小白谈常规布局 Vs 鸭式布局 美国和中国不同技术道路（ ...

本小白对最近空版常规布局和鸭式布局之争说点外行话，并贴上高人的文章，请大家评论。很多内容在本人以前发过的帖子中有，但个人觉得有必要再提炼出来给大家品评，所以重新组织了这个帖子。

以下是个人私货：

常规布局和鸭式布局之争，说到底是大迎角下的飞机的升力特性和可控性之争，属于失速研究的范围。

美帝对所谓常规布局，其实我个人认为应称为常规翼、边条翼研究较为深入。

美帝是对鸭式布局进行过大量研究，但研究的结果，或者说研究方向，使美帝对鸭翼持保留态度。

在X31上，美帝认识到，单使用鸭翼，在迎角超过10度以上时能改善飞机的升力特性，但此时飞机纵向稳定性较好，而横向稳定性不好，若鸭翼配合矢量推力，可以在大迎角下做滚转机动。

从F-16/F-18的锥子过失速机动，以及F-22A的矢量滚筒过失速机动，我们可以看到，美帝已经解决了在一定迎角下，飞机滚转机动（偏航？）的控制难题。

而俯仰机动性，F119涡扇发动机强大的推力加二元矢量推力控制下，既可以解决在大迎角下主翼升力下降的问题，又可以平衡大迎角下非线性变化的俯仰力矩，与鸭式布局的在大迎角下通过拉涡增加主翼升力并配平非线性变化的俯仰力矩是殊途同归。

以下是专家观点：

那么兔子对鸭翼的研究相对美帝和欧洲怎么样？看下面的文字：
在对“751”的前期方案论证过程中，为该方案制作的FM-8与FM-9模型在吹风试验时发现，其用以作展向吹气的射流， 它的矢量对升力和阻力的贡献几乎难以测出，显然气动上的收益主要来自于有利干扰。试验结果表明，“751”可以配平机翼后缘襟翼30度左右(静安定裕度取10％)，迎角10度时的配平升力系数可达1.33，在有地效条件下，10度迎角配平升力系数1.43，16度时为1.61，吹气动量系数为0.3时(以鸭翼面积为参考)，零升力矩提高约0.1，简单的说就是抬头力矩增加明显，而焦点则基本保持不变。
在同等条件下，Saab—37在仰角16度时配平升力系数只有1.06，有地效时为1.19。更值得注意的是，差不多在同一时期，美国于1977年也做了鸭翼上展向吹气的试验，结果他们的风洞模型抬头力矩非但没有明显增加，焦点还提前了10%，这可以说明我们对于鸭式布局的理论研究水平，不但与世界先进水平基本是并驾齐驱的，甚至还有所超出。其实早在1970年，我们的航空技术人员就已用这套理论基本解决了鸭式布局飞机的配平问题……

那么边条翼和鸭翼各有什么优缺点呢？

边条翼的优点：
边条翼的气动特点是，在亚、跨音速范围内，当迎角不大时，气流就从边条前缘分离，形成一个稳定的前缘脱体涡，在前缘脱体涡的诱导作用下，不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加，还使外翼段的气流受到控制，在一定的迎角范围内不发生无规则的分离，从而提高了机翼的临界迎角和抖振边界，保证飞机具有良好的亚、跨音速气动特性。在超音速状态下，由于加装边条后，使内翼段部分的相对厚度变小，机翼的等效后掠角增大，可明显降低激波阻力。另外，边条的存在，还可使飞机在跨音速和超音速飞行时的全机焦点后移量减小，导致飞机的配平阻力降低。因此，这种机翼也具有良好的超音速气动特性。

边条翼的缺点：
在小迎角范围内，其升阻特性不如无边条的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲线随迎角的变化呈非线性。由于涡升力的存在，导致飞机焦点前移，造成俯仰力矩的非线性变化，甚至可能造成无法抑制的上仰失速。要想利用传统的机械-液压操纵系统进行控制是个不小的难题。并且边条面积越大，俯仰力矩的非线性变化也越剧烈。

鸭翼的优点和缺点是要在一起说的，因为，这取决于鸭翼拉出的涡和下冼对主翼的影响，解决的好就是优点，解决不好就是缺点：
1． 采用鸭式布局的飞机在获得高升力的同时还伴随有高的俯仰力矩，这就需要采用这种布局的飞机以较大的低头配平力矩来阻止飞机在大仰角时容易出现的上仰发散趋势；
2 ．无论是采用近距耦合还是远距耦合鸭翼，在鸭翼尺寸和操纵效能上都要受很多客观条件限制，虽然近距耦合鸭翼对主翼面干扰强，可用升力系数高，但由于距离重心近，配平能力小；远距耦合虽然距离重心远，配平能力强，但对主翼面有利干扰小，特别是在大仰角状态下。
3．采用鸭式布局的飞机其鸭翼与主翼之间的气动干扰在大仰角状态下存在着非线性缺陷，造成控制困难；
4． 鸭翼在取得高升力的同时会对主翼面的增升措施造成一定负面影响，而主翼采取增升措施又会在鸭翼上形成低头力矩。

说的再明白点，鸭翼设计的难题在于：
就在于鸭式布局的鸭翼本身既是涡流发生器，又是配平和俯仰操纵翼面，在鸭式布局中，鸭翼置于主翼之前，除了激起涡流吹过主翼表面外，还要作为俯仰操纵面控制飞机，这本身就是极其复杂的。而且鸭式布局的小展弦比机翼本身也会切出涡流！鸭翼脱体涡和主翼脱体涡耦合，相互干扰，两个非线性的涡流相互干扰和融合，不用说你也知道这有多么的复杂。在鸭式布局上，涡流耦合导致的升力非线性要与操纵面的角度偏转配合好，难度就非常非常大。

再看专家对鸭翼在什么条件下发挥作用，下文关键词：迎角十几度，M 数0.9

来源：《兵器知识》2007年第1期，采访者：蓝白（下面简称蓝），作客专家：金松（下面简称金）

蓝：下面谈谈鸭翼。鸭翼在大迎角时会产生强大的脱体涡流, 加强主翼的前缘涡, 改善主翼面上的压力分布, 从而增大升力, 具体是如何改善的?
金: 可以看图3 , 它是在烟风洞上拍的照片。通过机翼前沿不同位置设的一些发烟点,以此来看出涡流的形状, 当然实际的机翼涡流是连续的。
鸭翼的涡流如果能作用到主翼上, 和主翼涡流耦合, 就能加强主翼涡流, 图4 , 从而使翼面压差增大, 即升力加大。如果两股涡流不协调效果就差。这要靠试验, 理论上很难算得准确。
涡流耦合作用出现在迎角较大的时候, 迎角小的时候, 对升力的作用很小。可见图5 , 在迎角为0时, 鸭翼的升力系数为0, 随着迎角达到十几度以上, 鸭翼的作用开始体现出来。

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2013-1-26 16:48 上传

蓝：鸭翼的上述作用在什么M 数下作用最大？
金：图5这个图标的就是在M 数0.9 , 在这M数以下情况相似。而在超音速时要加上激波的影响, 鸭翼的激波和主翼的激波之间的效应还很复杂, 起码不能互相起坏干扰。搞气动力的人老有事干。

蓝：上述涡流作用于垂尾,对横侧稳定性有利, 在空战中的实际效果是什么？
金：如果涡流能帮助横侧稳定, 垂尾就可以做的小一点, 重量就减轻一点, 这就是好处。因为稳定性太好对实战没好处, 机动性变差。所以在电传操纵的帮助下, 减小或甚至没有垂尾已经可行。

蓝：鸭翼距主冀越近, 涡流的有利干扰效果越好么？ “狮” 的鸭主翼都负距离了, 效果好么？ 按说这时鸭翼后缘的下洗气流会更近地打在主翼上, 削弱其升力。
金：鸭翼在什么位置最好似没有理论可以直接准确地算出来。鸭翼与主机翼距离远近高低只能试出来, 争取一个相对最佳结果。下洗气流是翼尖涡引起的。在机动时都是大迎角, 鸭翼已经产生强大脱体涡了, 其下洗气流对机翼的作用就不明显。

蓝：EF-2000的鸭冀距离远, 其涡流还会对主翼有利么？
金：有作用。看图− 4的左侧图, 实线代表鸭翼和主翼耦合时的升力增量,虚线代表鸭翼不和主翼耦合时的升力增量 （即有点像EF-2000那样）, 两种升力增量差别很大, 阴影部分就是直接体现。

蓝：“ 幻影” 2000 进气道两侧的小片是如何起涡流发生器的作用的？ 它与近距耦合鸭翼的作用有何区别？
金： 就是两个铝片, 产生一个涡, 远没鸭翼涡那么大, 它似乎不是为增加升力, 具体影响机体两侧哪个部位不清楚。就像有的飞机机翼上表面有很多小铝片, 称涡流发生器, 就是为大迎角防止气流分离, 提高可用迎角。有的民航机机翼下的发动机罩上有涡流发生器（也只是一片较大的铝合金板）, 据说可在一定迎角时改善水平尾翼工作。

蓝：鸭翼和边条对大迎角机动性的影响对比如何？
金： 鸭翼和边条都产生涡, 都可以在大迎角时改善主翼气流, 但作用不尽相同。边条的涡更靠近主翼根部, 所以升力增强的位置 大致也在这部分, 从而影响全翼面。
从图7看, 下面两条曲线为普通机翼在不同迎角时的升力系数, 上面两条曲线为增加了边条以后机翼在不同迎角时的升力系数。遍布圆圈和三角的两条曲线分别是两种情况下的风洞试验抽样点, 两条实曲线才是它们各自的推算结果。可看出, 带边条的机翼升力系数增加很大（并非增大面积引起的, 升力系数已经是单位机翼面积的概念）。
图7上所示各种不同迎角时翼面流场情况是根据风洞试验图片绘制的, 可看到翼面气流与边条涡很复杂, 还分主涡和二次涡等。
至于边条和鸭翼对大迎角时的机动性影响谁更大,是个综合问题, 没可比性。一般来说可操纵鸭翼对飞机的作用似更多一些, 不仅是升力问题。但全套鸭翼包括操纵系统, 结构等要比边条复杂得多, 重量也增加较多。

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2013-1-26 16:49 上传

蓝：EF-2000的鸭翼在从亚音速到超音速过渡时能减少焦点前移, 它使飞机不安定的作用比近距耦合型鸭翼更强么？
金： 一般飞机迎角变大的时候, 升力作用点向后移, 会产生低头力矩, 需要平尾来平衡, 即所谓配平问题。而超音速以后机翼气流分布起变化, 机翼升力作用点会向前移, 除了产生抬头力矩外, 还会使安定性变好, 不利于机动操纵。由于鸭翼配置在机翼前, 与平尾相反, 所以它的作用使飞机不安定。如果没有平尾, 用鸭翼的飞机亚音速时很可能是不安定的, 要靠计算机和电传操纵使飞机保持俯仰安定。跨音速以后, 原来安定的飞机一般会变得太安定, 用鸭翼可以减少或消除这个不利因素。近距耦合型鸭翼作用比EF-2000那种小一些, 因为力臂短一些。但无论亚音速还是超音速, 不安定性也都不能过度增大。

蓝：已定型服役的鸭翼战斗机今后加装推力矢量发动机的必要性、可行性如何？
金：推力矢量 是格斗用的, 但一台发动机的推力矢量 控制加上防热损的折流片等可能增加80～100千克重量, 还有成本增加、复杂性增加以及配平问题等。是否值得，要结合对机动性能的增加和作战方式等平衡考虑。俄罗斯专家就曾让买主自己权衡。也有印度为此上当一说。

对于鸭翼的配平和涡升力的作用，有人总结到：配平，升阻比决定超巡和超音速机动，涡升力决定亚音速机动和升力。


再来看宋总等人（宋文骢，谢品，郑遂，李玉璞）的论文——一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究的内容节选：

来源：《中国工程科学》，2001年8月第3卷第8期


亚跨声速升阻比和超声速阻力是一对传统的设计矛盾，近代先进战斗机采用放宽纵向静稳定度和机翼变弯装置成功地解决了这一矛盾。但未来战斗机对超声速阻力特性的要求更加苛刻，同时，低速最大升力特性也呈现出与超声速阻力特性相矛盾的设计要求。现有的气动力措施不足以解决这些矛盾，必须寻求新的解决途径。

过失速机动要求飞机具有良好的控制能力和一定的稳定性，而在失速后，稳定性下降和常规舵面控制效率衰减具有不可逆转的趋势。需要精心设计飞机，使稳定性维持到尽量大的迎角。虽然采用推力矢量喷管，可以从根本上解决过失速机动控制能力不足的问题，但是，气动布局必须提供适当的低头控制能力，以保证推力矢量机构失效后，飞机能够从过失速迎角范围内安全恢复。所以，研究适于大迎角飞行的非常规的气动力控制装置是必要的。

亚跨声速升阻特性决定了飞机最大航程和稳定盘旋性能。未来战斗机对这些特性的要求不会低于近代先进战斗机。近代先进战斗机采用放宽纵向静稳定度、中等后掠角中等展弦比机翼平面形状、机翼弯扭、机翼变弯装置等措施，大大改善了升阻特性。

进一步放宽纵向静稳定度，不仅可以改善亚跨声速升阻特性，还可以改善超声速升阻特性，更可以改善起降升力特性和低速最大升力特性，可谓一石三鸟。但是，纵向静不稳定度的增大，会增加大迎角低头控制负担和飞控系统的复杂程度，故应适可而止。

近代先进战斗机利用六七十年代研究出的脱体涡流型，或者采用边条翼正常式布局形式，或者采用鸭式布局形式，获得了较好的升力特性，最大升力系数一般在1.6左右。未来战斗机对最大升力系数的要求更高，再加上使用双垂尾会损失最大升力特性(见4．2)，因此必须把最大升力系数提高到一个更高的水平。单纯采用边条翼正常式布局或鸭式布局形式，很难实现这个目标。从大迎角下俯仰控制的角度考虑，采用鸭式布局比较有利(见4．3)。

传统的近距耦合鸭式布局飞机是通过鸭翼、机翼脱体涡之间的有利耦合来增加最大升力系数的，而只有大后掠角、小展弦比机翼才能产生足够强的脱体涡，所以近代鸭式布局战斗机机翼前缘后掠角一般都在55°左右，展弦比为2.5左右。对于这类飞机，鸭翼大致能够产生相当于其相对面积(相对于机翼)3～4倍的相对最大升力系数增量。

为了改善整个迎角范围内的升力特性，希望采用具有中等前缘后掠角和中等展弦比的机翼。这种机翼不能有效地产生前缘脱体涡，鸭翼还能起到原有的增升效果吗?通过风洞试验得到的答案是肯定的：在全机升力线斜率增大的同时，鸭翼的增升效果与传统近距耦合鸭式布局飞机相当(见图2)。鸭翼和中等后掠角、中等展弦比机翼之间的气动耦合，占主导地位的不应当是脱体涡之间的干扰，初步分析与鸭翼对机翼的下洗有关。

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2013-1-26 17:06 上传

到目前为止，还没有一种鸭式布局的战斗机采用了升力体布局，这不是没有认识到升力体布局的巨大优势，而是鸭式布局飞机一般要遵循鸭翼空间位置高于机翼的设计要求[3]，而升力体布局从总体布置上难以满足这一要求。
我们的试验结果表明，采用升力体的边条翼鸭式布局飞机，尽管鸭翼的增升效果有所降低，但总的升力特性优于没有采用升力体的鸭式布局飞机(见图4)。图5是一种升力体鸭式布局飞机机翼／机身结合部上表面用激光片光源手段测得的涡系状况。它表明，这种布局飞机优异的升力特性不仅来自鸭翼、前边条和机翼脱体涡之间的纵向耦合，而且与左右脱体涡系的有利干扰有关，正是后者在机身上诱导出可观的升力，为升力特性的改善作出了巨大贡献。从图5还可以看出，脱体涡系的作用区域主要集中在机翼内段和机身上表面，对应地，大迎角下的升力也应当主要由这一区域产生。


根据俯仰控制面相对于飞机重心的前后位置，可以将其分为两类：加载低头控制面和卸载低头控制面。位于重心之后的控制面，如平尾、后缘襟翼等，需要通过增加升力的方式来产生低头控制力矩，属于加载类；而位于重心之前的控制面，如鸭翼，则属于卸载类。在大迎角下，翼面产生升力的能力趋于饱和，所以加载控制面的低头控制能力也趋于饱和；反之，卸载类控制面才是大迎角下有效的低头控制装置。图7是鸭翼和平尾低头控制能力的比较。从大迎角低头控制能力来看，鸭翼将是未来战斗机的明智选择。

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2013-1-26 17:17 上传

本小白对最近空版常规布局和鸭式布局之争说点外行话，并贴上高人的文章，请大家评论。很多内容在本人以前发过的帖子中有，但个人觉得有必要再提炼出来给大家品评，所以重新组织了这个帖子。

以下是个人私货：

常规布局和鸭式布局之争，说到底是大迎角下的飞机的升力特性和可控性之争，属于失速研究的范围。

美帝对所谓常规布局，其实我个人认为应称为常规翼、边条翼研究较为深入。

美帝是对鸭式布局进行过大量研究，但研究的结果，或者说研究方向，使美帝对鸭翼持保留态度。

在X31上，美帝认识到，单使用鸭翼，在迎角超过10度以上时能改善飞机的升力特性，但此时飞机纵向稳定性较好，而横向稳定性不好，若鸭翼配合矢量推力，可以在大迎角下做滚转机动。

从F-16/F-18的锥子过失速机动，以及F-22A的矢量滚筒过失速机动，我们可以看到，美帝已经解决了在一定迎角下，飞机滚转机动（偏航？）的控制难题。

而俯仰机动性，F119涡扇发动机强大的推力加二元矢量推力控制下，既可以解决在大迎角下主翼升力下降的问题，又可以平衡大迎角下非线性变化的俯仰力矩，与鸭式布局的在大迎角下通过拉涡增加主翼升力并配平非线性变化的俯仰力矩是殊途同归。

以下是专家观点：

那么兔子对鸭翼的研究相对美帝和欧洲怎么样？看下面的文字：
在对“751”的前期方案论证过程中，为该方案制作的FM-8与FM-9模型在吹风试验时发现，其用以作展向吹气的射流， 它的矢量对升力和阻力的贡献几乎难以测出，显然气动上的收益主要来自于有利干扰。试验结果表明，“751”可以配平机翼后缘襟翼30度左右(静安定裕度取10％)，迎角10度时的配平升力系数可达1.33，在有地效条件下，10度迎角配平升力系数1.43，16度时为1.61，吹气动量系数为0.3时(以鸭翼面积为参考)，零升力矩提高约0.1，简单的说就是抬头力矩增加明显，而焦点则基本保持不变。
在同等条件下，Saab—37在仰角16度时配平升力系数只有1.06，有地效时为1.19。更值得注意的是，差不多在同一时期，美国于1977年也做了鸭翼上展向吹气的试验，结果他们的风洞模型抬头力矩非但没有明显增加，焦点还提前了10%，这可以说明我们对于鸭式布局的理论研究水平，不但与世界先进水平基本是并驾齐驱的，甚至还有所超出。其实早在1970年，我们的航空技术人员就已用这套理论基本解决了鸭式布局飞机的配平问题……

那么边条翼和鸭翼各有什么优缺点呢？

边条翼的优点：
边条翼的气动特点是，在亚、跨音速范围内，当迎角不大时，气流就从边条前缘分离，形成一个稳定的前缘脱体涡，在前缘脱体涡的诱导作用下，不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加，还使外翼段的气流受到控制，在一定的迎角范围内不发生无规则的分离，从而提高了机翼的临界迎角和抖振边界，保证飞机具有良好的亚、跨音速气动特性。在超音速状态下，由于加装边条后，使内翼段部分的相对厚度变小，机翼的等效后掠角增大，可明显降低激波阻力。另外，边条的存在，还可使飞机在跨音速和超音速飞行时的全机焦点后移量减小，导致飞机的配平阻力降低。因此，这种机翼也具有良好的超音速气动特性。

边条翼的缺点：
在小迎角范围内，其升阻特性不如无边条的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲线随迎角的变化呈非线性。由于涡升力的存在，导致飞机焦点前移，造成俯仰力矩的非线性变化，甚至可能造成无法抑制的上仰失速。要想利用传统的机械-液压操纵系统进行控制是个不小的难题。并且边条面积越大，俯仰力矩的非线性变化也越剧烈。

鸭翼的优点和缺点是要在一起说的，因为，这取决于鸭翼拉出的涡和下冼对主翼的影响，解决的好就是优点，解决不好就是缺点：
1． 采用鸭式布局的飞机在获得高升力的同时还伴随有高的俯仰力矩，这就需要采用这种布局的飞机以较大的低头配平力矩来阻止飞机在大仰角时容易出现的上仰发散趋势；
2 ．无论是采用近距耦合还是远距耦合鸭翼，在鸭翼尺寸和操纵效能上都要受很多客观条件限制，虽然近距耦合鸭翼对主翼面干扰强，可用升力系数高，但由于距离重心近，配平能力小；远距耦合虽然距离重心远，配平能力强，但对主翼面有利干扰小，特别是在大仰角状态下。
3．采用鸭式布局的飞机其鸭翼与主翼之间的气动干扰在大仰角状态下存在着非线性缺陷，造成控制困难；
4． 鸭翼在取得高升力的同时会对主翼面的增升措施造成一定负面影响，而主翼采取增升措施又会在鸭翼上形成低头力矩。

说的再明白点，鸭翼设计的难题在于：
就在于鸭式布局的鸭翼本身既是涡流发生器，又是配平和俯仰操纵翼面，在鸭式布局中，鸭翼置于主翼之前，除了激起涡流吹过主翼表面外，还要作为俯仰操纵面控制飞机，这本身就是极其复杂的。而且鸭式布局的小展弦比机翼本身也会切出涡流！鸭翼脱体涡和主翼脱体涡耦合，相互干扰，两个非线性的涡流相互干扰和融合，不用说你也知道这有多么的复杂。在鸭式布局上，涡流耦合导致的升力非线性要与操纵面的角度偏转配合好，难度就非常非常大。

再看专家对鸭翼在什么条件下发挥作用，下文关键词：迎角十几度，M 数0.9

来源：《兵器知识》2007年第1期，采访者：蓝白（下面简称蓝），作客专家：金松（下面简称金）

蓝：下面谈谈鸭翼。鸭翼在大迎角时会产生强大的脱体涡流, 加强主翼的前缘涡, 改善主翼面上的压力分布, 从而增大升力, 具体是如何改善的?
金: 可以看图3 , 它是在烟风洞上拍的照片。通过机翼前沿不同位置设的一些发烟点,以此来看出涡流的形状, 当然实际的机翼涡流是连续的。
鸭翼的涡流如果能作用到主翼上, 和主翼涡流耦合, 就能加强主翼涡流, 图4 , 从而使翼面压差增大, 即升力加大。如果两股涡流不协调效果就差。这要靠试验, 理论上很难算得准确。
涡流耦合作用出现在迎角较大的时候, 迎角小的时候, 对升力的作用很小。可见图5 , 在迎角为0时, 鸭翼的升力系数为0, 随着迎角达到十几度以上, 鸭翼的作用开始体现出来。

图4-图5.jpg (69.7 KB, 下载次数: 11)

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2013-1-26 16:48 上传

蓝：鸭翼的上述作用在什么M 数下作用最大？
金：图5这个图标的就是在M 数0.9 , 在这M数以下情况相似。而在超音速时要加上激波的影响, 鸭翼的激波和主翼的激波之间的效应还很复杂, 起码不能互相起坏干扰。搞气动力的人老有事干。

蓝：上述涡流作用于垂尾,对横侧稳定性有利, 在空战中的实际效果是什么？
金：如果涡流能帮助横侧稳定, 垂尾就可以做的小一点, 重量就减轻一点, 这就是好处。因为稳定性太好对实战没好处, 机动性变差。所以在电传操纵的帮助下, 减小或甚至没有垂尾已经可行。

蓝：鸭翼距主冀越近, 涡流的有利干扰效果越好么？ “狮” 的鸭主翼都负距离了, 效果好么？ 按说这时鸭翼后缘的下洗气流会更近地打在主翼上, 削弱其升力。
金：鸭翼在什么位置最好似没有理论可以直接准确地算出来。鸭翼与主机翼距离远近高低只能试出来, 争取一个相对最佳结果。下洗气流是翼尖涡引起的。在机动时都是大迎角, 鸭翼已经产生强大脱体涡了, 其下洗气流对机翼的作用就不明显。

蓝：EF-2000的鸭冀距离远, 其涡流还会对主翼有利么？
金：有作用。看图− 4的左侧图, 实线代表鸭翼和主翼耦合时的升力增量,虚线代表鸭翼不和主翼耦合时的升力增量 （即有点像EF-2000那样）, 两种升力增量差别很大, 阴影部分就是直接体现。

蓝：“ 幻影” 2000 进气道两侧的小片是如何起涡流发生器的作用的？ 它与近距耦合鸭翼的作用有何区别？
金： 就是两个铝片, 产生一个涡, 远没鸭翼涡那么大, 它似乎不是为增加升力, 具体影响机体两侧哪个部位不清楚。就像有的飞机机翼上表面有很多小铝片, 称涡流发生器, 就是为大迎角防止气流分离, 提高可用迎角。有的民航机机翼下的发动机罩上有涡流发生器（也只是一片较大的铝合金板）, 据说可在一定迎角时改善水平尾翼工作。

蓝：鸭翼和边条对大迎角机动性的影响对比如何？
金： 鸭翼和边条都产生涡, 都可以在大迎角时改善主翼气流, 但作用不尽相同。边条的涡更靠近主翼根部, 所以升力增强的位置 大致也在这部分, 从而影响全翼面。
从图7看, 下面两条曲线为普通机翼在不同迎角时的升力系数, 上面两条曲线为增加了边条以后机翼在不同迎角时的升力系数。遍布圆圈和三角的两条曲线分别是两种情况下的风洞试验抽样点, 两条实曲线才是它们各自的推算结果。可看出, 带边条的机翼升力系数增加很大（并非增大面积引起的, 升力系数已经是单位机翼面积的概念）。
图7上所示各种不同迎角时翼面流场情况是根据风洞试验图片绘制的, 可看到翼面气流与边条涡很复杂, 还分主涡和二次涡等。
至于边条和鸭翼对大迎角时的机动性影响谁更大,是个综合问题, 没可比性。一般来说可操纵鸭翼对飞机的作用似更多一些, 不仅是升力问题。但全套鸭翼包括操纵系统, 结构等要比边条复杂得多, 重量也增加较多。

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2013-1-26 16:49 上传

蓝：EF-2000的鸭翼在从亚音速到超音速过渡时能减少焦点前移, 它使飞机不安定的作用比近距耦合型鸭翼更强么？
金： 一般飞机迎角变大的时候, 升力作用点向后移, 会产生低头力矩, 需要平尾来平衡, 即所谓配平问题。而超音速以后机翼气流分布起变化, 机翼升力作用点会向前移, 除了产生抬头力矩外, 还会使安定性变好, 不利于机动操纵。由于鸭翼配置在机翼前, 与平尾相反, 所以它的作用使飞机不安定。如果没有平尾, 用鸭翼的飞机亚音速时很可能是不安定的, 要靠计算机和电传操纵使飞机保持俯仰安定。跨音速以后, 原来安定的飞机一般会变得太安定, 用鸭翼可以减少或消除这个不利因素。近距耦合型鸭翼作用比EF-2000那种小一些, 因为力臂短一些。但无论亚音速还是超音速, 不安定性也都不能过度增大。

蓝：已定型服役的鸭翼战斗机今后加装推力矢量发动机的必要性、可行性如何？
金：推力矢量 是格斗用的, 但一台发动机的推力矢量 控制加上防热损的折流片等可能增加80～100千克重量, 还有成本增加、复杂性增加以及配平问题等。是否值得，要结合对机动性能的增加和作战方式等平衡考虑。俄罗斯专家就曾让买主自己权衡。也有印度为此上当一说。

对于鸭翼的配平和涡升力的作用，有人总结到：配平，升阻比决定超巡和超音速机动，涡升力决定亚音速机动和升力。


再来看宋总等人（宋文骢，谢品，郑遂，李玉璞）的论文——一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究的内容节选：

来源：《中国工程科学》，2001年8月第3卷第8期


亚跨声速升阻比和超声速阻力是一对传统的设计矛盾，近代先进战斗机采用放宽纵向静稳定度和机翼变弯装置成功地解决了这一矛盾。但未来战斗机对超声速阻力特性的要求更加苛刻，同时，低速最大升力特性也呈现出与超声速阻力特性相矛盾的设计要求。现有的气动力措施不足以解决这些矛盾，必须寻求新的解决途径。

过失速机动要求飞机具有良好的控制能力和一定的稳定性，而在失速后，稳定性下降和常规舵面控制效率衰减具有不可逆转的趋势。需要精心设计飞机，使稳定性维持到尽量大的迎角。虽然采用推力矢量喷管，可以从根本上解决过失速机动控制能力不足的问题，但是，气动布局必须提供适当的低头控制能力，以保证推力矢量机构失效后，飞机能够从过失速迎角范围内安全恢复。所以，研究适于大迎角飞行的非常规的气动力控制装置是必要的。

亚跨声速升阻特性决定了飞机最大航程和稳定盘旋性能。未来战斗机对这些特性的要求不会低于近代先进战斗机。近代先进战斗机采用放宽纵向静稳定度、中等后掠角中等展弦比机翼平面形状、机翼弯扭、机翼变弯装置等措施，大大改善了升阻特性。

进一步放宽纵向静稳定度，不仅可以改善亚跨声速升阻特性，还可以改善超声速升阻特性，更可以改善起降升力特性和低速最大升力特性，可谓一石三鸟。但是，纵向静不稳定度的增大，会增加大迎角低头控制负担和飞控系统的复杂程度，故应适可而止。

近代先进战斗机利用六七十年代研究出的脱体涡流型，或者采用边条翼正常式布局形式，或者采用鸭式布局形式，获得了较好的升力特性，最大升力系数一般在1.6左右。未来战斗机对最大升力系数的要求更高，再加上使用双垂尾会损失最大升力特性(见4．2)，因此必须把最大升力系数提高到一个更高的水平。单纯采用边条翼正常式布局或鸭式布局形式，很难实现这个目标。从大迎角下俯仰控制的角度考虑，采用鸭式布局比较有利(见4．3)。

传统的近距耦合鸭式布局飞机是通过鸭翼、机翼脱体涡之间的有利耦合来增加最大升力系数的，而只有大后掠角、小展弦比机翼才能产生足够强的脱体涡，所以近代鸭式布局战斗机机翼前缘后掠角一般都在55°左右，展弦比为2.5左右。对于这类飞机，鸭翼大致能够产生相当于其相对面积(相对于机翼)3～4倍的相对最大升力系数增量。

为了改善整个迎角范围内的升力特性，希望采用具有中等前缘后掠角和中等展弦比的机翼。这种机翼不能有效地产生前缘脱体涡，鸭翼还能起到原有的增升效果吗?通过风洞试验得到的答案是肯定的：在全机升力线斜率增大的同时，鸭翼的增升效果与传统近距耦合鸭式布局飞机相当(见图2)。鸭翼和中等后掠角、中等展弦比机翼之间的气动耦合，占主导地位的不应当是脱体涡之间的干扰，初步分析与鸭翼对机翼的下洗有关。

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2013-1-26 17:06 上传

到目前为止，还没有一种鸭式布局的战斗机采用了升力体布局，这不是没有认识到升力体布局的巨大优势，而是鸭式布局飞机一般要遵循鸭翼空间位置高于机翼的设计要求[3]，而升力体布局从总体布置上难以满足这一要求。
我们的试验结果表明，采用升力体的边条翼鸭式布局飞机，尽管鸭翼的增升效果有所降低，但总的升力特性优于没有采用升力体的鸭式布局飞机(见图4)。图5是一种升力体鸭式布局飞机机翼／机身结合部上表面用激光片光源手段测得的涡系状况。它表明，这种布局飞机优异的升力特性不仅来自鸭翼、前边条和机翼脱体涡之间的纵向耦合，而且与左右脱体涡系的有利干扰有关，正是后者在机身上诱导出可观的升力，为升力特性的改善作出了巨大贡献。从图5还可以看出，脱体涡系的作用区域主要集中在机翼内段和机身上表面，对应地，大迎角下的升力也应当主要由这一区域产生。


根据俯仰控制面相对于飞机重心的前后位置，可以将其分为两类：加载低头控制面和卸载低头控制面。位于重心之后的控制面，如平尾、后缘襟翼等，需要通过增加升力的方式来产生低头控制力矩，属于加载类；而位于重心之前的控制面，如鸭翼，则属于卸载类。在大迎角下，翼面产生升力的能力趋于饱和，所以加载控制面的低头控制能力也趋于饱和；反之，卸载类控制面才是大迎角下有效的低头控制装置。图7是鸭翼和平尾低头控制能力的比较。从大迎角低头控制能力来看，鸭翼将是未来战斗机的明智选择。

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2013-1-26 17:17 上传