台湾军坛一篇关于j－10的分析

1．定位 其實對殲－10這種第三代戰鬥機而言，所謂的定位無非是“制空戰鬥機”和“戰鬥轟炸機”之分。 在當年F－15A的研製過程中就發現，由於這兩種類型對飛機結構、氣動設計的要求頗多相同之處，從氣動外形上已經難分彼此，可供區別的就是電子設備、挂載武器和重量。 在早期第三代戰鬥機中，有些型號由於電子設備性能限制，不具備完善的對地攻擊能力，只能挂載無制導武器執行簡單對地攻擊任務，一般都不將其列入“戰鬥轟炸機”行列，例如蘇－27B。但隨著航空電子科技的發展，飛機作爲一個作戰平臺的趨勢日益明顯，通過換裝先進的電子設備和挂載精確制導武器，使一架飛機同時具備良好的對空/對地攻擊能力已經不是難事。因此對於第三代後期戰鬥機而言，“制空戰鬥機”和“戰鬥轟炸機”的分野已經日漸模糊。 所幸還有重量資料可供參考——一架戰機如果要強化對地攻擊能力，增大載彈量是必要的措施之一，爲此必然帶來結構重量、最大起飛重量增大的特徵——例如雙重任務戰鬥機F－15E的結構重量就由F－15C的12973千克增大到14515千克，最大起飛重量更由30845千克增大到36741千克——這是由早期設計階段就決定了的，也可以籍此推測這種戰機最初的設計用途。 殲－10的電子設備目前尚無公開資料，只有最大起飛重量資料：19277千克。這是一個很有意思的資料。不妨比較一下第三代單發戰機，“近距格鬥型”F－16A最大起飛重量爲16045千克，多用途的F－16C爲19187千克，幻影2000爲17000千克，強調對地攻擊的LAVI爲18370千克。一種機長只有14.57米的單發戰機，達到19噸級的最大起飛重量，說明了什麽？制空作戰模式不需要這麽大的起飛重量。可能的解釋就是增大載彈量，強化對地攻擊能力。如果再聯繫中國空軍的戰略方針由“防空型”向“攻防兼備型”轉變，作爲今後20年內的主力戰機，不具備良好的對地攻擊能力是說不過去的。 因此，筆者認爲，即使目前由於電子設備和精確對地攻擊武器方面的差距，使得殲－10可能尚不具備完善的對地攻擊能力，但由其設計目的來看，應該將殲－10定位爲“戰鬥轟炸機”。 2．尺寸和重量估算 目前公開的相關資料只有： 機長：14.57米 翼展：8.78米 最大起飛重量：19277千克 根據網上照片，結合以上資料估算，其他尺寸資料爲： 機高：約6米 機翼面積：約38平方米 垂尾面積：約8平方米 合理性驗證： 根據測算的機翼根弦長與翼展資料求得前緣後掠角約53度；機翼展弦比爲2.03（參考展弦比：幻影2000爲2.03，EF2000爲2.205，陣風爲2.58，LAVI爲2.53——注：由於來源不同，此處資料可能有出入）；垂尾面積與機翼面積的比值爲0.21（該比值正常範圍在0.20~0.25之間）。據此認爲估算資料在合理範圍內。 重量資料估算： 這裏需要用到兩個參數，即有效載重比值和無外挂載油係數。公式是： 有效載重比值＝（最大起飛重量－使用空重）/最大起飛重量 無外挂載油係數＝機內載油量 / （機內載油量＋使用空重） 第三代戰鬥機的有效載重比值分佈在0.5~0.6之間，平均值爲0.556；無外挂載油係數分佈在0.25~0.3之間，平均值爲0.283。筆者認爲，以中國航空技術的現狀和殲－10的設計目的而言，取平均值是合理的，不作修正，據此估算出其他重量資料爲： 使用空重：8560千克 機內載油量：3380千克 正常起飛重量：約12500千克 空戰重量：約11150千克 合理性驗證： 正常起飛翼載約329千克/平方米，推重比約1.01；空戰翼載約293千克/平方米，推重比約1.13；動力系統係數（＝（發動機重＋60％機內油重）/（起飛重量－40％機內油重））約0.325，第三代戰鬥機相應係數分佈在0.30~0.37之間。據此認爲估算資料在合理範圍內。 3．設計特點 1）總體佈局 殲―10開始研製的時候正是以邊條翼正常式佈局爲典型特徵的第三代戰鬥機風行世界的時候，而以近耦鴨式佈局爲特徵的三代半戰鬥機才剛剛開始興起。殲－10可以說恰好趕上了這個潮流。但爲何殲－10棄邊條翼正常式佈局不用，而採用近耦鴨式佈局呢？ 近耦鴨式佈局的主要優點是：能與機翼産生有利干擾，推遲機翼氣流分離，大幅度提高大迎角升力，減小大迎角阻力；通過採用主動控制技術(ACT)，可以減小鴨翼載荷，對減小配平阻力和提高配平升力有利；對重心安排有利；配合大後掠三角翼，縱向面積分布較好，機身後部外形光滑流線，超音速阻力小；更容易實現直接力控制，對提高對空/對地作戰效能有利；低空操縱性較好，鴨翼位置靠近飛行員，有利於陣風抑制系統的應用。 但其缺點也是明顯的：鴨翼在大迎角/鴨翼大偏度時有失速問題，一般採用大後掠小展弦比設計以緩和這一問題，但也造成鴨翼升力係數降低；起降及大過載機動時受鴨翼配平能力限制，不能使用機翼後緣襟翼或只能採用很小的偏度——鴨翼採用大後掠小展弦比設計更加劇了這一問題，如果採用加大鴨翼面積的方法，又會加強鴨翼對機翼的下洗，導致機翼升力損失，只能採用靜不穩定設計緩和這一矛盾；採用ACT和亞音速靜不穩定設計時，由於存在大迎角低頭操縱力矩的要求和鴨翼載荷過大帶來的配平阻力增大和最大配平升力降低的問題，和正常式佈局相比，鴨式飛機往往不能採用太大的靜不穩定度，從而影響其優勢的發揮；橫向操縱效率不高；同時鴨翼偏轉時形成銳角反射面，增大RCS，不利於飛機隱身。 相比之下，邊條翼正常式佈局由於在大迎角下邊條翼對機翼的有利干擾更大，因而在大迎角升力特性方面具有更大的優勢；加上正常式佈局配平能力強，可以採用更大的靜不穩定度，機翼也可以全放襟翼增升。因此，如果要強調大迎角機動性（不是目前流行的過失速機動，開始研製殲－10的時候還沒這概念呢），邊條翼正常式佈局是更好的選擇。 換句話說，殲－10除了強調大迎角機動性外（近耦鴨式佈局無可否認同樣具有良好的大迎角飛行品質），還要兼顧其他方面——是什麽呢？回顧近耦鴨式佈局的優點，有這麽幾個字眼很引人注目：“對重心安排有利”，“超音速阻力小”，“低空操縱性較好”，“有利於陣風抑制系統的應用”。衆所周知飛機重心位置對飛機性能、飛行品質等具有舉足輕重的影響，設計時不僅要考慮飛機淨形構型的重心，還要考慮外挂武器（特別是大型空地武器）後的重心移動。不能說“對重心安排有利”就是強調對地攻擊，但確實有利於提高對地攻擊能力。而“低空操縱性較好”、“有利於陣風抑制系統的應用”的優點則顯而易見是有利於低空突防的。至於“超音速阻力小”，意味著什麽呢？第三代戰鬥機強調的是高亞音速機動性，對超音速性能則受限於發動機和當時航空技術水平而難以兼顧；低空高速突防時由於外挂武器，也難以實現超音速。只有在高速截擊作戰模式下，這個優點才能得到發揮。一句話，殲－10採用近耦鴨式佈局，是綜合考慮了格鬥、截擊、對地攻擊等多種作戰模式的結果，也就是說，它從一開始就是作爲多用途戰鬥機設計的。 2）局部特點 對於看慣了歐美風格戰機的發燒友來說，殲－10的氣動外形實在有些怪異。那麽，這樣設計的由來是什麽？目的何在？ a.前機身 從多幅照片判斷，殲－10的前機身截面應該是普通的圓形（這點歪歪個人不敢苟同）。這顯然是爲了配合雷達罩的截面。 就前機身對氣流進行整流壓縮的效果看，這種設計確實不如F－16那種近似橫橢圓截面的前機身。但F－16的設計也並非象某些人吹的那樣“達到最佳化，讓後人難以更動”——這種截面的前機身在大迎角時會提供一個上仰力矩，對F－16這種正常式佈局飛機而言，由於平尾離重心較遠，配平能力較強，問題還不大；但對於靜不穩定的近耦鴨式佈局飛機而言，大迎角時鴨翼的配平負擔已經相當大，再來這麽一個上仰力矩，無疑是百上加斤。在推力向量控制（TVC）技術出現以前，解決方法無非是加大鴨翼面積、使用升降副翼，但都會付出升力性能損失的代價。 所以，採用近耦鴨式佈局腹部進氣的戰機中，只有LAVI沿用F－16的前機身設計，但其鴨翼面積相當大，可以預料其對機翼的下洗也將加大，造成機翼升力損失。米格I.44驗證機前機身設計類似LAVI，但已經預定採用TVC技術，可以大大減小鴨翼的配平負擔。而EF2000則和殲－10一樣採用了圓形截面前機身。 筆者認爲，殲－10採用圓形截面前機身設計，可能是受雷達罩加工能力的限制，但在TVC技術引進之前，這種設計比F－16的設計更適合其自身的特點。 b.進氣道 從照片上看，殲－10採用矩形進氣道，但進氣口上唇口明顯向前延伸，這和F－16、LAVI的進氣口不同，倒是和EF2000的進氣口有幾分相象。這塊延伸板並不是僅僅起附面層隔離作用，由於殲－10採用圓形截面的前機身設計，難以利用前機身對氣流進行整流壓縮，這塊前伸的固定斜板就是起這個作用的。EF2000的也是同樣道理。當然，這種設計無疑要付出重量代價。 在國內公開報道殲－10之前，筆者一直認爲殲－10採用了水平調節斜板的可調進氣道，以配合AL-31發動機，保證良好的超音速攔截性能。但目前公開的資料卻指出殲－10的最大M數只有M2.0，不免讓人疑竇叢生。以AL－31的推力，配合可調進氣道，一架設計良好的超音速戰鬥機絕對不會只能飛到M2.0。那麽，究竟原因何在？ 筆者推測，可能的原因如下： a)最理想的情況，飛機超音速性能良好，即使採用固定進氣道也可以達到設計指標，因此放棄M2.0以上的飛行能力，取消調節斜板及相應機構，既可以減輕重量，又可以提高可靠性，何樂而不爲？類似的例子不是沒有。當年F－15研製過程中就發現，由於發動機推力大，即使不採用前緣機動襟翼也可以達到甚至設計指標，因此最後取消了原來設計的前緣襟翼，只採用了簡單的前緣固定扭轉設計。 b)最壞的情況，飛機超音速阻力過大，可調進氣道配合AL－31發動機也無法克服。但這種情況可能性不大，因爲如果出現這種問題，在原型機階段就必須解決。但照片上的殲－10已經是作戰塗裝，說明至少已經小批量投産、裝備部隊試用了，在這個階段不應該出現這種問題。 c)方向穩定性限制。本來鴨式佈局飛機的方向穩定性就有先天性的缺陷。殲－10那個非常醒目的大型單垂尾，以及其非常靠後的位置，似乎透露了設計人員對其方向穩定性的擔心。可能在M2.0以上時，殲－10方向穩定性不足，而如果再增大垂尾面積來提高方向穩定性，其本身造成的機身彈性形變又抵消了增大的方向穩定性，因此限制了殲－10的最大M數只能達到M2.0，而這與飛機阻力和發動機推力無關。這一點和米格－21的情況類似。筆者認爲，這種情況可能性最大。 d)最無聊的情況，那資料根本就是假的，只是用來掩人耳目。 c.鴨翼 由照片可見，殲－10的鴨翼採用的是簡單的大後掠梯形翼。這種機翼升力特性較差，必然會增大鴨翼配平阻力；但另一方面，這種大後掠機翼的失速性能較好，失速迎角較大。爲了保證飛機的大迎角控制能力，選擇這種機翼也在情理之中。不過，前些年傳說的鴨翼後緣襟翼並未在實機上出現——在鴨翼後緣加裝襟翼，確實可以大大提高鴨翼的配平升力，不過，也因此要付出重量增加、結構複雜的代價。迄今爲止，戰鬥機當中也只有“雷”採用了這種設計。 相比之下，EF－2000的鴨翼前緣後掠角要小一些。筆者以爲，這並不意味著它有更好的大迎角控制手段，而很可能是一種不得已的選擇——EF－2000機翼太大，位置靠後，升力中心也靠後，帶來的低頭力矩不小，常見的大後掠鴨翼難以配平，不得不選擇升力特性較好而失速性能稍差的中等後掠鴨翼，同時位置也前移到座艙前下方，先解決了配平問題再說，至於因此造成的鴨翼干擾效果、大迎角控制能力下降，那也是無可奈何的事了。即便如此，EF－2000起飛時仍然要靠升降副翼上偏來輔助配平。就這點來說，筆者認爲，EF－2000設計並不見得比殲－10高明。 d.機翼 殲－10的機翼採用小展弦比切尖三角翼。估算前緣後掠角約53度，後緣略前掠。估算展弦比2.03，和幻影2000相當，在所有現役、即將投産的戰機中是最低的。 小展弦比機翼的缺點是顯而易見的：誘導阻力大（特別是在亞音速區更明顯），升力線斜率低（對亞/跨音速區影響較大），不利於巡航、大迎角持續機動和起降。但同時這種機翼也具有零升阻力係數小，失速特性好，從亞音速到超音速時焦點移動量小的優點。因此其超音速加速性、配平阻力均較小，大迎角升力特性好，陣風抑制能力強（因爲升力係數低的緣故），而固有缺點由於採用鴨式佈局和大推力發動機而得到相當程度的改善。 從機翼平面形狀來看，前緣大後掠、後緣前掠設計正是造成殲－10展弦比小的原因。筆者認爲，這是由於：殲－10翼身融合程度較大，雖然降低了翼身干擾阻力，但也造成機翼根部的絕對厚度相當大，若不減小其相對厚度，必然造成超音速阻力大增。爲此必須加大機翼根部弦長，以獲得較低的相對厚度，改善超音速性能。 總的來看，這種機翼最有利於超音速和低空飛行。殲－10採用如此之小的展弦比，說明超音速截擊能力和對地攻擊能力在其性能指標中佔有相當重要的地位。 殲－10的機翼還有一個很奇怪的特點，就是內翼段具有明顯的下反角，而外翼段下反角大約爲0，給人一個感覺就是二戰前後曾經流行的“倒海鷗”機翼又復活了。這當然不是當年的“倒海鷗”機翼，但這樣設計目的何在呢？ 筆者猜測，這種設計可能是一個不得已的選擇。鴨翼和機翼之間的垂直距離必須在一定範圍內，其有利干擾效果最好。從殲－10鴨翼上反、內翼段下反來看，可能就是要獲得最有利的干擾效果，其最佳的垂直距離可能就是鴨翼到外翼段的垂直距離。但留意一下就會發現，外翼段已經接近機身腹部，如果將其直接向內延伸構成完整機翼的話，其翼梁恰好佔據主起落架的收藏空間。爲了避開主起落架，只能將內翼段向上延伸，於是成了現在這種“倒海鷗”形。 再仔細一點，如果考慮到機翼翼梁貫穿機身，進氣道必然從其上方經過，再爲前起落架艙留出空間，不難從照片上勾勒出“S”形進氣道的大致外形。這也就是當初傳說的殲－10採用“S”型進氣道的由來，但由此可見，這種設計主要是出於機身內部佈置的需要，而非主要出於隱身要求。 e.垂尾 和常見的單發鴨式佈局戰鬥機一樣，殲－10也採用了大面積單垂尾。只是，這垂尾的面積實在有點大，並且位置也相當靠後，和前些時候出現的L－15完全是兩種不同的風格。單垂尾在大迎角時容易被機身氣流遮蔽而失效，適當前移可以使部分垂尾伸出遮蔽氣流之外，維持一定的控制能力。殲－10的這種設計，顯然是爲了保證方向穩定性而在一定程度上犧牲了大迎角控制能力。 衆所周知，雙垂尾可以提供更好的方向穩定性、更好的大迎角控制能力以及更小的RCS值（如果採用外傾設計的話）。這裏就有一個問題，殲－10爲何不採用雙垂尾設計？這並不是一句“別人也是單垂尾設計”就可以解釋的，更不是象某人說的那樣只是“爲了降低成本”。 筆者認爲，這主要是由於鴨翼渦流的作用造成的。如果鴨翼渦流正面衝擊垂尾前緣，可能對垂尾和控制造成不良影響——F/A－18正是由於邊條渦衝擊垂尾，造成垂尾抖振和前緣裂紋。因此垂尾的安裝位置應該避免鴨翼渦流的正面衝擊。 對鴨式雙垂尾飛機而言，鴨翼和垂尾的相對位置無非兩種：垂尾處於鴨翼翼根內側，垂尾出於鴨翼翼尖外側。而雙垂尾必須有一定的間距才能發揮良好的作用，換句話說，安裝雙垂尾需要一定空間。蘇－33/35/37/47/54均採用第一種方式，那是因爲它們的鴨翼都安裝在邊條上，提供了足夠的間距。至於第二種方式，目前只見於驗證機，即米格I.44和HIMAT高機動性驗證機。其中米格I.44的垂尾安裝在很寬的後機身邊條/尾撐上，並有一定外傾角度。即便如此，也未能完全置於鴨翼翼尖之外。筆者以爲，這可能是一種不得已的折中——如果再將垂尾外移，就要加寬後邊條，這樣後邊條産生的低頭力矩就大了，超音速飛行時將大大加重鴨翼的配平負擔。要避免這一點，就只能以從機翼中段延伸出來的獨立尾撐來支撐垂尾，但這樣卻又增加了結構重量和阻力。事實上，HIMAT正是採用後一種安裝方法。 殲－10的鴨翼安裝在機身上，沒有足夠的間距，無法以第一種方式安裝雙垂尾。若要採用第二種方式，那就只能象HIMAT那樣採用獨立雙尾撐結構，但爲此付出的重量等方面的代價恐怕是這種輕型戰機難以承受的。因此，殲－10選用單垂尾設計也是可以理解的。 此外，還需要說明一點的是，單垂尾飛機同樣也可以進行大迎角可控機動。雅克－130就是單垂尾飛機，但在大迎角試飛中曾經達到42度迎角。雖然筆者目前還搞不清楚其內在原因，但這件事本身已經證明了，如果設計得當，單垂尾飛機的大迎角飛行能力並不亞於雙垂尾飛機。 f.起落架 殲－10採用前三點式起落架。根據照片估算，主輪直徑約660mm，前輪直徑約350mm。對比殲－7的機輪尺寸：主輪直徑600mm，前輪直徑500mm，筆者判斷殲－10的前起採用了雙輪結構。同時由這個對比也可以看出，我們的航空輪胎材料和工藝都有了很大進步，使得和殲－7差不多大小的機輪承載能力達到19噸級，相當於殲－7最大起飛重量的2倍多！由此也可以判斷殲－10採用的是高壓輪胎，並不適合在前線野戰機場起降。再進一步推測，殲－10一開始就是作爲一種遠航程戰鬥機設計的，沒有準備配置在條件較差的一線機場。 從外觀上看，殲－10的起落架結構和國外現役艦載飛機相比，仍顯得比較單薄。特別是它採用腹部進氣，前起不能直接連接到機身承力構件上，可以承受的過載有限——這也是“陣風”放棄腹部進氣而改用肋部進氣的原因之一。傳說中的艦載型是否存在不得而知，但就照片上見到的殲－10而言，肯定是不能上艦的。如果要以此爲原型發展艦載型，至少起落架系統要經過相當大的改進才行——特別是前起。 g.發動機 外界報道殲－10採用AL－31發動機，這應該是毫無疑問的了。但問題是，是否同時應用了TVC技術？從照片上看，由於尾撐和垂尾根部的減速傘艙的阻擋，即使加裝向量噴管，其可偏轉的角度也很小。再者，TVC發動機不是裝上去就完了，向量噴管的偏轉必須要和電傳操縱系統整合，這個工作量並不小，並且風險較大。當初美、蘇開發TVC技術時，都是利用雙發戰鬥機進行驗證的。中國即使目前沒有適合的雙發飛機，至少也應該在空中試車台（這個我們是有的）上進行試驗。但到目前爲止，國外也沒有此類報道。當然，直接上機試飛不是不可能，但風險太大，也沒有必要。因此，筆者認爲目前殲－10已經開始應用TVC技術的說法可信度不高。 4．整體評估 殲－10研製始於80年代。當時中蘇交惡，自然談不上引進蘇－27的問題。而殲－8II明顯是一種帶有應急性質的過渡戰鬥機。因此，作爲一段時間內唯一的主力戰鬥機研製的殲－10，一開始就已經注定了它“多用途戰鬥機”的命運。“一支獨秀”的結果是它必須擔負包括制空、攔截、對地攻擊在內的多種作戰任務。 爲了滿足多種任務要求，殲－10選用了高、低速性能俱佳的近耦鴨式佈局。它通過選取較大的機翼面積和大推力渦扇發動機獲得了較低的翼載和較高的推重比，結合近耦鴨式佈局，取得了良好的機動性。同時在設計中盡可能地兼顧了高速和低空飛行的性能要求，包括採用可調進氣道，選用小展弦比機翼等，也爲此付出了不小的代價。但這是不可避免的。多用途戰鬥機必然是多種要求的折中，面面俱到也即面面不到。殲－10可能在任何一個方面都不是最優秀的，但其綜合作戰能力卻已經有了階段性的進步。 就常規機動性而言，根據估算的資料，殲－10空戰推重比略遜於F－16A（後者約1.15），優於F－16C，翼載則小於F－16任何型號。由於F－16採用固定進氣道，高空高速性能無法和殲－10匹敵，只有在中低空亞音速區雙方互有長短：由於殲－10誘導阻力大，推重比略小，估計其中加速性、爬升能力以及穩定盤旋能力可能略遜於F－16A，但必定優於F－16C，而暫態盤旋能力則優於F－16任何型號。 至於時下流行的“過失速機動”，殲－10研製之時還沒有這個概念，並不能要求太多。但筆者以爲，只要能夠在大迎角/超大迎角時保證飛機三軸的穩定性，就有了進行過失速機動的基礎。有些飛機不能進行過失速機動並不是由於控制面失效，而是由於某個軸的穩定性喪失，進入發散運動狀態（例如尾旋），造成飛機失控。不過，這就不是照片上所能看出來的了。只能希望殲－10能夠具有這個基礎。 最後的問題是隱身。鴨翼的存在確實會增大飛機的RCS，這也是當初ATF論證階段放棄鴨式方案的原因之一。不過，殲－10本來就是瞄準第三代戰鬥機的水平研製的，而且以我們當年的技術水平要滿足隱身要求，可能也是有心無力。儘管對於21世紀初的戰鬥機而言缺乏隱身能力確實是一個難以掩飾的缺點，但也是無奈之事，只能寄希望於隱身塗料，能達到歐洲三代半戰鬥機的隱身水平也就差不多了。 不管怎樣，殲－10畢竟是在80年代末90年代初的技術水平上研製的，如果能夠達到三代半水平，筆者認爲就已經值得我們的業內人士驕傲了。至於指望它超過F－22，那就未免有些脫離實際了，還是把這個重擔交給傳說中的殲－12吧。wYg1．定位 其實對殲－10這種第三代戰鬥機而言，所謂的定位無非是“制空戰鬥機”和“戰鬥轟炸機”之分。 在當年F－15A的研製過程中就發現，由於這兩種類型對飛機結構、氣動設計的要求頗多相同之處，從氣動外形上已經難分彼此，可供區別的就是電子設備、挂載武器和重量。 在早期第三代戰鬥機中，有些型號由於電子設備性能限制，不具備完善的對地攻擊能力，只能挂載無制導武器執行簡單對地攻擊任務，一般都不將其列入“戰鬥轟炸機”行列，例如蘇－27B。但隨著航空電子科技的發展，飛機作爲一個作戰平臺的趨勢日益明顯，通過換裝先進的電子設備和挂載精確制導武器，使一架飛機同時具備良好的對空/對地攻擊能力已經不是難事。因此對於第三代後期戰鬥機而言，“制空戰鬥機”和“戰鬥轟炸機”的分野已經日漸模糊。 所幸還有重量資料可供參考——一架戰機如果要強化對地攻擊能力，增大載彈量是必要的措施之一，爲此必然帶來結構重量、最大起飛重量增大的特徵——例如雙重任務戰鬥機F－15E的結構重量就由F－15C的12973千克增大到14515千克，最大起飛重量更由30845千克增大到36741千克——這是由早期設計階段就決定了的，也可以籍此推測這種戰機最初的設計用途。 殲－10的電子設備目前尚無公開資料，只有最大起飛重量資料：19277千克。這是一個很有意思的資料。不妨比較一下第三代單發戰機，“近距格鬥型”F－16A最大起飛重量爲16045千克，多用途的F－16C爲19187千克，幻影2000爲17000千克，強調對地攻擊的LAVI爲18370千克。一種機長只有14.57米的單發戰機，達到19噸級的最大起飛重量，說明了什麽？制空作戰模式不需要這麽大的起飛重量。可能的解釋就是增大載彈量，強化對地攻擊能力。如果再聯繫中國空軍的戰略方針由“防空型”向“攻防兼備型”轉變，作爲今後20年內的主力戰機，不具備良好的對地攻擊能力是說不過去的。 因此，筆者認爲，即使目前由於電子設備和精確對地攻擊武器方面的差距，使得殲－10可能尚不具備完善的對地攻擊能力，但由其設計目的來看，應該將殲－10定位爲“戰鬥轟炸機”。 2．尺寸和重量估算 目前公開的相關資料只有： 機長：14.57米 翼展：8.78米 最大起飛重量：19277千克 根據網上照片，結合以上資料估算，其他尺寸資料爲： 機高：約6米 機翼面積：約38平方米 垂尾面積：約8平方米 合理性驗證： 根據測算的機翼根弦長與翼展資料求得前緣後掠角約53度；機翼展弦比爲2.03（參考展弦比：幻影2000爲2.03，EF2000爲2.205，陣風爲2.58，LAVI爲2.53——注：由於來源不同，此處資料可能有出入）；垂尾面積與機翼面積的比值爲0.21（該比值正常範圍在0.20~0.25之間）。據此認爲估算資料在合理範圍內。 重量資料估算： 這裏需要用到兩個參數，即有效載重比值和無外挂載油係數。公式是： 有效載重比值＝（最大起飛重量－使用空重）/最大起飛重量 無外挂載油係數＝機內載油量 / （機內載油量＋使用空重） 第三代戰鬥機的有效載重比值分佈在0.5~0.6之間，平均值爲0.556；無外挂載油係數分佈在0.25~0.3之間，平均值爲0.283。筆者認爲，以中國航空技術的現狀和殲－10的設計目的而言，取平均值是合理的，不作修正，據此估算出其他重量資料爲： 使用空重：8560千克 機內載油量：3380千克 正常起飛重量：約12500千克 空戰重量：約11150千克 合理性驗證： 正常起飛翼載約329千克/平方米，推重比約1.01；空戰翼載約293千克/平方米，推重比約1.13；動力系統係數（＝（發動機重＋60％機內油重）/（起飛重量－40％機內油重））約0.325，第三代戰鬥機相應係數分佈在0.30~0.37之間。據此認爲估算資料在合理範圍內。 3．設計特點 1）總體佈局 殲―10開始研製的時候正是以邊條翼正常式佈局爲典型特徵的第三代戰鬥機風行世界的時候，而以近耦鴨式佈局爲特徵的三代半戰鬥機才剛剛開始興起。殲－10可以說恰好趕上了這個潮流。但爲何殲－10棄邊條翼正常式佈局不用，而採用近耦鴨式佈局呢？ 近耦鴨式佈局的主要優點是：能與機翼産生有利干擾，推遲機翼氣流分離，大幅度提高大迎角升力，減小大迎角阻力；通過採用主動控制技術(ACT)，可以減小鴨翼載荷，對減小配平阻力和提高配平升力有利；對重心安排有利；配合大後掠三角翼，縱向面積分布較好，機身後部外形光滑流線，超音速阻力小；更容易實現直接力控制，對提高對空/對地作戰效能有利；低空操縱性較好，鴨翼位置靠近飛行員，有利於陣風抑制系統的應用。 但其缺點也是明顯的：鴨翼在大迎角/鴨翼大偏度時有失速問題，一般採用大後掠小展弦比設計以緩和這一問題，但也造成鴨翼升力係數降低；起降及大過載機動時受鴨翼配平能力限制，不能使用機翼後緣襟翼或只能採用很小的偏度——鴨翼採用大後掠小展弦比設計更加劇了這一問題，如果採用加大鴨翼面積的方法，又會加強鴨翼對機翼的下洗，導致機翼升力損失，只能採用靜不穩定設計緩和這一矛盾；採用ACT和亞音速靜不穩定設計時，由於存在大迎角低頭操縱力矩的要求和鴨翼載荷過大帶來的配平阻力增大和最大配平升力降低的問題，和正常式佈局相比，鴨式飛機往往不能採用太大的靜不穩定度，從而影響其優勢的發揮；橫向操縱效率不高；同時鴨翼偏轉時形成銳角反射面，增大RCS，不利於飛機隱身。 相比之下，邊條翼正常式佈局由於在大迎角下邊條翼對機翼的有利干擾更大，因而在大迎角升力特性方面具有更大的優勢；加上正常式佈局配平能力強，可以採用更大的靜不穩定度，機翼也可以全放襟翼增升。因此，如果要強調大迎角機動性（不是目前流行的過失速機動，開始研製殲－10的時候還沒這概念呢），邊條翼正常式佈局是更好的選擇。 換句話說，殲－10除了強調大迎角機動性外（近耦鴨式佈局無可否認同樣具有良好的大迎角飛行品質），還要兼顧其他方面——是什麽呢？回顧近耦鴨式佈局的優點，有這麽幾個字眼很引人注目：“對重心安排有利”，“超音速阻力小”，“低空操縱性較好”，“有利於陣風抑制系統的應用”。衆所周知飛機重心位置對飛機性能、飛行品質等具有舉足輕重的影響，設計時不僅要考慮飛機淨形構型的重心，還要考慮外挂武器（特別是大型空地武器）後的重心移動。不能說“對重心安排有利”就是強調對地攻擊，但確實有利於提高對地攻擊能力。而“低空操縱性較好”、“有利於陣風抑制系統的應用”的優點則顯而易見是有利於低空突防的。至於“超音速阻力小”，意味著什麽呢？第三代戰鬥機強調的是高亞音速機動性，對超音速性能則受限於發動機和當時航空技術水平而難以兼顧；低空高速突防時由於外挂武器，也難以實現超音速。只有在高速截擊作戰模式下，這個優點才能得到發揮。一句話，殲－10採用近耦鴨式佈局，是綜合考慮了格鬥、截擊、對地攻擊等多種作戰模式的結果，也就是說，它從一開始就是作爲多用途戰鬥機設計的。 2）局部特點 對於看慣了歐美風格戰機的發燒友來說，殲－10的氣動外形實在有些怪異。那麽，這樣設計的由來是什麽？目的何在？ a.前機身 從多幅照片判斷，殲－10的前機身截面應該是普通的圓形（這點歪歪個人不敢苟同）。這顯然是爲了配合雷達罩的截面。 就前機身對氣流進行整流壓縮的效果看，這種設計確實不如F－16那種近似橫橢圓截面的前機身。但F－16的設計也並非象某些人吹的那樣“達到最佳化，讓後人難以更動”——這種截面的前機身在大迎角時會提供一個上仰力矩，對F－16這種正常式佈局飛機而言，由於平尾離重心較遠，配平能力較強，問題還不大；但對於靜不穩定的近耦鴨式佈局飛機而言，大迎角時鴨翼的配平負擔已經相當大，再來這麽一個上仰力矩，無疑是百上加斤。在推力向量控制（TVC）技術出現以前，解決方法無非是加大鴨翼面積、使用升降副翼，但都會付出升力性能損失的代價。 所以，採用近耦鴨式佈局腹部進氣的戰機中，只有LAVI沿用F－16的前機身設計，但其鴨翼面積相當大，可以預料其對機翼的下洗也將加大，造成機翼升力損失。米格I.44驗證機前機身設計類似LAVI，但已經預定採用TVC技術，可以大大減小鴨翼的配平負擔。而EF2000則和殲－10一樣採用了圓形截面前機身。 筆者認爲，殲－10採用圓形截面前機身設計，可能是受雷達罩加工能力的限制，但在TVC技術引進之前，這種設計比F－16的設計更適合其自身的特點。 b.進氣道 從照片上看，殲－10採用矩形進氣道，但進氣口上唇口明顯向前延伸，這和F－16、LAVI的進氣口不同，倒是和EF2000的進氣口有幾分相象。這塊延伸板並不是僅僅起附面層隔離作用，由於殲－10採用圓形截面的前機身設計，難以利用前機身對氣流進行整流壓縮，這塊前伸的固定斜板就是起這個作用的。EF2000的也是同樣道理。當然，這種設計無疑要付出重量代價。 在國內公開報道殲－10之前，筆者一直認爲殲－10採用了水平調節斜板的可調進氣道，以配合AL-31發動機，保證良好的超音速攔截性能。但目前公開的資料卻指出殲－10的最大M數只有M2.0，不免讓人疑竇叢生。以AL－31的推力，配合可調進氣道，一架設計良好的超音速戰鬥機絕對不會只能飛到M2.0。那麽，究竟原因何在？ 筆者推測，可能的原因如下： a)最理想的情況，飛機超音速性能良好，即使採用固定進氣道也可以達到設計指標，因此放棄M2.0以上的飛行能力，取消調節斜板及相應機構，既可以減輕重量，又可以提高可靠性，何樂而不爲？類似的例子不是沒有。當年F－15研製過程中就發現，由於發動機推力大，即使不採用前緣機動襟翼也可以達到甚至設計指標，因此最後取消了原來設計的前緣襟翼，只採用了簡單的前緣固定扭轉設計。 b)最壞的情況，飛機超音速阻力過大，可調進氣道配合AL－31發動機也無法克服。但這種情況可能性不大，因爲如果出現這種問題，在原型機階段就必須解決。但照片上的殲－10已經是作戰塗裝，說明至少已經小批量投産、裝備部隊試用了，在這個階段不應該出現這種問題。 c)方向穩定性限制。本來鴨式佈局飛機的方向穩定性就有先天性的缺陷。殲－10那個非常醒目的大型單垂尾，以及其非常靠後的位置，似乎透露了設計人員對其方向穩定性的擔心。可能在M2.0以上時，殲－10方向穩定性不足，而如果再增大垂尾面積來提高方向穩定性，其本身造成的機身彈性形變又抵消了增大的方向穩定性，因此限制了殲－10的最大M數只能達到M2.0，而這與飛機阻力和發動機推力無關。這一點和米格－21的情況類似。筆者認爲，這種情況可能性最大。 d)最無聊的情況，那資料根本就是假的，只是用來掩人耳目。 c.鴨翼 由照片可見，殲－10的鴨翼採用的是簡單的大後掠梯形翼。這種機翼升力特性較差，必然會增大鴨翼配平阻力；但另一方面，這種大後掠機翼的失速性能較好，失速迎角較大。爲了保證飛機的大迎角控制能力，選擇這種機翼也在情理之中。不過，前些年傳說的鴨翼後緣襟翼並未在實機上出現——在鴨翼後緣加裝襟翼，確實可以大大提高鴨翼的配平升力，不過，也因此要付出重量增加、結構複雜的代價。迄今爲止，戰鬥機當中也只有“雷”採用了這種設計。 相比之下，EF－2000的鴨翼前緣後掠角要小一些。筆者以爲，這並不意味著它有更好的大迎角控制手段，而很可能是一種不得已的選擇——EF－2000機翼太大，位置靠後，升力中心也靠後，帶來的低頭力矩不小，常見的大後掠鴨翼難以配平，不得不選擇升力特性較好而失速性能稍差的中等後掠鴨翼，同時位置也前移到座艙前下方，先解決了配平問題再說，至於因此造成的鴨翼干擾效果、大迎角控制能力下降，那也是無可奈何的事了。即便如此，EF－2000起飛時仍然要靠升降副翼上偏來輔助配平。就這點來說，筆者認爲，EF－2000設計並不見得比殲－10高明。 d.機翼 殲－10的機翼採用小展弦比切尖三角翼。估算前緣後掠角約53度，後緣略前掠。估算展弦比2.03，和幻影2000相當，在所有現役、即將投産的戰機中是最低的。 小展弦比機翼的缺點是顯而易見的：誘導阻力大（特別是在亞音速區更明顯），升力線斜率低（對亞/跨音速區影響較大），不利於巡航、大迎角持續機動和起降。但同時這種機翼也具有零升阻力係數小，失速特性好，從亞音速到超音速時焦點移動量小的優點。因此其超音速加速性、配平阻力均較小，大迎角升力特性好，陣風抑制能力強（因爲升力係數低的緣故），而固有缺點由於採用鴨式佈局和大推力發動機而得到相當程度的改善。 從機翼平面形狀來看，前緣大後掠、後緣前掠設計正是造成殲－10展弦比小的原因。筆者認爲，這是由於：殲－10翼身融合程度較大，雖然降低了翼身干擾阻力，但也造成機翼根部的絕對厚度相當大，若不減小其相對厚度，必然造成超音速阻力大增。爲此必須加大機翼根部弦長，以獲得較低的相對厚度，改善超音速性能。 總的來看，這種機翼最有利於超音速和低空飛行。殲－10採用如此之小的展弦比，說明超音速截擊能力和對地攻擊能力在其性能指標中佔有相當重要的地位。 殲－10的機翼還有一個很奇怪的特點，就是內翼段具有明顯的下反角，而外翼段下反角大約爲0，給人一個感覺就是二戰前後曾經流行的“倒海鷗”機翼又復活了。這當然不是當年的“倒海鷗”機翼，但這樣設計目的何在呢？ 筆者猜測，這種設計可能是一個不得已的選擇。鴨翼和機翼之間的垂直距離必須在一定範圍內，其有利干擾效果最好。從殲－10鴨翼上反、內翼段下反來看，可能就是要獲得最有利的干擾效果，其最佳的垂直距離可能就是鴨翼到外翼段的垂直距離。但留意一下就會發現，外翼段已經接近機身腹部，如果將其直接向內延伸構成完整機翼的話，其翼梁恰好佔據主起落架的收藏空間。爲了避開主起落架，只能將內翼段向上延伸，於是成了現在這種“倒海鷗”形。 再仔細一點，如果考慮到機翼翼梁貫穿機身，進氣道必然從其上方經過，再爲前起落架艙留出空間，不難從照片上勾勒出“S”形進氣道的大致外形。這也就是當初傳說的殲－10採用“S”型進氣道的由來，但由此可見，這種設計主要是出於機身內部佈置的需要，而非主要出於隱身要求。 e.垂尾 和常見的單發鴨式佈局戰鬥機一樣，殲－10也採用了大面積單垂尾。只是，這垂尾的面積實在有點大，並且位置也相當靠後，和前些時候出現的L－15完全是兩種不同的風格。單垂尾在大迎角時容易被機身氣流遮蔽而失效，適當前移可以使部分垂尾伸出遮蔽氣流之外，維持一定的控制能力。殲－10的這種設計，顯然是爲了保證方向穩定性而在一定程度上犧牲了大迎角控制能力。 衆所周知，雙垂尾可以提供更好的方向穩定性、更好的大迎角控制能力以及更小的RCS值（如果採用外傾設計的話）。這裏就有一個問題，殲－10爲何不採用雙垂尾設計？這並不是一句“別人也是單垂尾設計”就可以解釋的，更不是象某人說的那樣只是“爲了降低成本”。 筆者認爲，這主要是由於鴨翼渦流的作用造成的。如果鴨翼渦流正面衝擊垂尾前緣，可能對垂尾和控制造成不良影響——F/A－18正是由於邊條渦衝擊垂尾，造成垂尾抖振和前緣裂紋。因此垂尾的安裝位置應該避免鴨翼渦流的正面衝擊。 對鴨式雙垂尾飛機而言，鴨翼和垂尾的相對位置無非兩種：垂尾處於鴨翼翼根內側，垂尾出於鴨翼翼尖外側。而雙垂尾必須有一定的間距才能發揮良好的作用，換句話說，安裝雙垂尾需要一定空間。蘇－33/35/37/47/54均採用第一種方式，那是因爲它們的鴨翼都安裝在邊條上，提供了足夠的間距。至於第二種方式，目前只見於驗證機，即米格I.44和HIMAT高機動性驗證機。其中米格I.44的垂尾安裝在很寬的後機身邊條/尾撐上，並有一定外傾角度。即便如此，也未能完全置於鴨翼翼尖之外。筆者以爲，這可能是一種不得已的折中——如果再將垂尾外移，就要加寬後邊條，這樣後邊條産生的低頭力矩就大了，超音速飛行時將大大加重鴨翼的配平負擔。要避免這一點，就只能以從機翼中段延伸出來的獨立尾撐來支撐垂尾，但這樣卻又增加了結構重量和阻力。事實上，HIMAT正是採用後一種安裝方法。 殲－10的鴨翼安裝在機身上，沒有足夠的間距，無法以第一種方式安裝雙垂尾。若要採用第二種方式，那就只能象HIMAT那樣採用獨立雙尾撐結構，但爲此付出的重量等方面的代價恐怕是這種輕型戰機難以承受的。因此，殲－10選用單垂尾設計也是可以理解的。 此外，還需要說明一點的是，單垂尾飛機同樣也可以進行大迎角可控機動。雅克－130就是單垂尾飛機，但在大迎角試飛中曾經達到42度迎角。雖然筆者目前還搞不清楚其內在原因，但這件事本身已經證明了，如果設計得當，單垂尾飛機的大迎角飛行能力並不亞於雙垂尾飛機。 f.起落架 殲－10採用前三點式起落架。根據照片估算，主輪直徑約660mm，前輪直徑約350mm。對比殲－7的機輪尺寸：主輪直徑600mm，前輪直徑500mm，筆者判斷殲－10的前起採用了雙輪結構。同時由這個對比也可以看出，我們的航空輪胎材料和工藝都有了很大進步，使得和殲－7差不多大小的機輪承載能力達到19噸級，相當於殲－7最大起飛重量的2倍多！由此也可以判斷殲－10採用的是高壓輪胎，並不適合在前線野戰機場起降。再進一步推測，殲－10一開始就是作爲一種遠航程戰鬥機設計的，沒有準備配置在條件較差的一線機場。 從外觀上看，殲－10的起落架結構和國外現役艦載飛機相比，仍顯得比較單薄。特別是它採用腹部進氣，前起不能直接連接到機身承力構件上，可以承受的過載有限——這也是“陣風”放棄腹部進氣而改用肋部進氣的原因之一。傳說中的艦載型是否存在不得而知，但就照片上見到的殲－10而言，肯定是不能上艦的。如果要以此爲原型發展艦載型，至少起落架系統要經過相當大的改進才行——特別是前起。 g.發動機 外界報道殲－10採用AL－31發動機，這應該是毫無疑問的了。但問題是，是否同時應用了TVC技術？從照片上看，由於尾撐和垂尾根部的減速傘艙的阻擋，即使加裝向量噴管，其可偏轉的角度也很小。再者，TVC發動機不是裝上去就完了，向量噴管的偏轉必須要和電傳操縱系統整合，這個工作量並不小，並且風險較大。當初美、蘇開發TVC技術時，都是利用雙發戰鬥機進行驗證的。中國即使目前沒有適合的雙發飛機，至少也應該在空中試車台（這個我們是有的）上進行試驗。但到目前爲止，國外也沒有此類報道。當然，直接上機試飛不是不可能，但風險太大，也沒有必要。因此，筆者認爲目前殲－10已經開始應用TVC技術的說法可信度不高。 4．整體評估 殲－10研製始於80年代。當時中蘇交惡，自然談不上引進蘇－27的問題。而殲－8II明顯是一種帶有應急性質的過渡戰鬥機。因此，作爲一段時間內唯一的主力戰鬥機研製的殲－10，一開始就已經注定了它“多用途戰鬥機”的命運。“一支獨秀”的結果是它必須擔負包括制空、攔截、對地攻擊在內的多種作戰任務。 爲了滿足多種任務要求，殲－10選用了高、低速性能俱佳的近耦鴨式佈局。它通過選取較大的機翼面積和大推力渦扇發動機獲得了較低的翼載和較高的推重比，結合近耦鴨式佈局，取得了良好的機動性。同時在設計中盡可能地兼顧了高速和低空飛行的性能要求，包括採用可調進氣道，選用小展弦比機翼等，也爲此付出了不小的代價。但這是不可避免的。多用途戰鬥機必然是多種要求的折中，面面俱到也即面面不到。殲－10可能在任何一個方面都不是最優秀的，但其綜合作戰能力卻已經有了階段性的進步。 就常規機動性而言，根據估算的資料，殲－10空戰推重比略遜於F－16A（後者約1.15），優於F－16C，翼載則小於F－16任何型號。由於F－16採用固定進氣道，高空高速性能無法和殲－10匹敵，只有在中低空亞音速區雙方互有長短：由於殲－10誘導阻力大，推重比略小，估計其中加速性、爬升能力以及穩定盤旋能力可能略遜於F－16A，但必定優於F－16C，而暫態盤旋能力則優於F－16任何型號。 至於時下流行的“過失速機動”，殲－10研製之時還沒有這個概念，並不能要求太多。但筆者以爲，只要能夠在大迎角/超大迎角時保證飛機三軸的穩定性，就有了進行過失速機動的基礎。有些飛機不能進行過失速機動並不是由於控制面失效，而是由於某個軸的穩定性喪失，進入發散運動狀態（例如尾旋），造成飛機失控。不過，這就不是照片上所能看出來的了。只能希望殲－10能夠具有這個基礎。 最後的問題是隱身。鴨翼的存在確實會增大飛機的RCS，這也是當初ATF論證階段放棄鴨式方案的原因之一。不過，殲－10本來就是瞄準第三代戰鬥機的水平研製的，而且以我們當年的技術水平要滿足隱身要求，可能也是有心無力。儘管對於21世紀初的戰鬥機而言缺乏隱身能力確實是一個難以掩飾的缺點，但也是無奈之事，只能寄希望於隱身塗料，能達到歐洲三代半戰鬥機的隱身水平也就差不多了。 不管怎樣，殲－10畢竟是在80年代末90年代初的技術水平上研製的，如果能夠達到三代半水平，筆者認爲就已經值得我們的業內人士驕傲了。至於指望它超過F－22，那就未免有些脫離實際了，還是把這個重擔交給傳說中的殲－12吧。wYg