[转帖]歼十前传————大卫之“狮”

1971 年初，“幻狮”（Kfir）的样机刚完成试飞计划，以色列飞机公司就开始考虑发展其后继机。在以后的近 10 年中，公司依靠自己的技术力量和资金，一直坚持这项研究，虽几经周折，设计方案屡经更改，是终还是促成了以色列政府在 1980 年作出自行研制先进战斗机的决定，空军随之提出了相应的设计指标，并将新机定命为“Lavi”（狮）。
　　从 Lavi 最初设想的提出，到 1982 年方案冻结，大致经历 4 个截然不同的阶段。尽管以色列政府迫于政治和经济上的原因于 1987 年撤消了 Lavi 计划，但回顾各阶段的演进过程，从技术上了解设计人员如何为了适应几经变化的目标，从众多矛盾的要求中选择折衷，从困难条件中另辟蹊径，得出一个基本上满足、有的还超过军方指标的飞机方案，无疑是十分有意义的。

一波三折
第一阶段，开局不顺
　　这一阶段的主要工作是要提出一种以遂行空-空作战任务为主的，小尺寸、低成本、轻重量的战斗机基本方案。设计人员根据研制”幼狮”的经验，确定了立足于用涡升力获取最大升力的基本思想，提出了类似于“幼狮”的固定前翼的近耦鸭式布局。但进一步的工作因第二次中东战争而中断。
第二阶段，“幼师”派生型首遭否决
　　该阶段工作开始于 1974 年，主要工作是将第一阶段中断的布局设想具体化，首先制订的基本设计原则是：
　　1、采用已经“幼狮”验证的气动力布局；2、确定选用当时正为 F-15 和 F-16 而研制的 F100 发动机；3、引入 CCV 控制；4、结构设计类似于“幼狮”，只对后机身略作修改，机翼外形也相同，只是两翼向外再拉开一些，以增加参照面积；5、装备先进雷达；6、最大设计过载为 9g。
　　但是最终方案交空军审定时，空军认为其性能低于 F-16 而给以否决，并表示将直接采购 F-16。
第三阶段，双发大尺寸再遭挫折
　　第二阶段的结局使设计人员认识到，要使空军重新给以支持，必须拿出超过 F-16 的高性能方案，为此只有从以下两方面着手：
　　1、提高推力，将原有的单发方案改用双发，并初步选 RB-199 和 GE-404 为候选发动机；2、改进气动性能以改善空中瞄准和对地攻击能力，决定脱开“幼师”的布局框框，寻求新气动布局。
　　因而进行了不同机翼与进气道布局的选型。特别是因选用的发动机都为涡扇型，对进气道诱发的气流畸变十分敏感，因而以评定大迎角气流畸变特性为主要目的进气道形式的选取，更是重点。设计人员按皮托型，二元型和有可动锥的轴对称型进气道形式分别设计不同的全机布局进行了风洞试验，以评估各方案的流场畸变特性。进气道的位置尽可能放在低位置，以减少大迎角时机翼诱发的上洗流的影响。试验中还进行了各种机翼、前翼和垂尾匹配的鉴定。
　　经过全面的评估，设计人员确信这种双发布局的性能不仅能超过 F-16，还能和 F-18 竞争。同时认为，要能同时满足空-空和空-地任务，载运更多的武器和配备更大的航空电子组件，飞机的尺寸必须加大。但到了 1979 年秋，因为预算上的原因，这种倾向性意见又被否决。
第四阶段，LO-33 方案得赏识
　　设计人员被迫再次转向小尺寸的单发布局。根据前 3 个阶段的经验，他们确定了以三角机翼、近耦合全动前翼、腹部进气、选用 GE F404 一级的发动机作为基本布局，再结台先进飞行控制，航空电子和结构技术来弥补小尺寸的缺点。小尺寸的 LO-33 得到了赏识，国防部于 1979 年末向政府提出要以这个小尺寸方案为基础，自行研制战斗机以替代采购 F-16。两个月以后，政府批准了这个方案，并责成国防部、空军和飞机公司组成联合工作组进行具体设计，空军也很快地提出了使用要求和设计指标，并将新机定名为 Lavi。至此，该计划才正式纳入轨道。

苛刻的要求
　　空军提出要分为单座和双座型，前者应有中程空-地攻击和空防能力，后者为教练型。并提出该机的空-空机动能力和空战巡逻性能不低于 F-16，外挂和空-地作战半径应不低于 F-4，除配备空-空，空-地雷达，还应装载综台电子设备和具备低可见性，高机动性、高速突防性等高战场生存能力。
　　显然，空军已将重点从以前的空-空型转向了对地攻击型，要求用一种尺寸不大于 F-16 的轻型战斗机担负起类似 F-4 这类典型远程攻击机的空-地任务，其要求极为苛刻。为此，设计人员排出的设计优先程序为：空-地任务，先进布局，单双座的最大通用性，并以 LO-33 为基础，确定了以下设计思想：
　　1、三角机翼加近耦合前翼。可充分利用在“幼狮”研制中得到的经验，只是将“幼狮”的固定前翼改成了全动式。2、腹部进气。这是根据 F-16 的设计和使用经验，在大迎角时流场畸变小，最适合于涡扇发动机。进气道为简单皮托型。3、翼-身融合体。除了能减小阻力外，还有明显的结构上的好处，结构重量轻，还可增加有效机内容积。4、放宽静稳定度。飞机每放宽静稳定度 1%，最大持续转弯率的性能就可改善 1.5%，而最大瞬时转弯率和起飞升力系数可改善 3~4%。
立足于先进气动设计
　　Lavi 要同时满足最大的瞬时和持续机动性，最好的跨超音速加速性，以及最大军用功率下的低空突防性。这对一架小尺寸飞机确是一种严峻的挑战，即要取得零升阻力、超音速波阻和跨音速机动升阻比之间最佳折衷。为此设计人员采取了一系列先进气动设计。
　　1、高性能机翼。展弦比 2.3，前缘后掠角 54°，机翼的三元外形由 50 个不同剖面构成。2、用飞行控制计算机（FCC）控制的随动布局，各操纵面可以按不同的飞行条件和外挂构形编制偏转程序，使飞机获得最佳载荷分布，能在极宽的迎角范围内都有较好的阻力极曲线。操纵面系统包括全动前翼，高权限机翼前缘襟翼和后缘内外升降襟副翼。3、超音速面积律。根据前翼和机翼的位置，Lavi 采用了“双腰”机身的面积律设计。

于细微处见功夫
　　和 F-16、F-18 这些空中优势战斗机不同，Lavi 主要设计点放在了空-地任务上。因而必须优先考虑以下要求：1、能容纳包括炸弹、导弹在内的多种类型外挂；2、有不低于 8,400 千克的挂载能力；3、任务半径大，续航时间长；4、能在全外挂构形下作低空高速突防。
　　从下面一系列针对空-地要求的设汁中，可看出设计人员如何从细微末节中一点一滴地挖掘小飞机性能潜力的。


切尖翼梢和翼梢导弹
　　Lavi 的翼梢弦长为 1.15 米，它不仅为了能加挂翼梢导弹，还可减缓机翼外段的气流分离，改善阻力性能。翼梢导弹不仅起到端板作用，增加机翼有效展弦比，而且零升阻力的代价也要小于翼下加挂方案，发射后对全机的重心和压力中心飘移的影响也较小。
小翼展、大后掠和低位置机翼
　　机翼翼展为 8.8 米，是基于外挂布置的最小尺寸。从最小干扰阻力和安全投放考虑，两个邻近外挂间的距离最好取在 1.2~1.25 米之间。而大后掠角的前缘也是基于可减小外挂间的阻力，同时更符合面积律要求，跨音速阻力相对较小；至于把机翼放在下位置，利于消除内外挂（通常为大副油箱）与机身的干扰，同时也便于放置起落架。÷

起落架
　　目前大部分作战飞机的主起落架要么放在机身上（F-16，F-18，“幻影”F-1），要么放在机翼中（“幼狮”，“幻影”2000，F-4，F-5），都需占用较大的空间，也减少了外挂点的数量。Lavi 设计人员则充分利用了下机翼和翼身融合体的特点，独具匠心地把起落架设在翼身融合区内，既节省了可用空间，也便于按排更多的外挂点。和“幼狮”相比，翼下挂架从 4 个增加到 6 个，机身外挂从 5 个增加到 9 个，总外挂点从 9 个增加到 15 个，近一倍。
半保形外挂舱
　　由于起落架位置很巧妙，使机身腹部气动外形很有利于外挂布置。设计人员采用了半保形外挂舱，和常规外挂舱相比，阻力可减小 40%。由于 Lavi 的外挂点多达 15 个，因而对全机的重心和压力中心飘移的影响很大。这就要求有高权限的操纵面和飞行操纵系统，Lavi 的全动前翼完全能满足最大后重心时的低头力矩和起飞时的抬头力矩要求。


先进发动机
　　LO-33 方案选用的是 F404，在 Lavi 的设计阶段，普惠公司提出了 F100 的派生型 PW1120。设计人员对两种发动机的性能和布局特性进行了仔细地比较，最后选用了 PW1120。理由是：
　　1、PW1120 的推力（919 千牛）大于 F404（716 千牛）。因而可增加飞机的起飞重量，即可增加最大外挂量和采用更大的航空电子组件。2、装 PW1120 的总体布局可使机翼面积和展长略有增加，有利于加挂更重和更大的外挂，特别在外机翼挂点上。3、PW1120 可使机身更长些，这有利于半保形挂架舱的设置。4、PW1120 的核心机为 F100，可以得到较高的军用功率推力和突防速度。

设计人员还曾评估过两侧进气和双垂尾布局的总体方案。前者虽然更有利于外挂，但进气道内流场较差和重量代价大而被排除。后者确实显示了更好的大迎角方向稳定性，但因结构改动大，风险性也大，所以也被放弃了。

1971 年初，“幻狮”（Kfir）的样机刚完成试飞计划，以色列飞机公司就开始考虑发展其后继机。在以后的近 10 年中，公司依靠自己的技术力量和资金，一直坚持这项研究，虽几经周折，设计方案屡经更改，是终还是促成了以色列政府在 1980 年作出自行研制先进战斗机的决定，空军随之提出了相应的设计指标，并将新机定命为“Lavi”（狮）。
　　从 Lavi 最初设想的提出，到 1982 年方案冻结，大致经历 4 个截然不同的阶段。尽管以色列政府迫于政治和经济上的原因于 1987 年撤消了 Lavi 计划，但回顾各阶段的演进过程，从技术上了解设计人员如何为了适应几经变化的目标，从众多矛盾的要求中选择折衷，从困难条件中另辟蹊径，得出一个基本上满足、有的还超过军方指标的飞机方案，无疑是十分有意义的。

一波三折
第一阶段，开局不顺
　　这一阶段的主要工作是要提出一种以遂行空-空作战任务为主的，小尺寸、低成本、轻重量的战斗机基本方案。设计人员根据研制”幼狮”的经验，确定了立足于用涡升力获取最大升力的基本思想，提出了类似于“幼狮”的固定前翼的近耦鸭式布局。但进一步的工作因第二次中东战争而中断。
第二阶段，“幼师”派生型首遭否决
　　该阶段工作开始于 1974 年，主要工作是将第一阶段中断的布局设想具体化，首先制订的基本设计原则是：
　　1、采用已经“幼狮”验证的气动力布局；2、确定选用当时正为 F-15 和 F-16 而研制的 F100 发动机；3、引入 CCV 控制；4、结构设计类似于“幼狮”，只对后机身略作修改，机翼外形也相同，只是两翼向外再拉开一些，以增加参照面积；5、装备先进雷达；6、最大设计过载为 9g。
　　但是最终方案交空军审定时，空军认为其性能低于 F-16 而给以否决，并表示将直接采购 F-16。
第三阶段，双发大尺寸再遭挫折
　　第二阶段的结局使设计人员认识到，要使空军重新给以支持，必须拿出超过 F-16 的高性能方案，为此只有从以下两方面着手：
　　1、提高推力，将原有的单发方案改用双发，并初步选 RB-199 和 GE-404 为候选发动机；2、改进气动性能以改善空中瞄准和对地攻击能力，决定脱开“幼师”的布局框框，寻求新气动布局。
　　因而进行了不同机翼与进气道布局的选型。特别是因选用的发动机都为涡扇型，对进气道诱发的气流畸变十分敏感，因而以评定大迎角气流畸变特性为主要目的进气道形式的选取，更是重点。设计人员按皮托型，二元型和有可动锥的轴对称型进气道形式分别设计不同的全机布局进行了风洞试验，以评估各方案的流场畸变特性。进气道的位置尽可能放在低位置，以减少大迎角时机翼诱发的上洗流的影响。试验中还进行了各种机翼、前翼和垂尾匹配的鉴定。
　　经过全面的评估，设计人员确信这种双发布局的性能不仅能超过 F-16，还能和 F-18 竞争。同时认为，要能同时满足空-空和空-地任务，载运更多的武器和配备更大的航空电子组件，飞机的尺寸必须加大。但到了 1979 年秋，因为预算上的原因，这种倾向性意见又被否决。
第四阶段，LO-33 方案得赏识
　　设计人员被迫再次转向小尺寸的单发布局。根据前 3 个阶段的经验，他们确定了以三角机翼、近耦合全动前翼、腹部进气、选用 GE F404 一级的发动机作为基本布局，再结台先进飞行控制，航空电子和结构技术来弥补小尺寸的缺点。小尺寸的 LO-33 得到了赏识，国防部于 1979 年末向政府提出要以这个小尺寸方案为基础，自行研制战斗机以替代采购 F-16。两个月以后，政府批准了这个方案，并责成国防部、空军和飞机公司组成联合工作组进行具体设计，空军也很快地提出了使用要求和设计指标，并将新机定名为 Lavi。至此，该计划才正式纳入轨道。

苛刻的要求
　　空军提出要分为单座和双座型，前者应有中程空-地攻击和空防能力，后者为教练型。并提出该机的空-空机动能力和空战巡逻性能不低于 F-16，外挂和空-地作战半径应不低于 F-4，除配备空-空，空-地雷达，还应装载综台电子设备和具备低可见性，高机动性、高速突防性等高战场生存能力。
　　显然，空军已将重点从以前的空-空型转向了对地攻击型，要求用一种尺寸不大于 F-16 的轻型战斗机担负起类似 F-4 这类典型远程攻击机的空-地任务，其要求极为苛刻。为此，设计人员排出的设计优先程序为：空-地任务，先进布局，单双座的最大通用性，并以 LO-33 为基础，确定了以下设计思想：
　　1、三角机翼加近耦合前翼。可充分利用在“幼狮”研制中得到的经验，只是将“幼狮”的固定前翼改成了全动式。2、腹部进气。这是根据 F-16 的设计和使用经验，在大迎角时流场畸变小，最适合于涡扇发动机。进气道为简单皮托型。3、翼-身融合体。除了能减小阻力外，还有明显的结构上的好处，结构重量轻，还可增加有效机内容积。4、放宽静稳定度。飞机每放宽静稳定度 1%，最大持续转弯率的性能就可改善 1.5%，而最大瞬时转弯率和起飞升力系数可改善 3~4%。
立足于先进气动设计
　　Lavi 要同时满足最大的瞬时和持续机动性，最好的跨超音速加速性，以及最大军用功率下的低空突防性。这对一架小尺寸飞机确是一种严峻的挑战，即要取得零升阻力、超音速波阻和跨音速机动升阻比之间最佳折衷。为此设计人员采取了一系列先进气动设计。
　　1、高性能机翼。展弦比 2.3，前缘后掠角 54°，机翼的三元外形由 50 个不同剖面构成。2、用飞行控制计算机（FCC）控制的随动布局，各操纵面可以按不同的飞行条件和外挂构形编制偏转程序，使飞机获得最佳载荷分布，能在极宽的迎角范围内都有较好的阻力极曲线。操纵面系统包括全动前翼，高权限机翼前缘襟翼和后缘内外升降襟副翼。3、超音速面积律。根据前翼和机翼的位置，Lavi 采用了“双腰”机身的面积律设计。

于细微处见功夫
　　和 F-16、F-18 这些空中优势战斗机不同，Lavi 主要设计点放在了空-地任务上。因而必须优先考虑以下要求：1、能容纳包括炸弹、导弹在内的多种类型外挂；2、有不低于 8,400 千克的挂载能力；3、任务半径大，续航时间长；4、能在全外挂构形下作低空高速突防。
　　从下面一系列针对空-地要求的设汁中，可看出设计人员如何从细微末节中一点一滴地挖掘小飞机性能潜力的。


切尖翼梢和翼梢导弹
　　Lavi 的翼梢弦长为 1.15 米，它不仅为了能加挂翼梢导弹，还可减缓机翼外段的气流分离，改善阻力性能。翼梢导弹不仅起到端板作用，增加机翼有效展弦比，而且零升阻力的代价也要小于翼下加挂方案，发射后对全机的重心和压力中心飘移的影响也较小。
小翼展、大后掠和低位置机翼
　　机翼翼展为 8.8 米，是基于外挂布置的最小尺寸。从最小干扰阻力和安全投放考虑，两个邻近外挂间的距离最好取在 1.2~1.25 米之间。而大后掠角的前缘也是基于可减小外挂间的阻力，同时更符合面积律要求，跨音速阻力相对较小；至于把机翼放在下位置，利于消除内外挂（通常为大副油箱）与机身的干扰，同时也便于放置起落架。÷

起落架
　　目前大部分作战飞机的主起落架要么放在机身上（F-16，F-18，“幻影”F-1），要么放在机翼中（“幼狮”，“幻影”2000，F-4，F-5），都需占用较大的空间，也减少了外挂点的数量。Lavi 设计人员则充分利用了下机翼和翼身融合体的特点，独具匠心地把起落架设在翼身融合区内，既节省了可用空间，也便于按排更多的外挂点。和“幼狮”相比，翼下挂架从 4 个增加到 6 个，机身外挂从 5 个增加到 9 个，总外挂点从 9 个增加到 15 个，近一倍。
半保形外挂舱
　　由于起落架位置很巧妙，使机身腹部气动外形很有利于外挂布置。设计人员采用了半保形外挂舱，和常规外挂舱相比，阻力可减小 40%。由于 Lavi 的外挂点多达 15 个，因而对全机的重心和压力中心飘移的影响很大。这就要求有高权限的操纵面和飞行操纵系统，Lavi 的全动前翼完全能满足最大后重心时的低头力矩和起飞时的抬头力矩要求。


先进发动机
　　LO-33 方案选用的是 F404，在 Lavi 的设计阶段，普惠公司提出了 F100 的派生型 PW1120。设计人员对两种发动机的性能和布局特性进行了仔细地比较，最后选用了 PW1120。理由是：
　　1、PW1120 的推力（919 千牛）大于 F404（716 千牛）。因而可增加飞机的起飞重量，即可增加最大外挂量和采用更大的航空电子组件。2、装 PW1120 的总体布局可使机翼面积和展长略有增加，有利于加挂更重和更大的外挂，特别在外机翼挂点上。3、PW1120 可使机身更长些，这有利于半保形挂架舱的设置。4、PW1120 的核心机为 F100，可以得到较高的军用功率推力和突防速度。

设计人员还曾评估过两侧进气和双垂尾布局的总体方案。前者虽然更有利于外挂，但进气道内流场较差和重量代价大而被排除。后者确实显示了更好的大迎角方向稳定性，但因结构改动大，风险性也大，所以也被放弃了。