关于T-50的垂尾和矢量喷管

参考方方的《解析T-50》一文： T-50的垂尾容量实际并不算大，约0.1左右，相对面积约12%。而现代战斗机的典型尾容量约0.16~0.25。当然了，这样的设计似乎更多是为了超音速机动性而考虑的，由于T-50平尾容量偏小，设计方可能会考虑利用外倾垂尾的水平分量用于纵向辅助配平，而全动垂尾的采用更为这种设计提供了实现的可能性：对于通常的的升降舵、方向舵，由于超音速状态下激波往往出现在铰链线附近，导致其操纵效率急剧下降；全动垂尾则无此顾虑，特别是在小角度偏转辅助配平的情况下阻力更低、效率更高。
但是如此一来，包线右端的问题解决了，包线左端的问题又会随之而来：大迎角的方向稳定性及操纵性问题又如何解决？这里可以参考F-22。对于F-22来说，其超大迎角的方向稳定性及操纵性完全依赖于垂尾及其方向舵，前倾的方向舵铰链线加上矩形二元矢量的引射作用（当然这样的设计依赖于F-22的后机身布局）使之在很大迎角范围内都具有较高的效率。T-50就其垂尾平面形状而言，完全可以采用类似F-22的前倾方向舵铰链线设计来保证操纵效率，而设计方却采用了全动垂尾设计——此设计即相当于方向舵铰链线垂直于纵轴，其效率相对于前倾方向舵铰链线要差一些。
除了前面提及的超音速性能考虑外，很有可能的解释就是：设计方寄希望于推力矢量控制。但参考晨枫《漫谈苏霍伊T-50的设计》一文，T-50的矢量发动机采用的是“外八字”偏转，从目前推力转向喷口液压系统卸压状态时的照片来看，晨枫说的没有错。这样的操作方式优点在于能够同时实现多轴的矢量控制，但问题也很明显，除俯仰控制外，滚转控制和偏航控制无法独立完成，需要相应的气动面打反舵来共同完成配平工作，这样一来就会给在大迎角下本已有些吃力的小垂尾再加重负担，这样的设计似乎对大迎角过失速机动而言并不是上佳选择。
因此个人猜测目前T-50的状态只是用117S来进行试飞验证而已，T-50的矢量最终版本应该是360度全向才对，至少也应该是三轴独立转动才可以，而俄罗斯也完全有能力做到这一点。当然了，终究发动机研制慢了半拍，这势必又会牵扯到飞空的重新编写校正问题，会增加额外的工作负担。


参考方方的《解析T-50》一文： T-50的垂尾容量实际并不算大，约0.1左右，相对面积约12%。而现代战斗机的典型尾容量约0.16~0.25。当然了，这样的设计似乎更多是为了超音速机动性而考虑的，由于T-50平尾容量偏小，设计方可能会考虑利用外倾垂尾的水平分量用于纵向辅助配平，而全动垂尾的采用更为这种设计提供了实现的可能性：对于通常的的升降舵、方向舵，由于超音速状态下激波往往出现在铰链线附近，导致其操纵效率急剧下降；全动垂尾则无此顾虑，特别是在小角度偏转辅助配平的情况下阻力更低、效率更高。
但是如此一来，包线右端的问题解决了，包线左端的问题又会随之而来：大迎角的方向稳定性及操纵性问题又如何解决？这里可以参考F-22。对于F-22来说，其超大迎角的方向稳定性及操纵性完全依赖于垂尾及其方向舵，前倾的方向舵铰链线加上矩形二元矢量的引射作用（当然这样的设计依赖于F-22的后机身布局）使之在很大迎角范围内都具有较高的效率。T-50就其垂尾平面形状而言，完全可以采用类似F-22的前倾方向舵铰链线设计来保证操纵效率，而设计方却采用了全动垂尾设计——此设计即相当于方向舵铰链线垂直于纵轴，其效率相对于前倾方向舵铰链线要差一些。
除了前面提及的超音速性能考虑外，很有可能的解释就是：设计方寄希望于推力矢量控制。但参考晨枫《漫谈苏霍伊T-50的设计》一文，T-50的矢量发动机采用的是“外八字”偏转，从目前推力转向喷口液压系统卸压状态时的照片来看，晨枫说的没有错。这样的操作方式优点在于能够同时实现多轴的矢量控制，但问题也很明显，除俯仰控制外，滚转控制和偏航控制无法独立完成，需要相应的气动面打反舵来共同完成配平工作，这样一来就会给在大迎角下本已有些吃力的小垂尾再加重负担，这样的设计似乎对大迎角过失速机动而言并不是上佳选择。
因此个人猜测目前T-50的状态只是用117S来进行试飞验证而已，T-50的矢量最终版本应该是360度全向才对，至少也应该是三轴独立转动才可以，而俄罗斯也完全有能力做到这一点。当然了，终究发动机研制慢了半拍，这势必又会牵扯到飞空的重新编写校正问题，会增加额外的工作负担。