飞机的技术

糜克定的科学园

隐身技术   垂直起落技术   空中加油技术   变后掠翼技术  

放宽静稳定度技术   过失速机动技术    电传操纵技术   空中放油技术

隐身技术


  1991年1月17日凌晨,伊拉克首都巴格达的人们还处在香甜的睡梦中,几架外形奇特、颜色漆黑的飞机从基地起飞以后,悄无声息地进入伊拉克的领空,并突然出现在巴格达的上空,向着位于市中心的通讯大楼投下了精确制导的激光制导炸弹,四十五分钟以后,巴格达的空袭警报才响起。成功完成这次空袭任务的神秘飞机便是美国空军鼎鼎大名的隐形飞机F-117。F-117早在1989年12月美国入侵巴拿马战争中就已经使用过,直到这次海湾战争才充分体现了隐形飞机的军事价值:战争期间,设防严密的巴格达市内95% 的目标都是由F-117在夜间进行轰炸的,并且在执行任务的过程中没有损失一架F-117 。这所有的一切都归功于F-117所采用的隐身(或隐形)技术。

  隐身技术的专业定义是:在飞机研制过程中设法降低其可探测性,使之不易被敌方发现、跟踪和攻击的专门技术,当前的研究重点是雷达隐身技术和红外隐身技术。简言之,隐身就是使敌方的各种探测系统( 如雷达等)发现不了我方的飞机,无法实施拦截和攻击。早在第二次世界大战中,美国便开始使用隐身技术来减少飞机被敌方雷达发现的可能。下面主要来看一看雷达隐身技术是怎样实现的。

  雷达是利用无线电波发现目标,并测定其位置的设备。由于无线电波具有恒速、定向传播的规律,因此,当雷达波碰到飞行目标(飞机、导弹等时,一部分雷达波便会反射回来,根据反射雷达波的时间和方位便可以计算出飞行目标的位置。由此可见,飞机要想不被雷达发现,除了超低空飞行避开雷达波的探测范围外,就得想办法降低对雷达波的反射,使反射雷达波弱到敌人无法辨别的地步。这里有一个衡量飞行器雷达回波强弱的物理量:雷达散射截面积( 英文名称Radar Cross-Section,缩写为RCS) ,是指飞机对雷达波的有效反射面积,雷达隐身的方法便是采用各种手段来减小飞机的RCS 。例如美国的B-52轰炸机的RCS 大于100平方米,很容易被雷达发现,而与其同类的采用了隐身技术的轰炸机B-2的RCS 约为0.01平方米,一般雷达很难探测到它。

  目前用来减小飞机RCS的主要途径有两种:一是改变飞机的外形和结构,二是采用吸收雷达波的涂敷材料和结构材料。

  由于一般飞机的外形比较复杂,总有许多部分能够强烈反射雷达波,象发动机的进气道和尾喷口、飞机上的凸出物和外挂物、飞机各部件的边缘和尖端以及所有能产生镜面反射的表面,因此必须对飞机的外形和结构做较大的改进。我们可以看到隐身飞机的外形十分独特,如F-117基本上是由平面组成的角锥形体,尾翼为V形;而B-2则是前缘后掠、后缘为大锯齿形,没有机身和尾翼,整个飞机向一个大的飞翼,其发动机进气道布置在机体上方,没有外挂物突出在机体外面。此外,为了进一步减小飞机的RCS,还在机翼的前后缘、进气道唇口部分采用了能够吸收雷达波的材料,整个飞机表面涂以黑色的吸收雷达波的涂料。

  虽然隐形飞机能够在相当大的程度上隐身,但只是针对一般的探测设备而言,还有许多方法都可以发现隐身飞机。在1999年3到5月美国对南联盟实施轰炸的时候,南联盟防空军就曾经击落了美国的一架F-117A战斗轰炸机。此外,有得必有失,隐形飞机的隐身能力是以牺牲机动性作为代价的,而且造价也十分昂贵。

F-117A“夜鹰”(Night Hawk)

 
  F-117A是美国洛克希德公司研制的单座双发亚音速隐身战斗机,主要用于携带激光制导炸弹对地面目标实施精确轰炸。1978年美国政府批准F-117A研制计划,1981年6月第一架原型机首次试飞。1983年10月生产型开始交付使用,美国空军共订购59架,于1990年交付完毕。F-117A的研制和生产均在著名的洛克希德公司“臭鼬”工厂内进行。为了达到隐形目的,F-117A采用了独特的外形设计,机翼和全动蝶形尾翼均采用菱形翼剖面,飞机的外形由很多折面组成,这些折面与铅垂线的夹角大于30°,以便把雷达波上下偏转出去。F-117A的研制、生产和装备情况过去一直是一个谜,直到1988年11月,美国军方才向外界承认确有这种隐身战斗机存在,其编号为F-117A。1989年12月,F-117A首次在入侵巴拿马战斗中投入使用,在1991年1~2月的海湾战争中,又有44架F-117参战。

武器装备:内部武器舱可携带2枚905千克BLU-109激光制导炸弹或各种战术战斗机使用的武器。

尺寸数据:翼展13.20米,机长20.08米,机高3.78米,机翼面积105.9平方米,前缘后掠角66°。

重量数据:空重13608千克,最大起飞重量23810千克。

性能数据:最大平飞速度M1.0+(高空),巡航速度M0.9(最佳高度),作战半径1112千米。

 

B-2“幽灵”(Spirit)


  B-2A是美国诺斯罗普公司研制的隐身战略轰炸机,该机于1978年根据美国空军的要求开始秘密研制。1987年末诺斯罗普公司获得价值20亿美元的合同开始B-2A的生产。B-2A采用飞翼布局,前缘平直,后掠角为33°,双W形的后缘有8个操纵面(6个升降副翼,2个阻流方向舵)。这种独特的气动布局,既有升力系数大的优点,又可满足操纵性及隐身特性的要求。此外,B-2A还大量采用各种先进的雷达吸波材料和涂料,以便进一步减小其雷达反射截面积,据说其雷达反射截面积与一只飞行的小鸟相同。

  B-2A的主要作战任务就是利用于优异的隐身性能,从高空或低空突破敌方的防空系统,对战略目标实施核轰炸或常规轰炸。该机可进行空中加油。

武器装备:两个内置武器舱内的旋转式发射架一共可带16枚SRAMⅡ短距攻击导弹或AGM-129先进巡航导弹以及各种核弹或常规炸弹。

尺寸数据:翼展52.43米,机长21.03米,机高5.18米。

重量数据:空重45360-49900千克,最大起飞重量168430千克,最大武器载荷22680千克。

性能数据:巡航速度M0.8(高度12200米),实用升限15240米,最大起飞重量时航程8154千米,进行一次空中加油则航程超过18500千米。

垂直起落技术


  垂直起落技术顾名思义就是飞机不需要滑跑就可以起飞和着陆的技术。它是从50年代末期开始发展的一项航空技术。

  为什么人们会去发展垂直起落技术呢?首先,具有垂直起落能力的飞机不需要专门的机场和跑道,降低了使用成本;其次,垂直起落飞机只需要很小的平地就可以起飞和着陆,所以在战争中飞机可以分散配置,便于伪装,不易被敌方发现,大大提高了飞机的战场生存率;第三,由于垂直起落飞机即使在被毁坏的机场跑道上或者是前线的简易机场上也可以升空作战,所以出勤率也大幅提高,并且对敌方的打击具有很高的突然性。

  那么,垂直起落技术是怎么实现的呢?我们知道,飞机飞行需要克服两种力—重力和阻力。重力是由飞机的气动面,即机翼和尾翼产生的升力平衡的;阻力则是由发动机提供的推力克服的。正常飞机的起飞过程就是飞机在发动机的推动下,克服阻力向前滑跑,当滑跑速度足够大到使机翼产生的升力大于飞机的重量时,飞机就可以离开地面升空飞行了。而垂直起落飞机由于不需要滑跑,就不可能由机翼产生平衡重力的升力,所以要实现垂直起落,就只能把希望寄托到飞机的动力设备—发动机上了。垂直起落飞机就是由发动机提供向上的推力来克服重力实现垂直起落的。

  垂直起落飞机产生升力的办法有三个,一个是偏转发动机的喷管,第二种是直接使用升力发动机提供升力,第三个是前两种办法的组合,同时使用升力发动机和主发动机。

  英国的“鹞”式(Harrier)就是使用偏转喷管方式的垂直起落飞机。这种飞机机身中部安装有一台“飞马”式推力转向发动机(“飞马”发动机结构图),前后两对可旋转喷口分别位于机身两侧,相对机身重心保持对称。发动机将从进气道吸入的空气一部分通过前面的两个可旋转喷口喷出,另一部分经过燃烧室和涡轮从后面的两个可旋转喷口喷出,四个喷口喷出的气流共同产生供飞机垂直起降、空中悬停和水平飞行的动力(图为“鹞”式垂直起飞示意图)。

  俄罗斯的雅克-36和雅克141是使用升力发动机和偏转喷口主发动机相结合的垂直起落飞机(雅克式飞机发动机原理图)。飞机的两台升力发动机位于座舱后的机身内,其进气道在机身上部;主发动机装在机身内,喷口在后机身两侧。当飞机垂直起飞时,主发动机的一对可旋转喷口从向后位置转到向下位置,同时升力发动机工作,也是四束喷流提供了飞机的起飞升力。当飞机进入平飞状态之后,主发动机转至向后,升力发动机则停止工作,其进气道关闭。

雅克式飞机垂直起飞示意图

雅克式飞机短距起飞示意图

  正如前面提到的,使用垂直起落技术的飞机机动灵活,具有常规飞机无可比拟的优点,但同时也有许多重大的缺点。首先是航程短,由于要实现垂直起落,飞机的起飞重量只能是发动机推力的83%-85%,这就使飞机的有效载荷大大受到限制,影响了飞机的载油量和航程。同时,飞机垂直起飞时发动机工作在最大状态,耗油量极大,也限制了飞机的作战半径。例如“鹞”式飞机的载重量为1060千克时,作战半径只有92公里。所以在实际使用中,“鹞”式飞机尽量使用短距起飞的方式,以延长飞机的航程。因此,垂直起落飞机又称为垂直/短距起落飞机。另外,由于垂直起落飞机在实战中,经常需要分散在野外,所以它的维护也非常的困难。

  垂直/短距起落飞机也是海军青睐的机种,因为舰船上的飞行甲板的长度总是有限的,垂直/短距起落技术就显得尤为实用。装备英国“皇家方舟”号航母的“海鹞”就是“鹞”式的海军型。“海鹞”还使用了“斜曲面跃飞”的短距起落技术,通过在航母上安装12度的斜甲板,可以让飞机滑跑跃飞,再利用推力转向,使飞机在推力不足的情况下仍能在空中稳定加速。

  目前世界上服役的垂直起落飞机有英国的“鹞”式系列,美国的AV-8系列以及俄罗斯的雅克36。俄罗斯还有另外一种编号为雅克141的超音速垂直起落飞机,但是由于没有经费,并没有进入工程发展。

  垂直起落技术虽然不是一个新技术,而且存在一些重大弱点,但是它的优点的确使人无法割舍。美国目前就正在发展新一代垂直/短距起落飞机(V/STOL)。随着航空科技的发展,垂直起落技术必将进入一个新的发展高峰。

“鹞”(Harrier)式攻击机 

  “鹞”是一种亚音速单座单发垂直/短距起落战斗机,是英国原霍克飞机公司(已并入英国航宇公司)和布里斯托尔航空发动机公司(已并入罗·罗公司)研制的世界上第一种实用型垂直/短距起落飞机,其主要任务是空中近距支援和战术侦察。1966年8月“鹞”式原型机试飞,1969年4月开始装备英国空军。“鹞”式飞机采用带下反角的后掠上单翼,一台“飞马”发动机,机身前后有4个可旋转0°~98.5°的喷气口,提供垂直起落、过渡飞行和常规飞行所需的动升力和推力,机翼翼尖、机尾和机头有喷气反作用喷嘴,用于控制飞机的姿态和改善失速性能。“鹞”具有中低空性能好、机动灵活、分散配置、可随同战线迅速转移等特点。其最大缺点是垂直起飞时航程和活动半径小、载弹量小并且陆上使用时后勤保障困难。

武器装备:典型带弹方案为一对30毫米“阿登”机炮舱,三颗454千克炸弹,一对“马特拉”155火箭发射筒,以及“响尾蛇”空空导弹等。

尺寸数据:翼展7.70米,机长13.89米,机高3.45米,机翼面积18.68平方米,展弦比3.175,机翼后掠角(1/4弦线处)34°。

重量数据:空重5580千克,最大起飞重量11340千克。

性能数据:最大平飞速度1186千米/小时(高度300米),海平面最大爬升率180米/秒,实用升限15240米,作战半径垂直起落时92千米、短距滑跑时418千米,转场航程(带四个副油箱)3300千米。

雅克-36


  雅克-36(也被称为雅克-38)是前苏联雅克夫列夫设计局研制的舰载垂直起落歼击/攻击机,是世界上实用的两种垂直起落飞机之一,专为“基辅”级航母使用设计。用于对海面和地面目标实施攻击、侦察和舰队防空。原型机于1971年试飞,1977年开始布署在“基辅”和“明斯克”号航空母舰上,每舰配备10架左右。北约集团给予的绰号是“铁匠”(Forger)。

  雅克-36采用升力发动机和旋转喷口主发动机相结合的方案。主发动机是一台AL-21改型的涡喷主发动机,进气道在前部机身两侧,可旋转的两个尾喷口设在后机身两侧。两台升力发动机装于座舱后的机身内,其轴线向前倾斜与垂线成15度安装角,进气口设在座舱后机身上部,为铰接式的百叶窗,垂直起飞时打开,高速飞行时关上。当飞机垂直起飞时,主发动机的一对可旋转尾喷口从向后位置向下向前旋转100度,与垂线成10度角,从而使主发动机的推力与升力发动机的推力构成V形推力矢量,实现飞机垂直离舰起飞。

  雅克-36为亚音速飞机,采用小展弦比后掠中单翼常规气动布局,机翼面积较小,为减少在舰上的停放面积,在机翼的半翼展处可以向上折叠。该机起飞平稳、着陆精确。但是缺点也很明显,主要是发动机耗油率高,在起飞和降落阶段要消耗总耗油量的1/3,因此航程短,作战半径小;不能作短距起落,在前飞中也不能利用推力转向增加飞机的机动性。而且雅克-36的可靠性差,故障率很高,它曾参加过阿富汗战争,但是实战使用效果并不好。

  雅克-36有两种型别:“铁匠”A,基本型,单座歼击/攻击机,主要任务是侦察、攻击小型舰艇和舰队防空;“铁匠”B,双座教练型,在正常座椅前设置了第二个座椅,水泡形舱盖。每艘航空母舰上配备2~3架。

机载设备:多功能前视,地形跟随/测绘雷达、三轴数字式惯性导航系统,防空型装有多功能脉冲多普勒雷达、无线电/雷达高度表、自动驾驶仪及飞行导引仪、雷达告警接收设备和主动电子对抗设备。

武器装备:每侧翼下各有两个挂架,内侧的可挂454公斤的炸弹,500升的副油箱、火箭、空对空导弹、照相侦察舱等;外侧的可挂装一门机炮吊舱。执行截击任务时带4枚K-13“环礁”或AA-8“蚜虫”空对空导弹,最大载弹量2000公斤。

尺寸数据:机翼前缘后掠角45度,后缘平直,相对厚度约5%。翼展7.1米,4.5米(折叠时),机长15.2米,机高3.2米,机翼面积18.5平方米。

重量数据:空重6800千克,正常起飞重量8390千克(最大11340千克),燃油量2900升,可携带两个500升的副油箱。

性能数据:最大速度在高度10000米时为1020千米/小时,在海平面时M数为1040千米/小时,巡航速度在高度5000米时为810千米/小时,海平面爬升率78.67米/秒,实用升限12000米,作战半径280-556千米(带副油箱)。 

雅克-141


  雅克-141是前苏联雅克夫列夫飞机设计局设计的世界上第一种超音速垂直/短距起落战斗机。雅克-141本来是前苏联用来接替已经在海军航空兵服役了十几年的雅克-36的,它搭载在轻型航母上,主要任务是舰队防空,同时也可以对地面和海上目标实施攻击,进行近距空中支援。首架原型机于1989年3月试飞,并于1991年在巴黎航展上公布了模型和照片,引起世界瞩目。

  雅克-141的动力配备方式与雅克-36一样,装一台喷气式升力—巡航主发动机,型号为P-79,两台PД-36喷气式升力发动机前后串列装于驾驶员座舱之后,单台推力23干牛(2350公斤力)。主发动机的两个进气道位于座舱后的两例,尾喷口位于机身后部约2/3处。主发动机还装有推力转向装置,推力方向最大偏转角95度,这有利于飞机进场时减速。当发动机喷管向下偏转时,加力燃烧室与甲板的距离只有喷管直径的1.5倍,所以对地面和甲板有高温和腐蚀问题。垂直起落时,为了防止进气道吸入地面反射的主发动机和升力发动机的燃气流,在进气道下部两侧还有两个可伸缩的水平挡板。

  飞机在低速飞行时的姿态控制力是来源于主发动机产生的喷气,前后发动机的推力之差控制俯仰,翼尖的反作用力控制系统控制横滚,偏航则靠机头的反作用力控制系统来实现。

  雅克-141采用上单翼,双垂尾布局,中等机翼后掠角,翼根前缘有边条,机翼可折叠,翼尖有一较短粗的整流罩,其下装有反作用力控制系统。机身较长,主起落架舱后的机身为两个悬臂粱向后伸展,作为双垂尾的支撑,两个垂尾向外倾斜。

  雅克-141采用了大量现代飞机的先进技术。飞行控制系统采用三余度数字式全功能电传操纵系统,整个机身有26%由复合材料制造。雅克-141的性能水平和作战效能大大超过了雅克-36,打破了许多由“鹞式”创造的垂直/短距起落飞机的世界纪录。但是由于前苏联的政局变化和经济困难,现在对雅克-141的发展状况已经不得而知了。

武器装备:装一门30毫米机炮,翼下有4个外挂架,可挂AA-8、AA-10、AA-11导弹和火箭等多种武器。最大武器载重量2600千克。

尺寸数据:机长18.3米,机高5米,翼展10.1米,折叠状态5.9米。

重量数据:最大起飞重量19500千克(短距),13675千克(垂直)。

性能数据:最大平飞速度M1.7,实用升限15000米,垂直起飞时航程1400千米,短距起飞(带副油箱)时航程2100千米。 

空中加油技术


  对于一般的军用飞机来说,不着陆一次飞行上万公里,过去似乎是难以想象的事,而今随着空中加油技术的出现却已成为现实。空中加油技术简单地说就是在空中一架飞机给另一架或几架飞机(或直升机)加注燃油,使其航程加大,续航时间增长的技术。近年来,空中加油技术得到了更为广泛的使用。空中加油机频频出现在一些局部战争中,如英阿马岛之战、美国入侵巴拿马以及1991年海湾战争,空中加油机都发挥了重要作用。1985年4月15日,美国空军的18架F-111E战斗轰炸机和3架EF-111电子干扰机,从英国的拉肯希思空军基地出发,经北大西洋,直布罗陀海峡,穿越地中海上空到达利比亚,顺利执行完轰炸任务。从起飞到着陆,连续飞行1万多公里,经过了6次空中加油,才使这次长途奔袭得以成功。

  既然空中加油如此重要,那么,这项技术是何时出现的呢?据介绍,早在第一架飞机问世之初,就有人提出进行空中加油,以延长飞机的留空时间,或减少飞机的载油量便于飞起来。而第一次空中加油则出现在二十世纪20年代,其方法是在加油机上装一根15米长的软管,软管的头部有一个快速断流的活门,进行空中加油时,加油机放下软管从后上方慢慢掠过受油机,当受油机上的人抓住软管后就表示对接成功,然后将软管插人油箱,打开活门,加油便告开始。然而,在第一次空中加油出现后的二十多年的时间里,空中加油这项新技术竟无人问津,被“束之高阁”,直到二战以后喷气式飞机出现,空中加油技术才获得了新的发展。而如今,空中加油技术早已不是手工进行的了。目前为止,比较成熟并被广泛采用的空中加油设备主要有两种,一种是软管式加油设备,另一种是伸缩管式加油设备。

  然而,不管是采用哪一种空中加油设备或方式,现代空中加油仍然需要飞行员正确操作,需要加油机和受油机的密切配合,才能安全完成任务。总的来说,现代空中加油的过程大致如下:首先是加油机和受油机必须按照预定时间在预定地点汇合,才能进行空中加油。然后受油机和加油机实施对接,对接成功后,加油系统根据信号自动接通油路。加油完毕后,受油机根据加油机的指挥进行脱离,整个加油过程便完成了。

  据不完全统计,现在世界上现役专用空中加油机有上千架,拥有加油机的国家也有十几个,例如美国、俄罗斯、英国、法国、沙特阿拉伯、以色列等等。其中美国是名副其实的空中加油机大国,其拥有量占世界空中加油机总数的四分之三。美国陆海空三军使用的空中加油机主要有KC-135、KC-10A、KC-130F和KA-6D等,这些加油机都曾在海湾战争中使用过。长期以来,能够独立发展专用空中加油机的国家主要是美国、英国和俄罗斯,其他国家或地区主要是使用他们的成品和设备。而如今,中国依靠自己的力量,也发展出了自己的空中加油机,成为拥有空中加油技术的国家之一。

  空中加油技术不仅增加了作战飞机的航程,而且大大提高了飞机的生存能力,已成为现代战争中的重要支援力量,使本不能完成的任务成为可能。空中加油技术的运用,改变了以往人们只从飞机的载油量、航程来确定其执行任务种类的传统观念,使人们对得到空中加油机支援的战术飞机的作战能力有了新的认识,空中加油技术必将在未来的战争中发挥更为重要的作用。

放宽静稳定度技术


  所谓静稳定度是指气动中心到飞机重心的距离,气动中心在重心之后静稳定度为正,飞机是静稳定的;气动中心在重心之前静稳定度为负,飞机是静不稳定的。 

  在亚音速飞行状态,普通飞机的翼身组合体的升力中心在重心稍后的某个距离(静稳定),这时翼身组合体的升力所产生的负俯仰力矩(机头向下的力矩),由平尾的下偏,以产生向下的升力来平衡,尾翼的升力从翼身组合体升力中减去,因而使总的升力减少。而且由于飞机的静稳定特性,飞机有保持原有飞行状态的趋势,使飞机的操纵也不灵活。而放宽静稳定度的飞机,气动中心可以很靠近重心也可以重合,甚至在重心的前面,飞机的稳定度变得很小甚至不稳定,飞行中主要靠主动控制系统(即自动增稳系统)主动控制相应舵面,保证飞机的稳定性。这时为保持平衡只需要较小的甚至向上的平尾升力去平衡翼身组合体的正俯仰力矩(机头向上的力矩)。 

  在超音速状态,无论普通构形的飞机还是放宽静稳定性的飞机,都具有作用在重心之后的翼身组合体升力矢量。因为放宽静稳定度的飞机的重心比普通飞机的重心更靠后,这样为配平由于翼身组合体升力升起的负俯仰力矩所需要的尾翼向下载荷比普通飞机要小,因而就可以大大减少尾翼足寸和重量,使其在超音速状态也具有较高的升力。 

  由此我们可以看出,采用放宽静稳定性的手段,可以大幅提高飞机的性能。首先,使飞机的平尾用于平衡所需的面积可以大大减小,因此平尾的重量可以减轻,阻力可以减小,另外对于静不稳定的飞机,尾翼的升力和翼身组合体升力方向一致,这样飞机的总升力也得到了提高。 

  研究表明,放宽静稳定度为战斗机带来的效益是当静稳定裕度取为-12%平均气动弦长时,飞机的起飞总重可减少8%,所需发动机推力可减少20%,如果再加上控制机动载荷的效果可使设计总重减少18%。 

  在轰炸机上采用这种技术效果也是很明显的,如CCV B-52试验机平尾面积从84平方米降到46平方米,在原发动机和起飞总重条件下,结构重量减少6.4%,航程增大4.3%,如果原载重、航程不变,起飞总重可以减少 10-15%,B-l轰炸机如果在设计初期阶段就采用放宽静稳定度要求的话,其起飞总重可减少36吨,用2台发动机就可以完成原来4台发动机的任务。如果把放宽静稳定度要求和控制机动载荷结合起来,可使轰炸机设计重量减少20%以上。 

  放宽静稳定度要求对战斗机性能的提高主要体现在提高战斗机的机动性方面以及完成任务的效率方面。如一架重心位置处于25%平均气动弦和一架重心位置处于38%平均气动弦的放宽静稳定度的飞机相比,在中等空载重量、最大推力、900米高度的条件下,后者转弯速度增加0.75度/秒(M=0.9时)~1.1度/秒(M=1.2时);M数从0.9增加到1.6的加速时间减少1.8秒左右;空战燃油节省180公斤;承受机动过载的能力也提高了,在M数为0.6,0.9,1.2时过载系数分别提高0.2g,0.4g,0.8g;此外还可以提高升阻比:在M<l时可提高8%,M>l时可提高15%。这些就使战斗机的机动性大大提高。 

  如果拿F-16战斗机和法国战斗机“幻影”Fl,瑞典的Saab-37,苏联歼击机米格-21相比,性能就很突出,除高空最大速度,F-16稍低于其他三种飞机外,其他性能均比它们优越。其原因之一就是F-16采用了主动控制技术。

过失速机动技术


  过失速机动就是飞机在超过失速迎角之后,仍然有能力完成可操纵的战术机动。它主要用在为占据有利位置的机动飞行中。

  为什么战斗机需要过失速机动能力呢?因为战斗机主要的任务就是空战,而现代的几次局部战争的经验告诉我们,空战中最频繁发生的是低空和超低空近距空战。近距空战中最重要的作战品质就是迅速瞄准敌机的能力,即在攻击中不仅能快速地改变自身的速度矢量,还能使自己始终处于对手转弯半径的内侧,这样就能使自己更快速地进入攻击位置,先敌开火。过去的空战由于作战飞机的剩余功率较小,因而十分强调抢占高度的机动能力,以达到以高度获取速度的目的。现代战斗机在中等速度下剩余功率都很大,加速性都很好,爬升率都很高,速度上已经没有多大的差距,因此通过过失速机动获取更有力的角度优势,就成为了捷径。

  为什么过失速机动可以提高飞机的机动能力呢?因为在进入目视格斗状态之后,攻击机要使目标机尽快进入自己允许的发射区,目标机则要摆脱攻击机并伺机反击。这种情况下,飞机最重要的性能是最大瞬时盘旋角速度。一般说来飞机的最大瞬时盘旋角速度在马赫数0.4-0.6之间最大,所以要在格斗中争取角度优势,就要求飞机能从最大马赫数尽快地减速至中、低速度。飞机在进行过失速机动时,由于大迎角下自身受到的气动阻力较大,飞机的速度可以迅速降低,有利于偏转机头实施快速对敌指向,或在转弯中尽快减速和改变方向是敌机冲过目标,这在近距格斗中具有很高的空战效能。

  然而,在传统的飞行理论中,飞机的迎角是不能够超过失速迎角的,否则就会失速,进入尾旋甚至坠毁。随着现代航空科技的发展,通过采用推力矢量技术等方法,已经使飞机有可能超过失速迎角飞行了。

  美国和德国联合研制的X-31,就是用于进行过失速机动技术验证的验证机。它已经完成过飞行迎角达74度的赫布斯特(Herbst)机动。

  最著名的过失速机动则应该是俄罗斯的苏-27飞出的眼镜蛇机动,它曾经让全世界的人震惊。

  当人们从螺旋桨时代进入喷气时代时,曾经为突破音速而欢欣鼓舞,这被称作突破“音障”;当人们将飞行速度提高到马赫数大于3之后,克服了高速带来的高热问题,被称为突破“热障”;于是,当我们成功的超越了曾被认为不能超越的失速迎角时,我们也就突破了“失速障”。

变后掠翼技术


  机翼是飞机上一个极其重要的部件,飞机的升力基本上都是由机翼产生的。从1903年莱特兄弟的第一架飞机完成动力飞行之后,人们便投入了大量的精力到提高飞机的速度上,飞机的速度基本上每十年便翻一番,从最初的每小时几十公里到如今的超音速飞行,在这中间,机翼扮演了一个重要的角色。

  早期的飞机气动外形差,而且十分笨拙,以双翼机为主,这是因为当时人们面临的主要飞行难题在于获得足够的升力。升力产生原理告诉我们,机翼的面积越大,升力就越大,由于当时的机翼材料强度不够,因此只能给飞机装上两层乃至三层机翼,这样的机翼阻力太大,当然没有办法飞得快。

  为了获得高速飞行,除了提高发动机的推力外,整个飞机外形必须尽可能设计成流线型,以减小飞行时的阻力。作为外形的重要组成部分--机翼就必须设计成能够产生大升力、小阻力的形状。

  机翼的主要参数有翼展l、翼弦b、前缘后掠角χ、展弦比λ等(如图所示)。翼展是指机翼左右翼尖之间的长度;翼弦是指机翼沿机身方向的弦长,除了矩形机翼外,机翼不同地方的翼弦是不一样的;前缘后掠角是指机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角;展弦比λ是翼展l和平均翼弦的比值。

  由空气动力学的理论和实践可知,低速情况下比较适合采用大展弦比的平直机翼;高亚音速时则应该采用后掠翼;超音速飞行时就必须采用小展弦比的机翼(如三角翼)以便减小由于超音速而急剧增加的阻力。

  然而,超音速飞机只有在战斗中才以最大速度飞行,其余大部分时间还是以较低的速度飞行,而且每次飞行总需要起飞和降落。这就产生了一个难题,究竟按哪个速度范围设计机翼呢?变后掠翼技术便是为解决这一问题而提出的,它可以使飞机在飞行过程中按照飞行速度的大小自动改变机翼的后掠角,这样既可以满足高速飞行的需要,也可以使飞机有良好的低速性能和起飞滑跑能力。变后掠翼技术常常用于多用途战斗机和轰炸机,例如前苏联的米格-23、米格-27、苏-24、图-160美国的F-111、F-14A、B-1B以及英、德、意三国联合研制的狂风(Tornado)等等。

  图中是F-14A“雄猫”舰载超音速战斗机的解剖图,可见变后掠翼由固定的内翼和可动的外翼组成,二者用转动枢纽联接。此外机翼前面还增设了可伸缩的小翼,用来改善变后掠翼的操纵性。在飞行中,F-14A的机翼前缘后掠角可以从20度变到68度;而在舰上停放时,后掠角最大可达75度,可以减少在航空母舰上所占的面积。此外,由于在航空母舰上起飞和着陆距离较短,因此要求舰载机有良好的起飞着陆性能,否则就要一头扎进大海了,F-14A采用变后掠翼技术正好能满足这一要求。

  变后掠翼的优点十分显著,但其缺点是转动机构复杂,使机翼的质量增大,同时可靠性也有所降低。

图-160“海盗旗”战略轰炸机


  图-160是前苏联图波列夫设计局研制的一种变后掠翼超音速战略轰炸机,北大西洋公约组织称之为“海盗旗”(B1ackjack),1987年开始交付空军试用。图-160的研制是采用招标的方式进行的,参与招标的有图波列夫设计局、米亚西舍夫设计局和苏霍伊设计局。图波列夫设计局提出的方案是在图-144超音速旅客机的基础上发展的;米亚西舍夫设计局提出的设计称为M-18方案;苏霍伊设计局提出的方案是在T-4飞机基础上的改进设计。当时空军认为M-18设计方案是比较好的,但是考虑到图波列夫设计局具有大型轰炸机的设计经验和生产能力,所以最后决定还让图波列夫设计局在M-18方案的基础上研制图-160战略轰炸机,批量生产厂家为喀山飞机制造厂。原型机于1981年12月19日首飞,1987年5月开始进入部队服役,1988年形成初始作战能力。

  图-160是一种多用途超音速战略轰炸机,不仅能以亚音速、低空突防进行攻击,而且可以在高空、超音速(M数大于1)的情况下作战。携带巡航导弹和近距攻击导弹时,能够对预先确定坐标的目标进行核打击,在今后装备了高精度常规精确制导炸弹后可以攻击机动目标或战术目标。

  图-160采用变后掠机翼,内侧固定段后掠角较大,前线翼根一直向前延伸到机头两例;外侧翼后掠角变化范围为20°-65°,前线有全翼展襟翼,后缘有大翼展双缝襟翼及内插式襟副翼。机翼的位置很低,与图-26轰炸机相似,其后掠翼的转轴较靠外,这样有利于中心配平。机身截面呈圆形,十字形尾翼。机组乘员为4人,通过前起落架舱进入驾驶舱,均有独立的K-36ДM型弹射坐椅,采用电传操纵系统进行飞行控制。四台HK-32型涡扇发动机分别并列安装在靠近机身的两翼下,单台(加力)推力245千牛(25000公斤力)。

  主要机载设备包括导航/攻击雷达(据称有地形跟随能力)、机尾装有预警雷达、天文和惯性导航系统、航行坐标方位仪、机身前下部整流罩内装有摄像机以辅助武器瞄准以及主动、被动电子对抗设备等。

武器装备:图-160没有装备机炮,弹舱内可载自由落体武器、短距攻击导弹或巡航导弹等,两个12.80米长的武器舱,前舱的旋转发射架可带6枚Kh-55MS巡航导弹,后舱的两个旋转发射架可带24枚Kh-15P短距攻击导弹。

尺寸数据:机长54.10米,机高13.10米,翼展(后掠角65°)35.60米,(后掠角20°)55.70米,机翼面积(后掠角20°)360.00平方米。

重量数据:空重118,000千克,最大燃油量160,000千克,最大武器载荷40,000千克,正常起飞重量267,600千克,最大起飞重量275,000千克,最大着陆重量155,000千克。

性能数据:最大平飞速度(高度12,200米)M2.05,巡航速度(高度13,700)M0.9,海平面最大爬升率67米/秒,实用升限15,000米,起飞滑跑距离2200米,着陆滑跑距离(最大着陆重量)1600米,最大航程(无空中加油)12300千米,限制过载+2.0g

F-111战斗机

 
  F-111是美国通用动力公司和格鲁门公司研制的一种变后掠翼战斗机,也是世界上第一种实用型变后掠翼飞机。该机于1962年开始研制,空军的A型原型机于1964年12月首次试飞,A型的生产型从1967年10月开始装备部队。海军的B型原型机于1965年6月试飞,后因结构超重于1968年停止发展。

  F-111采用并列双座双发布局形式,其动力装置为两台TF30-P-9涡轮风扇发动机,单台静推力为5650千克力,加力推力9500千克力。其机翼后掠角的变化范围为16度~72.5度,可满足各种高度和速度下飞行时的空气动力要求。由于某些原因,初期的F-111曾出现过机翼转轴断裂、加力燃烧室熄火、发动机喘振等问题。在后来的型号中,这些问题逐步得到解决,成为空军比较好的主力重型战斗轰炸机。F-111的主要特点是航程远、载弹量大、能全天候攻击,主要用于在夜间和不利气象条件下执行常规和核攻击任务。F-111曾参加过1991年的海湾战争。

  F-111的型别主要有:A型,基本型;C型,为澳大利亚空军生产的型别;D型,A型的改进型;E型,A型的另一改进型,改变了发动机的型别,改装了电子设备和重新设计了进气道;F型,基本同D型,换装了推力更大的发动机和更好的电子设备;EF-111A,电子干扰型;FB-111,战略轰炸型。各型共生产近六百架。以下内容适合E型。

  武器装备:一门20毫米M-5l型六管机炮,备弹2000发。机身弹舱可带炸弹或核弹。机翼下共有8个挂架,可带小型核弹、炸弹、火箭弹等。

  尺寸数据:翼展19.2米(后掠角16度时),9.74米(后掠角72.5度时),机长22.40米,机高5.22米,机翼面积57平方米(后掠角72.5度),展弦比1.34~7.56。

  重量数据:空重21700千克,正常起飞重量36800千克(内部满油,无外挂),最大起飞重量41500千克,最大载弹量13610千克。

  性能数据:最大平飞速度(高度11000米以上)M2.2/2340千米/小时,(海平面)M1.2/l470千米/小时,实用升限15500米,作战半径1100千米,最大转场航程10000千米,起飞滑跑距离900米,着陆滑跑距离900米。 

F-14“雄猫”(Tomcat)


  F-14是美国诺斯罗普·格鲁门公司为美国海军研制的双座超音速舰载多用途重型战斗机,主要任务是护航、舰队防空以及遮断和近距空中支援,用于取代美海军的F-4战斗机。该机于1967年底开始研制,1970年12月21日原型机首飞,1972年5月交付使用。

  该机采用NASA在60年代后期提出的双发双垂尾变后掠翼气动布局,机翼的后掠角可以在20°- 68°范围内自动调节,具有很好的低速和高速性能,全金属半硬壳式机身,采用先进的结构形式,广泛采用钛合金,部分采用复合材料。在结构材料中,铝合金占39.4%,钛合金占24.4%,钢占17.4%,其余为复合材料,装有复杂的电子设备,单机价格昂贵。早期安装2台普拉特·惠特尼集团公司TF30-P-412涡扇发动机,单台加力推力93千牛,自1986年起采用通用电气公司的F-110-GE-400涡扇发动机,单台加力推力124.5千牛。

  该机有F-14A(第一种生产型)、F-14B(换装了发动机的F-14A改型)、F-14D(更新了发动机和电子设备的改型)以及RF-14A(侦察型)等多种改型。

机载设备: 休斯公司的AN/AWG-9脉冲多普勒雷达,可截获120一315千米内的空中目标,可以同时跟踪24个目标和攻击其中的6个目标。AN/AWG-15火控系统,AN/ASW-278数据传输系统,CP-1050/A中央大气数据计算机等先进的现代电子设备。F-14D上,大约60%的模拟式设备换成了数字式的,并安装了新型的AN/APG-71雷达,具有单脉冲角度跟踪、数字式扫描控制、目标识别和空战效果评价能力。

武器装备:1门M61Al“火神”,20毫米六管机炮,备弹675发。外部挂架可以挂4枚AIM-7E/F“麻雀”导弹加4枚AIM-9G/H“响尾蛇”空空导弹,或者同时挂6枚AIM-54A6“不死鸟”远距空空导弹加2枚“响尾蛇”导弹,除此之外还可以携带AIM-120先进中距空空导弹、AGM-88高速反辐射导弹、MK-82炸弹以及其他武器。

尺寸数据:机长19.10米,机高4.88米,翼展(后掠角20°,68°,75°)19.54米,11.65米,10.15米,机翼面积52.46平方米,展弦比7.28。

重量数据:空重18,191千克,无外挂起飞重量26,632千克,最大起飞重量33,724千克,设计着陆重量23,510千克,可用燃油重量(机内)7,348千克,(副油箱)1,638千克,最大外挂武器载荷6,577千克。

性能数据:最大平飞速度(高度12200米)M2.34,(海平面)M1.2,巡航速度741-1019千米/小时,最大爬升率大于152米/秒,实用升限大于15,240米,最小起飞距离427米,最小着舰距离884米,最大航程(带副油箱)约3,220千米。 

电传操纵技术


  从飞机发明直到现在,飞机的操纵系统仍然主要是机械式的操纵系统。机械操纵系统在操纵装置(操纵杆、脚蹬)和飞机的舵机之间存在着一套相当复杂的机械联动装置和液压管路,飞行员操纵操纵杆和脚蹬,通过上述联动装置控制舵机位置,从而使飞机达到希望的姿态和航向。 

  早期的飞机只是直接人工机械操纵。随着飞机的尺寸和速度的增加,驾驶员再直接通过钢索去拉动舵面感到困难,于是作为驾驶员辅助操纵装置的液压助力器安装在操纵系统中。它由一个并联的液压作动器来增大驾驶员施加在操纵钢索上的作用力,目前液压助力器仍在许多飞机上使用。 

  第二次世界大战后不久,出现了全助力操纵系统。在这种系统中,操纵钢索从驾驶杆直接连到作动器的伺服阀上,不再与操纵面发生直接机械联系。使用全助力操纵的主要原因是在跨音速飞行时,作用在操纵面上的力变化很大而且非线性很历害。这样,操纵时从操纵面反传到驾驶杆上的力从操纵品质的观点来说是难以接受的。全助力操纵系统本身是不可逆的,因此不受跨音速飞行中非线性力的影响,由于这种操纵方法不再需要飞行员的体力去改变舵面状态,使得飞行员无法直观地感受到飞机所处的状态,于是就借助一些力反馈装置来提供人工杆力,这种人工杆力虽然在移动操纵面时不需要,但在操纵飞机时给飞行员提供适当的操纵品质还是必要的,人工杆力的设计可以使人的操纵感觉从亚音速飞行平滑地过渡到超音速飞行阶段。 

  随着飞机尺寸的继续增加和性能的进一步提高,增加稳定性帮助飞行员操纵变得十分迫切,于是从全助力操纵系统发展到增稳系统,如偏航增稳系统、俯仰增稳系统和横滚增稳系统。系统通过传感器反馈的飞机状态,在程序控制下自动控制舵机偏转,以保证飞机静稳定性。这种增稳系统与驾驶杆或脚蹬是互相独立的,因而增稳系统的工作不影响驾驶员的操纵。 

  从增稳系统发展到电传操纵(FBW)系统只是很小的一步,通过加上一个离合器或其它使机械系统在不使用时断开的方法便可以实现,“协和”超音速客机上就装有这种系统。 

  把电传操纵系统中的机械备份完全去掉就变成了全电传操纵(FFBW)系统。 

  在这里我们已经能够给电传操纵系统下一个定义了:电传操纵(Flying By Wire)系统是将飞行员的操纵信号,经过变换器变成电信号,通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。它去掉了传统的飞机操纵系统中布满飞机内部的从操纵杆到舵机之间的机械传动装置和液压管路。电传操纵系统的主要组成部分包括运动传感器、中央计算机、作动器和电源,它相当于动物的感觉器官、大脑和肌肉。 

  由飞机操纵系统的发展我们可以体会到,任何事物的发展都是由需要和可能这两个因素决定的,电传操纵系统的发展也是如此。它是随着飞机(包括某些飞行器)的飞行控制技术的不断提高以及科学技术的发展而逐渐发展起来的。 



  电传操纵的重要性在于打破了飞机设计中需要保持静稳定性的布局,设计师们可以为战斗任务选择和优化最有效的布局,然后由储存在飞行控制计算机软件中的相应控制律增加人工稳定性。现役战斗机中已经有多种飞机采用电传操纵系统,例如F-16、幻影2000、“狂风”战斗机、F-15、Su-27、F/A-18等等。 

“幻影”(Mirage)2000 

 
  “幻影”2000是法国达索公司研制的轻型单发超音速战斗机,主要任务是截击和制空,亦可执行对地攻击任务。第1架“幻影”2000于1978年3月首次试飞,第一架生产型于1983年开始交付使用。“幻影”2000采用与“幻影”Ⅲ相同的无尾三角翼气动布局,但应用了电传操纵、放宽静稳定度、复合材料等先进技术,并且装备了大推力的涡扇发动机和更先进的电子设备,所以作战能力大幅度提高,属第三代超音速战斗机。其主要型别有B型、C型和N型,以下是“幻影”2000 C型的数据。

武器装备:两门30毫米“德发”554机炮(备弹2×125发),9个外挂架(机身下5个,两翼下各两个),执行截击任务时可带两枚R530中距和两枚R550近距空对空导弹,用于对地攻击可载各种炸弹,最大载弹量6300千克(N型)。

尺寸数据:翼展9.13米,机长14.36米,机高5.20米,机翼面积41.0平方米,展弦比2.03,前缘后掠角58°。

重量数据:空重7500千克,最大起飞重量17000千克。

性能数据:最大平飞速度M2.2(2332千米/小时,高空),海平面最大爬升率284米/秒,实用升限18000米,作战半径(带副油箱)700千米,航程3350千米。

“狂风”(Tornado)战斗机

 
  “狂风”战斗机是帕那维亚飞机公司(英国、德国以及意大利)研制的单座双发超音速变后掠翼战斗机,主要用于近距空中支援、战场遮断、截击、防空、对海攻击、电子对抗和侦察等。该机于1970年开始研制,1972年完成结构设计,1974年8月首飞。该机为串列双座,两侧进气,正常式布局,全金属结构,机翼为变后掠翼,带全翼展襟副翼及前缘缝翼,铝合金整体加强蒙皮,尾翼为全动升降副翼,内置式方向舵,采用电传操纵系统,装2台RBl99-34R涡扇发动机,单台静推力为38.7干牛,加力推力为66.0干牛。该机有三种型别,对地攻击型(IDS),主要装备三国的空军及德国海军,共生产了795架,其中包括改装了电子设备的电子对抗和侦察型(ECR),电子对抗及侦察型主要装备于德国和意大利空军,防空型(ADV)是在对地攻击型的基础上发展而来的,与对地攻击型相比,防空型加长了机身,换装了推力更大的发动机。

机载设备:多功能前视,地形跟随/测绘雷达、三轴数字式惯性导航系统,防空型装有多功能脉冲多普勒雷达、无线电/雷达高度表、自动驾驶仪及飞行导引仪、雷达告警接收设备和主动电子对抗设备。

武器装备:IDS型装有两门27毫米机炮,采用GEC-马可尼外挂武器管理系统,具有很强的外挂能力.能挂载多种先进武器;ADV型除1门机炮外,可挂4枚“空中闪光”半主动雷达制导中距空空导弹以及两枚AIM-9L红外空空导弹;ECR型末装机炮,其正常外挂布局为两枚HARM导弹,两枚AIM-9L导弹,主动电子对抗吊舱,箔条投放吊舱以及两个1500升翼下油箱。

尺寸数据:翼展(后掠角25°时)13.91米,(后掠角67°时)8.60米,机长(IDS/ECR)16.72米,(ADV)18.68米,机高5.95米,机翼面积26.6平方米。

重量数据:空重(IDS)14,090干克,(ADV)14,500千克,最大载弹量(IDS)9,000千克,(ADV)8,500千克,最大起飞重量27,950千克。

性能数据:最大平飞速度(高空,无外挂)M2.2,(有外桂)M0.92,着陆速度213千米/小时,作战半径(带重武器,高-低-高)1,390干米,转场航程3,890千米,限制过载+7.5g

 

空中放油


  飞机在空中加油具有很重要的军事意义。现代化战争,分分秒秒都至关重要,尤其是空战更是如此。战斗机不返回机场,直接经空中加油后投入战斗,就会节省许多时间,从而赢得战机。轰炸机和攻击机经过空中加油,航程可大大增加,这样就能作绕过敌方防空雷达和火力点的长途迂回飞行,顺利执行远距离空袭任务。

  那么,飞机为什么还要在空中放油呢?主要是因为:
  1.由于飞机的最大起飞重量远大于最大着陆重量,如果飞机在起飞后因故障要求立即着陆,那么此时的着陆重量就会超过飞机的最大着陆重量。如果强行着陆,起落架就有折断的危险。为了减轻飞机重量,达到安全降落的重量,就要进行空中放油。

  2.如果飞机因意外情况要求迫降,尤其是起落架不能放下时,机内若留有大量燃油,就很可能会在着陆时被摩擦、碰撞产生的高温、火星引燃而发生火灾,甚至导致飞机爆炸。这样,也需要在迫降前进行空中放油。

  不过,天空虽大,放油也不能乱放,城市、机场、森林上空和近地低空不能放油,一般放油地点都选在海洋、山区、荒原的上空。