主题：【原创】对我国五代机某方案的分析 -- 高高空

似乎发不了图片，还是贴上链接吧

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H4B-A3-2方案截图

整体布局

看到这个示意图，我的第一感觉是和08年珠海航展上的暗剑无人机很相似，接着便想到了歼-10飞机宋文骢总师的《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》论文，非常符合文中的描述。按照论文所述，某方案采用升力体边条翼鸭式布局。它在纵向是静不稳定的，在偏航方向也放宽了静稳定度。该方案采用小展弦比中等后掠角机翼、较大面积的上反鸭翼和比常规战斗机垂尾面积小一个量级的全动垂尾，并且采用腹部进气形式和S弯进气道。

看到这张图，第一个感觉就是机身超宽，堪称飞翼式战斗机以外的第一。F-22和YF-23的座舱宽度都是1.1米，把这个图放到驾驶舱等大，量出机长19.4米，翼展13.8米，鸭翼翼根处机身宽度4.6米！选择如此宽机身的理由估计与宋总的论文有关，可能是为了提高超音速状态的升阻比以利于超巡。

IDF的研制过程型号演变，这个图不全，可惜没有扫描仪

这个编号也挺有意思，H4B-A3-2。一般来说，飞机开始设计的时候都有几个方案，然后逐步筛选，选中的进入下一轮继续改，同时换一个新编号——往往就是在原编号基础上再加后缀；如果这个编号也按照这一规律来，那就应该是H构型—4号结构—B版—A系改进结果—第3方案—第2次修改。如果猜错了那无非就是哈哈一笑，如果猜对了，那么说明这个图已经进行过好几次筛选修改，不是最终方案也差不多，基本外形可能不会变了。

飞机配平

在和幻炎MM的讨论中，她对这个示意图的疑惑主要在飞机配平（保持飞机纵向平衡）上。该机前机身宽度远远超过同样为扁平机头的YF-23和米格1.42，同样是机首4.5米处，FY-23宽度为2米，示意图则为3米。如此宽硕的前机身，必然会产生巨大的抬头力矩，而且速度越低、迎角越大越是如此，从而导致飞机配平困难。

我认为该机可以采用向下倾斜矢量喷管的办法配平，然后由气动舵面控制飞机机动。这样做不仅可以在任何情况下保持飞机配平，而且在巡航飞行中，由于不需要偏转鸭翼，因此能起到减少阻力的作用；根据法国达索公司对阵风飞机采用矢量喷管的效果评估，可以减少超音速巡航时发动机推力3%。某些飞机，比如英国的鹞式，发动机喷口向下偏转时还可产生超环流效果，提高飞机升力。不过一贯持悲观态度的幻炎MM再次指出，这样做对喷管的可靠性要求太高，万一机动时出故障就悲剧了，可能无法仅靠气动控制面恢复状态，而F-22是有这个能力的。这个说法贫道也在书上看到过，不过鉴于美国人一向好玩春秋笔法，是否有什么限制条件没有说那就不清楚了。鸭翼飞机其实在超音速状态下配平有优势，只不过负偏鸭翼会造成升力系数损失，但这也是没办法的事情，宋老的论文就是这个结论。

示意图的机翼和XB-70轰炸机的前翼对比

前机身导致升力中心前移没关系，跟着移动飞机重心就可以了，保持升力中心和重心的位置才是关键。根据宋总的论文，新一代战斗机的纵向静不稳定性要从F-16这一代的3%平均气动弦长增加到10%量级，示意图中的机翼形状和美国XB-70轰炸机的前翼平面形状类似，因此我用它的气动弦长生搬硬套，估计示意图的气动弦长为4.2米左右，也就是说升力中心与重心的距离不过是从0.12米增加到0.42米量级，区区0.3米的增加在图上不可能看出来。要适应巨大机头造成的升力中心前移，重心估计要移动不少，发动机位置变不了，挪起来最方便的就是电子设备舱，这也和驾驶舱位置的异常吻合。同时电子设备舱前移还可以给内部弹舱留出空间，估计其位置在两台发动机之间。

示意图、YF-23、F-22的平面图对比，注意驾驶舱的位置

暗剑无人机的机首，底部十分平坦

从图上看，F-22和YF-23的驾驶舱都在机首2.3米处，而该机则在4.2米处，多出来有2米，这应该不会是画图画错。现代战机上驾驶舱靠后很少见，因为要保证飞行员起降时能看到地面跑道和对地攻击时易发现目标，因此必须有一定的下视角，FC-1就是-13度；驾驶舱靠后，要么下视角小，要么机身很高增大阻力，这都不是设计师愿意看到的。我估计，该方案的机头会类似暗剑无人机，下表面平坦，对进气道气流进行预压缩；只有上表面倾斜，以维持飞行员视线。这样机头雷达罩就不可能再是歼-10那种正圆形，因此会造成雷达波畸变，需要用特殊的算法进行调整，这个不是很难。

那么为啥要把驾驶舱向后移动呢？我想到3个原因。一个是机体长度大，飞机稍有俯仰就会使驾驶舱上下震动，容易使飞行员疲劳，后移驾驶舱可以减轻这种现象；F-22这次摔机就是因为过载变化太快导致飞行员昏厥，所以不可不防。一个是为了对抗隐身措施，需要用功率更大的雷达，因此需要更强的散热系统和更大的安装空间，但不可能全占了这2米的长度。第三就是将部分电子设备挪到机头，移动飞机重心以利于配平。

速度与机动

从图上测量，示意图机翼后掠角为35.6度，在现代战斗机中算小的。作为对比，YF-23后掠角39.5度，F-16是40度，F-22是42.2度，苏-27是42度，F-15是45度，只有FA-18和F-35的30度比它小。一般来说，飞机速度越快后掠角越大，因为这有利于减小超音速状态下的激波阻力。FA-18和F-35是战斗攻击机，不追求太高的速度，因此选择了对亚音速有利而跨音速、超音速稍逊的小后掠角。示意图飞机采用这种小展弦比（大约1.44）、小梢跟比（估计0.32）、小后掠角的机翼，侧重点是在高亚音速区域。

该示意图的两台发动机间隔很宽，且不说F-22那种紧靠在一起的情况，就是YF-23都没有它宽，双发的喷口中心距离至少有3.3米（F-22只有1.4米）。对于战斗机来说，亚音速时发动机间隔越大阻力越小，超音速时间隔越大阻力越大。选择如此巨大的发动机间距，不仅意味着对亚音速性能做了妥协，还表示一台发动机熄火时的偏航力矩更大，对安全返航不利。不过配合矢量喷管，这么大的间距有利于飞机滚转和偏航，能提高大迎角性能。

F-22侧视图，尾部很扁

米格1.42，喷口两侧为气动尾板

飞机的底部阻力占总阻力的很大部分，因此F-22和YF-23都尽力缩小后机身横截面积，以利于超音速巡航。示意图的后机身极宽，为了不让机翼在大迎角时遮蔽垂尾，还特意把垂尾放在了最边上，和米格1.42的机尾结构有些类似。这要求加强边缘部分的结构强度，也就意味着厚度不会太小；注意上图中的气动尾板，就在发动机喷口两侧，估计减阻还是向机动做了妥协。和它类似的机尾结构只在苏-47上看到，但苏-47的垂尾装在发动机舱外侧，不用担心强化结构强度的问题，和示意图的结构正相反。

从这三点来看，该方案主要考虑的是高亚音速的机动能力，超音速巡航做了妥协，这和上一篇文章对我国五代机取舍的分析一致。超音速巡航一方面需要增大发动机军用推力，一方面需要提高超音速升阻比；我国发动机一贯落后，指望不上，估计该方案主要是靠升力体构型、提高静不稳定度来减小阻力。基本判断是，这款飞机强调的是亚跨音速阶段的机动能力，最大速度恐怕不超过2M。当然，现代远程导弹越来越好用，飞机本身的最大速度不再那么重要，能持续保持1.5M的速度对空战来说更重要。

不过该机的机动性有一个潜在的隐患。升力体机身宽度世界第一，发动机间隔也很大，这导致飞机绕纵轴滚转时阻尼大，同等情况下滚转率低。从机翼上的虚线看，前后缘襟翼的面积也远小于F-22和YF-23，想加大都因为机身太短而缺乏空间。虽然平时可以靠矢量喷管的配合保持很高的滚转率，但一旦喷管故障位置锁死，那么其机动能力恐怕会大幅度降低。这时候鸭翼又要全力配平飞机，飞控的难度低不下来。机械式的矢量喷管大致分9种，可靠性和寿命都不怎么样，唯有引射矢量喷管能集众多优点于一身，只是这东西现在还在研究阶段，能否在4、5年内投入使用很难说。

鸭翼与边条

根据宋总的论文，为了把最大升力系数提高到一个新的水平，同时适应双垂尾造成的升力系数损失，需要采用升力体边条翼鸭式布局，具体内容在论文中都有描述。鸭翼主要负责控制飞机的抬头倾向，提高大迎角性能。前掠鸭翼仅此一家，我猜测这一方面是为了增大鸭翼的力臂，提高控制能力。另一方面鸭翼翼根与机体之间的V型缺口可以起到气动翼刀的作用，阻止附面层外扩，减少巨大的机首堆积下来的附面层影响，避免鸭翼气流失速影响控制能力。

红蓝白色的F-15MTD，其鸭翼外端向上翘，这就叫做上反

根据宋老的论文，升力体机身用鸭翼的主要障碍是鸭翼只能与主翼在同一平面上，而不是像歼-10那样安装在高出主翼的位置，这样的结果就是不利于鸭翼发挥近距耦合作用，增升效果减弱。美国在F-15MTD试验机上验证过解决办法，那就是让鸭翼上反，这样可以部分弥补。但是从隐身考虑，鸭翼上反会增加正面雷达波反射，不利于隐身。模拟图采用了大边条升力体鸭翼布局，由鸭翼和边条共同起到拉出有利脱体涡的作用，因此鸭翼主要考虑配平即可，因此我认为鸭翼会与主翼安装在一个平面上，类似于上图中的暗剑无人机。

全动垂尾

全动垂尾虽然少见，但是全动平尾早已经应用在战斗机上，这主要是为了适应超音速飞行时的控制要求。当飞机速度在1.0-1.2M之间时，机身表面部分气流速度达到超音速，这一阶段被称为跨音速段，全部气流速度超过音速则称为超音速。音速就是物体震动的传播速度，因此超音速之后，后面空气的种种变化都影响不到前面的空气，这点就是全动平尾出现的主要原因。

采用非全动平尾的P-51，其水平尾翼上有一道缝，那就是平尾控制舵面的位置

飞机以亚音速飞行时，水平尾翼舵面上下偏转不仅能影响到自身表面的气流，还会因为气流的堆积效应影响到前面固定翼面部分的气流，从而使总有效控制面积增大，产生足够的控制力矩。当飞机水平尾翼上下表面的气流达到超音速后，舵面对气流的影响无法延续到前面的固定翼面上去，因此控制力矩就会不足，飞机反应迟钝。为了保持飞机的配平能力，提高其敏捷性，因此设计师只能选用重量较大的全动平尾。

全动平尾没推广的主要原因与飞机在水平转弯时的动作有关。只要飞行员受得了，战斗机转弯越快越好，这样可以在空战中取得主动。为了加速转弯，飞机需要很大的力量来改变自己的运动状态，因此战斗机转弯时都是先围绕自己的纵轴滚转30-90度侧起身来，然后飞行员向后拉操纵杆，飞机等于是在横着抬头，然后这么转过去，整个过程中起主要作用的一般是水平尾翼，因此有全动平尾就足够了。飞机之所以强调大迎角性能也是为此，好让自己能更快的横着转过去，可不是为了飞行表演好看。

示意图中垂尾面积很小，后掠角也不大，这是为了增强飞机的大迎角控制能力。根据宋总的论文，来自前机身的脱体涡会在垂尾处诱导出较大的向外的气流，等于单垂尾飞机带侧滑角的情况（就是飞机虽然大体横着，但机头比机尾高，在这种情况下快速转弯）。这会造成机身尾部和垂尾都受到向下的压力，对飞机在大迎角时的纵向配平不利，导致飞机难以低下头去，影响飞机机动性（如果控制不了，那飞机就会在天上翻跟头，然后就进入尾旋）。想解决这个问题，需要采用面积较小的垂尾。一般双垂尾的相对面积为20-25%，根据宋总论文，示意图中的全动双垂尾为10-13%量级；虽然放宽了偏航方向的静安定度，但仍可保持基本的偏航稳定度，并维持垂尾作为偏航控制装置的功能。

隐身性能

根据当头一砖学霸所言，谈论隐身设计要记住隐身的信号处理三大步骤：外形（面反射、主瓣）〉绕散射（线、二三次旁瓣）〉点散射（多次旁瓣）。根据顺序，前一个是后一个的基础，处理后者必须综合前者，每一个代表一个信号缩减的数量级；外形设计是基础，设计的好它能达到-10到-15分贝的效果。只有在低于0分贝时，第二个信号特征才逐渐变为主要信号特征，这个时候处理绕射、散射则是主要手段，这个信号段能缩减-8分贝左右，综合前者可以达到-20到-30分贝的水平，一般相信美国的技术主要在这一级。从117到22隐身技术的进步不会在信号极限上有什么贡献，只能是在可维护性方面有所进步。

理论上正常布局和鸭式布局都属于信号处理的不良布局，没有绝对的高下之分，正常布局和鸭式布局的RCS差别要到0.001以后才会体现出明显的区别。综合而言，鸭式布局因为机翼面积大，机体修长，垂尾机翼前翼分布合理，干涉少，综合周向隐身比常规布局略有优势，但因为前翼的存在，前向隐身需要花费较大的精力和更复杂的处理方案，总体上来说鸭式布局和常规布局并没有什么本质上的区别，隐身和气动综合的难度差不多。

飞机的隐身设计就是不断的重复在飞机电子模型上画方格（5厘米大小）—用计算机进行电磁计算—根据计算结果进行修正——再次画方格这个过程，有了相对正确的的计算公式，主要就看计算机的速度有多快。速度越快，能进行的修正次数就越多，效果也就越好。那么公式怎么来呢？在大型微波暗室中对模型进行测量，自己根据结果计算；如果这方面不肯投入，那就去国外抄，抄不到就偷，偷不到就抢。

图上画了九个圆圈，注明是建议进行高压电弧空气离子化应用测试的区域。根据一些资料，我倾向于认为这更像是我国自己研究的强电离放电等离子体发生器，采用封闭式结构，起到吸波涂料的作用，以利于飞机维护。据传闻所言吧，F-22的进气道吸波涂料厚度有几十厘米厚，曾经因为掉落而打坏风扇叶片，不过这条消息没有得到证实，但因为涂料而影响飞机完好率、一半的维护量用于涂料却是真的。我们要是能在这方面省下功夫也不错。

另附一张同样不知真假的图，各位可以自行对比，特别是鸭翼和尾翼的变化。