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发表于 2007-6-24 19:18 · 上海
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关于S37，看到的一篇比较长的文章里也有提到：S37注重的是大迎角和高亚音速的近战能力
http://www.fyjs.cn/bbs/read.php?tid=80492
方方大作：再铸梦之翼——俄罗斯第五代战斗机粗探
本文原载于《国际展望》，仅供诸位同好探讨，未经许可不得用于其它用途。转贴请保留本信息 /~V& #'5
再铸梦之翼 7^:3h
——俄罗斯第五代战斗机粗探 q}bSV~[4K
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如我们今天所知，苏联的第五代战斗机研制计划几乎与美国ATF计划同时起步。然而，由于苏联解体带来的巨大动荡，加上技术水平方面的差距，使得俄罗斯的战斗机研制水平逐渐与美国拉开了差距。时至今日，美国ATF计划的结晶F/A-22已经成建制服役，而俄罗斯第五代战斗机依然躺在襁褓中。 ujO M 9
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1987年，米格I.42方案进一步细化，机翼更改为简单切尖三角翼，进气口也有所扩大。米高扬设计团队随后进入为期2年的艰苦图纸设计阶段。 D>Mbs( _a
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而在1988年，苏霍伊S-32方案的初步设计也宣告完成。预计1991年完成首飞，1996年定型投产。 #b]*- u4
为了筹集资金，米高扬设计局一方面尽力拓展现有型号的销售市场，另一方面试图吸引国外伙伴参与MFI计划。1995年巴黎航展上，米高扬代理总师A.A.Belosvet表示，I.44有望在当年8月莫斯科航展上亮相——不过，这一设想被俄***坚决地枪毙了。 }7'h_
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1998年秋，S-37再度恢复试飞。截至年底共计试飞23次。当年12月底，米格I.44终于获准降低密级。12月24日，I.44首次在报纸上披露，然而比起S-37的公开露面已经晚了近3年。 * C+g8 Ws
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1999年1月12日，I.44进行了地面滑行和公开展示，并预告I.44即将试飞。当年8月，S-37在莫斯科航展上首次公开亮相，但并未进行地面展示。此时该机已完成大约50次试飞。 x;
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前掠翼是S-37最重要的特征之一。要了解S-37，就必须了解前掠翼。 e}b?U@
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在航空史上，最早出现的斜掠机翼就是前掠翼，而非我们所熟知的后掠翼。早期航空设计人员采用前掠翼，并不是出自气动方面的考虑，而是来自其它方面的要求。如Ju.287轰炸机采用前掠翼就是为了让机翼承力盒避开飞机重心（以便设置炸弹舱），避免投弹后飞机重心突然变化。 '@;*hQT
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前苏联曾经出现过如别里耶夫DB-LK、米格-6等前掠翼飞机，但并未产生任何作用，很快湮没于历史之中。 "W%M?_
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当苏联红军攻占德赛（Dessau）后，俘获了容克联合体的技术人员、Ju.287的相关设计资料和未完成的机体。当时Ju.287 V1号原型机已经毁于空袭，6发的Ju.287 V2号原型机尚未建成。苏联人利用Ju.287 V2号原型机的部件就地组装了试验机EF-131（EF，德文Entwicklung Flugzeug缩写）。不过该机很快被分解运回苏联——之所以不直接飞回去，部分原因是对操纵该机的德国试飞员不放心。1947年5月23日，EF-131在Stakhanovo机场（即今Zhukhovsky机场）由德国试飞员Paul Julge操纵首飞成功。但该机随后被闲置，再也没有上天——1948年6月21日，对EF-131的研究工作被命令终止。 p~+I(8>Zv
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不过此时对EF-131的改进工作已经开始，改进型被称作EF-140，其实就是一架更换了发动机的EF-131：该机使用米库林设计局研制的AM-TKRD-01涡喷发动机，但沿用了为EF-131 2号机准备的机体部件。1948年9月30日，EF-140首飞成功。在后来的试飞中该机达到最大速度904㎞/h，最大航程2000㎞。EF-140的侦察型停止使用EF的德文缩写，改称I40-R。该机改用VK-1发动机（即从英国引进的罗•罗公司的“尼恩”发动机），于1949年12月12日首飞成功。但在试飞过程中I40-R出现强烈的机翼振动，因此在完成4次试飞后被迫停止飞行。 .y2CV_#F
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直到这时，苏联航空工作者才发现前掠翼有着与众不同的气动特性，并开始真正关注这种机翼设计，进行相关的理论和试验研究。在Pavel Tsybin领导下建造了3架木制火箭动力滑翔机LL-1/2/3，分别安装了平直翼、后掠翼和前掠翼（前掠角达40°），对近音速（M0.98以下）不同平面形状机翼的影响进行研究，并将试飞数据呈送苏联***航空流体动力研究院（TsAGI）。在一次试飞中，LL-3俯冲速度达到了M0.97。随着飞行速度提高，终于发现早期前掠翼飞机未能暴露的问题。研究表明，和后掠机翼相比，前掠翼有一些优点，但存在一个严重的问题——气动弹性发散：由于前掠翼翼尖位于翼根之前，在气动载荷作用下，翼尖相对翼根产生扭转变形使得翼尖局部迎角增大，而翼尖迎角增大又导致气动载荷增大，如此发展下去最终导致机翼结构破坏。此外，随着机翼前掠角的增大，出现气动弹性发散的临界速度急剧下降。 36|C !
进入1980年代，TsAGI对前掠翼作了大量研究工作，进行广泛的吹风试验：速度范围从M0.2到M2.0，最大迎角达到80°。TsAGI用于试验的早期风洞模型是以米格－23的机体为基础，更换了前掠翼。后来试验逐渐深入，对鸭式前掠翼、翼根加边条等设计都进行了大量风洞试验。与此同时，位于诺沃西比尔斯克的西伯利亚航空研究所也在进行前掠翼研究，不过使用的是以苏－27为基础改造的前掠翼风洞模型。 wL}~ 3S
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来自美国的消息说，1982年美国侦察卫星在克里米亚半岛Syberski附近的Saki机场发现了一架可能是苏－9改装的前掠翼验证机，并根据发现地被暂时命名为SYB-A。这一说法至今未获证实，但俄国民间人士对此提出了两种截然相反的观点。反对方认为，Saki机场是苏联海军航空兵试飞基地，从1982年8月开始进行大量的舰载机滑跃起飞试验，为未来航母作准备。很难相信在这样的关键时刻，苏联海军航空兵会允许苏霍伊进行这样一种非官方的验证机试飞。支持方则从反驳苏联剽窃格鲁门X-29A设计的立场出发，认为SYB-A是存在的，且早于X-29A两年试飞，因此足以证明苏联的前掠翼技术完全是独立自主研究的成果。此外，由于SYB-A出现在苏联海军航空兵基地，那么苏霍伊发展前掠翼战斗机是否带有海航的背景就是一个很有意思的问题了。 `t6yOT@o
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不管SYB-A是否真的存在，TsAGI的前掠翼研究却是实实在在地进行着。最终，TsAGI提出了一种未来战斗机方案：鸭式布局，前掠翼＋大型翼根边条，推力矢量控制技术＋常规气动操纵面。这一方案，后来成为S-37的前身——S-22的基础。 twL+xk(C
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大型战斗机 ~^h Y6
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S-37是一架单座双发双垂尾的大型飞机，采用三翼面布局，肋部进气。 ssk_mBn
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那么，为什么S-37设计时会选择一种大型战斗机的尺寸？根据《商人报》披露的数据，该机机长22.6米，翼展16.7米。这一尺寸不仅超过了米格－31重型截击机，也超过了俄空军基地标准的飞机掩蔽部容纳极限。 jXAK1?
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众所周知，同等技术条件下，飞机重量越大，造价也越昂贵。因此，各国在研制技术验证机时，如果不是改装旧机的话，一般会选择轻型单发飞机，以期节省费用。同样是前掠翼验证机，格鲁门X-29A就是单发小飞机，其前机身甚至直接挪用自一架老式F-5A战斗机。显然，苏霍伊在S-37尺寸上的选择，表明该机决不仅仅是为了验证前掠翼技术。 :9 :wzR=>
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三翼面布局 ki;QO$f6m
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S-37采用三翼面布局可以说是意料之中的事。自T-10-24试验机以来，苏霍伊设计局对三翼面布局投入了大量资源进行研究，并且取得了相当丰硕的研究成果。苏－33、苏－30MKI、苏－34、苏－33UB等侧卫家族新成员都是这一研究的直接受益者。 A-cc'VLW$
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另一个重要理由是，前掠翼如果和鸭翼形成近距耦合，除了传统的旋涡增升作用外，由于鸭翼与机翼距离近，鸭翼下洗对于抑制和推迟机翼根部气流分离更有效，而机翼上洗也有利于增大鸭翼效率。 eL!OL:
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前掠翼 zn
•副翼效率较高，大迎角操纵特性好 p!D9{`
由于机翼前掠，附面层有向翼根堆积的趋势，使得气流首先在翼根位置发生分离，这与常规后掠机翼（包括三角翼）相反。也正因为如此，在机翼开始失速后，前掠翼的副翼仍能保持相当的操纵效率，而不象常规后掠机翼那样首先丧失横侧操纵能力，这对于保证飞机大迎角操纵性至关重要。 ROZk:_;02
•失速特性好 &dtw />++
和常规后掠翼不同，试验表明，前掠翼在机翼局部开始出现失速之后，其总升力不会急剧下降，反而会保持缓慢增长，具有较好的失速特性，也有利于阻止飞机进入尾旋。 K3pM6 a
•可能具有较好的大迎角方向稳定性 dDzu 7
仅就前掠翼和机身组合体的方向稳定性而言，在中等迎角以下不如后掠翼和机身组合体，在大迎角范围内则相反。考虑到鸭翼、边条、垂尾等因素的影响，这一结论并不是一定成立的。还需要指出的是，这个“较好的大迎角方向稳定性”是相对同样条件下的后掠翼布局而言的，要保证大迎角方向稳定性，设计人员还需要更多细致的工作。 aGJ"]X)j6
•机翼阻力较小 H| r>@
需要特别留意的是，这个优点是有前提条件的，并非一概而论。例如，前掠翼跨音速波阻较小，其比较对象是和其具有同样前缘斜掠角、展弦比、根梢比、翼面积和激波弦向位置的后掠机翼。而如果改变前缘斜掠角而保持其它参数相同，那么前掠翼的诱导阻力和升致型阻低于后掠翼。 . b 4A7|5
•起降性能较好 {V[q `pc.
原因是前掠翼的副翼布置位置更靠近翼尖，因而可以布置面积更大的襟翼以及使用更大的偏转角度。 di?mWEOT/
•重量较轻 3vN X@
这个优点也是有前提的。一般的说法是将必须使用大量复合材料的前掠翼和采用常规材料的后掠翼相比较，而得出前掠翼重量较轻的结论。但这一比较太过偏颇——复合材料能够在前掠翼上大量应用，自然也能用于后掠翼。事实上这一优点源自前掠翼的载荷分布。在其它参数相同的前提下，前掠翼前缘斜掠角较小，压力中心靠近翼根，因此翼身结合处的弯矩较小，结构重量较轻。当然，如果在弯矩相当的前提下，前掠翼的翼展更大，展弦比更大，从而可以获得更低的诱导阻力。 s%v'KP ;/
•全机跨音速波阻较小 0K/lL"YUt
这个优点源自于前掠翼的结构特点。从结构受力分析，无论什么机翼都是翼根厚度最大，所以对飞机横截面积分布影响也最大。常规后掠机翼翼根在前，往往和中部机身的起落架舱、油箱、进气道扩散段以及武器舱（如果有的话）叠加在一起，不利于调整飞机横截面积分布。而对于前掠翼来说，由于翼根靠后，这个问题自然得到缓解，可以获得更为平滑的横截面积分布，从而降低跨音速波阻。 ,R%-q |pi
•全机布置灵活性较大 njJ:#}v
这也是源自前掠翼的结构特点。由于翼根靠后，全机受力结构随之后移，因此前机身有较完整的充裕空间（不会被受力结构切割得支离破碎）可用于各种用途，布置灵活性相对较大。 9CO#1z{c
从上面特点可以看出，前掠翼的优点集中在低速至高亚音速区域以及大迎角范围，并且很多优势是和具有同样设计参数的后掠机翼比较的结果。前掠翼优越的升阻特性主要源自同等条件下更大的展弦比和更小的前缘斜掠角，而这两点将极大地制约前掠翼飞机的跨、超音速性能。 Fx0ai-0`{
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此外，前掠翼自身的特点不允许它采用较大的斜掠角，一是斜掠角增大会迅速降低弹性发散的速度，二是机翼后缘气动操纵面的效率会随斜掠角增大而急剧下降。这意味着前掠翼在超音速性能方面难有突出表现，而较小的斜掠角对飞机正面RCS也有不利影响。 ,#0_YwU4
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因此，可以这么说，前掠翼设计先天就是一种不均衡的设计，采用这种设计的飞机的优势区注定被限制在速度包线左端和大迎角范围，而在其它方面有所牺牲。 wt@ }IT
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楼主: elt
川公网安备 51019002005286号
发表于 2007-6-24 18:03 · 福建
