X-31A設計特點性能分析

1993年11月到1994年2月期間X-3lA飛機對F/A-18飛機進行了93次交鋒,在初始處於均等態勢時,能夠藉助推力矢量實施過失速機動的X-31A飛機獲得了交換比為32:1的絕對優勢。即使初始處於防禦角色時,X-3lA飛機在大多數交鋒中也贏得了絕對優勢。這無疑是推力矢量技術的巨大勝利。

x-31A研究機是美國Rockwell公司和德國DAS A聯合研製的，其目的主要是通過應用推力矢量突破失速界限飛行以驗證增強戰鬥機機動性(EFM)計劃。該計劃本身的目標則是驗證能在過失速區域迎角達70度進行機動、並保持受控飛行的飛機所具有的戰術優勢。從1990年10月11日及1991年l月19日兩架驗證機的首飛開始,通過這幾年的飛行試驗和不斷改進,具有非常規特色的X-31A驗證機已達到了所有預期的目標。

在氣動設計方面，早期實驗研究顯示,三角翼加鴨翼布局是兼顧超音速低阻力、角點速度處最大升力及設計機動點的最小誘阻要求,併兼顧小迎角放寬靜穩定性和大迎角有較大低頭力矩等要求的最佳折衷方案。選用這種布局後,從1985年起開始了關於x-3lA飛機的風洞實驗,進行布局細化工作。除了需要考慮上述要求外,由於X-31A飛機的單發推力矢量方案中不能提供滾轉力矩,在設計機翼平面形狀、扭轉和外翼彎曲時還應著重考慮大迎角下的副翼效率。結果選擇了切尖雙三角翼平面布局,內翼前緣後掠角為56.6度,外翼為45度.並採用厚度為5%具有較大前緣半徑的跨音速翼型。機翼帶扭轉,用前後緣襟翼來調節彎度。鴨翼的配置主要是從安全的角度出發,一旦大迎角下推力矢量系統出現故障時,就可以確保低頭恢復力矩的需要。但其承載力較小與機翼的氣動禍合亦較小。類似地配置單垂尾也是鑒於安全的原因。

針對迎角大於40度。後航向失穩和最大升力區橫向失穩的基本問題,在機身上廣泛地採用了邊條作為流動控制器。用向後向下延伸的機頭邊條使無側滑時的頭部旋渦被對稱地固定,從而改善a>40度的航向穩定性,而當側滑明顯增大時又不產生不利的穩定旋渦,以防尾旋難於改出。增加垂尾展長,並使其後移,採用兩個小展弦比腹鰭,則可以進一步增強航向穩定性,而又不影響橫向。在機身兩側座艙蓋後面布置邊條可以使俯仰靜穩定性導數(Cma)在30度<a<40度(迎角用a表示)出現的跳躍得以光順;進氣道邊條則加強了在30度<a<40度的橫向穩定性。最後用翼尖小翼進行全面微調。

風洞實驗表明,X-31A飛機的外形設計使飛機在直到70度迎角都具有有效的縱向和橫向操縱能力。而a>45度以後,方向舵逐漸失效,必須由推力矢量系統補充航向的操縱。幾乎在60度迎角以前.飛機(低速)的縱向配平特性都是靜不穩定的。而在全迎角範圍內具有較好的橫航向靜穩定性。動態特性方面.在30度<a<60度範圍,可能出現自動滾轉現象,若繞速度軸滾轉,則可以操縱副翼來制止。

X-31A飛機裝有單台F404渦扇發動機。推力矢量系統採用軸對稱噴管,環噴口均勻分布著三片外持式推力矢量葉片,各由一台助力器驅動。葉片由碳一碳複合材料製成、在承受高溫區塗有碳化硅。通過全尺寸及小尺寸模型實驗表明,葉片最大偏轉角為35「可以使推力線在俯仰和偏航方向獲得10度以上的偏轉量,從而產生足夠的俯仰和偏航力矩,並且具有足夠的推力;葉片能夠承受所處的熱力環境;兩種尺寸的模型實驗結果具有良好的相關性。

X-31A研究機的設計已達到了所有預期目標,它以較低的成本驗證了增強戰鬥機機動性計劃,且說明能進行過失速機動的飛機在近距空戰中對第三代戰鬥機具有明顯的戰術優勢。雖然X-31A使用的矢量技術已經被淘汰，但是它驗證顯示了推力矢量技術在高速大氣飛行器中保持穩定和控制方面的應用前景。

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