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FC-1枭龙最新布局优势分析[上]
日期：2008-04-15 17:52:40|0000-00-00 00:00:00 来源：no 作者：现代兵器
张文宇
未出世的相似者
FC-1这个级别的飞机是有一定工业基础的国家自行研制高性能战斗机的较好选择，也是国土面积不太大的发展中国家加强空中国防力量的正确选择，所以在不同的时期有很多设计单位推出过这一级别的设计。而在这些设计方案中，却有两个不曾出世的方案跟FC-1有些相似之处。
其中一个是罗马尼亚在70年代晚期的IAR-95及其后继的系列方案。罗马尼亚的航空工业虽然国内军迷可能有些陌生，但是实际上罗马尼亚自上个世纪60年代重建航空工业后，通过自身的不懈努力还是有所作为，取得了不错的成绩的。IAR-93是罗马尼亚航空工业的第一个重要里程碑，这是一种与南斯拉夫联合研制的近距支援攻击机/高级教练机，双方都非常重视以至于以两国国名命名项目为“YUROM”，这种飞机历时十年研制成功，是80年代初比较成功的发展中国家自行研制作战飞机范例。IAR-93给国内军迷留下的最深印象可能是在南斯拉夫惨遭F-16发射的AIM-120屠杀的战例，但空战本来就不是IAR-93的主要任务。另一个成功的项目是IAR-99教练机，这种教练机既可用于初级教练也可用于高级教练，飞行品质比较好，在后来的升级中通过与以色列埃尔比特公司合作改装了先进的航电设备，可以用来培训米格-21“枪骑兵”和F-16的飞行员。超音速战斗机项目被罗马尼亚视为完成其航空工业建设的最后一步，为此罗马尼亚开展了一系列的提升飞机研制能力的工作，甚至建造了一座能吹到3马赫的风洞。
IAR-95最初的方案是一种装备90千牛级发动机的轻型战斗机，飞机采用带前后边条的翼身融合体设计，外观上与FC-1方案颇有几分神似。IAR-95项目从目前存世的方案资料看比较强调超音速截击能力，采用了机身两侧的垂直压缩斜板的可调进气道，飞机头部粗大饱满，显然是从安装大口径雷达天线考虑的设计。飞机采用比较符合罗马尼亚工业能力的三片式风挡设计，但是座舱盖有一定的凸出，飞行员视野可能与米格-29接近，也是比较符合强调超音速能力的高机动型战斗机这个定位的设计。IAR-95同样采用进气道两侧边条的设计，不过边条比较宽，呈外凸的拱形，在70年代末能够做出这样的设计，说明罗马尼亚在气动设计上还是有一定水平的，不过进气道却没有内倾，这样的两侧进气道在大迎角下性能是比较差的，这一方面就体现了发展中国家在设计能力上的局限性。IAR-95的机身翼身融合比较流畅，机背没有背鳍，不过不清楚这样需要先进加工能力的翼身融合结构以当时罗马尼亚的航空工业水平是否能够顺利生产。机翼设计比较类似F-16飞机，根梢比要比FC-1小，翼尖设有近距格斗导弹挂架，机翼前缘设有全翼展机动襟翼，后缘是约占2/3展长的单块襟副翼。事实上从机翼开始整个中后机身都与F-16非常像，不难想象F-16作为70年代出现的最先进的单发高机动性空中优势战斗机对罗马尼亚的飞机设计人员产生了很深的影响。IAR-95的垂尾也是根部较厚以容纳方向舵作动器，垂尾顶部作了切尖处理，切尖的平尾也是布置在后边条外侧，不过IAR-95的减速板是模仿F-16的后边条末端上下打开的开裂式减速板，FC-1飞机则是采用与国产新型多用途歼击机相类似的后机身表面打开的减速板。目前所见的大部分IAR-95方案图片和模型照片都显示该方案没有腹鳍，不过也有资料提及有设计人员希望增加腹鳍，不过腹鳍设在什么位置则是不得而知。总的来说，IAR-95方案的气动设计水平基本上达到了一种轻型三代机的要求，如果能够研制成功的话，将是罗马尼亚航空工业能力的一次飞跃。不过很可惜，就像很多有一定飞机设计生产能力的发展中国家一样，罗马尼亚没有自行研制战斗机用的加力式涡喷/涡扇发动机的能力，当时国际上也没有合适的90千牛级发动机可供使用。虽然考虑过英国罗尔斯?罗伊斯公司的RB.168“斯贝”发动机，但是这种发动机在当时技术上已属比较落后，推重比不高，必然影响飞机性能，另一方面英国是否愿意向身处华约阵营的罗马尼亚出售发动机也是未知数。这种无法获得动力装置的窘境迫使罗马尼亚于1981年忍痛取消了IAR-95项目。
IAR-95项目对罗马尼亚航空工业有着极其重要的意义，所以时隔不久，罗马尼亚又以IAR-101的名义继续开展研究，后来大概因为方案变得不确定，又更名为IAR-S，这个时期作了多种方案的模型，并且进行了风洞试验。这一阶段的试验虽然最终并没有修成正果，但是为设计单位积累了宝贵的经验，所以设计单位INCAS(当年叫INCREST)的大门口安放着最后一轮IAR-S方案的模型。在这些方案里，有一种是把机翼改成了下单翼，有双座和单座两种型号，外观上接近F-20，机翼下设置三个挂点，机腹下设置串列多弹挂架，似乎重新考虑走超音速轻型战斗攻击机/高级教练机的路子。这条路有不少成功经验，与IAR-93的开发类似，如果按这个方式搞的话，倒也不无成功的可能，不过可惜也许是因为提高了技术要求，最终还是被淘汰了。这个方案还有一个为提高平尾效率而在平尾上增加类似F-15的平尾锯齿的衍生方案。另一个方案则是IAR-95的发展型，外观基本与IAR-95一致，但是它有个发展型采用了后边条上安装的双垂尾，不知是否出于高马赫数下方向稳定性的考虑。不过这种后体不太宽的单发飞机双垂尾间干扰比较严重，效率不太理想，阻力和重量代价也比较大，通常不采用这样的设计。而IAR-S的另一支也许是出于单发方案需要大推力发动机难以满足的考虑，也许是追求更高的性能，采用了双发设计，被称为IAR-Stwin，这个方案令人诧异地完全偏离了所有IAR-S方案的设计，看起来就像是一个F-15的变种。这个方案就如同F-15一样采用了带水平压缩斜板的两侧进气道，这种进气道较好的折衷高速性能和大迎角机动的高速性能和大迎角机动的要求，几种主要的高性能三代机都采用这种设计。进气道两边也比较类似F-15的整流罩，但是又比F-15的整流罩薄，应该是希望得到比F-15更强的涡流。飞机的后体跟F-15差别比较大，尾撑距离喷管较远，尾撑与发动机舱之间的整流体比较短，类似F-15未采用的MCAIR-4方案，这种方案阻力较小，但是结构强度也比较弱，能否支持垂尾和平尾的载荷不得而知。而且这个方案两台发动机间的距离较远，中间采用了很粗的整流体设计，这样的整流体与喷流干扰结果也很难预料，加上很奇怪的在没有隐身要求的前提下采用了效率不好的内倾双垂尾设计，只能说罗马尼亚确实没有设计双发重型战斗机的经验和能力。
在经过了一系列方案的比较后最终还是回到比较务实的设计，在IAR-95的基础上进行了放大，但是气动布局基本保持不变，飞机变得跟F-16一样大，特别是取了跟F-16一样的机翼面积，这样的飞机虽然性能上达不到F-16的水平，但是也算基本达到了三代机飞行性能的标准。这个方案拟采用米格-23飞机的R-29发动机作为动力装置，也是一个比较现实的选择，只可惜到1988年东欧经济普遍不景气，然后很快政局巨变，这个被称为IAR-95ME的方案最终不了了之。
罗马尼亚配用斯贝发动机的IAR-95想象图
另一个相似者米高扬的“产品33”外观上没有IAR-95那样像FC-1，但是米高扬设计局在FC-1发展过程中扮演的角色却使它和FC-1存在更深的联系。“产品33”是1986年启动的计划代替米格-29战斗机的LFI(轻型前线歼击机)计划下的一个方案。米高扬设计局在最初考虑LFI的时候，继续坚持了它传统的尽可能减小设备重量，简化机体结构，适应前线机场紧急起飞拦截作战的思路，不但没有设法改变米格-29飞机机内容积不足，航程过小的问题，反而试图设计一种只装一台RD-33发动机的轻型战斗机来满足前线航空兵的要求，这就是“产品33”方案。不过这种方案在作战飞机需要更多更完备的电子设备，并且要执行多种任务的历史发展潮流下，被苏联空军认为不合时宜，并没有获得一展身手的机会，据说后来米高扬设计局试图将这个方案作为出口型战斗机进行了大量的推销工作，但是并没有找到买家。
“产品33”在气动布局上比较类似F-16飞机，采用了带边条的翼身融合体，中等后掠切尖三角翼，腹下进气设计。从模型上看“产品33”的头部也比较粗，截面比较圆而且有一定的下垂，比较接近米格-29的前体设计，这样的头部能容纳较大尺寸的天线，而同时又不影响飞行员前下方的视野。F-16的椭圆形前体设计具有大迎角方向稳定性好的优点，而且平坦的底部对于腹部进气道获得高质量的来流也很有好处，但是这种外形的天线罩局限了雷达天线的形状和尺寸，高度较小的雷达天线会增大俯仰方向的波束宽度，对雷达性能有一定的不利影响。该方案的座舱盖设计基本上与米格-29一致，虽然有一定的突起来获得较好的前方视野，但是座舱盖长度较短，座舱盖后部的延伸段结构遮挡了后方视野。与FC-1飞机类似的，“产品33”的早期方案采用较窄的带前缘锯齿的边条，而到后期则改为外凸的宽边条设计，这种设计上的变动究竟是不谋而合还是有所联系外界不得而知。加宽的边条显著的增加了面积，面积的增加可以显著提高边条的增升效果，而且由原先的较平直的边缘改为外凸拱形也改善了失速后的升力特性，但是边条面积的增大会使大迎角“上仰”现象更为明显。从模型照片上看，“产品33”的机翼设计基本上一直没有什么变化，目视判断是一副前缘后掠角约为40度左右，展弦比可能略大于3的切尖三角翼，机翼的根梢比要比FC-1小，翼梢弦长较大。模型照片显示，“产品33”的机翼前缘又几乎全展长的机动襟翼，后缘也是独立安排襟翼和副翼。“产品33”的后边条也很宽，外侧下方同样连接有腹鳍，边条末端与机身有一定的距离，与FC-1不同的是由于“产品33”采用腹部进气设计，前边条起始于前机身的底部两侧，而机翼下的进气道是向上弯曲的，所以到后边条位置已经处于后机身的底部。“产品33”的早期方案平尾面积较小，但是为了提高平尾效率在平尾的前缘靠近翼根处设计了锯齿，但是后期方案可能是出于加大边条后的大迎角低头恢复力矩考虑改为取消锯齿但是加大了平尾面积。“产品33”的模型没有在垂尾根部设计减速伞舱，整个垂尾厚度变化比较均匀，这点也令人好奇米高扬设计局到底准备在哪里布置减速伞，比较可能的位置是像米格-19和早期型米格-21那样布置在后机身腹部，但是实践证明这个位置的减速伞放出后会产生一个低头力矩，一般不能在接地前放伞，对减少着陆滑跑距离是不利的。另一个比较特殊的现象是“产品33”的垂尾和平尾都没有作切尖处理，考虑到较薄的尾部安定面梢部是比较容易发生颤振的部位，常见的设计一般要采取配重或者切尖的方式来防颤，有些飞机还采取了下反平尾避开机翼尾流干扰的方法，因此米高扬在防颤上的轻率处理比较让人意外，也许因为这是一种不被看好的方案，所以细节上没有进行足够的优化。“产品33”作为米格-29的后继飞机，设计要求比较重视高速性能，所以虽然采用腹部进气，但是进气道却不同于F-16飞机的皮托管式进气道，采取了比较罕见的中央垂直压缩斜板的设计，这种设计曾见于北美公司的XB-70、苏霍伊设计局的T-4、洛克威尔公司的B-1和图波列夫设计局的图-160这些高速轰炸机，在战斗机中只有没有生产的YF-107采用了类似设计。这种设计由于需要两侧都是可调节的压缩斜板，结构十分复杂，对于需要分开设置进气道的多发轰炸机来说还是可以接受的，但是对于单发轻型战斗机来说显然过于复杂，而且在性能上也没什么明显的好处，实际上是不可取的。考虑到米高扬在重型战斗机方案中采用了水平压缩斜板的腹部进气道设计，在轻型战斗机的方案中采取中央垂直压缩斜板的设计实在令人感到匪夷所思。“产品33”模型的尾部线条比较自然，没有出现明显的收缩，可见FC-1的收缩设计并非是出于配用俄方发动机的需要。
在飞机设计中由于相近的设计要求而出现趋同和在同样的设计要求下出现同样满足要求的迥异设计是两种并不罕见的有趣现象。趋同的原因可能只是因为设计要求相同而使两位设计师不谋而合，也有可能是为了满足同样的要求而进行了参考借鉴，而应对同样要求的截然不同的设计则反映了设计师个人理念的不同，即使是相同的要求，设计师也可以出于自己对任务的理解，进行不同侧重的设计。不管是出于什么原因，FC-1飞机有这些没能出世的异国“兄弟”都是一件有趣的事情，因此笔者在此对它们的气动布局也进行了简单的分析。
第二次的新生
如果说FC-1飞机逃过了失去外方合作伙伴，经过重新设计得到了重生的话，那么笔者以为2006年4月28日首飞成功的04号原型机则可以看作是FC-1的第二次新生。04架原型机是全状态飞机，飞机的气动布局在01架和03架试飞数据的基础上进行了大规模的优化设计，大幅度提高了飞机的气动性能，在这个过程中应用了大量的最新气动研究成果。
飞机的整个前体设计都作了非常大的改进，最明显的变化是为了改善进气道性能，简化结构，减轻结构重量，采用了美国洛克西德?马丁公司刚刚研制成功应用于其最新开发的美国联合攻击战斗机(JSF)F-35飞机上的无附面层隔道超音速进气道(Divertless supersonic inlet，DSI)。这种进气道通过一个复杂三维曲面外形的鼓包(Bump)作为压缩面，所以又被称为Bump进气道，在04架原型机首飞成功后，国内媒体将其称为“蚌”式进气道既是贴切的音译又传神地反映了这种新式进气道的外观。
附面层是由于流体粘性作用而附着在物体表面的低速低能量流动薄层，在这一层区域中的流动速度远低于来流的速度，但是沿垂直物体表面方向的速度梯度却很大，同时附面层流动随距离增加而减慢，存在一个逆速度方向的压力梯度，在这个逆压梯度与法向压力梯度的作用下附面层容易发生分离。附面层的另一个特点是沿物体表面流动的前段不同能量的流动互相不发生交流，表现出“分层”流动的特点，但是经过一定的距离便可能发生转捩，成为内部存在剧烈无序流动，能量交换十分频繁的紊流附面层，紊流附面层虽然相对不容易发生分离，但是也会影响到进气道内流动的均匀。由于附面层的这些特点，进气道吸入来自上游机身较远处来的附面层会对进气道的总压恢复和畸变程度产生很不利的影响。早期的喷气发动机进气道设计没有认识到附面层的影响，像XB-42使用的NACA平贴式进气道，P-59，P-80等飞机使用的无附面层隔道的两侧进气道都没有阻止附面层进入进气道的措施，进气道的性能比较差。在这个时期不需要处理附面层的机头进气或者下颔进气的设计用得比较多，在超音速飞行发展的初期，也曾有一些较早出现的方案没有考虑附面层的处理，试图用一个按设计飞行马赫数设计的鼓包来简化结构，比如美国的4马赫战斗机XF-103的进气道就是这样的腹部进气道，当然这样的设计限于当时的条件不可能取得很好的效果。在此后的近半个世纪时间里，绝大多数超音速战斗机在气动布局上都考虑了进气道附面层处理，所采取的技术手段有阻挡附面层的凸台，附面层隔道，附面层抽吸装置等，而且很多飞机同时使用两种附面层处理手段，比如FC-1飞机的01架和03架原型机就同时采用了附面层隔道和固定压缩斜板开附面层吸除孔进行抽吸的手段。附面层隔道增加飞机的横截面积，增加阻力、重量和雷达散射截面积(RCS)，而附面层抽吸需要一套泄放旁路管道，显著增加了进气道的复杂性。对于像FC-1这样的轻型战斗机，由于进气道增加的阻力和重量也是可观的损失。
米高扬产品33方案产品33存世的图片不多，多数比较模糊。
无附面层隔道超音速进气道是一种应用了乘波原理的进气道。目前应用乘波原理的进气道总共有两种，一种是双斜切后掠压缩面进气道(Caret进气道)，另一种就是鼓包进气道(Bump进气道)，前者应用高超音速乘波体(Wave Rider)理论中的尖脊翼(Caret Wing)的原理来设计，并以此命名，后者则是采用锥形流乘波理论设计的。一个单独的基于锥形激波流场的锥导乘波体设计通常采用上下表面分别设计的反设计方法，也就是根据任务要求选定设计点的马赫数和迎角，选择一个虚拟的圆锥体(称为基准圆锥)来获得一个圆锥激波流场，在这个流场内根据需要设计乘波体上表面的形状，上表面与圆锥激波面相交处形成一条前缘线(FCT)，前缘线向外延伸即得到自由来流面，通过解圆锥激波方程得到前缘线后的波后流面，这个波后流面就是乘波体下表面的理论形状。应当要注意圆锥激波流场并非在波后就立刻转折到平行基准圆锥母线方向，否则就会出现扩张流管而有悖质量守恒，实际情况是波后流线逐渐弯曲偏转到平行基准圆锥母线方向，因此下表面形状通常是一个前端有些内凹的复杂曲面形状，而且圆锥激波要比平面激波弱，激波能量损失较少，波后存在继续压缩的现象，空间压力分布与二维情况是不一样的。由于靠近基准圆锥处流线转折较快而远离基准圆锥处转折较缓，圆锥激波流场内存在径向的压力梯度，所以对于插入到圆锥激波流场中的乘波体表面而言就存在了法向和展向的压力梯度，正是这两个压力梯度的作用提供了向外推出附面层的效果。对于进气道设计而言，鼓包是直接附着在前机身表面的，所以不需要考虑乘波体上表面的形状，自由流面就是前机身在进气道入口前的表面形状，前缘线就是前机身表面与圆锥激波面的交线。乘波现象中激波完全附着于物体前缘，阻断了激波封闭区域内外的压力交流，从而获得高的效率，正因为这个特点，鼓包进气道具有较一般进气道更高的总压恢复。由于鼓包进气道的捕获面积是固定的，而且喉道没有放气，它需要通过自动溢流来使流量满足需要，同时外推的附面层也需要泄放通道，这就造成了鼓包进气道的前掠唇口设计，唇口与机身相交处就形成了泄放通道，附面层和溢流从此处排出。
设计一个鼓包进气道主要包括选取设计点、设计鼓包压缩面、设计唇罩和设计内管道等工作，其中内管道的设计与常规进气道基本上是一样的，只是要确保内管道和鼓包压缩面的衔接的光滑过渡即可，而其余部分则比较特殊。为了使不可调的鼓包进气道在整个包线范围内都具有良好的性能，在设计点的选取上一般采用双设计点方法，鼓包压缩面和捕获面积以最大飞行马赫数为设计点，喉道面积则以跨音速条件最大流量为设计点，并且需要校核低速状态的进气道性能。鼓包压缩面和唇罩的设计是互相关联的，并且要考虑与前机身的融合。鼓包进气道是二波系结构的进气道，有一道锥形激波和一道喉道正激波，理论上讲希望这两道激波要恰好搭在外侧唇口上。为了满足这样的设计要求，设计时首先根据设计马赫数选取可获得最高波后总压的圆锥激波角，然后根据喉道面积的要求和总体布置要求的进气道宽高比来确定基准圆锥的位置从而获得前缘线，这样就可以计算出整个鼓包的外形。唇罩的形状首先要考虑激波搭唇口的设计原则，实践中为了保持波系结构的稳定，要使喉道正激波稍脱离唇口，此外还要考虑大迎角，有侧滑等状态的工作和附面层排出的要求，而且唇罩根部要求与机身融合。04架飞机的进气道基本上就是按照这样的方法设计的，设计点取值稍大于原先公布的最大平飞速度指标，内管道的设计与01/03架也少有区别，实际上某站位之前的部分基本上都作了改动，而之后则保持不变。为了配合进气道的改进，飞机的前体设计也作了修改，原先起预压缩作用的肋下平面设计被改成了曲面，目的是减小前机身阻力和附面层的厚度，也许也有使头部激波和波后流动能适应锥形流乘波进气道需要的考虑，另一方面对前体的修形也增加了一些前机身容积，为日后升级安装更多电子设备提供了方便。04架飞机的鼓包进气道设计方案在风洞试验中表现良好，1.2马赫以上的总压恢复系数较原设计的固定压缩斜板进气道有较大的提高，相信可以比较明显的改善飞机的高速性能，进气道的综合畸变指数保持了与原进气道相当的水平，远低于发动机对畸变的限制要求。对设计方案进行风洞油流试验的结果显示附面层大部分被有效排除，达到了取消附面层隔道的设计目的，在原设计方案中为保险而采用的鼓包前附面层吸除孔似乎没有存在的必要，但是可能是出于保险在实际制造的04架原型机的近景画面上还是能看到附面层吸除孔。改用了最新式进气道设计的04架原型机不但在气动性能上获益良多，而且明显简化了结构，减轻了重量，前体容积的增加和形状的变化也为移动部分装载创造了条件，据报道04架原型机减少了200多公斤空重，其中有不少应该就是进气道和前体设计修改的效果。
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