從蘇—27家族的發(fā)展歷史看新蘇—35的價(jià)值所在

侯知健

蘇-27家族發(fā)源

蘇聯(lián)對于第四代戰(zhàn)斗機(jī)的研制歷史最早可以追溯到上世紀(jì)60年代末期。在針對米格-21戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)該用一種什么樣的新型戰(zhàn)斗機(jī)取代時(shí)，蘇聯(lián)各設(shè)計(jì)局、研究院都拿出了大量的不同建議;比如米高揚(yáng)設(shè)計(jì)局的一些主管設(shè)計(jì)師就提出，在米格-21的基礎(chǔ)上研制無尾三角翼布局戰(zhàn)斗機(jī);而中央空氣流體動力學(xué)院則認(rèn)為，采用帶中等后掠角和中等展弦比機(jī)翼的常規(guī)布局戰(zhàn)斗機(jī)更好。最終，蘇-27走上了中央流體院確立的方向，只是期間頗多曲折。

那么第一個問題來了，蘇-27的機(jī)翼為什么要采用中等后掠角？在大多數(shù)情況下，稍微熟悉飛機(jī)外形的讀者朋友都會有這樣的直觀經(jīng)驗(yàn)：機(jī)翼又直又厚的一般都是亞聲速下飛行的低速飛機(jī)，比如絕大多數(shù)螺旋槳飛機(jī);而那些翼尖拼命向機(jī)尾方向伸展、機(jī)翼厚度不大的飛機(jī)都是高速飛機(jī)，比如米格-21就是典型。

決定后掠角度的關(guān)鍵因素在于激波阻力。當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，它的前端——不僅包括機(jī)頭，也包括機(jī)翼前緣始終都在穿越空氣、逼迫空氣上下左右分開;這個擾動空氣的過程，必然形成振動;而我們平時(shí)所能感受到的聲音，實(shí)際是物體振動時(shí)擾動空氣而形成的波動。當(dāng)飛機(jī)接近、達(dá)到、超過聲速時(shí)，擾動波的傳遞速度還追不上飛機(jī)的速度;這就會使飛機(jī)前端在一段時(shí)間以內(nèi)的擾動波都疊加在一起，形成激波并強(qiáng)烈的壓縮空氣。這些高密度的空氣就像一堵墻一樣阻礙著飛機(jī)的前行，而且形成這堵空氣墻的能量又全部來自于發(fā)動機(jī)的動力。在超聲速飛行中，激波阻力就是最大的阻力來源;發(fā)動機(jī)推力常常有超過75%的份額都花費(fèi)在了克服激波阻力上。

激波有兩個非常重要的特性，首先是激波有正、斜之分。當(dāng)飛機(jī)的機(jī)頭、機(jī)翼前緣的形狀方愣、圓鈍，它們形成的就是方向垂直的正激波，要傳遞出一段距離以后才會變得傾斜，阻力也最強(qiáng)。而機(jī)頭、機(jī)翼如果是尖削、銳利的造型，它們形成就是傾斜的斜激波;一方面激波傾斜的越厲害阻力越小，另一方面速度越高，激波的傾斜幅度就越大。因此，在超聲速飛機(jī)的設(shè)計(jì)中，尖銳的機(jī)頭、前緣大幅度后掠的機(jī)翼、更薄的機(jī)翼厚度，都是用來使激波傾斜幅度加大，減小激波阻力的最重要手段。但是，大后掠角度的機(jī)翼會使流經(jīng)機(jī)翼上方的空氣變得更少，而更薄的機(jī)翼形狀也會使空氣流過機(jī)翼時(shí)形成的升力更低。因此，超聲速阻力和亞聲速下的升力表現(xiàn)就會在設(shè)計(jì)上形成明顯的矛盾。

米格-21的機(jī)翼前緣后掠角度為57°，已經(jīng)屬于典型的大后掠角度。選取這一角度的理論依據(jù)來自蘇聯(lián)中央流體院在上世紀(jì)50年代末期時(shí)得到的結(jié)論：采用大約在55～60°左右的前緣后掠角度，既可以滿足2倍聲速時(shí)的低阻力要求;又可以采用帶有完全圓形前緣的較大厚度（大約5%）翼型，以基本保證起降和亞聲速機(jī)動性能。從本質(zhì)上說，這是一種在當(dāng)時(shí)發(fā)動機(jī)推力非常有限的情況下，不惜大幅度犧牲低速升力表現(xiàn)以降低阻力的極端化設(shè)計(jì)。

而在探索蘇-27這一代戰(zhàn)機(jī)時(shí)，蘇聯(lián)的航空發(fā)動機(jī)技術(shù)已經(jīng)取得了長足的進(jìn)步，對于推重比在8～10的發(fā)動機(jī)的研制工作已經(jīng)開始提上日程。在發(fā)動機(jī)推力大幅度增加以后，新一代戰(zhàn)斗機(jī)已經(jīng)可以被設(shè)計(jì)的更大、更重以攜帶更多燃油設(shè)備和武器彈藥;并且通過將機(jī)翼前緣后掠角度降低到42～45°，使戰(zhàn)斗機(jī)在擁有更好的亞聲速升力特性以改善起降性能和飛行機(jī)動性的同時(shí)，并不會造成高速飛行性能的損失。

然后是第二個問題，蘇-27的機(jī)翼為什么要采用中等展弦比？展弦比的計(jì)算方式是翼展的平方除以機(jī)翼面積，它代表的是機(jī)翼向兩側(cè)伸展的程度。如果把人的軀干比喻成飛機(jī)機(jī)身，而雙臂比喻成機(jī)翼，那么雙臂水平伸展開時(shí)的展弦比就是最大的，而緊貼身體兩側(cè)時(shí)最小。顯然，機(jī)翼伸展的越開流經(jīng)機(jī)翼的空氣就越多，產(chǎn)生的升力就越多;但在超聲速飛行時(shí)，展弦比增大也會帶來激波阻力的急速增長。

在這種展弦比與阻力的權(quán)衡中，早期戰(zhàn)斗機(jī)由于推力小、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不宜過于復(fù)雜，因此往往會選擇大后掠、小展弦比的組合設(shè)計(jì)，比如米格-21的展弦比就是2.22。而在后來的戰(zhàn)斗機(jī)中又出現(xiàn)了三種不同的技術(shù)方向處理這一矛盾：首先是變后掠翼飛機(jī)，它通過調(diào)整機(jī)翼的展開程度來改變后掠角度和展弦比，同時(shí)適應(yīng)高速飛行、大航程、長航時(shí)、短距離降落等相互矛盾的情況。比如F-111戰(zhàn)斗機(jī)的展弦比變化范圍就高達(dá)1.34（后掠角72.5°）～7.56（后掠角16°）。

蘇-27并未選擇變后掠翼布局的原因，則是因?yàn)檫@種方案有三個缺陷。首先是變后掠翼需要復(fù)雜的液壓、機(jī)械結(jié)構(gòu)來完成調(diào)節(jié)功能，因此設(shè)計(jì)難度大、成本高;不過這個問題蘇聯(lián)當(dāng)時(shí)可以解決，在60年代末期完成定型的米格-23戰(zhàn)斗機(jī)就是證明。但另一個缺陷則很麻煩，機(jī)翼展開到不同角度時(shí)，飛機(jī)氣動特性改變很大;如果沒有自動化程度很高的飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行輔助修正，飛行員會感覺到自己在同時(shí)開著幾種完全不同的飛機(jī);這一點(diǎn)蘇聯(lián)不僅當(dāng)時(shí)無法解決，而且后來困擾了米格-23一生。第三個缺陷則根本無解，也是變后掠翼布局在新一代高機(jī)動飛機(jī)中絕種的關(guān)鍵原因：要使設(shè)計(jì)收益大，參與改變的機(jī)翼部分必須要多，機(jī)翼的轉(zhuǎn)軸位置必須靠內(nèi)，否則增加的升力表現(xiàn)根本不足以抵消變后掠機(jī)構(gòu)帶來的巨大增重——達(dá)到20%機(jī)翼重量左右。但這會使飛機(jī)的升力中心前后變化幅度特別巨大，如果保證了超聲速下的操縱性能和機(jī)動性，亞聲速下飛機(jī)的迎角和過載一大，飛機(jī)的俯仰變化就會超出平尾的控制能力范圍引起失控。因此，蘇-27最終采用了將展弦比增大到3～3.5之間的固定翼設(shè)計(jì)。

最后一個問題，蘇-27為什么一定要采用常規(guī)布局？米格設(shè)計(jì)局提出的無尾三角翼布局并非一種很糟糕的選擇，法國達(dá)索公司的“幻影”Ⅲ在中東、印巴空戰(zhàn)中的表現(xiàn)就異常出色。實(shí)際上，米格設(shè)計(jì)局提出這一方案的重要原因之一，就是米格-21在中東空戰(zhàn)被“幻影”Ⅲ打下的太多了。中央流體院反對這一路線的原因，還是在于它的固有缺陷不符合蘇聯(lián)人對新一代戰(zhàn)斗機(jī)的取舍要求。

無尾三角翼布局采用大后掠小展弦比機(jī)翼設(shè)計(jì)，機(jī)翼本身的升力效率不高，只是通過把更小的飛機(jī)重量（機(jī)身更短、沒有平尾）均勻分擔(dān)給更大的機(jī)翼面積。這樣雖然能取得非常優(yōu)秀的瞬間盤旋性能，但這種優(yōu)勢消耗戰(zhàn)斗機(jī)能量非?？臁Ａ硪环矫?，無尾布局飛機(jī)在大迎角大過載下升力效率低、迎風(fēng)面機(jī)大，阻力要高很多，因此在要求不損失速度和高度的持續(xù)性機(jī)動能力中表現(xiàn)較差。上世紀(jì)60年代時(shí)，戰(zhàn)斗機(jī)的火控與武器系統(tǒng)的性能仍然很落后，飛行員駕駛戰(zhàn)斗機(jī)開火的操作步驟相當(dāng)繁雜;不僅反應(yīng)慢，而且機(jī)炮、導(dǎo)彈的命中率也很低。這都意味著一方在短時(shí)間內(nèi)態(tài)勢占優(yōu)也往往也難以進(jìn)行有效攻擊，空戰(zhàn)中會出現(xiàn)大量中低空亞聲速下近距離內(nèi)進(jìn)行反復(fù)的追逐、纏斗、咬尾的情況。因此，蘇聯(lián)在當(dāng)時(shí)還是更強(qiáng)調(diào)戰(zhàn)斗機(jī)的持續(xù)機(jī)動能力。endprint

此外，無尾布局飛機(jī)缺乏平尾這樣的強(qiáng)力俯仰機(jī)構(gòu)，它只能依靠力臂很短的襟翼來完成俯仰控制。而且在機(jī)械飛控時(shí)代，飛機(jī)只能采用重心在升力中心之前的靜穩(wěn)定設(shè)計(jì)。無尾三角翼飛機(jī)的襟翼必須上偏形成很大的負(fù)升力，才能像蹺蹺板一樣把機(jī)頭支起來，這使它起飛降落的性能很不好，需要很長的跑道。無論是后來的蘇-27還是米格-29，蘇聯(lián)第四代戰(zhàn)斗機(jī)都是非常強(qiáng)調(diào)短距起降能力的。要緩解無尾布局飛機(jī)的缺陷，需要采用更先進(jìn)的電傳飛控系統(tǒng)作為硬件基礎(chǔ)，而這是蘇-27研制初期并未考慮的技術(shù)。

在后期第四代戰(zhàn)斗機(jī)中，歐洲和中國都選擇了鴨式布局，通過全動鴨翼分擔(dān)俯仰控制、并形成強(qiáng)力的渦流增升效果，可以徹底扭轉(zhuǎn)大后掠小展弦比機(jī)翼在亞聲速下的機(jī)動性劣勢。但這種技術(shù)實(shí)際上是在無尾三角翼布局基礎(chǔ)上發(fā)展出來的加強(qiáng)型設(shè)計(jì)，對于氣動研究和飛行控制的要求都特別高。尤其是它必須以全權(quán)限數(shù)字電傳為硬件基礎(chǔ)，這種布局無論是技術(shù)需求還是設(shè)計(jì)思想上，都大大超出了蘇-27預(yù)研的時(shí)代背景，因此不可能在當(dāng)時(shí)蘇聯(lián)的考慮范圍之內(nèi)。

蘇-27項(xiàng)目在最早的設(shè)計(jì)階段中，有大量方案和后來的蘇-27看起來毫無瓜葛;哪怕是想象力最豐富的人，也很難憑第一印象找到它們之間的共通點(diǎn)。實(shí)際上，這些只停留在模型、圖紙階段的方案，與后來因?yàn)閷?shí)機(jī)試飛表現(xiàn)不理想而被放棄的T-10方案、真正演變成今天蘇-27家族的T-10S系列方案之間的共同價(jià)值取向并不在于具體的布局設(shè)計(jì);而在于以蘇聯(lián)1970年12月召開的專門會議為代表的一系列決策過程中，明確提出的一些新技術(shù)應(yīng)用建議和要求。

實(shí)際上，包括米格-29在內(nèi)，都是這一系列歷史進(jìn)程的產(chǎn)物。這也是最后米格-29為何與蘇-27如此相似的根本原因。在當(dāng)時(shí)針對新一代高推重比和高機(jī)動特性的前線殲擊機(jī)設(shè)計(jì)探索中，蘇聯(lián)提出了三條顯著增強(qiáng)飛機(jī)升力表現(xiàn)，而阻力增加很小、或是進(jìn)一步減低阻力的技術(shù)方向。第一條是要合理的利用機(jī)翼上表面形成的渦流，實(shí)現(xiàn)對渦流升力的控制。飛機(jī)的飛行依靠升力，而升力的本質(zhì)又是空氣對飛機(jī)下表面的壓力大于上表面，形成的向上的壓力差?？諝鈩恿W(xué)的基本規(guī)律之一就是流速低的地方壓力大，流速高的地方壓力小。實(shí)際上，機(jī)翼產(chǎn)生升力，就是通過迫使機(jī)翼上表面的空氣在相同時(shí)間內(nèi)要流動更長的距離而實(shí)現(xiàn)的。如果能夠?qū)崿F(xiàn)將漩渦氣流控制在一個合適的水平，這些渦流的高速旋轉(zhuǎn)將會非常大幅度的提升機(jī)翼上表面的負(fù)壓程度。這種現(xiàn)象引起的機(jī)翼升力增加，就是所謂的渦流增升。

不過，戰(zhàn)斗機(jī)在亞聲速下依靠依靠脫體漩渦帶來的渦流升力收益，在超聲速下將迅速衰減;而且速度越高，渦流升力效應(yīng)越不明顯。這是因?yàn)殡S著馬赫數(shù)的增加，氣流分離的趨勢受到的抑制加重，而從渦流發(fā)生器（邊條）頂點(diǎn)上出發(fā)的激波又對其誘導(dǎo)出的脫體漩渦產(chǎn)生明顯的壓迫作用。其結(jié)果就是脫體漩渦的強(qiáng)度被嚴(yán)重削弱、控制機(jī)翼的范圍也變得很小。另外，從渦流增升手段的本質(zhì)主要依靠提升機(jī)翼上表面的負(fù)壓這一點(diǎn)來說，超聲速下氣流繞過帶有迎角的機(jī)翼時(shí)會在上表面發(fā)生膨脹，由此產(chǎn)生一個壓力相當(dāng)?shù)偷牡蛪簠^(qū)域。這種情況下，脫體漩渦提升負(fù)壓的能力也變得很不明顯。因此，當(dāng)馬赫數(shù)超過M1.3～1.4，戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定的超聲速狀態(tài)后，就算能誘導(dǎo)出脫體漩渦。這種形狀非常細(xì)長的渦流實(shí)際上對飛行性能的改善也已經(jīng)沒有什么幫助了。

最早成功利用渦流增升的飛機(jī)并非來自蘇聯(lián)，而是來自瑞典薩博公司的JA-37戰(zhàn)斗機(jī)。它采用鴨式布局設(shè)計(jì)，在大迎角下依靠氣流從渦流發(fā)生器（鴨翼）帶有較大后掠角度、“鋒利”（前緣半徑小，氣流容易分離）的氣動面前緣上分離出穩(wěn)定的脫體漩渦并使其經(jīng)過機(jī)翼。高速旋轉(zhuǎn)的漩渦氣流控制住機(jī)翼的氣流分離趨勢，并極大提高了機(jī)翼上表面的負(fù)壓，從而產(chǎn)生非常大的渦流升力。

當(dāng)時(shí)，蘇聯(lián)對于渦流升力的探索重心并沒有放在鴨翼上，而是著重于在機(jī)翼與機(jī)身相連的根部設(shè)置邊條來形成脫體漩渦。這種設(shè)計(jì)又受到當(dāng)時(shí)的機(jī)翼研究潮流影響，出現(xiàn)了邊條與機(jī)翼整體融合成S型曲線前緣的機(jī)翼，與邊條與傳統(tǒng)直線邊緣的梯形機(jī)翼組合的兩種技術(shù)路線相互競爭。我們后來看到的T-10與T-10S驗(yàn)證機(jī)就是分別是這兩種設(shè)計(jì)思想指導(dǎo)下的產(chǎn)物。

第二條新技術(shù)方向則是使用可變彎度的機(jī)翼前緣設(shè)計(jì)，即采用前緣機(jī)動襟翼或者是前緣機(jī)動縫翼設(shè)計(jì)。它們隨著飛機(jī)迎角的增加，自身的偏轉(zhuǎn)幅度也會不斷的變大。這使飛機(jī)的翼型能夠協(xié)調(diào)著飛行姿態(tài)、速度的變化而改變，始終使飛機(jī)能夠獲得最大的升力表現(xiàn)。事實(shí)上，除了F-15這種純粹仰仗高發(fā)動機(jī)推力和大機(jī)翼面積來獲得高機(jī)動性能的“偷懶”設(shè)計(jì)以外，前緣機(jī)動襟翼/縫翼是幾乎所有高機(jī)動飛機(jī)上都必不可少的設(shè)計(jì)。

不過，這一設(shè)計(jì)在當(dāng)時(shí)的蘇聯(lián)航空界中得到的認(rèn)可程度卻不是很高，有不少方案都拒絕采用，這和主管設(shè)計(jì)師的價(jià)值取向有關(guān)。比如，蘇霍伊設(shè)計(jì)局的某些高級設(shè)計(jì)師就認(rèn)為，由此帶來的結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、增重，尤其是飛控設(shè)計(jì)難度的增加，負(fù)面代價(jià)比得到的升力收益相當(dāng)，甚至更大。當(dāng)然，最終的試飛結(jié)果表明，前緣機(jī)動襟翼/縫翼的效果是無法取代的。

第三條新技術(shù)方向則是要求采用扁平狀的機(jī)身外形，這樣可以使機(jī)身也起到類似機(jī)翼的作用，既減小了阻力又能為提供升力做出貢獻(xiàn)。而另一方面，由于飛機(jī)側(cè)向面積的減小，它對于航向穩(wěn)定性的負(fù)面影響也減低了。再加上機(jī)翼與機(jī)身連接處的融合過度性質(zhì)，實(shí)際上機(jī)身已經(jīng)成為機(jī)翼的一部分，這就是所謂的升力體設(shè)計(jì)。這正是所有米格-29、蘇-27設(shè)計(jì)過程中諸多方案在外觀上最為明顯的共通點(diǎn)：它們幾乎全都采用了扁平、與機(jī)翼融為一體的升力體機(jī)身下安置發(fā)動機(jī)吊艙的總體結(jié)構(gòu)布局。

當(dāng)然，這并不是說只有類似蘇-27這樣的設(shè)計(jì)才是升力體布局。實(shí)際上，把發(fā)動機(jī)艙藏在機(jī)身內(nèi)的F-22也是很典型的升力體設(shè)計(jì)。而且，就機(jī)身扁平化這一點(diǎn)來說，寬高比大很多的雙發(fā)布局比起單發(fā)布局本身就占很大優(yōu)勢。單純論技術(shù)水平看，蘇-27的升力體設(shè)計(jì)和F-16的翼身融合設(shè)計(jì)相比其實(shí)都在伯仲之間，不相上下。

米格-29和蘇-27從項(xiàng)目一開始都采用了雙發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)。原因很簡單，就是雙發(fā)動機(jī)可以提供更大的推力。而單發(fā)動機(jī)的優(yōu)勢：少一臺發(fā)動機(jī)成本、機(jī)身結(jié)構(gòu)制造成本較低、耗油等使用成本更低、維護(hù)費(fèi)用較少等，都不被當(dāng)時(shí)軍事經(jīng)濟(jì)體制的蘇聯(lián)所看中。不過，雖然從一開始就確立了發(fā)動機(jī)吊艙掛載在機(jī)身下方的路線，但具體怎么布置卻未有定論，而是出現(xiàn)了多種不同風(fēng)格的初步方案。endprint

這些方案中出現(xiàn)了一個異類，就是“F-15斯基”。這是蘇聯(lián)在F-15詳細(xì)情況曝光以后，在布局較為相似的米格-25氣動基礎(chǔ)上做的針對性方案。而它很快就被淘汰的原因也很簡單，當(dāng)技術(shù)路線高度相似的時(shí)候，最終的性能優(yōu)勢就取決于材料水平、工藝水平、機(jī)載設(shè)備能不能實(shí)現(xiàn)低重量、小體積、高性能等實(shí)打?qū)嵉墓I(yè)制造基礎(chǔ)能力。而所有這些方面，蘇聯(lián)對美國都有著很大的劣勢，這就不是單靠一副氣動更先進(jìn)的機(jī)翼能彌補(bǔ)回來的。

短暫的動搖以后，蘇-27又回到了扁平機(jī)身與發(fā)動機(jī)吊艙的組合路線上。但是比起傳統(tǒng)的大方塊機(jī)身，扁平機(jī)身又有著自己的缺陷，這最終決定了蘇-27后來的基本布局和尺寸。大方塊機(jī)身的內(nèi)部結(jié)構(gòu)高度較大，安置各種結(jié)構(gòu)和設(shè)備時(shí)空間利用起來比較方便;扁平機(jī)身則相反，因此一旦整體尺寸過于緊湊，它的內(nèi)部結(jié)構(gòu)和設(shè)備安排設(shè)計(jì)難度就非常大，甚至是無法接受的。而蘇聯(lián)的機(jī)載設(shè)備又向來以傻大黑粗著稱，當(dāng)扁平機(jī)身需要足夠大的高度時(shí)，它的長度和寬度也只能相應(yīng)的大幅加大。

在另一個方案中，使用兩個激波錐進(jìn)氣道的發(fā)動機(jī)吊艙就被隔開了，形成寬間距布置，這個時(shí)候和后來的T-10驗(yàn)證機(jī)已經(jīng)很像了。在進(jìn)一步加大發(fā)動機(jī)吊艙的間隔，并且使用效率更高、結(jié)構(gòu)也更復(fù)雜的調(diào)節(jié)板進(jìn)氣道設(shè)計(jì)取代激波錐進(jìn)氣道以后，此時(shí)的T-10驗(yàn)證機(jī)基本奠定了后來蘇-27的所有基本外形特征，只不過它看起來更圓潤、機(jī)尾看起來更臃腫一些。

T-10圓潤的感覺來自于它機(jī)翼所采用S型曲線前緣的平面形狀，在上世紀(jì)60年代這是氣動研究中非常時(shí)髦的一個研究方向。實(shí)際上，它的邊緣是相當(dāng)尖削而銳利的，這樣才有利于減小激波阻力，并促使氣流在大后掠角度的翼根邊條處分離成高速旋轉(zhuǎn)的渦流。從本質(zhì)上說，S型機(jī)翼其實(shí)是在邊條與三角翼/后掠翼的組合中，將邊條與機(jī)翼的結(jié)合處以及翼尖刻意的用曲線修正成圓弧的結(jié)果。

這樣做有兩個原因，首先是避免邊條與機(jī)翼處形成突然的轉(zhuǎn)折，讓渦流完全沿著前緣的走勢向后拖出;這樣可以避免出現(xiàn)一些無法預(yù)料、難以克服的問題，比如當(dāng)飛行員拉動駕駛桿使飛機(jī)抬頭到到某個角度后，飛機(jī)會不受控制的突然搖擺、猛烈振動等疑難雜癥。其次，它實(shí)際上減小了翼梢（機(jī)翼最外側(cè)一段）的后掠角度，這樣可以在巡航時(shí)獲得更好的升力表現(xiàn)。這些優(yōu)點(diǎn)在60年代和之后的超聲速飛機(jī)上其實(shí)得到了比較多應(yīng)用，比如著名的“協(xié)和”號超音速客機(jī)。

但是對于戰(zhàn)斗機(jī)來說，S型機(jī)翼并不利于高機(jī)動飛行。因?yàn)檫厳l翼中主要的渦流可以有兩道，第一道來自邊條的前緣，而第二道正是來自邊條與機(jī)翼的交界轉(zhuǎn)折點(diǎn)。在設(shè)計(jì)得當(dāng)?shù)那闆r下，這兩道渦流體系可以形成良好的配合，大幅度提升對于機(jī)翼上表面氣流的控制范圍和強(qiáng)度。而S型機(jī)翼拉圓處理以后極大的削弱了折點(diǎn)處的渦流，總體的渦流增升效果要下降20%以上。其次，翼根和翼梢段的曲線非常不利于安排前緣機(jī)動襟翼，而且翼尖也無法安置武器掛架或者電子吊艙——事實(shí)上T-10驗(yàn)證機(jī)上也確實(shí)沒有這兩種設(shè)備。

T-10驗(yàn)證機(jī)在氣動上設(shè)計(jì)的比較糟糕的地方還有不少，比如起落架艙門也是明顯的瑕疵。起落架艙門兼做減速板會大幅度提升飛機(jī)起飛時(shí)的氣動阻力;從而加大飛機(jī)的起飛距離，減小飛機(jī)的可用最大起飛重量。而對于降落過程來說，它和阻力傘相比能起到的作用又微不足道——而且它不能在飛行中使用。雖然從好處上看，它簡化了飛機(jī)的液壓系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，幫助設(shè)計(jì)師偷懶的同時(shí)也提升了一些可靠性。但總的來說，這是一種在總體性能上得不償失的做法。

如果說S型機(jī)翼與減速板設(shè)計(jì)都只是在利與弊之間取舍不當(dāng)，那么T-10的尾噴管和發(fā)動機(jī)吊艙后段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)就是完全的毫無可取之處。T-10尾部采用的是引射噴管設(shè)計(jì)，號稱可以通過發(fā)動機(jī)氣流的引射作用實(shí)現(xiàn)減小機(jī)身尾部阻力的效果，在上世紀(jì)50年代曾經(jīng)風(fēng)靡一時(shí)。我國殲-8就繼承了米格-19（殲-6）上的引射噴管設(shè)計(jì)。

但實(shí)際上，除了極為個別的狀態(tài)，引射噴管的性能狀態(tài)根本上就無法計(jì)算，只能非常勉強(qiáng)的依靠試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行推定。設(shè)計(jì)上的預(yù)期收益其實(shí)是設(shè)計(jì)師過往經(jīng)驗(yàn)和主觀推測混合作用的結(jié)果，缺乏嚴(yán)謹(jǐn)?shù)目茖W(xué)和工程依據(jù)。后來的研究進(jìn)一步證明這種笨重的設(shè)計(jì)不僅沒有明顯的減阻效果，反而會損失一定程度的推力。這也是為什么第四代戰(zhàn)斗機(jī)中再也沒有型號采用這一設(shè)計(jì)的原因。

在T-10遭遇的問題中，不僅有著氣動設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面的效率低下問題，機(jī)載設(shè)備的體積超標(biāo)、質(zhì)量超重問題更是難以解決。比如，僅雷達(dá)系統(tǒng)就超重了幾百千克，這不僅增加了飛機(jī)的總重量，更使飛機(jī)重心比預(yù)先設(shè)計(jì)的范圍要大為靠前。其導(dǎo)致的結(jié)果就是飛機(jī)的平尾必須要偏轉(zhuǎn)更大的幅度、形成更多的負(fù)升力才能完成拉起機(jī)頭的動作、在平飛中維持飛機(jī)的平衡。而平尾的偏轉(zhuǎn)幅度和最大速度都已經(jīng)是限定好的，這就使飛機(jī)的操縱靈活性、機(jī)動性水平、航程都大幅度下降了。而雪上加霜的是，AL-31發(fā)動機(jī)的油耗也比預(yù)計(jì)的要高。

種種問題使T-10驗(yàn)證機(jī)在試飛中表現(xiàn)出來的性能完全無法讓人接受，無論是機(jī)動性還是航程都遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能達(dá)到要求，把飛機(jī)設(shè)計(jì)徹底推倒并重來一次就成為了必須要考慮的選擇。但當(dāng)時(shí)的蘇聯(lián)航空部領(lǐng)導(dǎo)和軍隊(duì)、包括T-10總師都不支持這樣的做法：除了政治影響、面子問題，還有就是這個項(xiàng)目已經(jīng)花了太多的錢，用掉了太多的時(shí)間了。

堅(jiān)定無畏的西蒙諾夫和他領(lǐng)導(dǎo)下的志同道合者們，在1976年第一架T-10驗(yàn)證機(jī)才剛剛制造出來的時(shí)候，就在中央流體院的指導(dǎo)下研究并建立了新型氣動布局并進(jìn)行了大量的試驗(yàn)工作。西蒙諾夫在尋求航空部副部長西拉耶夫的支持時(shí)，面對“你確信無他路可走嗎？”的疑問時(shí)，做出了這樣的回答：“當(dāng)然，我確信盡管也有其他途徑——批量生產(chǎn)成百上千的平庸飛機(jī)，如果不打仗，誰也不會知道他們的平庸。但我們工作在艱難時(shí)期，這時(shí)我們的武器必須是水平最高的，因此沒有其他出路?！?/p>

全新的方案仍然繼承了T-10系列的編號，被命名為T-10S。設(shè)計(jì)工作在1979年全面展開;除了主起落架的輪胎和彈射座椅以外，所有的原始設(shè)計(jì)都被推翻了。但在后來的文獻(xiàn)資料中對于T-10S的貢獻(xiàn)分配上，蘇霍伊設(shè)計(jì)局和中央流體院出現(xiàn)了嚴(yán)重的分歧。比如，蘇霍伊設(shè)計(jì)局聲稱T-10從一開始就確立了采用靜不穩(wěn)定布局、電傳操縱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)原則;而中央流體院則聲稱這些技術(shù)他們建議和幫助下的結(jié)果。endprint

新的方案著重于以下幾個方面展開：最基礎(chǔ)的做法當(dāng)然是首先在結(jié)構(gòu)和設(shè)備上想盡一切可以減重的辦法，盡可能在機(jī)身內(nèi)擴(kuò)展出“可以倒進(jìn)煤油”的地方增加燃油容量。此外，依靠電傳操縱系統(tǒng)的硬件保障，使用靜不穩(wěn)定布局來大幅度改善飛機(jī)的巡航效率和機(jī)動性——尤其是超聲速飛行下的機(jī)動性也是必須的措施。

除了使用直線前緣的傳統(tǒng)梯形機(jī)翼來取代S型機(jī)翼，并且加裝前緣機(jī)動襟翼改善各種飛行狀態(tài)下的升力表現(xiàn)外，T-10S還得想盡一切辦法減低阻力。比如，T-10S通過將前段加粗后段縮小、更換新座艙蓋優(yōu)化了機(jī)身的截面積分布，有利于超聲速阻力降低。再加上其他的一些改動，T-10S的機(jī)身中部截面積減低了15%，這帶來了跨超聲速階段阻力幅度達(dá)到18～20%的減少。

T-10S的新方案通過實(shí)際試飛證明是很成功的，而且也已經(jīng)沒有必要和多余的時(shí)間、財(cái)力再去做顛覆性的改動了。于是，蘇-27項(xiàng)目最終的基本設(shè)計(jì)就此確定了下來。這是一種兼顧了優(yōu)良的高速能力和亞聲速機(jī)動性，而且又具備卓越航程能力的重型戰(zhàn)斗機(jī)——尤其是掛載武器、執(zhí)行實(shí)際作戰(zhàn)任務(wù)的情況下。

蘇-27綜合評價(jià)

從總體設(shè)計(jì)來說，蘇-27天生就能擅長飛得遠(yuǎn);即使是航程性能離預(yù)期目標(biāo)差距遙遠(yuǎn)的T-10驗(yàn)證機(jī)，它在裝滿燃油的時(shí)候仍然能飛出稍微超出3000千米的水平。這種強(qiáng)大的優(yōu)勢來自于四個因素：極大的內(nèi)部燃油儲存容量、電傳飛控支撐下的放寬靜穩(wěn)定布局、翼身高度融合的升力體設(shè)計(jì)以及針對巡航能力特別選擇的機(jī)翼參數(shù)。

為了塞下那些傻大黑粗的蘇式機(jī)載設(shè)備，尤其是極為壯碩的N001火控雷達(dá)系統(tǒng)，蘇-27的總體尺寸非常大，但另一方面這也為機(jī)內(nèi)提供了很大的空間用于裝載煤油。蘇-27的最大燃油儲備容量達(dá)到驚人的9400千克，這是F-15戰(zhàn)斗機(jī)的5040千克最大內(nèi)部燃油容量的幾乎兩倍。在后來的一些改型中，蘇-27家族的內(nèi)油容量還進(jìn)一步加大了;比如蘇-30MK多用途戰(zhàn)斗機(jī)的內(nèi)油增加到10000千克，而蘇-34戰(zhàn)斗轟炸機(jī)的內(nèi)油增加到12100千克，老蘇-35（三翼面布局）多用途戰(zhàn)斗機(jī)是10250千克。

飛機(jī)在飛行中實(shí)際上一直在玩重力與升力的蹺蹺板游戲。當(dāng)重力中心在前，升力中心在后時(shí)，飛機(jī)會形成一個俯仰安定力矩。即使飛機(jī)俯仰方向受到擾動——比如各種氣流的影響或者是水平尾翼的偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致平衡被破壞并出現(xiàn)迎角變化;一旦擾動消失，飛機(jī)受俯仰安定力矩的作用就會表現(xiàn)出自動恢復(fù)到擾動前迎角的趨向。這種重心在前、升力中心在后的布局因此就被稱為靜穩(wěn)定布局;而重心到氣動中心的距離越長，靜穩(wěn)定度就越高。在靜穩(wěn)定布局中，常規(guī)布局飛機(jī)需要平尾形成向下的負(fù)升力來保持飛機(jī)的俯仰平衡;靜穩(wěn)定程度越大，氣動中心越是靠后，平尾的控制力矩就越小，就越是要偏轉(zhuǎn)更大幅度形成更多的負(fù)升力才能達(dá)到相同的控制效果。

蘇-27和F-16等其他早期電傳戰(zhàn)斗機(jī)一樣，雖然理論上它們都采用了靜不穩(wěn)定布局設(shè)計(jì)，允許以一定程度內(nèi)的不穩(wěn)定狀態(tài)飛行，但實(shí)際上只能在非?？量痰臈l件下達(dá)到。更多時(shí)候它們只是接近中立穩(wěn)定。即便如此，蘇-27比起傳統(tǒng)的靜穩(wěn)定布局設(shè)計(jì)飛機(jī)——比如F-15，在巡航飛行時(shí)的配平升力損失要小得多。這也是T-10S比起T-10航程性能大幅度改善的關(guān)鍵原因。

蘇-27的扁平機(jī)身實(shí)際上是一個整體的中央機(jī)翼，與采用后掠翼設(shè)計(jì)的帶邊條外翼形成了良好融合。在靜不穩(wěn)定狀態(tài)下，除了機(jī)頭、垂尾和吊掛的發(fā)動機(jī)吊艙，整個蘇-27就是一個巨大的機(jī)翼組合體。除了這種升力體設(shè)計(jì)極大的提升了整機(jī)的氣動效率外，最為重要的還是蘇-27的后掠翼設(shè)計(jì)。

作為一種高速飛機(jī)，蘇-27機(jī)翼前緣的后掠角度不能太小，否則超聲速阻力會大到無法接受;而更高的巡航效率，又要求機(jī)翼必須有盡可能高的展弦比。后掠翼正好可以滿足這兩個要求，在前緣后掠角度和機(jī)翼面積不變的情況下，它可以通過減短翼根長度來使機(jī)翼的面積分布更傾向于向外伸展。事實(shí)上，蘇-27的展弦比達(dá)到3.5，明顯超過F-15（展弦比3），幾乎達(dá)到現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)的取值上限。依靠這些資本，再加上翼型、扭轉(zhuǎn)角度等方面的氣動優(yōu)化，蘇-27的航程達(dá)到了驚人的3900千米。不過，此時(shí)的蘇-27因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足，最大武器攜帶能力只有4000千克;直到蘇-27SK開始，最大武器攜帶能力才上升到8000千克。當(dāng)然，結(jié)構(gòu)的加強(qiáng)也帶來了重量增加，蘇-27SK的最大航程有所降低，為3680千米。

優(yōu)秀的掛載能力不僅僅體現(xiàn)在重量上，掛載方案是否合理才最終決定了其實(shí)用性高低。蘇-27家族的掛點(diǎn)設(shè)計(jì)非常優(yōu)秀，全機(jī)10～12個掛點(diǎn)分布的非常均勻合理;除了進(jìn)氣道中間的2個前后串列掛點(diǎn)，尤其是后方的一個以外，所有掛架都有很好的前向視野——這對于制導(dǎo)武器、電子作戰(zhàn)吊艙來說是簡直就是天賜福音。而在執(zhí)行對空任務(wù)、蘇-27在超聲速狀態(tài)下飛行時(shí)，各個導(dǎo)彈之間因?yàn)殚g隔較大，形成的氣動干擾阻力也很小，非常有利于戰(zhàn)機(jī)保持高速和加速飛行。

尤其是蘇-27家族不需要副油箱，這不僅大幅度減小了氣動阻力，而且意味著那些允許進(jìn)行大重量掛載的硬掛點(diǎn)可以全部用于懸掛重型炸彈、重型導(dǎo)彈等攻堅(jiān)武器。對于其他戰(zhàn)斗機(jī)來說，副油箱就是體積最大、也最重的外掛物;在執(zhí)行遠(yuǎn)程任務(wù)時(shí)，3個副油箱就足以將戰(zhàn)斗機(jī)的重掛點(diǎn)幾乎全部占用殆盡。而依仗著9400千克甚至更高的內(nèi)部燃油容量，蘇-27家族（不包括最早的蘇-27、蘇-27UB型）即使?jié)M載內(nèi)油起飛也可以攜帶外掛6500千克武器，這是其他戰(zhàn)斗機(jī)根本無法比擬的。

蘇-27不僅掛載重量大、掛架數(shù)量多，而且在關(guān)鍵的重載掛點(diǎn)上可用性也非常好。進(jìn)氣道之間的腹部前后兩個2000千克載重的硬掛點(diǎn)實(shí)際上可以聯(lián)合使用，掛載4000千克以內(nèi)的超重型空射導(dǎo)彈，比如Kh-41超聲速反艦導(dǎo)彈——這在戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)中是空前絕后的性能。

蘇-27家族的進(jìn)氣道下方是2個1100千克的掛點(diǎn)。在蘇-27M開始以后的型號——比如蘇-30MKK中，機(jī)翼下方的掛點(diǎn)得到了進(jìn)一步的加強(qiáng)，靠近內(nèi)側(cè)的4個翼根掛點(diǎn)都是2000千克級別的。不過，這些掛點(diǎn)使用上有一定限制，比如同時(shí)使用時(shí)，兩個相鄰掛點(diǎn)的總重量不能超過3000千克。但即便如此，這也是極為優(yōu)異的性能了。endprint

事實(shí)上完全可以這樣：從允許最大8噸外掛重量的蘇-27SK型開始，蘇-27家族就擁有著歷代戰(zhàn)斗機(jī)中最為強(qiáng)悍的外部掛載能力，其他任何一種戰(zhàn)斗機(jī)都與此差距遙遠(yuǎn)。無論是執(zhí)行對地、對海攻擊任務(wù)，還是改造為電子戰(zhàn)、反輻射等特種用途戰(zhàn)斗機(jī)，都再也不可能有哪一個飛機(jī)在平臺基礎(chǔ)上會比蘇-27家族更加優(yōu)秀。

蘇-27就像F-15一樣，保留著很高的高空高速要求。它的最大速度可以達(dá)到M2.35，這實(shí)際上還不是氣動布局和發(fā)動機(jī)推力的極限，但飛機(jī)的結(jié)構(gòu)已經(jīng)不允許再以更高的速度飛行了。在與F-15的白熱化指標(biāo)競賽中，蘇-27多次刷新過當(dāng)時(shí)的飛行速度、最大飛行高度、爬升速度等方面記錄。而在防空導(dǎo)彈成熟普及的年代，戰(zhàn)斗機(jī)在密度很低（2.5萬米高度上只有海平面的1/40）、推力嚴(yán)重衰退的2萬米以上高空飛行;卻又欠缺SR-71那樣真正能長時(shí)間以極高速度飛行的能力，結(jié)果必然是被當(dāng)靶子打下來。因此，蘇-27后來的最大升限被確定在20000米。這其實(shí)不是源于飛行性能上的限制，而是在過高的飛行高度沒有必要以后，飛行員的服裝、頭盔等防護(hù)設(shè)備選擇更靈活、更舒適，防護(hù)性能更傾向于高機(jī)動下維持飛行員視力與意識清醒的變化而引起的。比如，蘇27的BKK-15K高空代償/抗荷兩用防護(hù)服，它對飛行員的手臂就沒有加壓防護(hù);一旦座艙的氣密失效，飛行員不可能長時(shí)間維持高空飛行，而是必須盡可能快的下降到8000米以內(nèi)的安全高度。它的防護(hù)水平是最大使用高度20000米，此高度上允許停留1分鐘時(shí)間;而在12000米以上高度時(shí)，允許停留3分鐘時(shí)間。

雖然“眼鏡蛇”機(jī)動等動作并無實(shí)戰(zhàn)價(jià)值，但是在亞聲速下，蘇-27有著優(yōu)秀的持續(xù)機(jī)動能力。這首先源于它具備較好的推力水平，其次在于優(yōu)秀的氣動布局設(shè)計(jì)。以結(jié)構(gòu)上較為完善、更具有實(shí)用意義的蘇-27SK為例，2臺AL-31F發(fā)動機(jī)可以提供12 500×2共計(jì)25噸的加力推力;在攜帶2枚R-73格斗空空導(dǎo)彈（單枚105千克）、4枚R-27半主動中距空空導(dǎo)彈（根據(jù)具體型號不同，單枚245～253千克）、3噸燃油升空的情況下，仍然能達(dá)到1.15左右的最大推重比。

充沛的動力是一架飛機(jī)具備優(yōu)秀持續(xù)機(jī)動能力的必要條件，但并非充分條件。在亞聲速條件下，蘇-27的氣動布局擁有著良好的升力表現(xiàn)，而且機(jī)翼面積較大，在迎角、過載增加以后的阻力增加幅度較小;這一方面使它消耗能量（飛機(jī)速度與高度帶來的動能與勢能總和）轉(zhuǎn)化為空間位置變化程度的效率較高。另一方面，它補(bǔ)充能量的速度也很快。和F-15（可用過載7.33g）相比，蘇-27的加速和爬升能力基本相當(dāng);而更高的可用9g過載、更高的升力效率使它在盤旋性能上形成了一定的優(yōu)勢。

然而，在速度提升高跨聲速范圍內(nèi)以后，情況就變得不同了。蘇-27在失速迎角以內(nèi)是非常好控制的：在接近失速迎角之前，后掠翼在氣動控制面（例如襟副翼）偏轉(zhuǎn)的過程中，升力中心的位移幅度始終很小，具有良好的控制穩(wěn)定性;而翼根處銳利狹長的邊條，從很小的迎角就開始拉出邊條渦流，為機(jī)翼提供額外的大量升力;而且渦流破碎很晚，控制特性也相對較好。但是，一旦超出接近、超過失速迎角，后掠翼的脾氣就開始急劇的變壞。隨著氣流從翼尖開始分離，后掠翼的翼尖開始迅速而劇烈的失去升力——這使飛機(jī)會出現(xiàn)難以控制的上仰。這種特性的機(jī)翼會導(dǎo)致戰(zhàn)斗機(jī)在接近失速迎角時(shí)突然、而又不可控制的增加迎角，使飛機(jī)一直上仰直到失速、完全失控進(jìn)入尾旋。

如果說在沒有應(yīng)用渦流升力且可用迎角并不大的早期戰(zhàn)斗機(jī)上，通過加裝翼刀推遲翼尖氣流分離、水平尾翼低于機(jī)翼弦平面安置減輕上仰趨勢，后掠翼的整體優(yōu)勢還比較明顯。那么，在第四代戰(zhàn)斗機(jī)廣泛應(yīng)用渦流升力并追求大迎角性能的情況下，后掠翼已經(jīng)成為現(xiàn)代航空設(shè)計(jì)理論中明確指出不適合與邊條、鴨翼等渦流發(fā)生器相組合的機(jī)翼平面形狀。

蘇-27恰好使用的就是邊條與后掠翼的組合體，這給該機(jī)帶來了兩個缺陷：首先是它真正的大迎角性能相當(dāng)不出色，超過30°以后的迎角范圍內(nèi)狀態(tài)變化非常大而且不可控制。這是因?yàn)闇u流升力隨迎角增大而急劇增強(qiáng)的非線性特性，與后掠翼在接近失速迎角時(shí)產(chǎn)生的自動上仰趨勢相結(jié)合，會使失速迎角以后抬頭趨勢完全超出水平尾翼的控制能力，導(dǎo)致戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)入無法控制的狀態(tài)。

前蘇聯(lián)的飛行試驗(yàn)證明，蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)在超出30°迎角以后，在迎角速度變化率低的情況下極易失速，進(jìn)入尾旋狀態(tài)。而在瞬態(tài)條件下進(jìn)入大迎角狀態(tài)、水平尾翼向上滿偏、保證俯仰角速度達(dá)到70°/秒以上的水平時(shí)，才能短暫的進(jìn)入超大迎角狀態(tài)并返回，著名的“眼鏡蛇”機(jī)動就是在這個基礎(chǔ)上發(fā)展試飛出來的。從對迎角速度變化率的限制來看，很顯然在30°迎角以上。如果不依靠引入矢量推力等額外手段，蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)根本不具備實(shí)用的飛行控制能力。

后掠翼設(shè)計(jì)使蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)大迎角性能差帶來的同時(shí)，引起的另一個問題就是著名的跨聲速區(qū)域的機(jī)動性缺陷：在馬赫數(shù)達(dá)到M0.85時(shí)，其可用最大過載迅速由9g下降至6.5g，并隨速度繼續(xù)增加而下降。其原因主要是由于跨聲速區(qū)域內(nèi)存在所謂的“加速旋轉(zhuǎn)”現(xiàn)象：戰(zhàn)斗機(jī)跨聲速范圍內(nèi)進(jìn)行劇烈機(jī)動時(shí)會迅速減速，當(dāng)戰(zhàn)斗機(jī)從超聲速狀態(tài)減速進(jìn)入亞聲速狀態(tài)以后，氣動中心將迅速前移，戰(zhàn)斗機(jī)在出現(xiàn)自動上仰的同時(shí)，過載也同步增大。

為了避免這種抬頭趨勢誘發(fā)后掠翼的俯仰力矩上仰特性進(jìn)入失控狀態(tài)，以及法向過載超出飛行員和戰(zhàn)斗機(jī)的結(jié)構(gòu)承受能力——這會引起飛機(jī)解體或者飛行員失去意識，蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)對整個跨、超聲速范圍內(nèi)的最大可用迎角和過載采取了降低指標(biāo)的措施，以確保戰(zhàn)斗機(jī)從超聲速狀態(tài)進(jìn)入亞聲速狀態(tài)時(shí)，加速旋轉(zhuǎn)現(xiàn)象不足以使戰(zhàn)斗機(jī)的迎角超過失速迎角。同時(shí)，降低了跨、超聲速可用最大過載指標(biāo)以后，對于機(jī)體的強(qiáng)度和剛度指標(biāo)的要求也隨之下降，可以進(jìn)一步減輕機(jī)體的結(jié)構(gòu)重量。

蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)的滾轉(zhuǎn)性能控制相當(dāng)糟糕，和F-14一樣都是四代機(jī)中墊底的型號。這一結(jié)果要?dú)w結(jié)于三個方面的原因：機(jī)翼設(shè)計(jì)剛度差，抗扭轉(zhuǎn)能力不足;總體布局安排上轉(zhuǎn)動慣量太大;飛行控制系統(tǒng)水平較低，平尾參與滾轉(zhuǎn)能力有限。endprint

戰(zhàn)斗機(jī)的滾轉(zhuǎn)是通過機(jī)身左右兩側(cè)的升力差異實(shí)現(xiàn)的，而副翼的上、下偏轉(zhuǎn)正是主動對一側(cè)機(jī)翼的升力進(jìn)行削弱、增強(qiáng);在兩側(cè)副翼進(jìn)行不一致的差動以后，戰(zhàn)斗機(jī)升力增強(qiáng)的一側(cè)機(jī)翼就會向上掀起，飛機(jī)朝升力削弱的機(jī)翼一側(cè)開始翻滾。在常見的機(jī)翼種類中，后掠翼是最不利于滾轉(zhuǎn)性能的一類;后掠程度越大、展弦比越大，滾轉(zhuǎn)能力就越差。這是因?yàn)楹舐右淼囊砑饪亢蠖砀壳埃栽陲w行中機(jī)翼外側(cè)在升力的作用下向上、向前扭轉(zhuǎn)。后掠翼本身的翼根長度就比較短，而超聲速機(jī)翼的翼型厚度又不大;這意味著機(jī)翼與機(jī)身結(jié)合處的長度、高度都比較有限，對機(jī)翼的抗扭轉(zhuǎn)能力相當(dāng)不利。尤其是結(jié)構(gòu)上后掠翼的翼梁布局無法垂直于機(jī)身布置，在翼根部位其承受彎矩的結(jié)構(gòu)要轉(zhuǎn)向垂直于機(jī)身對稱軸線，受力條件差，更是進(jìn)一步惡化了這種局面。

從氣動彈性的規(guī)律上說，在飛機(jī)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)時(shí)，后掠翼的控制面在氣動彈性效應(yīng)下發(fā)生的氣動扭轉(zhuǎn)，正好與機(jī)動所需要的控制力方向相反。而操縱效率隨剛度降低而降低，隨副翼上承受的氣動壓力升高而降低，直至操縱反效——這個時(shí)候副翼已經(jīng)喪失了操縱能力。

很顯然，翼梢的長度越大、翼根的長度越小，機(jī)翼的抗扭轉(zhuǎn)能力就越差。蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)的根梢比值取得很小，只有3.4。這種設(shè)計(jì)極其不利于機(jī)翼的剛度和抗扭轉(zhuǎn)能力，注定了蘇-27機(jī)翼在高速飛行或者高機(jī)動飛行時(shí)，機(jī)翼外段會形成嚴(yán)重的扭轉(zhuǎn)和變形。蘇-27沒有將襟副翼延伸到剛性體模型上對于滾轉(zhuǎn)控制效率最高的機(jī)翼外段，也正是出于以上原因;因?yàn)橐獙C(jī)翼增加到足夠的剛度，保證高速下副翼也不變形，付出的增重代價(jià)根本不可接受。蘇聯(lián)對于后掠翼的滾轉(zhuǎn)缺陷其實(shí)有著相當(dāng)深刻的認(rèn)識和經(jīng)驗(yàn)。在圖-22轟炸機(jī)上，大后掠機(jī)翼的副翼剛度不足造成的操縱問題曾經(jīng)多次造成極為嚴(yán)重的后果，蘇聯(lián)花了非常大的精力才解決了相關(guān)的問題。

事實(shí)上，仔細(xì)觀察T-10驗(yàn)證機(jī)就能發(fā)現(xiàn)，它采用的是副翼與轉(zhuǎn)動襟翼的組合。而T-10S之所以取消外側(cè)副翼，轉(zhuǎn)而設(shè)計(jì)成翼根處襟翼、副翼合一的操縱面;原因在于新的機(jī)翼進(jìn)一步加大了后緣的后掠角度和展弦比，這導(dǎo)致了機(jī)翼彎扭趨勢的大幅度增強(qiáng)。也就是說，蘇-27在機(jī)翼設(shè)計(jì)的取舍上是非常明確的為了亞聲速機(jī)動性和航程性能而犧牲了滾轉(zhuǎn)能力。

除了機(jī)翼以外，蘇-27的總體布局也非常不利于滾轉(zhuǎn)，這包括兩個方面的因素。蘇-27采用扁平化機(jī)身下掛發(fā)動機(jī)吊艙設(shè)計(jì)，這使其形成了上單翼布局。在重心低于機(jī)翼平面的情況下，戰(zhàn)斗機(jī)天然就具有滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定的傾向。襟副翼要操縱飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，首先要克服兩個發(fā)動機(jī)吊艙重量形成的把翹起的機(jī)翼往下拉的穩(wěn)定力矩;而發(fā)動機(jī)本身就是戰(zhàn)斗機(jī)上最重、對飛機(jī)重心影響最大的部件。其寬間距布置的雙發(fā)動機(jī)吊艙，又進(jìn)一步加大了飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量，并減小了副翼的滾轉(zhuǎn)力矩。

使戰(zhàn)斗機(jī)左右兩側(cè)升力出現(xiàn)差異而形成滾轉(zhuǎn)的原理既然能通過副翼實(shí)現(xiàn)，當(dāng)然也能在機(jī)翼前、后緣襟翼，或者是鴨翼以及平尾上實(shí)現(xiàn)。而蘇-27為了改善滾轉(zhuǎn)性能，就采用了平尾差動設(shè)計(jì)。蘇-27平尾的偏轉(zhuǎn)幅度在+15°～-20°之間，在進(jìn)行滾轉(zhuǎn)時(shí)，兩個平尾之間允許最大10°的“剪刀差”差動偏轉(zhuǎn)。

蘇-27的致命缺陷

蘇霍伊聲稱，T-10方案從一開始就是設(shè)計(jì)為靜不穩(wěn)定布局并采用電傳飛控。只是當(dāng)時(shí)的雷達(dá)超重?cái)?shù)百千克使飛機(jī)的重心大幅前移，布局又變成了靜穩(wěn)定狀態(tài)。坦白的說，中央流體院聲稱這兩項(xiàng)技術(shù)是在他們的建議下，后來才加入T-10S方案中的說法可信度要高得多。這不僅僅是因?yàn)門-10與T-10S在各個方面的設(shè)計(jì)水準(zhǔn)上都差距太大，更是因?yàn)樵谔K-27的飛行控制系統(tǒng)中，電傳功能明顯是后來才加入的，救急的色彩實(shí)在過于濃厚。

超聲速飛機(jī)想方設(shè)法要把自己變成靜不穩(wěn)定布局的原因上文已經(jīng)提及，就是平尾可以通過正升力來維持飛行平衡，減少升力損失。此外，靜不穩(wěn)定布局還有個好處，就是能大幅度改善超聲速飛行條件下的操縱性和機(jī)動性能。這是因?yàn)轱w機(jī)從亞聲速進(jìn)入超聲速以后，伴隨激波的出現(xiàn)會使飛機(jī)的升力中心大幅度向后移動，這會使飛機(jī)的穩(wěn)定程度又進(jìn)一步大幅度增長。過度的穩(wěn)定，意味著飛機(jī)對于水平尾翼等氣動面的偏轉(zhuǎn)就會變得很不敏感。當(dāng)平尾同樣偏轉(zhuǎn)到極限時(shí)，穩(wěn)定度更高的飛機(jī)響應(yīng)飛行員的操作就要更慢、形成的動作幅度也更小。因此，把飛機(jī)在亞聲速下的不穩(wěn)定程度越大，進(jìn)入超聲速狀態(tài)以后的操縱性和機(jī)動性能損失也越小。

然而，當(dāng)戰(zhàn)斗機(jī)處于靜不穩(wěn)定狀態(tài)下，俯仰軸上的運(yùn)動即處于發(fā)散狀態(tài)，一點(diǎn)點(diǎn)輕微的擾動就會使戰(zhàn)斗機(jī)持續(xù)出現(xiàn)偏離最初狀態(tài)的趨勢。如果飛行員要依靠機(jī)械式飛行控制系統(tǒng)來控制靜不穩(wěn)定的飛機(jī)，必然會出現(xiàn)這樣的情況：飛行員一刻不停地注意戰(zhàn)斗機(jī)的俯仰變化，當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)不受控制的上仰趨勢后，立刻壓桿使飛機(jī)下俯。由于飛行員反應(yīng)速度、飛行員操縱指令（桿位移動）經(jīng)過連桿（或鋼索）、液壓系統(tǒng)、作動器到達(dá)舵面會有一個固有的時(shí)間延遲，時(shí)間上必然已經(jīng)晚于飛機(jī)上仰運(yùn)動。飛行員出于本能肯定要加大壓桿的行程，于是戰(zhàn)斗機(jī)會以更快的速度、更大的幅度下俯——最終的結(jié)果不可避免的是在飛行員不斷的拉桿與壓桿修正之后，戰(zhàn)斗機(jī)仍然由于越來越劇烈的俯仰變化而徹底失控。

尤其是對于蘇-27這樣的飛機(jī)來說，它依靠渦流升力來對機(jī)翼進(jìn)行增升。隨著邊條迎角的變化，渦流強(qiáng)度變化及由此帶來的俯仰力矩變化幅度都是非線性的——敏感而又劇烈。這就使得依靠飛行員直接操縱氣動面來控制放寬靜穩(wěn)定的戰(zhàn)斗機(jī)顯得更加不可能。事實(shí)上，T-10設(shè)計(jì)方案中的一些墜毀事故中，事故原因就高度符合這些特征。1978年，耶夫格尼·索諾約夫駕駛T-10-2號原型機(jī)在1000米高度進(jìn)行1000千米/時(shí)以下速度范圍內(nèi)的性能測試時(shí)，出現(xiàn)了嚴(yán)重的事故：他在俯仰方向上控制住戰(zhàn)斗機(jī)，拉桿后飛機(jī)劇烈上仰，過載迅速不受控制的增大。當(dāng)試飛員推桿試圖使飛機(jī)下俯卸載過載后，飛機(jī)又迅速進(jìn)入負(fù)迎角狀態(tài)，過載迅速變?yōu)?8g負(fù)過載（一般現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)最大允許-3g的負(fù)過載）。試飛員無論如何努力都沒有能挽救回這架原型機(jī)，它最終因?yàn)槭Э囟鴫嫐г诘孛嫔稀ndprint

因此，蘇-27的飛行控制系統(tǒng)必須要徹底改變飛行員控制戰(zhàn)斗機(jī)的方式：飛行員不再直接控制水平尾翼的偏轉(zhuǎn)，而是直接控制戰(zhàn)斗機(jī)的俯仰姿態(tài)控制。這種情況下，飛行員如果要保持當(dāng)前的飛行姿態(tài)不變，只要不對駕駛桿進(jìn)行任何操縱就可以了。即使是外界的擾動一刻不停，蘇-27的平尾也需要一刻不停的上下偏轉(zhuǎn)以保持飛行的穩(wěn)定，但這些都是由飛機(jī)自己完成，與飛行員無關(guān)。很顯然，為了實(shí)現(xiàn)這種功能，飛行員與水平尾翼之間需要存在這樣一個“中間人”：飛行員將操縱指令下達(dá)給這個“中間人”，而它正確理解這些內(nèi)容并將飛行操縱指令翻譯為具體的平尾偏轉(zhuǎn)角度，并交由驅(qū)動平尾的作動器執(zhí)行。毫無疑問，這個“中間人”就是以搭載飛行控制規(guī)律軟件的計(jì)算機(jī)為核心的電傳飛控系統(tǒng)。

濃重的應(yīng)急性質(zhì)使得蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)的電傳系統(tǒng)僅僅控制了前緣機(jī)動襟翼和平尾，而襟副翼、方向舵仍然是機(jī)械飛控系統(tǒng)。即使是蘇-27后來正在結(jié)構(gòu)減重與增重補(bǔ)強(qiáng)之間反復(fù)不斷，即使在試飛中連續(xù)出現(xiàn)了機(jī)翼解體的情況，仍然沒有取消機(jī)翼內(nèi)復(fù)雜的機(jī)械控制結(jié)構(gòu)進(jìn)行減重。與半截式的電傳飛控硬件系統(tǒng)相對應(yīng)，蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)電傳系統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì)保留了大量機(jī)械系統(tǒng)思維方式的痕跡。該機(jī)的控制律主模態(tài)根據(jù)起落架狀態(tài)的收、放進(jìn)行邏輯轉(zhuǎn)換，分為起落飛行控制律和空中飛行控制律;起落狀態(tài)下僅有俯仰速率的反饋，空中飛行狀態(tài)則包括過載大小的反饋。兩種控制律都是有差控制，不能實(shí)現(xiàn)速度中立穩(wěn)定性;加減速飛行時(shí)操縱桿的桿力和位移會像傳統(tǒng)的機(jī)械式飛行控制系統(tǒng)那樣，出現(xiàn)程度很大的變化。作為彌補(bǔ)，蘇-27的操縱桿會隨著速度的增加而自動往前推桿：速度增加使機(jī)翼升力增加并驅(qū)使飛機(jī)抬頭，推桿會強(qiáng)迫飛機(jī)低頭保持飛行姿態(tài)不變。

事實(shí)上，我們完全可以用如此簡單的評語來總結(jié)蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)思想：將俯仰方向上非飛行員指令而產(chǎn)生的俯仰速率或法向加速度減小到零，避免失控，僅此而已。而這種電傳系統(tǒng)的簡陋，也是蘇-27家族很多型號不允許在高原機(jī)場降落的關(guān)鍵原因之一。

蘇-27電傳的過于簡陋——很大程度上是因?yàn)樵谀M電路上實(shí)在無法安排過于復(fù)雜的控制規(guī)律設(shè)計(jì)，使它對飛機(jī)俯仰運(yùn)動的姿態(tài)穩(wěn)定控制只能有一套策略。而飛機(jī)的起降狀態(tài)和飛行狀態(tài)時(shí)的力學(xué)狀態(tài)截然不同，因?yàn)槠鸾禃r(shí)主起落架接觸地面會有一個支撐力作用;如果此時(shí)電傳系統(tǒng)仍然按照飛行狀態(tài)的控制策略來穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)，會導(dǎo)致飛機(jī)輕則顛簸，重則傾覆。因此，在起降過程中，蘇-27電傳的增穩(wěn)功能必須關(guān)閉。這種情況下，蘇-27的姿態(tài)穩(wěn)定性隨著空氣密度減小會逐漸變差。理論上當(dāng)高度大于4000米時(shí)，蘇-27就開始產(chǎn)生俯仰搖擺、甚至失控的傾向。因此，蘇-27手冊中嚴(yán)格要求放起落架、帶放下起落架飛行必須在4000米以下進(jìn)行。

而對于一些自身海拔就超過3500米的高原機(jī)場來說，4000米高度根本不足以建立著陸航線。某些國家的蘇-27最后可以在這樣的高原機(jī)場起降，其實(shí)是人為將放起落架高度限制放寬到5 000米高度后才能做到的。就其實(shí)質(zhì)來說，是在冒一定風(fēng)險(xiǎn)、駕駛品質(zhì)變差的情況下進(jìn)行的違規(guī)駕駛。

蘇-27的模擬電路電傳系統(tǒng)不僅功能簡陋，而且可靠性也相當(dāng)糟糕。大量的可調(diào)電位器等模擬器件的電氣狀態(tài)保持能力相當(dāng)差，需要不斷的維護(hù)校準(zhǔn)，尤其是在亞熱帶、熱帶沿海地區(qū)，高溫、高濕度、高鹽度的氣候下。而作為同樣電子工業(yè)水平下的產(chǎn)物，蘇-27的航空電子設(shè)備一樣是相當(dāng)落后的。

蘇-27一直以F-15作為對手，幾乎是竭力在追求每一方面的指標(biāo)都要超過、甚至是壓倒后者，哪怕是在雷達(dá)上也是一樣。歸功于固體晶體管和大規(guī)模集成電路，F(xiàn)-15的AN/APG-63雷達(dá)不僅性能優(yōu)秀，重量也僅有250千克。蘇聯(lián)的真空電子管電路大、重、脆弱，電源利用效率低下，設(shè)計(jì)中存在大量笨重的高壓電路。蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)的N001雷達(dá)不得不采用更大的發(fā)射功率、更大的天線尺寸，才有可能獲得接近AN/APG63雷達(dá)的性能。這意味著更龐大的部件體積、更強(qiáng)的冷卻系統(tǒng)和電源供應(yīng)系統(tǒng)。最終，N001雷達(dá)性能仍然大幅落后對手，但重量達(dá)到550千克，如果計(jì)入后端的散熱和電源部分等全套系統(tǒng)，全重接近980千克。就像A-10的7管30毫米機(jī)炮一樣，蘇-27的設(shè)計(jì)也是圍繞著蠢重的雷達(dá)系統(tǒng)展開：整個前機(jī)身從雷達(dá)整流罩起到第18號隔框，除了飛行員、彈射座椅和前起落架，座艙前方、下方、后方的三個設(shè)備艙里都被電子設(shè)備塞滿。從根源上說，蘇-27家族的幾個重要缺陷都是由蘇聯(lián)電子工業(yè)水平而起，在極大程度上決定了最終的方案走向。

但從另一個方面來說，只要一個國家在航空電子領(lǐng)域有著足夠的技術(shù)水平，能夠徹底更換蘇-27的機(jī)載航空電子系統(tǒng)，該機(jī)原本的劣勢反而能成為巨大的潛力。比如蘇-27的N001雷達(dá)系統(tǒng)，其尺寸和重量指標(biāo)即使是給同樣大小口徑的高性能相控陣機(jī)載雷達(dá)使用也綽綽有余。而其他的機(jī)載設(shè)備中，之前沉重、龐大的型號只用一個很小體積的新產(chǎn)品就能取代;而且大量多個獨(dú)立功能的組件可以被一個單獨(dú)的多功能設(shè)備所替換。

這種優(yōu)勢帶來的不僅僅是減重，更重要的意義是空余出大量的機(jī)內(nèi)空間可以安排更多、更復(fù)雜的電子設(shè)備，可以極大地?cái)U(kuò)展飛機(jī)的作戰(zhàn)功能。事實(shí)上，在戰(zhàn)斗機(jī)升級改造的過程中，機(jī)內(nèi)空間不足往往就是最大的限制。F-16就是一個比較負(fù)面的例子，這種設(shè)計(jì)極為緊湊的飛機(jī)在承擔(dān)越來越多的作戰(zhàn)功能以后，其后期改進(jìn)型不得不在飛機(jī)背部上增加額外的脊背結(jié)構(gòu)，以容納設(shè)備。這種做法不僅增重更大，而且破壞飛機(jī)的氣動外形，既降低了飛機(jī)的操縱性和飛行品質(zhì)，又嚴(yán)重加大了飛行阻力。尤其是承擔(dān)電磁權(quán)爭奪的電子戰(zhàn)飛機(jī)和壓制、摧毀敵方防空火力的反輻射飛機(jī)，它們要求搭載大量的高功率電子電氣設(shè)備，無論是供配電、散熱都比一般戰(zhàn)斗機(jī)要求更高。而蘇-27內(nèi)部的高燃油儲存量和大容積設(shè)備搭載空間，不僅可以更好的應(yīng)對電子電氣設(shè)備的能源消耗和安裝需求;而且它寬廣均勻、且不受副油箱干擾、普遍前向視野極佳的掛點(diǎn)設(shè)計(jì)，更是為各種電子戰(zhàn)吊艙的安置提供了絕佳的條件。很多電子吊艙之間都有著嚴(yán)格的間距限制，或者特殊的安裝位置需要——尤其以要求盡量靠近兩側(cè)翼尖獲得最大的間隔最為常見。endprint

但是，這也對飛機(jī)的結(jié)構(gòu)壽命帶來了很高的要求。從朝鮮戰(zhàn)爭后，戰(zhàn)斗機(jī)的自身定位就從一種機(jī)械裝備逐步向電子/機(jī)械裝備演變，機(jī)載電子設(shè)備越來越多，作用越來越重要，而價(jià)格也越來越昂貴。對于今天的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)來說，飛機(jī)結(jié)構(gòu)和發(fā)動機(jī)的成本在總造價(jià)里其實(shí)只占一小部分，航空電子設(shè)備的成本才是真正的大頭。因此，當(dāng)作為平臺的飛機(jī)結(jié)構(gòu)本身壽命不夠長的話，大量極為昂貴的機(jī)載設(shè)備就只能提前跟隨飛機(jī)報(bào)廢，帶來難以承受的使用成本。

蘇-27早期由于減重過度引起結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足，在接近最大設(shè)計(jì)速壓的高速試飛中頻繁出現(xiàn)結(jié)構(gòu)損壞、解體的事故。1983年，T-10-17號機(jī)出現(xiàn)大部分機(jī)翼解體、垂直尾翼被從機(jī)翼上飛出的結(jié)構(gòu)件砍斷的嚴(yán)重事故，但是英雄的試飛員薩多夫尼科夫居然把這架殘骸一樣的飛機(jī)平安降落回了機(jī)場。遭遇同樣厄運(yùn)的T-10-21號機(jī)雖然墜毀，不過飛行員彈射逃生成功。和后來的這兩次事故相比，1981年的T-10-12號機(jī)就沒有那么幸運(yùn)了，它的結(jié)構(gòu)解體首先出現(xiàn)在前機(jī)身，試飛員科馬羅夫壯烈犧牲。

人類在每一個科學(xué)技術(shù)領(lǐng)域的認(rèn)知進(jìn)步，都要經(jīng)歷一個從無到有、從淺到深、從蒙昧到明晰的過程。這種規(guī)律反應(yīng)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上，就是從定性設(shè)計(jì)到定量設(shè)計(jì)的變化。而定性設(shè)計(jì)的巔峰，就出現(xiàn)在蘇-27的研制過程中。

傳統(tǒng)的定性設(shè)計(jì)時(shí)代，設(shè)計(jì)單位的理論認(rèn)識水平和計(jì)算能力都很低下。人們首先認(rèn)定驗(yàn)收合格的材料與部件是不存在內(nèi)部缺陷的，繼而在這個基礎(chǔ)上根據(jù)已有的理論（比如經(jīng)典的工程梁理論）和經(jīng)驗(yàn)，選出合理的方案;隨后開始粗略的估算和選擇結(jié)構(gòu)部件的截面尺寸，再進(jìn)一步對強(qiáng)度與剛度性能進(jìn)行校核。如果強(qiáng)度、剛度不足，則加大截面尺寸增重補(bǔ)強(qiáng);如果剩余強(qiáng)度太大，便反之進(jìn)行減重。

這種設(shè)計(jì)方法在計(jì)算過程中簡化的非常厲害，而且只能適用于一些外形和受力都比較簡單的部件，計(jì)算結(jié)果很容易與試驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)較大偏差。如果設(shè)計(jì)人員的理論素養(yǎng)、經(jīng)驗(yàn)水平和試驗(yàn)數(shù)量上不能達(dá)到非常高的水準(zhǔn)，那么在復(fù)雜的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中要獲得出色的性能是不可能的。

然而，對于蘇-27來說，超大尺寸、對于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度特性非常不利的氣動外形設(shè)計(jì)、以及新結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理論與相應(yīng)計(jì)算能力的匱乏，種種不利因素耦合在一起形成了巨大的噩夢。在理論與計(jì)算水平嚴(yán)重不足的情況下，蘇-27結(jié)構(gòu)研制過程中對實(shí)際試驗(yàn)的依賴達(dá)到了空前絕后的地步。比如，該機(jī)最初僅按照90%的強(qiáng)度指標(biāo)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，隨后按照100%的標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行強(qiáng)度試驗(yàn);在結(jié)構(gòu)上的薄弱環(huán)節(jié)出現(xiàn)變形、斷裂以后，再進(jìn)行針對性的補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計(jì)。

這種甚至不惜大量參照客機(jī)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)瘋狂減重、在試驗(yàn)和飛行中暴露缺陷、修改設(shè)計(jì)增重補(bǔ)救的循環(huán)，一直貫穿著蘇-27整個家族的前中期發(fā)展歷程，上文提及的3次大速壓解體僅僅是其結(jié)構(gòu)事故中的冰山一角。作為蘇-27家族第一批基本解決結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問題的改型，蘇-27SK的空重從16.3噸增加到16.87噸，增重570千克;壽命也從2000小時(shí)提升到2500小時(shí)。

盡管壽命等性能不佳，但不容置疑的是蘇-27系列的結(jié)構(gòu)最終獲得了相當(dāng)高的效率。在破壞性的疲勞強(qiáng)度試驗(yàn)中，蘇-27結(jié)構(gòu)的各處裂紋會以非常均勻、和緩的趨勢發(fā)展，到部件最終斷裂時(shí)會形成比較均勻的多個小塊。試驗(yàn)結(jié)果證明，蘇-27對結(jié)構(gòu)各處的壽命消耗速度是相當(dāng)一致的，而且在對裂紋影響范圍、擴(kuò)展速度的控制上也卓有成效。這意味著，蘇-27獲得了近乎于從F-16開始的西方三代機(jī)才有的損傷容限的結(jié)構(gòu)功能，而后者必須依靠先進(jìn)的多的理論、手段才能完成設(shè)計(jì)。但蘇-27的結(jié)構(gòu)畢竟是在缺乏明確、系統(tǒng)的先進(jìn)技術(shù)規(guī)范下完成的，這使它又不具備西方三代機(jī)結(jié)構(gòu)的一些重要特性——比如對于維護(hù)工作的重視。

西方研究飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限功能的重要目的之一，就是使部件在下一次維護(hù)檢測之前，不足以發(fā)展到引起嚴(yán)重事故的地步。但另一方面，同樣也要求飛機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)保證維護(hù)人員能夠方便的觀察內(nèi)部結(jié)構(gòu)，并進(jìn)行維修和部件更換，而這一點(diǎn)恰恰是蘇-27相比西方四代機(jī)做的非常不友好的地方。比如蘇-37（編號711）意外墜毀的最主要原因就是長期的飛行表演中，頻繁的高過載機(jī)動提前透支了全部的結(jié)構(gòu)壽命而未能及時(shí)發(fā)現(xiàn)，它最后階段其實(shí)已經(jīng)是以結(jié)構(gòu)報(bào)廢狀態(tài)在飛行了。

蘇-27的研制過程我們必須敬畏，但總體方向卻不值得效仿。落后的結(jié)構(gòu)理論和計(jì)算手段，一方面使得設(shè)計(jì)者在極其頻繁的設(shè)計(jì)修改中每一次都要依賴大量試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行支持，另一方面又嚴(yán)重限制了試驗(yàn)內(nèi)容設(shè)計(jì)安排、數(shù)據(jù)結(jié)果提取分析的水平。設(shè)計(jì)過程的低效，使蘇-27研制過程中對于各種資源——尤其是試飛員生命的消耗達(dá)到了極難令人接受的地步。在當(dāng)時(shí)的航空強(qiáng)國中，再沒有任何其他國家在政治經(jīng)濟(jì)制度上能夠容忍這樣的做法。

新蘇-35的改進(jìn)

蘇霍伊針對蘇-27的氣動和結(jié)構(gòu)缺陷，很早就安排了多個不同方向并進(jìn)的規(guī)劃;形成了T-10S、T-10M、T-10K、T-10U、T-10IB等5個主線的驗(yàn)證、原型機(jī)系列，總數(shù)達(dá)到數(shù)十架。如果加上衍生的支線，T系列機(jī)型譜系的分支超過15條。在艱難的俄羅斯時(shí)代，蘇霍伊也未曾放棄這些改進(jìn)工作，并且最終集大成于新蘇-35。

為了改善機(jī)動能力，尤其是低速操縱響應(yīng)能力，蘇霍伊在后繼的多用途型號、艦載機(jī)型號上都采用了三翼面布局，飛行控制系統(tǒng)也為此改進(jìn)成完整的電傳系統(tǒng)。三翼面布局是在常規(guī)布局基礎(chǔ)上添加全動鴨翼增強(qiáng)俯仰控制能力和強(qiáng)化渦流增升效果的設(shè)計(jì)，其優(yōu)點(diǎn)是能夠提升常規(guī)布局的大過載機(jī)動性，缺陷則是會造成較大幅度的重量和阻力增加。

全動鴨翼俯仰控制能力極強(qiáng)的關(guān)鍵原因之一是它的偏轉(zhuǎn)幅度非常大，尤其是向下偏轉(zhuǎn)的角度范圍。這樣，即使是飛機(jī)以非常大的迎角抬頭飛行時(shí)，鴨翼都能形成可靠、強(qiáng)力的低頭力矩維持飛行姿態(tài)的穩(wěn)定，并且在需要的時(shí)候把飛機(jī)向下拉平。尤其是對于使用后掠翼設(shè)計(jì)、本身就存在很強(qiáng)大迎角失控傾向的蘇-27來說，它對鴨翼的選擇是強(qiáng)化低頭控制能力為主，渦流增升能力的提升則必須限制在較低范圍內(nèi)。因此和水平尾翼相比，蘇-27家族的鴨翼翼展、面積都不大，而且上偏幅度很小而下偏幅度很大。比如，蘇-27家族的平尾翼展達(dá)到9.8米，面積為12.2平方米;而偏轉(zhuǎn)角度向上可以達(dá)到+15°，向下達(dá)到 -20°，兩者之間相差不大。而其鴨翼的翼展為6.43米，面積為2.99平方米;上偏角度僅有 + 3.5°，而下偏角度則達(dá)到- 51.5°。endprint

實(shí)際上，俯仰控制能力的強(qiáng)化，同樣會帶來滾轉(zhuǎn)控制能力的改善。這是因?yàn)樘K-27本身副翼效率不高，滾轉(zhuǎn)控制中平尾不對稱的差動偏轉(zhuǎn)非常重要。在飛機(jī)俯仰控制只能依賴平尾的時(shí)候，如果平尾的轉(zhuǎn)動不對稱太大，會使飛機(jī)的姿態(tài)失控。因此，蘇-27的平尾只允許10°的不對稱角度。而在鴨翼分擔(dān)了相當(dāng)一部分俯仰控制功能以后，平尾就能以更大的不對稱角度參與滾轉(zhuǎn)控制。

三翼面布局的問題來自于機(jī)身長度和重量、阻力的增加。老的三翼面布局蘇-35空重從蘇27SK的16870千克增加到18400千克，即使扣除因?yàn)閷Φ毓?、轟炸、結(jié)構(gòu)壽命提升等因素帶來的結(jié)構(gòu)強(qiáng)化重量，以蘇-30為參照物的話，單純因?yàn)樵鲈O(shè)鴨翼帶來的增重也至少超過700千克以上。尤其是翼面的增加會帶來各種方面上的阻力提升——無論是浸潤面積帶來的摩擦阻力、還是超聲速飛行下的激波阻力。因?yàn)檫@些原因，老蘇-35在內(nèi)部最大燃油從9400千克提升到10250千克的情況下，航程卻反而大幅降低到3200千米?；谶@種原因，在20多年以后蘇霍伊推出的第二代新蘇-35上——蘇-27BM（B代表改進(jìn)型）上;它不僅回歸了常規(guī)布局，還進(jìn)一步放大了機(jī)頭和翼展。

放大尺寸、噸位使新蘇-35可以使用更大更重的高性能相控陣?yán)走_(dá)而仍然能處于靜不穩(wěn)定狀態(tài)。通過使用具有15°最大偏轉(zhuǎn)角度的矢量推力設(shè)計(jì)，原來三翼面布局的最主要優(yōu)點(diǎn)完全通過發(fā)動機(jī)實(shí)現(xiàn);雖然損失了一定的渦流增效方面的強(qiáng)化效果，但這與整體性能的提升相比不值一提。新蘇-35的實(shí)踐成功證明了該方案的優(yōu)越性：氣動和機(jī)內(nèi)容積利用效率的提高使這個重得多的型號擁有3600千米航程，只比蘇-27SK少了100多千米。

矢量推力的應(yīng)用對飛行控制系統(tǒng)提出了很高的要求，因?yàn)樾枰w行員獨(dú)立手動控制噴管推力轉(zhuǎn)向的矢量推力是沒有任何實(shí)用意義的。新蘇-35更換的全權(quán)限數(shù)字電傳飛控不僅完善的交聯(lián)了發(fā)動機(jī)的控制功能，而且徹底解決了蘇-27家族前期型號控制功能簡陋的問題。比如，它取消背部減速板的設(shè)計(jì)，這就意味著它的襟副翼、平尾等控制面能夠?qū)崿F(xiàn)非常復(fù)雜的自動配合，在保持飛行姿態(tài)不變的情況下大幅度提升自己的氣動阻力，實(shí)現(xiàn)減速功能。

實(shí)際上，蘇-27家族對于結(jié)構(gòu)的強(qiáng)化重視更在于氣動布局、飛行控制改進(jìn)之上。到蘇-34為止，蘇-27家族完成了2輪以上的結(jié)構(gòu)強(qiáng)化。期間的型號經(jīng)驗(yàn)積累，西方設(shè)計(jì)手段、標(biāo)準(zhǔn)引入，材料工藝體系、尤其是大型鈦合金件加工能力的重大突破，都給了蘇霍伊極大的信心。隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的要求越來越高，人們必須在截面尺寸更小的部件上實(shí)現(xiàn)更高的強(qiáng)度、剛度指標(biāo)。結(jié)構(gòu)中可以分擔(dān)受力的冗余部分越來越少，有效減輕部件重量的同時(shí)也帶來了巨大的風(fēng)險(xiǎn)：材料中隱藏的一道微小裂紋，或者加工時(shí)留下的一條明顯刀痕，都有可能在巨大的壓力和反復(fù)變形作用下迅速發(fā)展成足以導(dǎo)致整個部件徹底斷裂的貫穿性裂紋。

上世紀(jì)60年代中期到70年代初，以高強(qiáng)度使用作為導(dǎo)火索，輕重量、高性能的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)矛盾在美國飛機(jī)上集中爆發(fā)。包括F-111和F-4在內(nèi)的大量新飛機(jī)結(jié)構(gòu)件出現(xiàn)嚴(yán)重的斷裂現(xiàn)象，使飛機(jī)提前報(bào)廢甚至是墜毀。比如，1969年1架F-111機(jī)翼解體導(dǎo)致機(jī)毀人亡，而這架飛機(jī)只飛行了一百多小時(shí)。檢測結(jié)論逼迫人們承認(rèn)，制造飛機(jī)的材料和部件中必然存在著大量的微觀缺陷，并導(dǎo)致了50%以上的結(jié)構(gòu)疲勞失效;改善材料和工藝水平可以減少、但無法消除這種現(xiàn)象。這使飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中開始正式引入斷裂力學(xué)理論，系統(tǒng)性的研究結(jié)構(gòu)部件裂紋如何發(fā)生、擴(kuò)展、并引起整個部件的斷裂。這些成果最終變成了相當(dāng)詳細(xì)的指導(dǎo)標(biāo)準(zhǔn)，使設(shè)計(jì)師在設(shè)計(jì)時(shí)不僅能掌握結(jié)構(gòu)部件會在什么條件下破壞;而且還知道正常使用情況下，允許結(jié)構(gòu)含有多少、何種類型、大小的裂紋以及它的壽命變化。斷裂力學(xué)理論實(shí)際上從20世紀(jì)40年代后期起就一直在高速發(fā)展，而長期沒有得以應(yīng)用在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的原因只有一個：分析、計(jì)算能力不足。這一瓶頸最終被電子計(jì)算機(jī)的高速發(fā)展所打破。

計(jì)算機(jī)對于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的最大貢獻(xiàn)在于有限元分析計(jì)算，這是一切先進(jìn)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)手段，也是現(xiàn)代定量設(shè)計(jì)與傳統(tǒng)定性設(shè)計(jì)的根本區(qū)別所在。有限元法可以將一個結(jié)構(gòu)部件劃分成大量彼此連接的細(xì)小單元，每一個小單元只負(fù)責(zé)很簡單的幾個受力情況;通過計(jì)算這些小單元在各種條件下的變化趨勢，就可以獲得整個部件的近似性能數(shù)據(jù)。通過這種原理，有限元分析可以解析外形和受力條件非常復(fù)雜的部件，這給飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了極大的靈活性。但是，要計(jì)算出高精度、高可信度的性能數(shù)據(jù)，對有限元計(jì)算過程中劃分的單元數(shù)量要求極高，計(jì)算量極大。因此，在高性能計(jì)算機(jī)出現(xiàn)前有限元分析一直難以實(shí)用。

斷裂力學(xué)、有限元分析、傳統(tǒng)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)的三者結(jié)合，使飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)入了一個完全不同的時(shí)代;它所帶來的不僅僅是Mil-A-8860A、83444和MIL-STD-1530等幾個軍用標(biāo)準(zhǔn)，還有大量《耐久性設(shè)計(jì)手冊》這樣的規(guī)范文件，更為后來的達(dá)索CATIA等航空航天專業(yè)設(shè)計(jì)軟件提供了基礎(chǔ)。從F-16開始的西方戰(zhàn)斗機(jī)都遵循這一系列的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范，當(dāng)然，越往后的型號所遵循的標(biāo)準(zhǔn)版本也更新。通過每一個部件生產(chǎn)都實(shí)現(xiàn)了高度標(biāo)準(zhǔn)化，為精確重量控制和部件互換性能提供基礎(chǔ);并對每一個部件都在大量的有限元分析基礎(chǔ)上進(jìn)行徹底的疲勞試驗(yàn)，找出所有的薄弱點(diǎn)位置;蘇-27BM的結(jié)構(gòu)壽命從要求較低的前蘇聯(lián)標(biāo)準(zhǔn)2000～2500小時(shí)提升到西方的6000小時(shí)，達(dá)到西方三代機(jī)的主流水準(zhǔn)。

我國引進(jìn)了大量蘇-27家族戰(zhàn)斗機(jī)，其中最為主要的型號是蘇-27SK和蘇-30MKK。其中，蘇-27SK是蘇-27設(shè)計(jì)定型以后的初步完善型號，其優(yōu)點(diǎn)是通過強(qiáng)化結(jié)構(gòu)基本杜絕了因?yàn)閺?qiáng)度不足而高速飛行下解體的隱患，并獲得了與其飛行平臺能力相稱的掛載能力。但是就其壽命來說，2500飛行小時(shí)僅能維持十幾年的較高強(qiáng)度訓(xùn)練，遠(yuǎn)遠(yuǎn)不足以滿足需要，真實(shí)性價(jià)比很低。

蘇-30MKK的引進(jìn)數(shù)量雖然比蘇-27SK少，但實(shí)際上它與R-77主動中距空空導(dǎo)彈的組合才是我國在相當(dāng)長時(shí)間內(nèi)的絕對空防主力，而它在對地/對海方面的攻擊能力反而不及前者重要。這是因?yàn)槲覈谥鲃又芯嗫湛諏?dǎo)彈的發(fā)展上一直較為坎坷，相關(guān)型號的定型時(shí)間晚、形成可靠戰(zhàn)斗力更晚。即使是殲-10這樣的高性能空戰(zhàn)批量服役以后，在很長時(shí)間內(nèi)都只能攜帶PL-11這樣的半主動空空導(dǎo)彈進(jìn)行訓(xùn)練、戰(zhàn)備。

由于眾所周知的原因，我國和俄羅斯在蘇-27家族引進(jìn)等重大軍貿(mào)方面一度中斷了十?dāng)?shù)年之久。這期間，我國原有的蘇-27家族壽命均以開始接近晚期甚至已經(jīng)開始出現(xiàn)較大規(guī)模的壽終報(bào)廢。尤其是在防務(wù)壓力最大的東南沿海地區(qū)，飛機(jī)使用強(qiáng)度大，而蘇-27家族——尤其是蘇-27SK原始設(shè)計(jì)又未曾考慮高溫、高濕、高鹽霧腐蝕的使用環(huán)境，實(shí)際壽命比預(yù)估的還要短得多。

國內(nèi)雖然花了很大的力氣仿制、改進(jìn)蘇-27家族，并取得了很大的成果，但是仍然存在不少問題。比如，仿制型號在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上跳不出參照型號的基本水平，只能進(jìn)行剛度等代設(shè)計(jì)，即使換了新型材料，結(jié)構(gòu)壽命也并不能得到提高。更關(guān)鍵的原因還包括發(fā)動機(jī)，目前“太行”發(fā)動機(jī)的性能、可靠性、產(chǎn)能都還頗有不足。更仔細(xì)的維護(hù)和檢修、更為嚴(yán)格的使用限制，更先進(jìn)的延壽措施，對于飛機(jī)使用壽命的擴(kuò)展都是有限的。我國現(xiàn)有蘇-27家族的退役大潮才剛剛開始，殲-20大量生產(chǎn)服役以前，我國重型戰(zhàn)斗機(jī)缺口還會越來越大。我國自主開發(fā)的蘇-27仿制改進(jìn)型號雖然意義也很重要，但目前確實(shí)滿足不了實(shí)際需要。

這個時(shí)候，我國迫切需要后繼機(jī)種來維持原有的蘇-27家族機(jī)群，尤其是我國空軍的裝備體系并不健全，在專業(yè)的高機(jī)動電子戰(zhàn)戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)、反輻射飛機(jī)上目前還是空白。因此，蘇-35這種長壽命、高機(jī)動而且特別適合這種改裝用途的作戰(zhàn)平臺，對于我國空軍建立完善作戰(zhàn)體系能力的價(jià)值無論如何高估都不為過。

（編輯/筆嘯）endprint