未曾流行的时尚——简评前掠翼战斗机

未曾流行的时尚——简评前掠翼战斗机

本文原载于《兵器》杂志2004年06月刊。本次转载时经重新二次内容完善及编辑、补充部分插图和整理，以与同好共同分享。个人认为《兵器》杂志是一本专业、客观的军事杂志，推荐持续订阅，丰富自身的军事知识。转载其上的一些年代比较久远的文章主要是想让读者以另一种比较独特的视角审视曾经的事物和观点。

致命诱惑

与很多现代航空技术一样，“前掠翼”（FSW）的概念源于纳粹德国。容克斯公司1945年2月首飞的Ju287四发喷气轰炸机的机翼就有15°前掠角，最大速度815千米/小时。不过此时第三帝国已日薄西山。战后，仅有的2架Ju287原型机和前掠翼布局的研究人员都尽入苏联红军囊中。

虽然Ju287敢为天下先，但因未及进行高速试飞，故尚未品到前掠翼的个中三味。

其实，前掠翼和后掠翼一样，主要都是为了克服激波阻力而生。在飞机速度接近音速时，急剧增加的激波阻力会消耗推进系统大约75%的总推力，使飞机很难进一步加速，这就是航空史上所谓“音障”的物理本质，纳粹德国科学家的贡献就在于发现了斜掠机翼推迟激波发生的奥秘。

在前掠翼和后掠翼两种布局中，前掠翼具有独特的优势。

首先是升阻比高。在机翼面积相同的情况下，前掠翼产生的升力可以比后掠翼高30%。在其他条件不变、升力系数和马赫数相同的情况下，前掠翼的前缘斜掠角要比后掠翼小，展弦比又可以比后掠翼大，因而阻力要低10％～20％。

德国Ju287前掠翼喷气式轰炸机正在检修发动机

其次，前掠翼在结构上也有优势。前掠翼结构能保证机翼与机身之间更好地连接，并且能合理地分配机翼和前起落架所承受的压力。这些优势用其他方法是很难或者不可能达到的。它大大提高了飞机在机动时、尤其是低速机动时的气动性能。此外，采用前掠翼结构还可以使飞机的内部容积增大，为设置内部武器舱创造了条件，从而可以大大提高飞机的隐形能力。

另外，前掠翼也有利于起降。由于前掠翼在相同面积下产生的升力明显大于后掠翼，所以前掠翼飞机可以缩小机翼面积，从而降低飞机的迎面阻力和结构重量，减小配平阻力，增大亚音速航程，或者在翼面积相同的情况下，改善低速操纵性能，缩短起飞着陆滑跑距离。据美国专家计算，F-16战斗机如采用前掠20°~25°的机翼，可以使盘旋角速度提高14%，作战半径延长34%，并将起飞着陆距离缩短35%~50%。

Ju287 v1号原型机(效果图)

前掠翼最大的好处还是在于机动性。这种优势在亚音速范围内最为明显。由于前掠翼在失速后的一段迎角范围内升力一直保持缓慢增长，使飞机不易进入螺旋，不仅大大提高了飞机的安全可靠性，也改善了飞机低速时的可控性和大迎角机动性。此外，由于机翼前掠，气流有一个平行于前缘但指向翼根的分量，因此使前掠翼的气流向机翼内侧偏转，附面层向翼根方向增厚，最终使气流在翼根处发生分离。

这个特点与后掠翼完全相反，它使前掠翼的副翼能在更大的迎角保持操纵效率。如果将前掠翼布局与推力矢量控制系统综合使用，飞机在空战中将更是如虎添翼。

暗藏玄机

俗话说：“天下没有免费的午餐。”采用前掠翼具有各种诱人的魅力，但与之相伴的却有一种可怕的陷阱——气动弹性发散。

在升力作用下，机翼不仅可能产生沿着翼弦方向的扭转，还会沿着展向（翼展即整个机翼的左右宽度，展向即沿着翼展的方向。翼弦是指机翼的前后宽度，弦向即沿着翼弦的方向）产生弯曲。在斜掠机翼上，由于速度沿展向有分量，所以机翼沿着展向的弯曲也将引起升力。

当扭转发生时，后掠翼和前掠翼有着根本不同的表现：由于后掠翼的翼尖位于机翼根部前缘之后，展向气流沿着机翼上表面流向翼根，导致翼尖的升力小于翼根，这样翼尖相对于翼根有向下的扭转，相当于使机翼的前缘降低、后缘抬高，从而降低了机翼的有效迎角，同时也降低了升力和气动载荷，起到了稳定作用。

相反，前掠翼的翼尖位于机翼根部之前，展向气流沿机翼上表面流向翼根堆积，导致翼尖部分升力高于翼根，翼尖相对翼根向上扭转，相当于使机翼前缘抬高、后缘降低，从而增大了机翼的有效迎角，使作用在翼尖的升力进一步增加，进而使扭转进一步加剧，陷入恶性循环。这种现象可能导致机翼结构破坏，而且前掠角越大就越严重。这就是所谓气动弹性发散。为了安全，前掠翼飞机一般不允许飞到会导致气动弹性发散的速度。

1948年的研究发现，随着前掠角的增大，飞机开始发生气动弹性发散的速度迅速下降。比如当机翼的前掠角由0°增加到28°时，这一速度竟然下降90%！这等于把前掠翼飞机的速度限制在极低的范围内。显然，如果不解决气动弹性发散问题，前掠翼飞机前途暗淡。但如果采用传统的加强结构方法，机翼结构重量将增加到难以容忍的地步，结果会抵消前掠翼的优越性。

正因为如此，后掠翼得到广泛应用。它同样能推迟激波的出现。前掠翼却让人望而却步。即使极少数采用前掠翼设计的方案，如美国的XB-53轰炸机和P-51战斗机的前掠翼改型等最终都未能如愿以偿，而且设计的前掠角都不大，飞机飞行速度也较低。

康维尔XB-53中型轰炸机,美国的前掠翼尝试。

这种状况一直持续到20世纪70年代。复合材料机翼结构开始应用后，前掠翼的发展才柳暗花明。因为复合材料结构采用铺层方式，面板的铺层厚度和纤维方向可以灵活配置，因此在设计中就能控制机翼的刚度和扭转变形方式，使前掠翼尽量减少弦向的扭转，避免堕入气动弹性发散的陷阱。同时，由于复合材料重量轻，加强机翼刚度需要付出的重量代价也很小。

在其他条件都完全一样的前提下，一架采用铝合金材料的前掠翼轻型战斗机，当前掠角由14.5°分别增加到27°、35°时，机翼重量由255千克分别增加到716千克和1.589吨，即增加了180.78%、523.14%，可见金属材料的前掠翼得不偿失。但如果采用复合材料，当机翼前掠角由14.5°增加到35°时，机翼重量仅由140千克增加到152千克，增幅仅8.57%。合理应用复合材料进行机翼结构的优化设计，就可以付出较小的重量代价，解决前掠翼的气动弹性发散问题，使前掠翼终于在现代高速飞机上得到用武之地。

另外，前掠翼采用复合材料之后可以大大减小扭转变形，同时还使展向载荷的分布更加合理，也有利于减轻机翼重量。

一马当先

1975年美国马里兰大学博士生诺里斯·克朗中校在他的博士论文中首先提出采用复合材料制造前掠翼技术验证机的设想。次年，格鲁曼公司也发现了前掠翼布局在提高跨音速机动性方面的巨大潜力。1977年美国国防高级研究计划局（DARPA）分别与通用电气、罗克韦尔和格鲁曼3家公司签订了研制前掠翼技术验证的合同。

格鲁曼公司对前掠翼的研究从1976年就开始起步，因而它的712方案很快脱颖而出。1981年1月该公司在俄亥俄州怀特·帕特森空军基地的空军飞行试验中心资助下开始设计。1981年9月712方案被美国空军正式命名为X-29A，同年12月正式获得美国空军8000万美元的合同，制造2架单座前掠翼验证机，这也是传奇性的X系列试验机中断10年后东山再起的第一种型号。

1983年10月、1984年8月，2架验证机分别完成总装。当2号机参加1984年8月27日的出厂典礼时，1号机已马不停蹄地开始地面滑跑试验。1984年12月14日X-29A的1号机在加州爱德华兹空军基地的德莱顿飞行研究中心首飞成功。

前掠翼飞机的技术关键在于机翼的设计和制造。它既要使强度足以防止气动弹性发散，又不能太重。X-29A比较成功地解决了这个难题。它的复合材料机翼使机翼沿轴线向前偏转9°，有效抵抗了前掠翼的自然扭曲。同时机翼前梁用高强度钛合金制造，也进一步增强了机翼的强度。

X-29A的机翼前缘前掠角为29.27°，1/4弦线处的前掠角为33.73°，展弦比4.0。为照顾跨音速高机动性的要求，前掠翼前缘的前掠角不能太大，就像后掠翼布局的前缘后掠角也不能过大一样。而且，如果前缘前掠角过大，后缘前掠角就必须更大，这会给后缘襟翼的设计和布置带来困难。

此外，X-29A的机翼翼根处有一小段前缘反而后掠。这一设计别具匠心。它使机翼内段来流的展向分量流向翼尖，而外段来流的展向分量流向翼根，两者相遇之处恰好是小展弦比的近距耦合鸭式前翼形成的脱体涡流经主翼的位置。它们所形成的乱流正好被脱体涡带走，从而提高了机翼的升力，缓和了前掠翼布局翼根部分失速的问题，还加强了外翼的结构强度。

为了降低制造成本，X-29A除机翼之外其他部分都采用现成的技术和部件，比如沿用了F-5A战斗机的前机身（包括座舱），采用F-16战斗机的主起落架和F/A-18A战斗机的F-404-GE-400涡扇发动机等。

集大成者

20世纪80年代初正是战斗机先进技术层出不穷的年代。X-29A生逢其时。它不仅率先挑战前掠翼布局这一难题，也自然而然地担当起为90年代战斗机验证一系列先进技术的重任，如超临界翼型、不连续变弯度机翼、三翼面操纵、放宽静稳定度、近距耦合鸭式布局、多余度全电传飞行控制系统等。难怪有人称X-29A为战斗机技术的革命，并将它列为90年代战斗机有希望的方案之一。

◎超临界翼型：这种翼型上表面比较平坦，后缘附近的下表面内凹，后缘较薄。它源自20世纪60年代瑞典科学家从计算角度设计的无激波翼型，后来NASA的科学家从大量的试验中找到了超临界翼型，其激波强度比一般翼型弱，所以波阻较小，升力系数也大有提高。

◎不连续变弯度机翼：X-29A机翼装有全翼展后缘襟副翼，每边机翼的襟副翼沿展向分为3段，沿弦向由2段组成，形成不连续变弯度机翼，增加了机翼的弯度和升力。在亚音速飞行时，飞机随着迎角的增大利用后缘襟翼下偏增加机翼的弯度，以提高飞机的升阻比和减小阻力; 而在超音速状态下只需要很小的弯度，可用襟翼上偏的方法来减小波阻。在马赫数0.9的机动设计点上，后缘襟翼将下偏到最佳位置，使整个翼型恰好构成超临界翼型。

◎三翼面操纵：X-29A在后机身边条的后端设置了襟翼，最初的考虑是在起飞、着陆时辅助鸭翼操纵，提供附加的抬头力矩。经过试验，发现这种襟翼操纵效率很高，干脆让它们全职工作，形成了真正的三翼面（鸭翼、机翼襟翼与后边条襟翼）操纵，不但减小了阻力，也提高了飞机的俯仰加速度，使飞机更加灵敏。

◎放宽静稳定度：X-29A在亚音速时有很大的静不稳定度，在超音速时接近中立稳定，可以在整个飞行包线范围内减小阻力，并增大飞机的总升力。不仅如此，X-29A还实现了放宽静稳定度、机翼变弯度系统和三翼面操纵的综合，这样就可以在整个飞行速度和迎角的范围内达到最佳的气动效率和最低的阻力。美国在20世纪80年代就达到这样的水平是非常了不起的，因为在现代先进战斗机中，三翼面布局的最典型代表——俄罗斯苏-35“超侧卫”在亚音速时的静不稳定度也比X-29A小得多，欧洲EF2000“台风”战斗机最小。这方面能与X-29A相提并论的也许只有美国自己的F/A-22“猛禽”。

◎近距耦合鸭式布局：这种布局可以利用鸭翼和主翼之间的有利干扰提高机动性能。X-29A的鸭翼展弦比较小，可以在更大的飞机迎角和偏度范围内保持操纵效率，并更好地发挥控制机翼失速和提高大迎角升力的作用。当然，X-29A采用近距耦合鸭式布局，也是因为比较靠后的前掠翼布局本身比较适合采用鸭式布局。

◎多余度全电传飞行控制系统：即使X-29A有了静不稳定设计和复杂的三翼面控制，飞行控制系统也必须先进，才能充分发挥其性能。为此它采用了霍尼韦尔公司研制的当时最先进的三余度数字式电传飞行控制系统，并带有三余度模拟式备份系统。这种飞行控制系统为多模态结构，这也是90年代后期成熟的第3代多功能战斗机的典型技术特征之一。

物超所值

1985年3月初，格鲁曼公司完成了X-29A的飞行评价后交给NASA进行科研试飞。

X-29A飞行试验的主要内容是利用先进的数字飞行控制系统，在35%的静不稳定度条件下飞行，同时验证前掠翼在跨音速时的优越性。试飞结果表明：在马赫数0.9、高度9100米的设计点附近时，X-29A飞行性能果然出手不凡。

X-29A第二阶段的验证内容是超大迎角试飞。这项工作是“改进未来战斗机灵敏性”研究的一部分。从1988年10月起美国空军与格鲁曼公司签订了465万美元的合同，设计一套能使X-29A在70°迎角下飞行的飞行控制系统。

风洞试验表明X-29A在70°迎角下仍能保持稳定性和出色的滚转操纵性。经过修改飞行控制计算机软件、安装抗尾旋伞、改进超大迎角状态下的航向操纵性等一系列改进后，1989年5月23日X-29A的2号机开始迎角大于40°的试飞，在10670~12200米的高度、迎角40°～80°的条件下，试验了飞机绕3个轴向的机动性。

1985年4月~1987年8月，X-29A的2号机在爱德华兹空军基地共进行了110架次试验飞行，平均每架次飞行1小时，飞行中所达到的最大速度为马赫数1.47，最大飞行高度为15000米。到1988年12月6日，1号机也一共完成试飞242架次。到1991年，2架X-29A总共飞行了616架次，最多时曾在一天之内试飞4个架次，一周内试飞7个架次，一个月内试飞17个架次，创下了截至当时美国X系列试验机试飞频率之最。

截至1986年底，X-29A项目总投资虽高达1.091亿美元，但X-29A在航空基础领域和先进技术方面的贡献绝对物超所值。因为极高的复杂性和技术风险性，空气动力学、飞行力学、航空材料和航空电子技术等方面的诸多关键技术问题根本不可能在以成批生产为目的的型号上试验。技术验证机正是这方面的开路先锋，即使失败，也是为了避免更大的失败。可以说，通过技术验证机积累的大量成果是航空强国最宝贵的财富之一。

当然，像X-29A这样采用大量最先进技术的设计，很难面面俱到。比如它实际上并未完全解决前掠翼在超音速时的发散问题。当马赫数超过1.3时，该机就开始重新出现发散问题。这是后来美国在新型战斗机上放弃采用前掠翼的重要原因之一。

厚积薄发

作为唯一能与美国媲美的航空强国，苏联在航空基础领域也不遗余力，留下了丰厚的遗产。苏联对前掠翼的探索最早当然得益于获得了德国Ju287原型机及其技术人员。经过详细研究和与德国飞行员共同试飞，苏联取得了大量数据，不久就仿制出EF-131。这是一种装6台发动机的轰炸机，还发展过它的改型EF-140，直到1947年该项目结束。

苏联EF-140前掠翼轰炸机，外形与Ju287较为相似。

另外，苏联某些自行设计的方案也带有一定的机翼前掠角，如贝利亚耶夫的DB-LK、米格设计局的PBSh-2（米格-6）等。在1948年帕维尔·齐宾设计局制造的一系列采用液体火箭发动机的高速试验机中，LL-3也采用了40°的前掠翼。LL-3的动力试飞为中央流体力学研究院（TsAGI）提供了大量数据。尤其值得一提的是其最大速度曾达1150千米/小时（马赫数0.94），创造了前掠翼飞机飞行速度的新记录。

苏联贝利亚耶夫研制的DB-LK飞机机翼也带有一定的前掠角,飞机机身设计为双机身，也被称为“双身恶魔”

DB-LK三视图

苏联的这些工作比美国早期的XB-53等研究更进一步，但由于同样无法在结构上解决气动弹性发散问题，最后也都没有投入实用。直到20世纪70年代复合材料技术开始应用，苏联于1977年开展了现代前掠翼飞机的研究，与美国基本同步。

在TsAGI的大量风洞试验中，米格-23“鞭挞者”的前掠翼布局试验最为广泛。同时，苏联另一家著名空气动力研究机构——西伯利亚航空研究院（SibNIA）也对苏-27的前掠翼缩比模型进行了大量研究。在这些研究的基础上，苏霍伊设计局研制了SYB-A前掠翼验证机。不过目前外界对它的细节知之不多，只知道该机1982年首飞，比X-29A早两年。该机最早是在黑海地区的西伯斯基附近的萨基机场被美国情报人员发现的，并将其称为SYB-A。此外，苏霍伊设计局还曾经把苏-9试验性地改装成前掠翼布局。

中央流体力学研究院还对一个米格-23前掠翼模型进行了风洞试验

通过深入研究，苏霍伊设计局充分认识到了前掠翼布局的价值，尤其是在大迎角飞行性能方面。该局的杰作苏-27“侧卫”的大迎角性能在第3代战斗机中已经出类拔萃，但如果采用前掠翼布局，其在大迎角下保持稳定平飞的时间甚至可能比苏-27还要高2~3倍！这些认识直接导致了作为苏-27家族后继机研制的S-37采用前掠翼布局。

迄今唯一的一架S-37“金雕”原型机于1996年2月1日开始制造。由于大量采用苏-27的现成部件和工艺标准，该机研制进度很快，1999年8月17～22日就在第4届莫斯科航展上首次亮相，并于9月25日由著名飞行员沃金采夫驾驶首飞成功。到2001年的莫斯科航展，该机代号改为苏-47。

苏-47采用三翼面布局，且鸭翼、主翼和水平尾翼在同一平面上，通过机身边条与机身光滑连接，形成一个统一的升力面，构成了苏霍伊设计局所说的“纵向一体化三翼面”布局。这种布局比X-29A能产生更大的升力，减小超音速时的阻力，并有利于提高飞机的隐形性能。此外，由于把高敏捷性作为设计目的之一，苏-47的亚音速静不稳定度可能比苏-35的20%更高。

苏-47机翼外段前缘前掠24°后缘前掠40°。前缘内侧同样有后掠段（后掠角70°），作用与X-29A的类似。机翼前缘靠内侧布置有自动偏转的襟翼（不沿全翼展布置是为了避免破坏靠近翼尖部分的强度），后缘全翼展布置有操纵面，内侧是自动偏转的襟翼，外侧是副翼。机翼还可以折叠，但目的只是为了能适应俄罗斯空军前线航空兵的标准机库。梯形鸭翼的前缘后掠角45°，而平尾前缘后掠角达75°，并且翼展很小。所以可以推断该机在一般情况下主要用鸭翼配平，平尾主要用来在大迎角下提供低头力矩。

苏-47的机翼同样采用复合材料进行了精心设计，机翼复合材料使用率达90%。虽然目前不清楚其技术细节，但苏-47的前掠翼比X-29A又有了新的突破。比如，X-29A未能突破高速飞行的难关，同时因为工艺问题，其机翼根部与外段相比突然加厚，因此大大增加了超音速飞行时的波阻。苏-47在这些方面有了明显进步。该机可以实现高速飞行，并通过纵向一体化翼身融合布局减小波阻。

顺应新的隐形潮流，苏-47还考虑了进气道、发动机压气机叶片的遮挡，尾喷管的遮挡和冷却，采用吸波涂料等隐形措施。机翼的先进复合材料整体制造技术似乎也已取得突破。

也许苏-47与X-29A最大的不同在于它在很大程度上瞄准了俄罗斯新一代战斗机的竞争。它在性质上虽然仍属苏霍伊设计局自行研制的技术验证机，但在当前俄罗斯整个国防工业经费困难、新一代战斗机长期难产的形势下，该局肯定不希望苏-47仅仅定位于技术验证机。最近有消息称，俄罗斯已选定苏霍伊设计局负责新一代战斗机的研制，具体方案即将问世。前掠翼——这一迟到的时尚能否正式出现在俄罗斯新一代战斗机上我们将拭目以待。