现，而开裂式的多用途控制面则与已经装备美军的B-2
隐身轰炸机类似。

下图是飞行中的X-36，请注意其翼梢后缘略微张开的开裂式副翼/减速板/方向舵：B-2 作为仅仅以亚音速飞行的飞翼，其翼展大于飞机的长度。

在这种非常宽的飞翼翼梢用开裂式副翼/减速板/方向舵可以在巡航和非剧烈机动时实现非常有效的方向控制。

请注意下图中B-2 翼梢的开裂式副翼/减速板/方向舵：但是超音速的战斗机的翼展绝对不会象B-2 那么大，而且需要做非常剧烈的机动动作。

这就是为什么B-2 可以用开裂式副翼/减速板/方向舵作为主要的方向控制手段，而X-36 则必须额外加上发动机推力矢量才能满足要求。

从下面两图中俯视图的对比上，可以看出亚音速飞翼B-2 和验证超音速战斗机技术的X-36 在翼展与机身长度对比上的巨大不同：下图是波音公司在较早时设想的一种舰载战斗机想象图，这个方案也是综合了发动机推力矢量和类似开裂式的控制面。

请注意机翼上表面有扰流板。

当这个扰流板张开并且机翼的副翼下偏时（有些情况下后缘襟翼也可以参与下偏），可以起到与开裂式副翼/减速板/方向舵同样的作用：类似的，X-47 舰载无人机也是利用上翼面扰流板与副翼下偏配合实现方向控制。

当然，X-47 作为无须进行复杂的、剧烈的机动动作的大翼展飞机，可以凭此作为主要方向控制手段，而战斗机则必须有其他手段配合。

下图是X-47，其大张的上翼面扰流板与下偏的副翼此时不但用于方向控制，也用于在着陆
中的减速：波音公司最近又公布了一些下一代舰载战斗机的想象图，这些图的一个共同特征是没有垂尾。

下面三图是第一种下一代舰载战斗机的想象图和模型照片：下图是第二种，同样没有垂尾。

这是既可以有人也可以无人驾驶的战斗机：上面两个无垂尾战斗机方案的发动机喷口非常奇怪，我觉得波音公司为了不泄露技术窍门而“艺术”地掩盖或修改了一些内容。

不过虽然看不出喷口的具体操作方式，我觉得其原理不外乎下面三种方式：1，本文（上）和（下）中提到的直接用推力矢量；2，本文（上）中提到的采用喷口后操纵面利用喷气和引射气流操纵飞机；3，同时用上述1 和2。

本文小结：一，下一代战斗机很可能没有垂尾。

原来垂尾的功能主要由或单一使用、或综合使用下面四种方式来实现：1，发动机推力矢量；2，综合利用发动机喷气和引射气流的控制面；3，机翼上能起到与开裂式方向舵等效作用的多控制面的配合偏转；4，在机头或前机身喷出发动机压气机引气。

二，当采用在机头或前机身喷出发动机压气机引气的方式时，一个额外的收益是通过调节这种喷气可以控制流经机翼和机身的
涡流，从而实现一些高难度的机动。

DSI 的进一步发展
DSI 进气道因其在宽广速度范围能维持较高进气效率、重量轻、隐身的特点而应用在第五代的中国歼-20 和美国F-35 战斗机上。

本文旨在展望DSI 在第六代战斗机的可能前景。

关于第五代战斗机DSI 进气道，请见：从枭龙和J-10B 的DSI 看歼-20 的DSI。

1、下一代发动机给DSI 进气道设计以更大的灵活性下一代军用发动机很可能是基于ACE 技术的发动机。

ACE 是Adaptive Cycle Engine 的缩写，可以翻译为适应性循环发动机。

下图是通用电气公司对下一代ACE 发动机的设想图，其两级低压、一级高压风扇在三个涵道的划分和可调节风扇导向叶片/静子叶片外加中间涵道活门的作用下，可以在接近涡轮喷气发动机到较大涵道比涡轮风扇发动机之间进行变化：ACE 发动机使得DSI 进气道可以有更加宽广的速度适应范围。

ACE 发动机的一个特点是可以在接近涡轮喷气发动机到较大涵道比涡轮风扇发动机这个巨大的涵道比范围内变化。

这个特点有一个辅助的优点，就是对进气道的要求降低，可以容忍较低的进气效率、较大的气流畸变、并有高的喘振裕度。

这可以进一步拓宽DSI 的速度适应范围。

当然，DSI 的设计也在进步。

新一代的DSI 本身就可以进一步拓展其本来就宽广的适应范围。

为什么我强调DSI 而不是F-22 的CARET 进气道在下一代战斗机的前景呢？因为DSI 比CARET 的速度适应范围更广、重量更轻、结构更简单。

顺便说一下，ACE 发动机还有另外一个额外的好处，就是下一代战斗机可以将固定喷口作为一个选择，而不像第五代战斗机那样必需使用可调节喷口。

比如下图中的战斗机模型
使用了菱形的喷口。

这个喷口很可能是固定的：ACE 使战斗机可以用菱形喷口的原因是发动机的可调节涡轮导向
叶片与可调节的低压和高压风扇配合，使得排气即使不需要可调节喷口也可以适应从静止到超音速的宽广速度范围。

当然，下一代战斗机的喷口几乎肯定会参与飞机的操纵与控制，从而在推力矢量和喷气引射方面需要利用发动机排气的操纵方式，而这种操纵方式也连带有调节喷口的功能。

2、DSI 可能发展之一：从简单外压缩面发展到复杂外压缩面DSI 的外压缩面如果能抛弃目前的简单表面而使用复杂表面，不但可以进一步提高外压缩效率从而提高DSI 的效率，也可以使DSI 更灵活地适应飞机的气动外形从而进一步提高飞机的气动性能，更可以进一步提高飞机结构效率从而减轻飞机重量。

目前第五代战斗机的DSI 都是基于简单的、单一的外压缩面的DSI。

中国歼-20 的DSI 是把机头的倾斜侧面作为对来流预压缩的进气道外压缩面，DSI 的鼓包也设置在这个表面上。

下面两张歼-20 图中，可以看出歼-20 机头倾斜的、单一的外压缩面：同样的，F-35 的DSI 也是基于简单的单一外压缩面：下一代战斗机的DSI 很可能更进一步，是基于复杂的外压缩面。

比如下图中波音的下一代舰载有人/无人战斗机，其DSI 明显是基于机头一个内凹的曲面而设计的：下图中波音的另外一个设想图也是基于机头一个内凹的曲面：下图中，DSI 由两个外
压缩面：机头的倾斜侧面和边条/机翼下表面。

DSI 的鼓包处于这两个外压缩面的结合处，即飞机的“腋窝”处：有趣的是，当初歼-20 的真容还未透露时，有很多航空爱好者推测歼-20 的可能外形。

其中有一位推测了“潜龙”歼-20，就使用了这种基于复杂外压缩面的DSI，请看下面的两张图：“潜龙”的DSI 其实与波音设想的下一代DSI 非常接近，把波音的舰载有人/无人战斗机设想倒扣，使机腹成为机背、机背成为机腹，其DSI 则与“潜龙”的DSI 神似。

3、DSI 可能发展之二：鼓包和唇口形状的进一步发展
为了进一步扩展DSI 的速度适应范围，DSI 鼓包和唇口的设计正在进一步发展之中。

瑞典正在研究的第五代战斗机因出现时间晚（大概瞄准在2020 年左右），其进气道设计正在考虑一些新的DSI 鼓包/唇口形状，比如新颖的后掠唇口。

如下图所示：下图是瑞典第五代战斗机的设想图，其内置武器舱可以携带四枚中距空空导弹和两枚近距格斗导弹；飞机也可以在机翼下携带隐身武器舱：后掠唇口其实在波音X-32 上就出现了。

虽然X-32 是颌下进气，不是DSI，但是其设计原理与DSI 类似。

下图是早期的X-32，使用了传统的前掠唇口：下图是后期的X-32，使用了后掠唇口：本文小结：1、下一代发动机强大的适应能力使下一代战斗机很可能使用简单的固定进气道。

而DSI 因其宽广的适应范围、轻的重量、简单的结构而成为下一代战
斗机进气道的热门侯选；2、下一代DSI 很可能采用复杂的外压缩面从而进一步提高进气效率、减轻重量、并使飞机获得更好的气动外形；3、下一代DSI 很可能采用更新颖的鼓包/唇口形状以进一步扩展其本来已经宽广的速度适应范围。