主题：【原创】再谈中国第四代战斗机 -- 晨枫

空军的何为荣副司令在11月8日中央电视台上宣称，中国的第四代战斗机即将首飞，8-10年内装备部队。当年歼-10在首飞成功后，还保密多年，直到装备部队了，才在电视上露面。第四代战斗机（也称新歼）还没有首飞，就高调宣布，这说明了中国对自己的航空技术的信心。

但何副司令对第四代战斗机的细节一点都没有透露，对此人们只能猜测。一般认为，中国第四代战斗机应该采用鸭式布局。鸭式布局不仅具有优秀的机动性，还是中国在歼-10的研制过程中积累了相当经验的一种先进气动布局。其他可供考虑的布局包括像苏-30MKI的三翼面、像F-22的常规、像YF-23的先进常规和像S-37的前掠翼布局，DIY设计中国第四代战斗机一文中已经对各种布局作了综合评估，这里不再重复。

但鸭式布局只是一个大方向，大方向确定后，还有众多的具体问题。第四代战斗机的雷达应该是结合歼-10B、大预等先进技术的主动电扫雷达，座舱采用先进的大屏幕综合显示控制系统，采用飞行-火控-发动机高度交联的综合飞控系统，具有先进的光电探测系统和电子对抗系统等。但人们更为关注的是飞机的基本尺度和气动布局。

现代战斗机的机体结构重量通常占正常起飞重量的30%强，发动机约占15%。为了保证充足的作战半径，载油系数（机内载油和正常起飞重之比）因不小于30%，苏-27达到40%。50年代的F-80战斗机的机载设备（包括航电和辅助系统）重量约1000千克，F-16 的机载设备重量增加到约2000千克，新歼采用较重的主动电扫雷达，加上更多的各种电子设备，设备重量超过4000千克应该不奇怪。如果飞行员、生命保障系统加上基本空战武器（航炮、炮弹、空空导弹）算1500千克的话，正常起飞重量应该不小于22吨。如果机载设备、飞行员和基本武器的重量下降到4500千克，但载油系数增加到35%，正常起飞重量则是22.5吨左右。考虑到基本空空导弹应该采用机内携带，结构重量可能进一步增加，比较现实的正常起飞重量可能接近或超过25吨。最大起飞重量通常约为正常起飞重量的1.3~1.5倍，所以新歼的最大起飞重量可能在35吨左右。F-22的正常起飞重量约29吨，最大起飞重量38吨；苏-30正常起飞重量24.5吨，最大起飞重量34.5吨；所以新歼这个重量级的估计是合理的。

新歼要求能达到超音速巡航，理想情况下军用推力应该达到正常起飞重量的80%，也就是说，军用推力要达到196千牛，只有双发能达到这个水平，也就是说，单台军用推力要达到98千牛的水平。一般加力推力为军用推力的1.6倍左右，也就是说要达到156千牛的水平。美国从来没有给出过F-22的普惠F119发动机的加力推力和军用推力的正式数据，公开资料只说“高于156千牛”，实际上可能更高。如果按军用推力达到正常起飞重量80%和加力推力为军用推力1.6倍估算，F119的军用推力可能实际上为114千牛，加力推力为182千牛。传说“太行”的大改或者WS15已经达到152千牛，和上述估算接近。按发动机占正常起飞重量15%计算，相当于8.5推重比（按计入附件的毛重算），应该是比较现实的估计。

新歼应该具有超机动性。这不仅包括现在已经常规的过失速机动性，还应该包括超音速机动性，后者对于具有超巡能力的新歼尤其重要。在过失速状态下，传统的气动控制面如果不是已经失效的话，也已经没有多少作用了，只有推力转向才能提供可靠的飞机姿态控制。在超音速飞行时，飞机的主要气动控制面都处在激波锥后的低压区内，控制力矩大打折扣，也需要推力转向以提供可靠的飞行控制。推力转向喷口最好是F119那样二维喷口，可以“压扁”喷流，增大和环境空气接触的表面积，强化冷却效果，改善红外隐身。轴对称的三维推力转向在理论上比二维喷口具有更大的控制自由度，但实际上优越性不明显，也难以达到二维喷口把喷流压扁的效果。二维喷口可以实现俯仰和横滚控制，这两者的组合通常可以满足偏航控制的要求。

F-22的F119发动机采用二元喷口，除了可以上下偏转以实现推力转向，喷流可以压扁，强化和环境空气的混合，迅速降温，降低红外特征

上面提到新歼应该采用机内武器舱，也就是基本的空空导弹载荷不应使用翼下挂架。这不光有利于隐身，还有利于超音速巡航。外挂武器的阻力较大，严重降低超音速巡航的续航时间。空空导弹是战斗机的基本载荷，不挂载空空导弹出航，那是裸奔了，而不是去战斗。当然，机内武器舱不排除翼下挂架的存在，在隐身或者超巡要求不高但需要挂载最大数量的武器的时候，可以使用翼下挂架。翼下也可以用于挂载副油箱，极大地增强远程部署的能力。

至此，新歼已经确定双发重型的基本定位了。接下来是气动设计了。

由于已经确定新歼为鸭式布局，鸭翼的位置和大小就是首要的问题。鸭翼可以用作配平和涡升力。远距耦合鸭翼（如欧洲“台风”）侧重配平，近距耦合鸭翼（如法国“阵风”）侧重涡升力，中距耦合鸭翼（如中国歼-10）则两边兼顾，但两边也都损失一点。远距耦合鸭翼除了需要额外的扰流片产生涡升力外，还有可能阻挡飞行员侧下方的视线。飞机只有这么大，鸭翼要靠前才能达到远距耦合，这就这样进入飞行员的侧下视界，没有办法的事。近距耦合鸭翼的问题则是配平效应不显著，需要加大鸭翼，否则传统无尾三角翼的缺点又回来一点，但较大的鸭翼增加重量和阻力。中距耦合的好处是兼顾两者优点，坏处是兼顾两者缺点。考虑中国在歼-10取得的经验，中距耦合鸭翼应该还是合理的预测。

苏-30MKM的鸭翼和机翼位置太近，很难充分发挥出鸭翼的作用

鸭翼位置的另一个方面是垂直位置。苏-30MKI的鸭翼不仅紧靠着主翼，还处在同一水平面上。这是苏-27基本设计带来的问题，所以鸭翼效果受到很大的局限。欧洲和中国的鸭翼都高于主翼，这样有利于避免鸭翼和主翼的不利气动交联。新歼应该继承这一传统。有意思的是，网上流传的新歼想象图绝大多数忽视了这一点，而把鸭翼和主翼放在同一水平面上。这或许有隐身稍好的好处，但实际上不显著，除了在绝对水平的位置鸭翼和主翼的雷达投影重叠外，稍高、稍低都没有实际作用，该看到的还是一点也少不了，但同一平面对气动的影响太大了，得不偿失。

YF-23那样的大外倾双垂尾的隐身比垂直的单垂尾要好很多

和鸭翼对应的是尾翼的设计。为了尽量减小侧向雷达特征，垂尾应该倾斜，这就决定了新歼应该采用双垂尾。内倾的双垂尾和机体上方气流的交互作用较大，外倾的双垂尾比较好处理。为了错开鸭翼、主翼上脱体涡对双垂尾的冲刷，双垂尾要么前移，要么外移。鸭式飞机没有常规的平尾，双垂尾前移比较别扭，可能外移比较合适。如果和发动机的位置配合好的话，外移在结构上可以由较大共享，减轻结构重量。为了强化双垂尾的气动控制作用，垂尾以全动垂尾为宜。

YF-23的等边梯形翼实在是巨大，可能没有必要

F-22的机翼近似复杂多边形翼尖的大三角翼

麦道JSF的机翼相当于锯齿形后缘的大三角翼

鸭式飞机的主翼一般为大三角翼，YF-23那样的等边梯形翼太大，不一定合适。但大三角翼可以有很多变形，F-22的机翼可算是多边形翼尖和后缘略带前掠的大三角翼，F-35的机翼大体上也是同一个路子。麦道JSF和B-2的机翼平面则是锯齿形后掠，这是另一个选择。更加常规的普通三角翼的特性比较熟悉，但隐身效果不一定好。具体采用哪一种，只有深入的气动研究和风洞测试才能确定，估计是接近F-22机翼的某种大三角翼。机翼形状还有不定因素的话，机翼位置应该是确定的。现代战斗机大多采用中单翼，新歼应该也不例外。

F-22是典型的两侧进气口，位于翼根之前

F-18E则是翼根进气口，位于翼根之后

YF-23则是翼下进气口

欧洲“台风”那样的机腹进气口不大适合于机内武器舱的布置

气动设计的另一大挑战是进气口。现代战斗机的进气口大体有两侧（进气口在翼根之前，如F-22、F-35）、翼根（也在两侧，但进气口在翼根之后，如F-18）、翼下（如苏-27、YF-23）、机腹（如“台风”、歼-10）。

新歼的进气口不仅要考虑大迎角机动时稳定进气的问题，还要考虑避免挤占机内武器舱空间的问题。F-22的两侧进气道实际上挤占机内武器舱较严重，所以机内武器舱一分为三，降低了空间利用率。翼根进气口只是把两侧进气口向后推移，所以同样有挤占的问题。机腹进气口挤占更严重。只有翼下进气口可以空出中线位置，前机身向后延长以容纳机内武器舱比较容易。单一而较大的机内武器舱的空间利用率和使用灵活性都大大高于多个窄小的机内武器舱。翼下进气口还能形成像苏-27一样的双发之间的“隧道”，用翼身融合体产生额外升力，极大地提高大大迎角机动性。翼下进气口还可以使双发间距较大，发动机舱自然提供双垂尾的安装点。不过翼下进气口有湿面积较大的问题，波导阻力较大，不利于超巡。间距较大的双发喷口之间也容易形成低压区，造成阻力，需要采用苏-27的尾锥或等效的减租措施。或许不用尾锥，而用B-2那样的“河狸尾”也可以达到同样的目的。

F-22的机内武器舱由于进气道的挤占，只能一分为三，空间利用率较低

YF-23打开武器舱的图找不到，但座舱后的“鱼肚子”有很大一部分就是较大的单一机内武器舱，容易挂载各种武器

进气口位置确定后，进气口本身的设计就是下一个问题。进气口有两个作用，一是边界层分离，将呆滞气流从发动机进气气流中引开；二是控制进气激波位置。隐身战斗机的进气口边界层分离主要有三个类型：分离板（如F-22），DSI（如F-35），吸气（如YF-23）。各有各的优缺点，三者也都可以和内部的调节斜板结合起来，或者和欧洲“台风”那样的可调唇口结合起来。成飞在枭龙04号和歼-10B上已经使用了DSI，成飞报道对Caret进气口也深有研究，但还没有见到中国研究吸气式边界层分离的报道。

F-22的进气口和机身之间的空隙就是用来分离边界层的

F-35是世界上首先使用DSI技术的

YF-23的吸气式边界层分离技术上比较特别的，隐身效果最好

激波位置可调的可调进气口在重量和隐身上都不好，但可调进气口可以根据速度不同，是发动机总是工作在最优工况，对超音速性能很重要。早期超音速战斗机的推力不足，只有用可调进气口。F-16是第三代战斗机里第一个不采用可调进气口的，固定的进气口重量轻，维修也简单。F-22的进气口也不可调，那是为了隐身。不过F-22的发动机推力巨大，可以用蛮力达到超巡。如果大改“太行”或者WS15性能欠缺一点，比如推力不足，或者耗油偏高，那给发动机帮一把就是很重要的，可调进气口就很必要。

这样，总体布局就清楚了。

方案一从法国“阵风”开始，将鸭翼前“边条”压扁，形成折边，导向机头，和F-22一样；进气口也改成F-22的Caret进气口

方案一、类似法国“阵风”的两侧进气方案，菱形截面机头，菱形折边向后上方倾斜，融入鸭翼；鸭翼之下偏后是斜切菱形的Caret进气口，像F-22一样的进气口向后延伸的折边自然形成边条作用，产生涡升力，主翼在稍后的位置。发动机舱外侧是安装大外倾双垂尾的尾撑，V形双垂尾和鸭翼共同实现气动控制。网上盛传的Caret加DSI的图片不大可能。DSI用鼓包把边界层剖开，用空气动压顶向两边，然后都进气口唇口和机体的结合角落泄放出去。Caret本身是斜的，上唇盖住了鼓包，或者下唇离鼓包太原，鼓包难以把剖开的边界层呆滞气流有效地泄放掉，除非是三维不对称的鼓包，那设计难度增加不是一点点，但收益有点可疑。

方案二相当于加鸭翼的YF-23，有鸭翼了，所以可以减小双垂尾

方案二、类似加鸭翼的YF-23，翼下进气，机头和鸭翼的设计相同，但梯形截面进气口后缩到翼下，用机翼和边条形成预压缩作用。可以采用“底朝上”的DSI，最好用吸气式边界层吸除，在通过孔道在机翼上表面泄放。好处是大迎角时进气稳定性好，大迎角时可以利用双发之间的“隧道”产生压缩升力，坏处是湿面积大，阻力大。

上面是按双发重歼设计的，但要是放宽隐身要求和超巡要求，并降低航电和武器要求，机载设备、飞行员和基本武器的重量下降到3500千克，依然按照机体结构重量通常占正常起飞重量的30%强、发动机约占15%、载油系数30%计算，则正常起飞重量可以下降到14吨，最大起飞重量约20吨，和F-16相仿，这样使用单台大改“太行”或WS15就可以达到1.14的推重比，军用推力下的推重比则为0.7，不足以实现超巡，也不及F-15的水平，但超过F-16和F-35的水平。这样的话，新歼也可以是单发中型的定位。用两台100千牛级的先进中推升至两台基准“太行”可以提供比一台大改“太行”或WS15更大的推力，但很容易掉入米格-29的陷阱，发动机占用太多的体积和重量，没有给航电、机内燃油和武器留多少余地。