航空知識特稿:殲10氣動布局特點及戰鬥性能分析 zt (圖)

（圖一）靜安定度的後尾式、無尾式和鴨式飛縱向配平方式的示意圖（圖二）圖中虛線代表總升力而點劃線全表位流升力，兩條線的差別就是理論渦升力（圖三）於有了渦升力，三角翼的升力線斜率和最大升力係數等均大大提高。如果把大後掠角的鴨翼和主翼近距耦合配置，便會產生有利幹擾，而脫體渦的效率會更高，渦升力也更大

航空知識特稿:殲10氣動布局特點及戰鬥性能分析

2007年03月21日 航空知識


　　文／傅前哨

　　殲一10戰鬥機采用了鴨式氣動布局，這在我國研製成功的戰鬥機中還是首次。在世界戰鬥機的大家庭中，有一些比較先進的戰鬥機也采用了類似的布局，如瑞典的Saab一37“雷”、JAS 39，法國的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“陣風”，以色列的“幼獅”C2、“獅”，俄羅斯的米格1.44以及西歐四國合作研製的EF2000“台風”等等。隨著航空技術的深入發展，新型鴨式戰鬥機方案不斷出現，並躋身先進戰鬥機的行列。那麽，鴨式布局戰鬥機有些什麽特點，其氣動特性又如何呢?

　　高低速性能好

　　采用後尾式和無尾式氣動布局的普通高速飛機，由於種種原因，其低速性能往往不佳。而鴨式布局則可以滿足戰鬥機對高、低速。性能的要求。因為這種布局能很好地兼顧高速飛機所需的細長體外形和飛機實現短距起落所需的高配平升力係數。這是因為：一方麵，細長鴨式布局在由亞聲速過渡到超聲速時，其焦點移動而引起的安定度增量比後尾式要小，這對高速機動飛行是有利的。另一方麵，在大迎角進場或飛行時，它又能產生比後尾式和無尾式飛機高得多的配平升力。這說明它亦適合低速飛行。

　　配平升力高

　　圖一是靜安定度的後尾式、無尾式和鴨式飛機縱向配平方式的示意圖。飛機在空中做定常水平飛行時，其重力與升力，推力和阻力是相等的，全機力矩也是平衡的。為獲得配平力殲一10A用的鴨式布局方案雖然在中國早期殲一9概念中曾有過體現，但其中涉及的諸多技術問題是在殲一lO上獲得了最終的完美解決劉應華攝矩，無尾式及後尾式飛機需要付出一定的升力代價。在飛行中，機翼的升力Y及全機零升力矩Mzo對飛機重心要產生一個低頭力矩。為平衡這個力矩，無尾式飛機要上偏升降襟翼，後尾式飛機要上偏轉升降舵，以便產生一個負升力去配平，致使全機升力下降。當然，小迎角飛行時平尾的負荷不大，它付出的升力代價也很小。但是當飛機以大迎角飛行，並采取增升措施時(例如放襟翼)形勢就惡化了。因為增升時會帶來很大的附加低頭力矩。為配平這些附加力矩，平尾後緣必須上偏很大的角度，這將使增升效果顯著降抵。倘若機翼采用高度增升的方法。有時連配平都很困難了，隻好在平尾上采取高度增加負升力的措施。國外不乏這方麵的例子。美國的F一4飛機由於在後緣襟翼上采取了附麵層控製技術，使低頭力矩增加很多，結果尾翼在配平時已接近失速，隻好對平尾進行修改，使前緣上翹，將翼型變為反彎度的。而日本的PS一1水上飛機則是在尾翼下表麵吹氣以增加負升力。後尾式布局尚且如此，無尾式飛機配平高升力就更困難了。

　　相比之下，鴨式布局比後尾式及無尾式布局優越之處在於：其抬頭俯仰力矩可由飛機重心前的正升力麵(鴨翼)提供。這真是一舉兩得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那麽為什麽以前人們很少采用鴨式布局呢?這是因為常規的鴨式飛機有三大缺點：(1)前翼對主翼存在著強烈的下洗，使主翼升力降低。盡管前翼的升力是正的，彌補了部分升力損失，但配平時的總升力不見得比後尾式高很多。(2)鴨式布局配平問題不好解決。一般情況下。鴨翼的負荷要比尾翼大，往往為尾翼的3～4倍。因為把鴨翼放到前麵，全機焦點隨之前移，重心也需向前調整。這樣鴨翼離重心的位置近，力臂短，使它的配平能力受到限製。再加上主翼對前翼有上洗，在大迎角時前翼容易先失速。這對起飛著陸和大迎角機動來說是不利的。直到上世紀60年代末瑞典人研製成功Saab一37飛機後，這些缺點才得到了一定程度的克服。作為M數為2一級的飛機，Saab一37沒有采用複雜的增升措施就使起降距離縮短N400多米，達到了短距起落的要求。這一成就引起了國際上的廣泛注意。Saab一37采用的是近距耦合鴨式布局，利用前後翼間脫體渦的有利幹擾實現了高升力。(3)由於脫體渦在主翼麵上的生成、發展、破裂和漂移對飛機的升力和縱橫向的力矩特性影響很大，使得縱向力矩曲線出現極嚴重的非線性化，並導致了飛機的操穩品質變差。為了解決這一問題，常規鴨式布局飛機不得不增大飛機的安定度，以求得縱向力矩曲線變得較直。這樣一來，飛機的配平阻力增大，前翼的配平能力減小，導致飛機的機動性和起降性能變差。解決的辦法之一是采用電傳操縱係統，放寬靜穩定性。

　　利用脫體渦獲得高升力

　　人們通過實驗發現：45度以上的大後掠角薄翼在迎角很小時，氣流就從前緣分離，並卷成一脫體旋渦。此脫體渦的渦心壓力很低，由於上下壓力差的作用，使得翼麵的升力有所提高。我們知道，三角翼總升力等於位流升力和渦升力之和。

　　位流升力是根據位流理論計算出來的升力。圖二中虛線代表總升力，而點劃線代表位流升力(圓圈為實驗點)，兩條線的差別就是理論渦升力。可見，由於有了渦升力，三角翼的升力線斜率和最大升力係數等均大大提高。如果把大後掠角的鴨翼和主翼近距耦合配置，便會產生有利幹擾，而脫體渦的效率會更高，渦升力也更大(圖三)。當鴨翼置於主翼的前上方時，前翼脫體渦因進入了主翼上表麵的低壓區而有利於渦心的穩定，延遲了旋渦的破裂並提高了前翼的失速迎角。此外，前翼脫體渦不但在前翼上誘導出渦升力，而且它在掃過主翼上表麵時也給主翼誘導出一個渦升力。前翼渦的存在還有助於控製在主翼上形成的前緣渦，而延遲了主翼的失速。由於主翼一方麵受到前翼的下洗(內翼段)，另一方麵也受到前翼的上洗(外翼段)，所以使總的下洗量減輕。由於這些有利幹擾的存在，近距耦合鴨式飛機在大迎角時升力較高，而失速迎角也較大(可達30度以上，而普通後尾式飛機的失速迎角隻有十幾度)。這對於擴大飛機的機動飛行範圍和改善高速飛機的起降性能都具有重要意義。

　　在前後翼的相互幹擾中，除了前翼對主翼的下洗為不利幹擾外，其它均為有利幹擾，這就使得近距耦合鴨式飛機比相同翼麵積的普通鴨式飛機的升力大很多。在起飛狀態下，近距耦合鴨式飛機可比無尾三角翼飛機的升力係數高出一倍!

　　當然，由於下洗的幹擾量很大，在小迎角時有利幹擾還不足以抵消不利幹擾。即便是這樣，在小迎角時，近距耦合鴨式飛機的最大升阻比已相當於同級後尾式飛機了。隨著迎角的增大，有利幹擾量逐漸大於不利幹擾量。當迎角達到16度左右時，近距耦合鴨式飛機的有利幹擾便超過了不利幹擾，其全機升力係數已高於單獨前翼與單獨主翼升力係數之和，這是普通後尾式飛機所不能及的。因為對後尾式飛機來說。也存在主翼對尾翼的下洗問題，而且此不利幹擾還隨迎角的增大而增大。即使讓尾翼也產生正升力，它的全機升力係數也始終低於兩個單獨翼麵的升力係數之和。

　　擦地角大

　　鴨式布局的飛機還有一個優點：由於主翼在後麵，機身尾部短，擦地角(機尾觸地的角度，由主輪和尾噴口之間的連線與地麵水平線之間的夾角確定)可以設計得比較大，這有利於飛機以較高的迎角(14度～18度)起降。而普通後尾式飛機的後機身較長，擦地角往往隻有8度、9度。

　　近距耦合鴨式飛機也還存在著缺點：配平困難的矛盾沒有得到根本的解決，這就大大地限製了它的使用範圍和性能的發揮。為了克服此矛盾，國內外的飛機設計部門采取了一係列技術。例如采用展向吹氣或弦向吹氣的方法提高前翼的配平能力；或者采用電傳操縱係統和主動技術放寬飛機的靜安定餘度，把前翼從沉重的負擔中解放出來，並且利用前翼和主翼動翼麵的協調動作去實現直接升力和直接側力控製。“陣風”和“台風”及JAS 39等新一代采用鴨式氣動布局的戰鬥機均裝有電傳操縱係統，可以實現主動控製，所以它比Saab-37更前進了一步，氣動性能也大幅度提高。

　　新型鴨式飛機已經在上世紀90年代嶄露頭角，而且在氣動上它們還大有潛力可挖。可以預言，隨著二元噴口、複合材料、前掠、動力增升以及主動控製等新技術的應用，鴨式飛機的性能將會有更大的提高。

從殲-10戰機公開發表照片分析性能　看圖識殲一10

　　飛機研製是一個複雜的係統工程，涉及到氣動、結構、材料、電子、機械、動力裝置等方方麵麵的學科，需要在研製的過程中不斷地進行綜合權衡，不斷地解決出現的新問題，曆經多年才能完成一個研製周期。可以說，現代飛機尤其是先進的戰鬥機是代表一個國家技術水平的典型產品，是一個時代的科技結晶。

　　新機設計的第一項工作是根據軍方的戰術技術指標要求，給出所要研製的飛機的推重比和翼載荷。有了推重比和翼載荷這兩個參數，飛機的大小、尺寸、動力裝置、翼麵積等便大致確定了。接下來遇到的第一個問題便是：為滿足速度、高度、航程、載彈量等主要要求，應選擇什麽樣的氣動布局，采用什麽樣的主翼。然後，對幾種候選方案進行數值計算和一係列的風洞選型實驗，直至確定出一個最理想的基本外形。在隨後的一段時間內，仍需對該方案進行不斷的修改、完善，直至飛機上天。在飛機試飛階段，根據實際飛行的情況，再作一些必要的改進。可以說，飛機的氣動設計工作貫穿新機研製工作的始終。而最關鍵的技術決策，是對飛機氣動布局和基本外形的選擇。因為它關係到後麵的一係列開發工作和巨額投資。

　　什麽是飛機的氣動布局?氣動布局通常是指其不同的氣動力承受麵的形式。整個承力麵係統特性決定了各承力麵之間的相互位置以及各承力麵的相對尺寸和形狀。

　　按輔助翼麵與機翼相對位置的不同，有以下幾種氣動布局形式：

　　A.“常規”式(即後尾式)，水平尾翼(安定麵)在機翼的後麵；

　　B.“鴨”式，水平前翼(安定麵)在機翼的前麵；

　　C“無尾”式或“飛翼”式，飛機隻有一個主承力麵；

　　D：“三翼麵”式，在機翼的前麵和後麵各有一個輔助翼麵；

　　E.“串列”式，前後兩個機翼的翼展、麵積一樣大，或接近。

　　從萊特兄弟的第一架飛機升空到現在，飛機的氣動布局主要就是以上這幾種。

　　任何一種氣動布局都有其長處，也有其不足。飛機設計師的任務就是，盡可能地發揮所選布局的優點，縮小它們的缺點。世界上新一代戰鬥機之所以大部分都采用了鴨式氣動布局，自然有其道理。因為通過幾十年的努力，采用該布局的飛機在氣動上的優勢已大大擴展，而弱點則得到了一定程度的克服。在主要的氣動特性方麵，鴨式布局飛機已取得了非常明顯的進步。

　　2006年12月30日，《解放軍報》刊發了《我新一代殲一10戰鷹列陣領空》的消息：記者從權威部門獲悉，殲一10戰鬥機目前已批量裝備部隊，這對於有效提高我空軍防衛作戰能力，加快我軍武器裝備現代化建設步伐具有重大意義。

　　從公開發表的殲一10的照片分析，這種新型國產戰鬥機的主翼為麵積較大的、後緣略帶前掠的三角翼。在主翼上方不遠處的前機身兩側布置了一對鴨式前翼，其構形是非常典型的近距耦合鴨式氣動布局。由此可以看出，殲一10戰鬥機所采用的氣動布局是與世界先進航空技術潮流合拍的。由於能夠充分利用前翼產生的脫體渦對主翼形成的有利幹擾。其最大升力係數應該很高；再加上主翼的麵積大、翼載荷小。它的空戰機動性能肯定不錯。

　　該機的機翼與機身之間的過渡區明顯采用了翼身融合體設計，不但“浸潤”麵積小、阻力小、雷達反射截麵積小，還大大增強了結構，擴大了機內容積。由此可以看出，其機內的載油係數較高，航程和作戰半徑應該較大。

　　殲一10采用了可調式腹部進氣道，這種進氣道的外形阻力本來就比兩側進氣方案的阻力要小，再加上其進氣道可以隨M數的變化自動進行調節，推力損失小。因此，可以推斷出，該機的高空、高速性能和低空突防性能應該很好，明顯優於F一16、F／A一18M采用固定式不可調進氣道的飛機方案。

　　殲一10的主起落架為“外八字”式機身起落架，與采用機翼起落架的方案相比，其主翼下表麵比較“幹淨”，不受主起落架收放的影響，可布置更多的掛架；而且能在翼根部位掛載一些比較長、大、重的載荷。由此可以看出。它的外掛能力較強。

　　該機的主起落架的位置比較靠後，擦尾角比較大。通過照片分析，在起降過程中，其前翼是上偏的，而襟翼是下偏的，對照國外的“陣風”、“台風”戰鬥機在起降時相關翼麵的偏轉情況(它們的襟翼基本上不能放下)，可以推斷出：在條件相當的前提下，殲一10的短距起降性能要高於國外第四代戰鬥機的水平。

　　飛機的擦尾角與“防倒角”之間是有一定關係的。通過“防倒角”基本上就可以確定出全機重心的位置。由殲一10主起落的設置情況看，該機的重心位置比較靠後，距離鴨式前翼的位置比較遠。這隻有一種解釋：該機是靜不安定的，而放寬了靜穩定餘度的飛機必然要配備電傳操縱係統。

　　毫無疑問，采用了近距耦合鴨式布局、翼身融合體、電傳操縱係統、可調式腹部進氣道等先進技術的殲一10戰鬥機，僅僅從氣動特性的角度看，就會是一架最大升力係數大、可用配平升力係數大、翼載荷小、超聲速阻力小、中低空機動性能好、外掛能力強、起降滑跑距離短的優秀機型，完全可以躋身於世界先進戰鬥機的行列。