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本帖最后由 晨枫 于 2013-10-31 21:24 编辑 1 V( W z: Z, M8 U* p* n" c9 ^
0 ]$ T0 p% t1 C* _- Z" o在惊世骇俗的苏-27之后，俄罗斯一直试图研发新一代战斗机，与美国的F-22相抗衡。米格I.42生不逢时，早夭了。苏霍伊S-37采用特异的前掠翼布局，也无疾而终了。直到2010年1月29日，苏霍伊T-50揭下神秘的面纱，世界才得以看清俄罗斯下一代战斗机的真实面目。从那时开始，人们对T-50的各种分析、猜测就没有间断过。8月27日开始的2013年莫斯科航展上，T-50公开露面，进行了三机密集编队飞行，使人们近距离见识了这架代表了当代俄罗斯航空技术最前沿的先进战斗机。
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在2013年莫斯科航展上，三架T-50做密集编队飞机
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# U! C& N6 X- v/ GT-50代表了未来几十年俄罗斯战斗机技术的前锋，自然引人注意8 H& k# z& q h6 q) w1 C
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如果说米格I.42是苏联时代按照高机动性思路继续发展、对以F-22开始的隐身潮流只有有限考虑的话，苏霍伊T-50则是在对F-22做了充分研究分析后推出的针对性设计。T-50的大量设计细节依然是保密的，但苏霍伊设计局为T-50获得了大量专利，从部分公开的专利文件中，可以对苏霍伊的设计思想和部分技术一见端倪。
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, g8 R) Q( m. C' L9 Y$ |苏霍伊的设计师们是从对F-22庖丁解牛开始的。当然，在专利里不是这么说的，而是从一个与F-22十分相似的基准设计开始，对此分析，然后提出改进。在此全面、仔细分析F-22之后，苏霍伊设计师们得出结论：F-22的窄间距双发布局使得推力转向只能用于俯仰控制，无法用于偏航或者滚转控制，没有发挥出全部效用。这是对的。F-22的两台发动机间距很近，用差动推力实现偏航控制的力臂太短。同样，用于滚转控制的力臂也太短。另外，间距太小的两台发动机之间没有空间布置武器舱，所以F-22只能把武器舱分散成4个，两个大型的主要武器舱在进气口下利用S形进气道让出的空间，另外两个小型的专用于近程空空导弹的武器舱布置在进气道外侧。对于S形进气道，苏霍伊设计师们也有不同想法，这增加了长度和重量，最重要的是，这不利于复杂飞行条件下进气道流畅畸变的控制，一旦在过失速飞行时出现推力转向失效，很不利于恢复稳定，这使得F-22被迫采用特大的垂尾，以补偿大迎角飞行时的偏航稳定性。
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. P. b: j8 B! V) A# NT-50是从对F-22庖丁解牛开始的
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但也对苏-27有明显的继承7 Z3 I4 V7 e0 |7 x
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尤其是宽间距双发加中央升力体构型5 O0 E- L$ x4 X# E7 V4 ~7 ]
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另一方面，像苏-27那样采用宽间距双发和推力转向相结合的话，就具有足够的偏航和滚转控制能力，有利于发挥推力转向的全部潜力。苏霍伊设计师的想法是有道理的。传统上，宽间距双发一旦发生单发停车后，最害怕的就是出现不可控平螺旋，电影《壮志凌云》里汤姆•克鲁斯扮演的主角在紧跟长机但吸入废气而单发停车后，就是因为无法改出平螺旋而失事，后座飞行员跳伞失败而丧生。但另一方面，有意利用宽间距双发之间的力臂，可以主动利用双发的差动推力，也就是用两侧发动机提供大小不同的推力，来形成偏航力矩，实现有控制的平螺旋。T-50继承苏-27的设计传统，采用宽间距双发。已经公开流传的视频证明，T-50可以在高空做稳定可控的平螺旋，这是一个创举，也是宽间距双发才容易做到的特技。
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- e9 \5 t2 R$ S# r宽间距双发的另一个好处是“中央机翼”。苏-27的双发之间是宽大的“隧道”，与弧形的背部形成具有很大弦长、事实上宽大肥厚但相对厚度依然适中的“机翼”。由于两侧发动机舱像向下的翼刀一样拦住下表面空气的横向流动，这个“中央机翼”的升力效率还相当高。有说法在大迎角飞行时，可以产生40%的升力，是苏-27特别优秀的大迎角飞行能力的奥秘所在。事实上，可以说苏-27是围绕这个“中央机翼”设计的，机翼、发动机舱、尾翼等都是“外接”上去的。; [& F2 K' K# g& K! F
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) R, y I4 R) }$ W( @对于T-50来说，中央升力体刚好成为天然的机内武器舱空间
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; F- z( c- }+ y5 D p- z2 N( p肥厚的“中央机翼”也是天然的机内武器舱。与苏-27相比，T-50的“中央机翼”加厚，分成一前一后两个天然的机内武器舱。前武器舱更深，也离重心较近，可以容纳大型机载武器，武器投放对重心的影响也较小。后武器舱较浅，只适合于挂载空空导弹，由于武器重量相对较小，投放后对飞机重心的影响也较小。9 [; x+ B/ K0 Y# j3 _# l
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当然，宽间距双发不是没有缺点的。除了机体结构外，发动机是战斗机上最沉重的单个部件。两台沉重的发动机间距很大地横向布置，导致显著的横滚惯量，不利于迅速横滚，影响敏捷性。宽扁的“中央机翼”也增加了湿面积，导致较大的超声速阻力。边条位置和机翼的后掠事实上也迫使T-50采用相对短直的进气道，只有用发动机前的屏风一样的雷达屏障帮助隐身。美国的F-18E/F和在JSF竞标中落选的X-32也采用雷达屏障，达到一定的隐身效果，但最终难敌F-22、F-35和欧洲“台风”那样可以完全屏蔽发动机正面的较长S形进气道的隐身效果。雷达屏障还损害进气道的总压恢复，在极端情况下，致密的雷达屏障可以完全阻挡入射的雷达波，但也完全阻隔了进气，当然实际上这是不可能的，雷达屏障要进气顺畅和阻挡雷达波之间这种。T-50还采用多波系可调进气口，有利于超声速飞行，但作动机构、进气道内侧（面向附面层泄流槽）、外侧和下侧的放气门的开口进一步损害了隐身性能。T -50还继承了苏-27的设计，在进气道内设置有防异物格栅，在野战机场起飞、着陆时可以放下，阻挡地面杂物进入发动机。
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但宽间距双发也决定了较短较直的进气道，T-50只有退而求其次，用雷达屏障解决这个问题
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后体阻力则由大型尾锥解决' q# B, e% Y8 C" L2 t6 h. v
% h* j: e/ ]) Z- N) P2 ^( v3 x但是宽间距双发布局最重要的问题是，宽大的喷口间距使得后体阻力显著增加。这里有两个方面的问题。一是面积律。面积律要求飞机横截面积沿纵长平缓变化。喷口之间的宽大结构使得机尾横截面积较大，到此突然截断会造成横截面积的跃变，显著增加跨声速阻力。第二个问题是机尾的低压区。发动机喷流在离开喷口之后，有一定的“发育”和膨胀。窄间距双发的喷流最后汇合，双发之间没有显著的低压区。宽间距双发的喷流之间则存在显著的低压区，在机体上形成机头高压向机尾低压的压力，这就是额外的阻力。为了解决这个问题，苏-27在双发喷口之间增加了一个长大的尾锥，用占位阻止低压区的形成，降低了后体阻力，但增加重量，也影响短距滑跑起飞时的及早拉起。T-50也不能免俗，同样有这样一个尾锥，尽管形状上压扁、缩短了一些。1 ]& L" ]6 o3 X! L7 ^7 O
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典型机体结构是空心筒形的，宽间距双发使得结构上很有挑战& o1 K2 E$ Z- n% R
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苏-27的结构已经很有挑战，T-50的中央升力体还要求空心，挑战更大3 M" n W, \$ k# h; q) [# B
- |* @1 C9 P# Z" X5 g# v宽间距在结构上也富有挑战。传统的圆筒形机身的受力设计比较简单。这好比用一把筷子围成圆筒做成的笼子，中间用多个硬币撑起来。也可以用竹筒与竹节来理解这样的结构。这样的圆筒抗弯折和抗塌陷的强度很高，尤其有利于机翼与机身对接位置的刚度。当然，对于中间要装载人员、弹药、燃油和机械的机身来说，硬币的中间要挖空，所以实际上是圆环形的支承隔框。这些隔框是现代战斗机最重要的受力结构，机翼、起落架、舰载战斗机尾钩、发动机都以某种方式“挂接”在这些隔框上。现代战斗机的机身截面通常不是简单的圆形，但基本道理是差不多的，只是全高全宽隔框的形状和受力分析要复杂得多。F-22和F-35采用窄间距双发，有足够长度布置多个支承隔框，便于机身与机翼对接位置的受力设计，但这样迫使武器舱位置靠前。; u* H& U/ ~, L1 T
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对于苏-27来说，发动机实际上是外置的，机载武器更是外挂的，“中央机翼”内部可以全部用于受力结构，可以从前向后逐次布置支承隔框，形成坚固而轻巧的主要受力结构，发动机舱、机翼、尾翼、机头都“外接”在这个主要受力结构上。: K+ @- O! t/ d5 L* X
' u2 ^7 a1 @6 W& \对于T-50来说，机内武器舱和“中央机翼”的位置重合，机内武器舱内的空间要足够宽大、完整，还要有足够长度，才适合挂载大型机载武器，因此“中央机翼”在很大程度上是空心的，前武器舱的前壁在进气口之前，后武器舱的后壁也处在了发动机的裸露段，都没法布置完整的支承隔框，只有前后武器舱之间的位置有可能布置全高全宽的支承隔框，给机身与机翼以及起落架的对接位置的受力设计带来巨大的挑战。苏霍伊设计师在“中央机翼”两侧设计了一对平行的高强度纵梁，用8条高强度横梁连接，构成一个高刚度的中央结构。这不再是一个完整的圆筒形竹竿-竹节结构，而是纵向剖开、只有一半的半圆筒形竹筒-竹节构造，抗弯折和抗塌陷的强度依然很高。机翼和起落架对接于这个中央结构，发动机则“悬挂”于纵梁内侧。
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在气动控制方面，T-50也很有特点。T-50具有12个气动控制面，另加两台发动机的推力转向的控制作用。T-50的机翼前缘襟翼是同步动作的，也就是说，两侧一起放下或者一起升起。前缘襟翼放下时，可以降低局部迎角，对于大迎角飞行时尤其有用，使得机翼前缘不再像刮刀一样在气流中刮过，而是前缘顺着气流插入，大大改善气流对机翼上表面的吸附，推迟气流分离，改善升力的产生。另外，在亚声速到超声速的大范围里，前缘襟翼可以主动改变机翼弯度，降低飞行阻力。
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副翼是机翼外侧后缘的气动控制面。通常副翼差动使用，也就是说，一侧放下时，另一侧升起，这样在两侧产生不同的升力，达到横滚控制。当然，两侧副翼也可以同时放下，当作襟翼用，帮助在起飞、着陆或者低速大迎角飞行时增升，舰载战斗机就是这样的。此时横滚控制依然由副翼实现，只是两侧放下的程度不同，产生差动升力。T-50的副翼只用于起飞、着陆和低速飞行时的横滚控制，高速飞行时用襟翼和平尾的差动动作实现横滚控制。# z$ |1 r% h$ n% O3 \
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襟翼是机翼后缘内侧的气动控制面，面积比副翼大一些，但横滚力臂要短很多。在高速飞行时，副翼的横滚力臂太大，用于横滚控制过于灵敏甚至过于激烈，也对机翼的刚度要求很高，否则会出现机翼变形而造成控制逆转而导致失控，用力臂较短的襟翼就比较容易控制，对机翼刚度的要求也低。平尾也是一样，但力臂更短。但襟翼的主要作用是在起飞、着陆和低速飞行时的增升。襟翼放下后，机翼弯度大大增加，可以产生更大的升力，当然代价是阻力急剧增加，所以适合在起飞、着陆和低速飞行时使用。用于增升时，襟翼是同步使用的。但进入高速后，襟翼的增升作用不再需要，机翼本身就可以产生足够的升力，此时襟翼可以差动动作，代替副翼作横滚控制。T-50正是这样的。
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' N# c8 R8 W; b4 e' S平尾的主要使用方式是同步动作，改变后机身的升力，使得机身轴线指向上扬或者下压，改变机翼迎角，进而改变机翼升力，使得飞机爬升或者下降。但如前所述，平尾也可以差动动作，用于在高速飞行时的横滚控制。襟翼、平尾的“双重身份”是采用数字飞控的现代超声速战斗机的典型做法，T-50也不例外。但T-50的垂尾比较特别，这也是T-50显著有别于F-22的一个地方。
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5 ~# b5 i! }5 I, R2 L1 k可以看出，T-50的机翼和平尾面积比F-22大，但垂尾面积比F-22小
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垂尾的主要作用不是转向，而是维持偏航稳定性。也就是说，飞机直线前飞时，如果机身轴线在水平方向上偏左或者偏右，垂尾的作用是使得机身轴线指向自动回归到正前方。这可以用风向标的原理来解释。风向标通常为箭形，小小的箭头，细长的箭杆，尾部则是较大的尾羽。风向标的侧面积可以分为转轴之前和转轴之后两部分。箭头指向偏离迎风方向时，风压作用在前半的总侧面积上产生迫使风向标继续偏离迎风方向的力矩，风压作用在后半的总侧面积上则产生迫使风向标回归迎风方向的力矩。如果后半的总侧面积大于前半，风向标就会在受到扰动而偏离时自动回归到迎风方向。前后总侧面积差别越大，回归的趋势越强烈。换句话说，尾羽越大，箭就越稳定。如果把飞机的侧面看做一个风向标的话，垂尾正是起到尾羽的作用。有时单垂尾不够，还要用双垂尾，倍增垂尾面积。但高大的垂尾不仅重量大，阻力也大。由于飞机的气动中心随速度增加而后移，高速飞机的垂尾需要更加高大，但对于低速飞行时的自稳要求就过大，造成不必要的重量和阻力。F-22不仅采用双垂尾，而且还十分高大。T-50反其道而行之，缩小垂尾，不再倚重垂尾的自然稳定作用。也就是说，在低速飞行时，垂尾面积依然足够提供自然稳定性；但在高速飞行时，T-50在偏航方向上是不稳定的，需要根据偏航情况，主动偏转垂尾，补偿偏航稳定性。为了强化效果，T-50的双垂尾是全动的，也就是说，整个垂尾是单片可动的，而不是F-22那样的传统垂尾，大部分面积是固定的，只有后缘的舵面是可动的。这样，和F-22相比，T-50的双垂尾面积出奇地小，重量和阻力都相应降低。中国的歼-20也采用小面积的全动双垂尾。说起来，不仅F-22采用传统的高大双垂尾，更新的F-35也是一样。世界航空科技第一强国美国至今没有采用全动垂尾的飞机设计，在这方面落后了。虽然美国在无尾飞翼的B-2和多种无人机上采用主动偏航控制，彻底取消了垂尾，但这些毕竟不是高机动飞机，不能相提并论。T-50的双垂尾还兼做减速板，节约了减速板的重量。双垂尾同时向内偏转可以形成很有效的减速作用，附带的俯仰作用可以由平尾补偿。/ `# U! O3 [) P% t0 ]
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T-50气动上最有特点的设计要数这个可动边条了
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T-50另一个有别于F-22的地方是可动边条，也就是进气口上方前缘的气动控制面。事实上，这不光是T-50有别于F-22的地方，也是T-50的首创。边条的作用是产生涡升力，在大迎角高机动飞行中增升。固定的边条只能针对特定的气动条件进行最优化，可动边条的最优工作范围更大。在高速平飞时，也可以适当产生升力，协助平尾配平，降低配平阻力。在这一点上，可动边条大体相当于较小的鸭翼。但T-50的可动边条最大的作用是从过失速状态的恢复。在过失速状态下，常规气动控制面的作用大大下降，缺乏有效的气动控制常常是限制过失速机动的关键。推力转向的有效性不因为进入过失速而丧失，所以推力转向是可控过失速机动飞行的最有效保证。问题是苏霍伊设计师们对俄罗斯推力转向技术的复杂性和可靠性不放心，需要备用控制手段，以保证万一推力转向失效时依然能有效地恢复到安全的飞行状态。T-50的可动边条正是这样的备用飞控手段。在过失速大迎角飞行时，一旦推力转向失效，可以像放下前缘襟翼一样大幅度放下可动边条，降低前机身升力，抑制上扬趋势，帮助改平。当然，在推力转向依然有效的时候，两者共同工作，可以增加控制权限，使改平加速。与苏-27相比，这也是T-50从眼镜蛇过渡为平飞状态更加可控、更加稳定的原因。换句话说，眼镜蛇从苏-27时代的极限特技开始变为T-50时代的可用战术机动了。F-22没有相应的气动控制，既可以说是洛克希德-马丁的设计师对推力转向技术可靠性的信心更足，也可以说是他们对过失速机动的要求没有那么极端。6 i! b' f& b% w
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苏-30MKM（马来西亚版）地面停机时，容易看出，转向喷管呈V字形下垂* X8 o& m3 [1 A, @& l! B, [+ g
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T-50的推力转向当然不仅限于帮助从眼镜蛇改平。仔细观察的话，容易发现T-50的推力转向喷口和苏-30/-35系列相似，并不是像F-22那样简单地上下偏转，而是像倒八字一样，或者像底部开口的V形。这一点在飞机停放在地面、推力转向喷口液压系统卸压状态时最明显。也就是说，从后方观察的话，左发动机的喷口由左上向右下偏转，右发动机的喷口由右上向左下偏转。关于俄罗斯3D喷口可以全向偏转的说法是不对的，至少在T-50（以及苏-30/-35系列）上只能沿倒八字的倾斜直线运动。也就是说，喷口偏转时，不仅产生垂直方向的推力分量，还产生水平方向的推力分量。这个设计别具匠心，也是俄罗斯特有的。在向同一方向以相同偏转量运动的时候，水平分量互相抵消，垂直分量产生俯仰力矩。一侧向上、一侧向下的差动运动时，水平分量不再抵消，将不仅产生横滚力矩，还同时产生偏航力矩，而且偏航方向和横滚方向一致。也就是说，向左横滚时，同时机头指向向左偏转，右侧机翼的升力增加，左侧机翼的升力减小，进一步加速向左的横滚。向右横滚则相反。如果要单独产生横滚或者偏航力矩，那就需要由襟翼和平尾做相应的补偿。两侧向同一方向但不同偏转量运动时，则同时产生俯仰、横滚和偏航力矩。
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推力转向不仅对过失速机动有特殊意义，对于超声速机动也是至关重要。由于气动中心随速度增加而后移，相当于刚体运动的支点后移，超声速飞行时常规的尾翼控制面的作用大大降低。推力转向则没有这样的限制，在超声速飞行时继续有效。
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T-50的发动机短舱不是平行的，而是呈前八字) o# d5 K5 N; d3 w0 [* X. B
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T-50的另一个特点也和苏-27/-30/-35一致：两个发动机短舱不是平行的，而是呈前八字。也就是说，进气口之间的间距比喷口之间的间距要小。这样在万一发生单发停车时，剩下的一台发动机的推力轴线略微朝外，可以单发推力保持飞机直线前飞，而不是由于不对称推力而发生不可控平转。这个道理可以用单人划桨推动舢板来说明。如果单人在左侧划桨，直线向后划的话，舢板必定在前进的同时向右偏斜。但在左侧向后划桨的同时，略微向左后用力，产生的向左偏斜的力就可以补偿原先左侧划桨的向右偏斜的运动。T-50的发动机推力轴线也是这样设计的。这样做的缺点是，在正常飞行中，推力的水平分量互相抵消，造成推力损失。这是宽间距双发特有的问题，窄间距双发不需要这样的前八字布局。事实上，T-50推力转向不是像F-22那样简单地上下运动，也是由于发动机这样的前八字布置。
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T-50的飞行性能依然在很大程度上是保密的。但根据有限的视频观察，T-50具有出色的过失速和非常规机动性能。除了在苏-27系列上已经展示的眼镜蛇、法轮机动外，T-50还能做不可思议的平螺旋，也就是像落下的秋叶一样，几乎在原地重复地水平环扫360度。很重要的是，苏-27系列做眼镜蛇、法轮那样的过失速机动时，实际上处于失控状态，飞行员不能在进入和改出过失速过程中主动改变飞行状态，完全依靠飞机的自然稳定性回归正常飞行状态。T-50的推力转向和出色的气动控制使得这些过失速机动成为可控的，这对过失速机动的战术使用具有重大意义。但另一方面，过失速机动依然极大地损失能量，作为困兽犹斗的最后一击自然有其重要意义，但在不能保证一击夺命的通常空战中主动进入这样的低能量状态，这依然是一个有争议的战术选择。0 ?9 a: o! j" z4 n
) R/ d+ s4 a4 D6 {6 |! q另一方面，F-22在视频中，表现出惊人的跃升能力。在短短的起飞滑跑后，马上接近垂直地拉起，然后紧接着“拍下”改平，做出一个硬朗、利落的垂直S形机动。这不仅是包括推力转向在内的强劲飞控的效果，更是强劲得变态的发动机的功劳。F-22的超声速巡航和超声速机动性能也是现代战斗机的标杆。和F-22的普拉特•惠特尼F119发动机相比，T-50的土星117发动机就要逊色了。土星设计局声称117的推重比达到10：1，但这改进自苏-35S的117S，两者都由苏-27的土星AL-31改进而来。但土星设计局正在研制更先进的30发动机，这将作为T-50定型后的基准发动机，预计2020年后投入使用。
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T-50的原定最大速度为M2.35，后来降低到M2.1，但一般认为，现在的实际最大速度为M2.0。这主要是因为T-50大量使用复材。相比之下，采用117S发动机的苏-35S的最大速度达到M2.25，但苏-35S大量采用钛合金，结构耐温能力高于T-50的复材。T-50的最大速度应该不是发动机推力或者气动设计的限制，而是结构材料耐温能力的限制。
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% J; [" v; S$ E/ H& ~ B现在已经有4架T-50投入试飞，其中3架在2013年8月的莫斯科航展上做编队飞行演示。据报道，俄罗斯计划在2014年开始国家验收，批量生产计划于2015年开始，2016年开始交付空军使用。但在目标发动机还远未定型的情况下，即使勉强投产，也将是试验性的，而无法形成有意义的战斗力。尽管如此，这仍将是苏联解体后第一种真正的新一代战斗机，代表了这个前超级大国的最先进水平，值得人们关注。, |0 N9 K6 U& l* A5 o; d& B
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雷达卡
发表于 2013-10-31 11:21:40
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发表于 2013-10-31 13:31:51
楼主
，就好像晨大你买不到恒顺的香醋一样。
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如果是金属材料线弹性体的话，那么这种多闭室截面结构的计算虽然复杂，但我相信以俄罗斯的技术水平是完全能够做到的。但如果机身大量采用复合材料的话，就不好说了。。