殲10的鴨式布局設計到底來自何處？說說那些比科幻電影還科幻的飛機技術驗證機

原標題：殲10的鴨式布局設計到底來自何處？說說那些比科幻電影還科幻的飛機技術驗證機

謹以此文緬懷自己的童年時代…...

前言：

世事時移，彷彿一陣風吹過，自己長大了。翻著舊日的書籍資料，突然有一種衝動，想把那些遙遠的童年時代了解到的飛機技術驗證機介紹給大家，於是動手寫下了本文。

驗證機之一：HiMAT

高機動性飛機技術遙控驗證機，作為驗證高機動性技術的驗證機，是上世紀80年代美國的重點項目，主要用於研究和驗證90年代以至更遠的將來可能用到的戰鬥機設計的新技術。注意儘管重點在高機動性，但是並不僅是高機動性驗證。

HiMAT計劃開始於更遙遠的1973年，這一年，美國國家航空航天局(NASA)和美國空軍(USAF)共同提出了「高機動性飛機技術計劃」，經過招標，1975年選定了洛克維爾公司建造2架縮比為0.44的遙控驗證機。兩架驗證機分別於1978年3月和1978年6月交付給NASA，並且在1979年10月和1981年7月分別進行了首飛。

鑒於這是一款縮比遙控驗證機，HiMAT並不大，其翼展為4.877米（16英尺），機長6.7米(22英尺)，機高為1.29米，動力用一台通用電氣公司生產的J85-GE-21型渦輪噴氣發動機，海平面經推力約2268千克(5000磅)。其空重為1200千克，最大空中發射重量1542千克(3400磅)，最大平飛速度約為Mach1.6。、

ASA和USAF對HiMAT技術驗證機提出的要求是要如下：

推重比和翼載荷達到全尺寸戰鬥機的標準

機動性上，要求在12000米高空，Mach1.4的條件下進行至少3分鐘的研究飛行；在9000米高空，Mach0.9的條件下能持續做8g過載的盤旋飛行

機體結構上，要求亞音速時最大過載可達+12g和-6g，超音速時也可達到+10g和-5g

HiMAT為了驗證高機動性，採用了很多新技術，如近耦合鴨翼，翼梢小翼，數字式電傳操縱，放寬經穩定度技術，直接側力控制技術，氣動彈性剪裁技術等。在機體結構上，為了適應不同試驗項目的要求，採用了核心結構加可更換單元體的模塊化涉及。其核心結構包括機身，發動機和相關分系統，單元體則包括主機翼，近距耦合鴨翼，發動機進氣道，加力燃燒室和尾噴口等部分，單元體以及其上的部件可以隨時拆除和更換，非常方便。

作為驗證下一代戰鬥機的技術驗證機，複合材料等是必不可少的。HiMAT使用的石墨複合材料占結構重量的20%，玻璃纖維占結構重量的3%，鋁、鈦、鋼分別佔26%、18%、9%。該機只有用於著陸的前三點式起落架，起飛則由B-52載機帶到空中發射。

HiMAT技術驗證機飛行與控制參數感測器已經研究儀錶感測器共計164個，飛機主要由地面控制設備控制，如果地面控制設備出現故障，則由伴飛的飛機進行控制，如果伴飛飛機在控制範圍外，記載自恢復系統可以使飛機在定常高度上作亞音速盤旋飛行，直至伴飛飛機進入控制範圍接手控制。

截至1983年1月，HiMAT計劃結束了，兩架技術驗證機進行了26次飛行，凈飛行時間(指不包括載機攜帶飛行的時間)合計11小時34分鐘，研究項目涉及到的空氣動力學，機體結構，飛行控制等方面內容，其驗證性能的目標全部達到。HiMAT不辱使命，具有很強的機動性。在25000英尺(7620米)，速度Mach0.9時，持續盤旋過載可以達到8g；高度為30000英尺(9144m米)，速度為Mach1.2時，持續盤旋過載可以達到6g。

題外話：從機動性上說，對比同時代的戰鬥機，HiMAT無疑是十分出色，加上當時競標ATF的幾家公司，構想中都使用鴨翼布局，一時間鴨翼布局炙手可熱。上世紀80年代開發了很多鴨翼布局的先進戰鬥機，如歐洲聯合的Typhoon/EF2000，法國達索公司的Rafale，瑞典薩伯動力的JAS39，蘇聯/俄羅斯的MFI，以色列的Lavi，當然少不了我國的J10戰鬥機，很難說它們和HiMAT的影響毫無關係。

驗證機之二：X-29A

前掠翼是一個並不新潮的概念，早在二戰時期，就有德國空軍的Ju-287前掠翼重型噴氣轟炸機的嘗試，當時人們就認識到前掠翼在提高機動性，防止進入尾旋和較好的低速操縱性等優點，尤其是在整個飛行包線內特別是Mach1附近的阻力較小，更是讓人」蠢蠢欲動」，當然，在當時的技術條件下，的確也只是蠢蠢欲動。因為在高速飛行，前掠翼存在致命的氣動發散問題，也就是迎角增加時，氣動增力使前翼外沿向上扭轉，使迎角進一步增加。如此惡性循環，使機翼結構受到破壞。為了加強結構增加的重量，基本上抵消了前掠翼的優點。

好在隨著材料的進步，出現了強度高重量輕的高級複合材料，利用複合材料的各向異性，通過合理鋪層的辦法控制機翼的強度和剛度，解決氣動發散問題，X-29A應運而生。

1977年，國防部先進技術研究局(DARPA)和空軍飛行動力學實驗室提議研究前掠翼概念，格魯門公司並於1981年1月開始設計，到了1981年12月，格魯門公司贏得了NASA高達8700萬美元的合同，製造兩架技術驗證機，第一架驗證機於1984年12月14日首次飛行，第二架於1989年5月23日首次飛行。

為了節省成本，除了需要驗證的部分，X-29A盡量使用成熟的技術，這樣一來，它可謂大雜燴：使用了F-5A的前機身，座艙和前起落架；使用了F-16A的主起落架和舵機；使用了F-18使用的F404-GE-400渦輪風扇發動機等。X29A機高4.35米，機長(不含空速管14.66米)16.44米，機翼前掠角33度44分；空重6168千克，起飛重量7983千克；升限15240米，最大速度Mach1.6，繼航時間約一小時。

X-29A採用全動式鴨翼加前掠翼加後機身邊條翼的氣動布局，也算三翼面設計了J。其主機翼內半翼後掠，前半翼前掠，通過鴨翼產生的脫體渦流捲走兩半翼交匯處顫聲的不利氣流，這樣的設計使機翼有很不錯的升力特性。除了驗證前掠翼外，X-29A還採用了超臨界翼型，近距耦合鴨翼，三餘度數字電傳操縱系統，不連續變彎度機翼，三操縱面俯仰控制和放寬靜穩定度等先進技術於一身。X-29A是一架靜不穩定的飛機，其亞音速的不穩定度為平均氣動弦的35%，超音速時可以達到40%。

根據格魯門公司估算，與採用後掠翼相比，X-29A減輕重量5~20%，降低成本5~14%。

由於採用前掠翼和全動式鴨翼，當然還有靜不穩定設計，X-29A在45度的攻角仍然有極佳的操縱性，而試飛中最大達到過67度攻角，性能不可謂不出色。截止1992年X-29A項目中止，兩架驗證機進行了436次飛行，其中包括項目第一階段(1984~1989)第一架驗證機的242次飛行，第二階段(1989~1994)第二架驗證機的120次飛行，渦流控制階段(5.1992~8.1992)的60次飛行，外加12次第一架驗證機和2次第二架驗證機的非研究飛行。

題外話：前掠翼一定要用複合材料的各向異性特徵加上多層鋪設么？魯坦堅定的回答：不！現在提起魯坦，很多人第一個反應是他獲得X-Prize的傑作SpaceShip One，儘管知道更早環球飛行的飛行者一號，不過還是更佩服他1996年設計的前掠翼家用飛機Boomerang，使用小前掠角機翼，沒有複合材料工藝的機翼讓人不得不佩服設計者的鬼斧神工。

驗證機之三：XFV-12A

小型制海艦的概念，在上世紀70年代曾風行一時。還留下了西班牙和泰國兩艘航母作為墓碑J。與此對應的，相應的飛機，大多數人想起來的，不外鷂式飛機。其實，我覺得XFV-12A也是一種不應該被遺忘的飛機。

XFV-12A是美國洛克維爾公司研製的動力增升機翼研究機，主要用來研究70~80年代小型制海艦上擔任海上防空和攻擊任務的垂直/短距起降飛機技術。1973年，美國海軍(US Navy)和洛克維爾公司簽訂了約4800萬美元的合同，建造兩架驗證機進行試驗。但是或許技術真的太過複雜，第一架驗證機遲到1977年7月才出廠，比原計劃晚了3年之多，不過試飛於1978年正式開始。

XFV-12A採用鴨翼布局，它真正的創新在於鴨翼和主翼上配備的全翼展引射式襟翼增升系統(俗稱動力增升機翼)，來自發動機的引射氣流從襟翼的噴口噴出，提供垂直起落，過渡飛行和懸停所需要的升力並操縱飛行，平飛時襟翼收起變為常規機翼。自1978年開始試飛後，多次試飛基本驗證了其構想的可行性，可惜調節襟翼噴嘴時出現的失速問題始終得不到解決，再加上由於技術複雜造成的資金不足問題，最後，1981年， XFV-12A項目被取消了。

XFV-12A採用一台F401-PW-400渦輪風扇發動機，推力13608千克。其空重6260千克，最大垂直起飛重量8850千克，最大短距起飛重量11000千克(此時滑跑距離91米)，最大速度Mach2。

題外話：第一次知道XFV-12A，是在16年前的時候了。更早還是小孩子的時候就想為什麼不能通過噴射氣流提供升力，看到XFV-12A的時候不由的眼前一亮，可惜隨後的文字就告訴我它悲慘的結局，希望有一天它能涅槃重生。

驗證機之四：XV-15

這個就是貝爾301,他就是V-22魚鷹的前生，XV-15是陸軍編號。XV-15傾轉旋翼研究機和魚鷹一個樣子，具體的結構，我想不需要我啰嗦，太多的人知道太多關於魚鷹的信息J。

小時候很吃驚的，是知道早在20世紀40年代，貝爾公司就開始了傾轉旋翼技術的研究工作，當然，XV-15是70年代的事情了，是NASA的項目。XV-15採用萊康明公司的LTC1K-4K渦輪軸發動機(注意是渦輪軸發動機，不是渦輪螺旋槳發動機)，單台海平面最大功率1550軸馬力，兩分鐘瞬時功率可達1800軸馬力。旋翼系統是兩副三槳葉萬向鉸接旋翼，槳葉通過張力-扭力條河槳距滾柱軸連接在鈦合金槳轂上，槳葉在旋轉平面為剛性以適應直升機狀態和飛機狀態的飛行。XV-15旋翼直徑7.62米，旋翼中心間距9.80米；翼展10.72米，機長12.83米；其空重為4341千克，設計起飛重量5897千克，最大起飛重量(採用短距起降方式)6804千克。

1973年7月，貝爾公司開始了傾轉旋翼研究機的設計開發工作。1976年10月，第一架原型機出廠，並於1977年5月完成了首次自由懸停飛行，這架原型機於1978年8月交付國家航空航天局(NASA)，同年9月，開始了第二架原型機的地面測試工作。1979年4月，首次進行直升機狀態的飛行試飛，同年7月，完成從直升機狀態到飛機飛行狀態的轉換飛行，飛行中平飛速度大到了297千米/小時，同年11月，平飛速度達到了383千米/小時的速度。1980年3月的試飛中，平飛速度也終於達到590千米/小時的預定指標。

驗證機之五：T-2CCV

對於日本，國人總是一種特殊的感情，尤其是軍事愛好者。曾經多次看到說日本航空沒有積累，大躍進上F2結果處處不順利的說法，其中就有提到日本人電傳操縱系統靠引進美國。

我一直認為，T-2教練機對於日本軍用航空有著特殊的意義。它作為一種雙發超音速高級教練機，一直到現在都是日本主要的高級教練機；由此改進出的F1近距支援飛機加上自產的Type 80 反艦導彈，很長時間就是日本對海打擊力量的中堅；而T2CCV的出現，使日本人完整的試驗了電傳操縱操縱系統，由此得來的經驗，直接匯入F2支援戰鬥機的電傳系統，承前繼後，莫過於如此。

言歸正轉，T2CCV是1982年三菱重工業公司在T2高級教練機基礎上改裝的單座隨控布局技術研究機。事實上早在1978年，日本防衛廳技術研究與發展部就選中T2作為試驗機，，用來研究和發展放寬穩定度飛行控制技術，獲取相關的工程數據。1978年4月，三菱重工開始設計工作，到了1983年8月，T2CCV進行了首次飛行。

T2CCV機長17.85米，機高4.45米，翼展7.88米；空重6310千克，起飛重量9670千克，最大起飛重量12800千克；其發動機採用兩台國產TF40-801A發動機，最大推力3300千克，T2CCV的最大速度可達Mach1.4。

與原型T2相比，T2CCV的主要不同就是使用了三餘度數字式電傳操縱系統，飛行控制系統舵機；增加了機動襟翼，水平前翼和垂直前翼，原有的后座艙用來安裝實驗設備。T2CCV只要研究5種隨控布局：控制增益；放寬穩定度；機動載荷控制；直接升力提供和直接側力控制。其中直接升力由水平前翼和機動襟翼提供，水平側力由垂直前翼和垂直尾翼提供。

T2CCV自1983年開始的試飛工作一直進行到1988年，在此基礎上獲得了大量的試飛數據，為進一步開發電傳操縱系統和隨控布局的研究打下了堅實的基礎，F-2在設計上受益甚多。

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