跨代間的肉搏戰(zhàn)隼VS閃電

王野+楊巖+盧世玉

代號DF-1的F-35驗證機，此次參與對抗演習(xí)的F-35就是用來進(jìn)行飛行測試的

2015年6月30日，美國最為火爆的“戰(zhàn)爭無趣”網(wǎng)站發(fā)布了一篇飛行員的微博文章。博主根據(jù)一份F-35的試飛報告，揭露了F-35與F-16戰(zhàn)機在2015年初一次對抗演習(xí)中暴露出的問題，尤其在近距離格斗所涉及的機動性能、機炮防御以及后向視野方面尤為突出。這篇文章在美國國內(nèi)引起了很大震動。在人們的傳統(tǒng)印象中，新一代戰(zhàn)機的各方面性能都是上一代戰(zhàn)機無法比擬的，而這篇文章表達(dá)的觀點讓人們對于目前戰(zhàn)機“代”的概念，以及F-35是否具備五代機的水平產(chǎn)生了質(zhì)疑。本文就這兩代戰(zhàn)機的代表——F-35與F-16的各方面性能進(jìn)行分析，通過比較來了解問題的關(guān)鍵出在哪。

氣動結(jié)構(gòu)布局

F-16 首先讓我們了解一下F-16“戰(zhàn)隼”的設(shè)計特點。上世紀(jì)70年代初，美國空軍提出“輕型戰(zhàn)斗機”研制計劃，以便與昂貴的F-15重型戰(zhàn)斗機搭配使用，彌補后者由于復(fù)雜昂貴而造成的購置數(shù)量不足的問題，也就是后來人們稱的“高低配置”。1975年1月，通用動力公司YF-16在與諾斯羅普公司YF-17歷時一年的激烈試飛競爭中勝出，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機也就由此誕生。在有著“戰(zhàn)斗機黑手黨”之稱的約翰·帕伊德的“能量機動”理論影響下，F(xiàn)-16采用了不少在當(dāng)時世界航空領(lǐng)域非常創(chuàng)新甚至是前衛(wèi)的高新技術(shù)，如邊條翼、空戰(zhàn)襟翼、翼身融合、放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)等，加上先進(jìn)的電子設(shè)備和航電火控系統(tǒng)，特別是高過載整體氣泡式座艙，令駕駛員視野相當(dāng)開闊，視距內(nèi)戰(zhàn)場態(tài)勢感知能力相當(dāng)優(yōu)異?？梢哉f，時至現(xiàn)代F-16都是一款相當(dāng)優(yōu)秀的機型。

通用動力公司YF-16與諾斯羅普公司YF-17

F-16A機長15.1米，翼展約10米（帶翼尖導(dǎo)彈情況下），機翼面積近30平方米，空重7070千克。該機采用全金屬半硬殼式結(jié)構(gòu)，懸臂式中單翼，下懸式小口進(jìn)氣道，中等后掠角、中等展弦比、中弧面、可變彎度的機翼前/后緣機動襟翼布局，全動平尾，以及單發(fā)單垂尾氣動布局。整個機身可分為前機身段、中央翼身段和后機身三部分。與以往戰(zhàn)斗機機頭普遍采用正圓形雷達(dá)天線整流罩不同，F(xiàn)-16機頭采用橢圓形電介質(zhì)非金屬雷達(dá)天線整流罩，這樣設(shè)計除了可減小機頭在大迎角下產(chǎn)生不對稱渦引起的偏航力矩外，扁平的機頭還對空氣具有預(yù)壓縮作用，能減弱對機腹部固定的皮托管式進(jìn)氣道的正激波。

F-16采用了不少在當(dāng)時世界航空領(lǐng)域非常創(chuàng)新甚至是前衛(wèi)的高新技術(shù)，如邊條翼、空戰(zhàn)襟翼、翼身融合、放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)等

F-16機首部位采用邊條翼設(shè)計布局，其近75°的后掠角邊條由雷達(dá)天線整流罩后端一直延伸到中央翼身段與主翼相聯(lián)接。邊條翼后掠角大、面積小，對整個機翼升力貢獻(xiàn)不大，但邊條翼的主要作用是作為旋渦發(fā)生器，可以形成強大、穩(wěn)定的旋渦。由于兩翼面相交的剪切層的作用，剪切層拉出的內(nèi)翼渦向外翼渦輸入渦量，使外翼渦保持穩(wěn)定，可以保證在大攻角下維持渦結(jié)構(gòu)不破裂。這個邊條渦向下游延伸到外翼（也稱主翼或基本翼）上，可以發(fā)揮很大的作用，首先可以阻擋在外翼上沿展向流動的二次流，其次可以給附面層增加能量。由于邊條渦是能量高度集中的旋渦，對周圍的流場有很大的誘導(dǎo)作用。通過邊條翼拉出的脫體渦對主翼面的有利干擾，可以顯著提高飛機的最大升力系數(shù)和抖動升力系數(shù)，增加機動性;在超音速飛行階段還能提高臨界馬赫數(shù)、減小激波阻力、增加航程。

F-16座艙蓋和駕駛員儀表盤

F-16采用腹部進(jìn)氣式皮托管進(jìn)氣道，結(jié)構(gòu)簡單，其重量比可調(diào)式復(fù)雜進(jìn)氣道減輕近200千克。進(jìn)氣道的進(jìn)口還有一個類似前掠翼刀的支架，它除了作為進(jìn)氣激波錘外，還增加了進(jìn)氣道外唇口剛性和強度，減小了上下唇口的振動阻尼。此外，其前掠支架可使迎面的來流沿展向分布，使氣流方向盡可能地向S型進(jìn)氣道的上口流動，有利于增加進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。在M數(shù)0.6～1.2時，總壓恢復(fù)系數(shù)高達(dá)0.98，性能相當(dāng)優(yōu)異;在M數(shù)為1.6時，其總壓恢復(fù)系數(shù)也在0.9以上;但當(dāng)M=2.0時，其總壓恢復(fù)系數(shù)卻驟然跌至0.74，損失較大。由于采用機腹進(jìn)氣，而發(fā)動機位于飛機尾部中線附近，因此進(jìn)氣道由半圓平滑過渡到圓形，整個通道成S形。這樣，正面入射的雷達(dá)波不容易直接照射到內(nèi)部發(fā)動機的壓縮機和風(fēng)扇葉片上，降低了發(fā)動機旋轉(zhuǎn)時葉片對雷達(dá)波的衍射，削弱了飛機在正前方向上的強雷達(dá)波反射源，有利于隱身。另外，由于機身對腹部進(jìn)氣道的遮蔽作用，降低大迎角下進(jìn)氣道對迎角和側(cè)滑角的敏感性，使飛機仍然能保持氣流順暢，改善了機動飛行中進(jìn)氣道空氣動態(tài)畸變給發(fā)動機帶來的不利影響。雖然采用腹部進(jìn)氣優(yōu)點很多，但是缺點也很明顯。由于進(jìn)氣道距離地面很近，飛機起降或滑行時很容易將跑道上的一些雜物吸入進(jìn)氣道，尤其是將前起落架位于進(jìn)氣口前部，輪胎滾動帶起的沙石很容易被吸進(jìn)進(jìn)氣道以致打壞發(fā)動機壓氣機葉片。為此，F(xiàn)-16將前起落架艙布置在進(jìn)氣道口的后下方，在減小吸入雜物的同時，又降低了起落架的高度。

?從此圖可以清楚看到F-35的座艙和進(jìn)氣道

在世界戰(zhàn)斗機史上，F(xiàn)-16率先采用翼身融合體氣動布局的設(shè)計，使機身與機翼平滑連接，機身也像機翼那樣成為一個升力體，在提高飛機升力系數(shù)的同時還減小了機身與機翼之間的干擾阻力，同時還減輕了飛機結(jié)構(gòu)重量，據(jù)說可減重258千克。另外，采用翼身融合體的設(shè)計還有效增加了機內(nèi)空間，增大了載油系數(shù)，也能有效減小雷達(dá)反射面積。機翼采用三代戰(zhàn)斗機通用的中等后掠角、中等展弦比、中弧面、可變彎度的前/后緣機動襟翼布局，結(jié)構(gòu)為懸臂式中單翼，平面幾何形狀為切角三角形，翼型為常規(guī)的非超臨界翼型，翼根前緣與機頭部位的前邊條翼有機融合在一起，可改善大迎角時的氣動性能，同時可減輕飛機的結(jié)構(gòu)重量。F-16翼展約10米（帶翼尖導(dǎo)彈情況下），展弦比為3.3，機翼面積近30平方米，機翼的前緣后掠角為40°，1/4弦線約為35°。機翼前緣裝有全翼展機動襟翼，在計算機控制下可隨迎角和飛行速度的變化而自動下偏以改變機翼彎度，采用這種設(shè)計可使飛機在大迎角仍保持有效的升力系數(shù)，從而提高機動能力。機翼后緣幾乎與機身中心線垂直，裝有襟副翼，有副翼、襟翼和機動襟翼三種功能，既可像普通襟翼那樣起增加升力的作用，又可以左右差動進(jìn)行橫向操縱。

F-35的垂尾設(shè)計有點類似于F-18，由于F-35的垂尾比F-18的更靠后，接近發(fā)動機尾噴口，因此尾臂更長，尾容量也更大，再加上發(fā)動機尾噴流的引射效應(yīng)，在大迎角狀態(tài)下的垂尾的效率應(yīng)該比F-18更高更有效，低速大迎角機動能力兩者不分伯仲

F-16的尾翼采用全動式水平尾翼和單垂尾布局設(shè)計，為增加飛行穩(wěn)定性，垂尾設(shè)計較高，安定面大，前緣后掠45°，后緣為25°，后緣為全翼展的方向舵。水平尾翼為全動式，既可同向偏轉(zhuǎn)進(jìn)行俯仰控制，又可差動偏轉(zhuǎn)配合機翼后緣的襟副翼進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。平尾平面形狀與機翼相似，且?guī)?5°下反角，大大減少了大迎角飛行條件下機翼下洗流場對尾翼的不利干擾，增加了大迎角條件下的配平能力。為增強大迎角條件和超音速時的飛行穩(wěn)定性，F(xiàn)-16還在機尾腹部設(shè)有兩塊面積較大的腹鰭，腹鰭采用外傾設(shè)計，避免了起降時機尾擦地的危險。翼根整流罩后部是開裂式減速板，在液壓作動筒的控制下可進(jìn)行開合控制，從而對飛機實現(xiàn)減速。整個平尾采用合金蜂窩夾層構(gòu)件，以減輕飛機結(jié)構(gòu)重量。

從總體上來講，采用單發(fā)單垂尾氣動布局的F-16結(jié)構(gòu)緊湊、短小精悍，再加上一顆強大的動力源，亞音速狀態(tài)下?lián)碛薪艹龅姆€(wěn)盤角速度和滾轉(zhuǎn)角速度，號稱四代輕型戰(zhàn)機的“格斗之王”，堪稱能量機動典范。

F-35 與前輩F-16“戰(zhàn)隼”類似，F(xiàn)-35“閃電”Ⅱ是美軍在90年代末期應(yīng)空軍、海軍、海軍陸戰(zhàn)隊要求提出的“聯(lián)合打擊戰(zhàn)斗機”（Joint Strike Fighter，簡稱 JSF）計劃的第五代隱身戰(zhàn)斗機。該計劃于1996年開始招標(biāo)，麥道、諾斯羅普·格魯曼、洛克希德·馬丁、波音公司分別提出了方案參與競標(biāo)。經(jīng)過初級評估后，美軍方?jīng)Q定由波音公司和洛克希德·馬丁公司各自研制2架原形驗證機，并展開競爭。波音公司驗證機編號為X-32，洛·馬公司的則為X-35，1999年首飛。在經(jīng)過兩年的對比測試后，美國國防部在對兩家競標(biāo)機型的性能表現(xiàn)、設(shè)計特點以及風(fēng)險程度展開全面評估后，于2001年底宣布X-35方案以微弱的優(yōu)勢險勝，而新一代的聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機（JSF）也被正式命名為F-35。

從外觀看，系出同門的F-35與F-22“猛禽”有幾分相似。作為與F-22進(jìn)行高低搭配的所謂低端機型（實際上前者強調(diào)制空權(quán)，而后者更善于對面攻擊），F(xiàn)-35在氣動外形和結(jié)構(gòu)布局上盡可能地沿用F-22的一些成果，以降低風(fēng)險和成本基礎(chǔ)。除了軸對稱單發(fā)布局和帶有可使附面層分離鼓包的DSI進(jìn)氣道稍有區(qū)別外，F(xiàn)-35差不多可以說是縮水版“猛禽”。同“猛禽”一樣，F(xiàn)-35的頭部也采用大后掠多面體的頭錐設(shè)計。之所以采用這樣的設(shè)計方式而不是傳統(tǒng)的圓錐設(shè)計，就是因為用小平板外形代替曲面外形，用多方向的鏡面反射和邊緣衍射代替小角度的能量集中的大鏡面反射，可抑制鏡面強反射，以使雷達(dá)波形成瞬時閃爍的微弱回波，減小RCS。除此以外，F(xiàn)-35機頭玄線還起到邊條作用，F(xiàn)-22也是一樣。F-22的邊條渦可視為由三段邊條繞合而成（扁平機頭具有邊條作用），繞合的強度不是普通邊條能比的。而F-35進(jìn)氣道上表面的口蓋，在大仰角下具有配合前機身邊緣棱角產(chǎn)生脫體渦的作用，等效于一個渦流發(fā)生器。從俯視圖上看，F(xiàn)-35機頭玄線與DSI進(jìn)氣道的上緣有機地融會在一起，進(jìn)氣道的上緣前掠，與前機身玄線形成了鋸齒一樣的布局，其原理類似于機翼上的鋸齒。通過機頭玄線的氣流與DSI進(jìn)氣道上鼓包上緣分離的附面層氣流一起，在鼓包進(jìn)氣道折角處拉出一股脫體旋渦，對翼面干擾增加升力。另外，進(jìn)氣道玄線與機翼相交形成一個小邊條，拉出另外一股脫體旋渦對翼面干擾增加升力，但渦流強度相對三段繞合的F-22差距明顯。因此，F(xiàn)-35的渦制升力能力遠(yuǎn)不及F-22。

F-35的座艙比較有特點，雖然也像F-22那樣采用整體座艙蓋，但為了滿足海軍和海軍陸戰(zhàn)隊低空快速穿蓋彈射的需要，因此風(fēng)擋玻璃較薄，內(nèi)部采用支撐框來保證結(jié)構(gòu)強度，外表采用真空等離子磁濺射金屬鍍膜工藝，以便隱身。由于機身中部隆起過高，造成座艙后向視野遠(yuǎn)不及座艙成金字塔樣式高高聳起的“猛禽”，因此飛行員需要借助特殊觀察系統(tǒng)，例如頭盔顯示系統(tǒng)（HMDS）。該系統(tǒng)與機身6個分布式孔徑攝像機相連接，實現(xiàn)了360°無死角觀瞄。否則，其近距離戰(zhàn)場態(tài)勢感知能力（SA）將遠(yuǎn)不及F-22。

與F-22采用結(jié)構(gòu)復(fù)雜的CARET雙斜面外壓式楔形進(jìn)氣道不同的是，F(xiàn)-35創(chuàng)新性地采用了“無附面層隔道超音速進(jìn)氣道（DSI）”設(shè)計。洛·馬公司在進(jìn)氣道的進(jìn)氣口并沒有設(shè)置常規(guī)的固定式附面層隔道，而是通過計算機設(shè)計了一個三維曲面的突起塊，或者稱鼓包。這個鼓包可對氣流進(jìn)行壓縮，并產(chǎn)生一個把附面層氣流推離進(jìn)氣道的壓力分布，對附面層起到隔板的作用。DSI 不僅結(jié)構(gòu)簡單，還大大地減輕了重量，隱身性能不遜于CARET雙斜面外壓式楔形進(jìn)氣道。由于無傳統(tǒng)二元進(jìn)氣道或CARET的上擋板屏蔽，氣流畸變較大，其瞬間大迎角性能相對CARET較差，對側(cè)滑角度相對敏感。因此，早期X-35驗證機上的DSI進(jìn)氣道上緣相對下緣并不突出，后期考慮到增強大迎角機動能力，將上緣有意突出。

在機翼方面，F(xiàn)-35先天翼面積較小，不到43平方米（海軍C型號除外），后掠角較小，相對機身體積尺寸來說翼載荷大;而F-22機翼面積達(dá)到78平方米，相對機身體積尺寸來說翼載荷小。因此相對于F-22，F(xiàn)-35無論是升力特性還是機動靈活方面都差距不小。F-35的尾翼設(shè)計很有創(chuàng)意，也是采用尾翼環(huán)量控制技術(shù)，水平尾翼的樞軸部分與機身的后緣邊條鉸接在一起，作為后邊條的延伸與平尾融合在一起，而由后邊條形成的尾撐使整個平尾部分位于發(fā)動機的尾噴口之后。這樣，水平尾翼在偏轉(zhuǎn)時，就可以充分利用發(fā)動機尾噴流的引射效應(yīng)來提高平尾的氣動效率，起到類似噴氣襟翼的作用，使自然來流不容易分離，增加飛機抬頭力矩，即使迎角很大也能保持平尾效率。同時，這種結(jié)構(gòu)又能有效減少作用在尾撐上的扭轉(zhuǎn)力矩，減輕尾撐的結(jié)構(gòu)重量。另外，尾撐在機身迎角過大時，還會產(chǎn)生阻止機頭繼續(xù)上仰發(fā)散的低頭力矩?？傊?，通過發(fā)動機噴流的引射效應(yīng)，位于發(fā)動機尾噴口后的“尾撐式可偏轉(zhuǎn)的后邊條尾翼”，在大迎角狀態(tài)下氣動效率比傳統(tǒng)的平尾要高得多。

和平尾一樣，F(xiàn)-35的垂翼設(shè)計很有特點，與F-22面積巨大且后緣前傾垂尾顯著不同。為了避開大迎角狀態(tài)下機翼和水平尾翼的屏蔽效應(yīng)的影響，提高垂尾在大迎角狀態(tài)下的穩(wěn)定性和氣動效率，F(xiàn)-22垂尾面積巨大，外傾角度相對較大，而且后緣前傾，前傾的后緣方向舵提高了大迎角狀態(tài)下的方向舵效率，有利于后下方的隱身。F-35的垂尾設(shè)計有點類似F-18，考慮到面積率的影響，也采用外傾后掠的中等展弦比垂尾（但后掠的垂尾對后下方的隱身較F-22差）。外傾的垂尾除了能減少側(cè)向RCS，還避免了前機身和邊條產(chǎn)生的脫體渦流的干擾，提高了垂尾在大迎角狀態(tài)下的穩(wěn)定性和氣動效率。由于F-35的垂尾比F-18更靠后，接近發(fā)動機尾噴口，因此尾臂更長，尾容量也更大;再加上發(fā)動機尾噴流的引射效應(yīng)，在大迎角狀態(tài)下垂尾的效率應(yīng)該比F-18更高。

了解航空業(yè)內(nèi)技術(shù)信息的專業(yè)人士知道，F(xiàn)/A-18“大黃蜂”以及后來的“超級大黃蜂”是當(dāng)今世界上現(xiàn)役四代機中大迎角機動能力最出色的戰(zhàn)斗機。除了能做近似“眼鏡蛇”的“大鼻頭”機動外，它獨特的外傾垂尾布局還能做出只有帶推力矢量發(fā)動機才能做出的近似“貓鼬”甚至類似“赫布斯特”等機動動作。要知道這些過失速機動是目前已知的不帶推力矢量的其他戰(zhàn)機根本做不出來的，而相對于“眼鏡蛇”機動來說，這些過失速機動動作在戰(zhàn)術(shù)上更具威脅性。F-35的推重比要比F/A-18“大黃蜂”及“超級大黃蜂”更為突出，尾翼效率要高（無論是平尾還是垂尾）。因此完全有理由相信，在低速和過失速范圍內(nèi)，F(xiàn)-35應(yīng)該具有與F/A-18E/F “超級大黃蜂”近似的低速機動性能和大迎角過失速機動能力。當(dāng)然，后來的包線擴展試飛中同樣證實了F-35確實能達(dá)到55°的可控超大迎角，與上一代戰(zhàn)機中可控超大迎角能力最杰出的F/A-18E/F “超級大黃蜂”旗鼓相當(dāng)！而在亞、跨音速范圍內(nèi)，由于其裝備推力20噸級別的超大推力發(fā)動機且無外掛干凈的外形阻力，在2011年的飛行試驗中F-35已經(jīng)驗證了帶標(biāo)準(zhǔn)內(nèi)部武器荷載無加力軍推達(dá)到1.2馬赫和加力狀態(tài)超過1.8馬赫的更大飛行速度，可以說與上一代戰(zhàn)斗機特別是許多輕型、中型戰(zhàn)斗機不分伯仲。而一旦后者在有大外掛裝備的情況下，其最大飛行速度很可能不及F-35。

當(dāng)然，要想達(dá)到如此速度離不開強大動力心臟——F-135發(fā)動機。它是在F-119發(fā)動機基礎(chǔ)上增加了涵道比改進(jìn)升級而來的，推力為當(dāng)今軍用大推之首，地面不開加力時推力就能達(dá)到13噸級，與我軍目前裝備的AL-31和“太行”最大加力推力差不多。F-35低速加速能力相比F-16有過之而無不及，這也是我們在視頻上看到其在起飛加速上比伴隨飛行觀察的F-16更勝一籌的原因。但是隨著飛行速度的增加，采用大涵道比的F-135發(fā)動機的劣勢自然暴露。因為飛機要想以亞、跨甚至超音速飛行，必須需要涵道比較低的渦扇發(fā)動機，以控制飛機進(jìn)氣口橫截面積從而降低波阻，這也是低涵道比發(fā)動機高速性能更加優(yōu)異的原因。再加上豐滿肥碩機身造成的額外阻力，造成F-35亞音速階段中途加速很可能相對乏力。即使有再高的推重比，也會因為額外的阻力造成加速能力不足，這也是F-35在中段加速能力上很可能不及F-16的原因。

F-135發(fā)動機是F-119發(fā)動機基礎(chǔ)上增加了涵道比改進(jìn)升級而來，推力為當(dāng)今軍用大推之首

機動性能

從兩者的氣動結(jié)構(gòu)布局，我們可以淺析一下F-16與F-35的機動性能。實際上廣義的機動性，應(yīng)該稱為機敏性能，不僅包括傳統(tǒng)意義上的常規(guī)機動性，還包含非傳統(tǒng)意義的敏捷性。前者隸屬于能量機動意義，指飛機改變速度、高度、方向或任意組合的能力，如能量-機動法（EM）、盤旋能力等等，更傾向于載機相位的變化，難以概括飛機的瞬態(tài)特性。后者更關(guān)注飛機瞬態(tài)角度的變化，即瞬態(tài)響應(yīng)性好、反映敏捷迅速。敏捷性反映的是飛機短時間內(nèi)的變化能力，是衡量飛機動態(tài)特性的指標(biāo)。衡量飛機敏捷性的判據(jù)很多，主要有滾轉(zhuǎn)敏捷性、扭轉(zhuǎn)敏捷性、俯仰敏捷性、軸向敏捷性等等。

常規(guī)機動性能 首先，我們要來對比的就是常規(guī)機動性能中的能量爬升率。能量爬升率，又稱單位重力剩余功率（SEP），是衡量戰(zhàn)斗機機動性的重要指標(biāo)之一，由美國富有傳奇色彩的“戰(zhàn)斗機黑手黨”的核心人物約翰·博伊德提出。其理論公式為能量爬升率（SEP）等于飛機飛行速度乘以發(fā)動機剩余推力（即發(fā)動機可用推力與飛機阻力的差值）再除以飛機的重量。從雙方的氣動外形、結(jié)構(gòu)布局以及正面投影面積上看，F(xiàn)-16更小巧精干。而且F-16采用單垂尾，額外阻力小，此外其翼形厚度也相對較薄，在結(jié)構(gòu)重量以及體積尺寸上更輕更小。因此，在零升阻力上F-16也應(yīng)該占據(jù)優(yōu)勢。F-35為滿足內(nèi)部彈倉需要和更大的航程，機身過于肥碩臃腫，雖然擁有推重比10以上的強大發(fā)動機，低速加速能力相當(dāng)不俗，但因為涵道較大，高速時性能反而下降。當(dāng)然，這兩種戰(zhàn)機都不是為了超音速飛行所優(yōu)化設(shè)計的，一旦超過音速過多，兩者的飛行能力都顯著下降。在有大戰(zhàn)斗荷載的情況下， F-35由于凈形干擾阻力較低其優(yōu)勢會很快突顯出來，而F-16很可能由于外載荷過多阻力過大不能進(jìn)入超音速飛行。

F-16A在亞音速狀態(tài)下穩(wěn)定盤旋性能在現(xiàn)代的四代機中間是最好的，號稱四代機中“穩(wěn)盤王”，最大穩(wěn)盤可達(dá)21°/秒，而F-35在這個速度區(qū)間內(nèi)與F-16玩盤旋格斗很可能吃虧不小

盤旋能力是衡量戰(zhàn)斗機常規(guī)機動性能的另一個重要指標(biāo)，主要包括穩(wěn)定盤旋性能和瞬時盤旋性能兩個方面。在穩(wěn)定盤旋上，決定性能優(yōu)劣的主要因素包括可用升力、翼載荷、發(fā)動機推力和阻力，當(dāng)然還有配平能力。而瞬時盤旋能力只與最大可用升力系數(shù)以及翼載荷有關(guān)（當(dāng)然還受飛機結(jié)構(gòu)和人員生理極限限制），與能量爬升率（SEP）無關(guān)。前者屬于能量機動范圍，而后者屬于角度機動范圍。衡量飛機盤旋性能的參數(shù)有很多，主要有盤旋半徑、盤旋角速度、過載（在這里指的是法向過載）等。

盤旋半徑（在這里指穩(wěn)定盤旋）受飛行速度、臨界迎角、結(jié)構(gòu)強度影響，以及駕駛員生理承受能力的限制。飛行速度越大，盤旋半徑越大;飛機的臨界迎角越大，極限盤旋半徑就越小;飛機、駕駛員正常工作所能承受的載荷越大，盤旋半徑越小。在最大升力系數(shù)和翼載一定的條件下，飛機的盤旋半徑和速度平方成正比，因此最小盤旋半徑出現(xiàn)在低空低速區(qū)。戰(zhàn)機要作小半徑盤旋，駕駛員需操縱升降舵，加大油門，又要偏轉(zhuǎn)副翼及方向舵。隨著高速飛機的發(fā)展，飛機的盤旋性能逐步下降。第一次世界大戰(zhàn)時飛機盤旋半徑為數(shù)十米，二戰(zhàn)時為數(shù)百米，而到了現(xiàn)在盤旋半徑達(dá)數(shù)千米。

除了盤旋半徑外，衡量戰(zhàn)機盤旋能力高低的還有另一個重要因素——即盤旋角速度。所謂的盤旋角速度，即飛機盤旋一圈與所用周期的比值，就是飛機轉(zhuǎn)彎的快慢，飛機盤旋的周期越短，其盤旋角速度越大。事實上，盤旋角速度似乎比盤旋半徑更能說明問題。舉例來說，一架高速戰(zhàn)機雖然盤旋半徑大，但是如果其盤旋角速度也大，那么相對盤旋半徑小但轉(zhuǎn)得慢的飛機更容易繞到其后方。而如何增加飛機的盤旋角速度，關(guān)鍵在于對角點速度的運用（角點速度：飛機能作過失速機動的最大速度。最大可用升力系數(shù)和翼載荷限制的瞬時旋轉(zhuǎn)角度曲線與飛機結(jié)構(gòu)強度、人員生理極限條件限制的瞬時旋轉(zhuǎn)角速度曲線的交點，對應(yīng)的飛行速度就是角點速度。對于常規(guī)飛機，角點速度所對應(yīng)的盤旋角速度越大，轉(zhuǎn)彎最快）。因為這個時候飛機的盤旋角速度最大。如果一架飛機在某一空速下?lián)碛谐旱谋P旋角速度，那么在格斗轉(zhuǎn)向過程中就較同空速下盤旋角速度差的戰(zhàn)機擁有更大的勝算。當(dāng)然這種說法似乎有點過于絕對，在近距格斗中，擁有較小盤旋半徑和擁有較高盤旋角速度的戰(zhàn)機都可能在盤旋格斗中擁有首先指向目標(biāo)的機會（指向目標(biāo)角度差），即都有實現(xiàn)搶先攻擊的機會。例如，當(dāng)敵對雙方戰(zhàn)機對沖過頭后采取盤旋機動轉(zhuǎn)身尋找下一次攻擊機會時，如果兩機采取相反時針盤旋時，擁有較小盤旋半徑的戰(zhàn)機可能比擁有較高盤旋角速度的戰(zhàn)機先實現(xiàn)對目標(biāo)指向（在這里要考慮兩機的初始相位、相對盤旋半徑和相對盤旋角速度）。而兩機采取同時針方向盤旋回轉(zhuǎn)時，擁有較高盤旋角速度的戰(zhàn)機將更容易繞道對方后方6點鐘的位置。而采用尾隨飛行方式進(jìn)行盤旋纏斗的結(jié)果，很有可能與上面所說的相反。

在低空F-16的最大初始滾轉(zhuǎn)角速度達(dá)到340°/秒，接近一周，而F-35這類單發(fā)雙垂尾的結(jié)構(gòu)布局的戰(zhàn)機機體寬，飛機轉(zhuǎn)動慣量大，氣動阻尼較大，如果垂尾不參與滾轉(zhuǎn)介入的情況下，僅僅依靠平尾作動下，飛機滾轉(zhuǎn)敏捷性很可能不如F-16

前面提到，決定穩(wěn)定盤旋能力大小的主要因素有飛機翼載荷、發(fā)動機推重比、可用升力、飛機阻力以及飛機的配平能力;而瞬時盤旋能力只與最大可用升力系數(shù)以及翼載荷有關(guān)，還受飛機結(jié)構(gòu)和人員生理極限限制，與能量爬升率（SEP）無關(guān)。F-16翼載荷更小，對盤旋性能有益。此外在推重比上，僅僅處于格斗無外掛狀態(tài)的F-16略占優(yōu)勢。兩者的可用升力和配平能力目前還不得而知。不過，筆者認(rèn)為F-16與F-35具有相近的展弦比和后掠角，只是F-35機翼翼形相對較厚，低速升阻比應(yīng)該較大，應(yīng)該具有更佳的低速盤旋性能。而在飛行阻力上，由于F-16采用單垂尾，翼形薄，高速飛行時氣動阻力要小些。但在空速較高的亞/跨音速階段（M0.6～1.2），情況就截然相反了。這一速度階段正是戰(zhàn)機作各種劇烈格斗機動的常用速度區(qū)。F-35由于采用單發(fā)雙垂尾布局，氣動阻力大、翼載大，因此盤旋性能顯著下降。而F-16氣動阻力小、翼載小、推重比較高，且機身結(jié)構(gòu)抗過載大，即使在亞跨音速階段也可以達(dá)到9g，因此在高速階段F-16應(yīng)該能拉出更小的盤旋半徑和更高的盤旋過載。據(jù)報道，F(xiàn)-16A在飛行速度為M0.7時，其盤旋半徑僅為650米，為四代戰(zhàn)機中的“穩(wěn)盤王”。而F-35在該空速下的最小盤旋半徑達(dá)不到F-16的戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)。在根據(jù)公開的資料，早期的F-16A型最大瞬時盤旋角速度可達(dá)到28°/秒，后來改進(jìn)的型號因為任務(wù)需要而在結(jié)構(gòu)增強增重，造成翼載荷增加而導(dǎo)致盤旋角速度下降，但其瞬時盤旋角速度也可達(dá)25°/秒，而F-35在這個速度區(qū)間內(nèi)與F-16玩盤旋格斗很可能吃虧不小。筆者估計，此次F-35與F-16的炮戰(zhàn)格斗演練，很可能是在這個速度區(qū)間內(nèi)進(jìn)行的。

敏捷性 衡量飛機敏捷性的判據(jù)很多，主要有滾轉(zhuǎn)敏捷性、扭轉(zhuǎn)敏捷性、俯仰敏捷性、軸向敏捷性、瞄準(zhǔn)余量等等。滾轉(zhuǎn)敏捷性，即飛機進(jìn)行橫滾機動所用時間，國外通常把初始滾轉(zhuǎn)90°所用時間作為判斷依據(jù)。滾轉(zhuǎn)機動在飛機纏斗中十分重要，它可以很快改變自己與對手之間的作戰(zhàn)平面，使對手無法建立一個射擊跟蹤軌跡;或者利用快速左右滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生的巨大誘導(dǎo)阻力，急劇消耗飛機自身動能，迫使原本處于尾追優(yōu)勢位置的敵機被迫沖前，迅速完成轉(zhuǎn)守為攻的攻防位置轉(zhuǎn)換。由于F-16采用單發(fā)單垂尾氣動布局，且發(fā)動機與飛機中軸線重合，整個飛機布局緊湊、質(zhì)量比較集中，飛機轉(zhuǎn)動慣量小，氣動阻尼小，在一定舵面的偏轉(zhuǎn)力矩下，該機具有更優(yōu)異的滾轉(zhuǎn)機動性能?？催^F-16飛行視頻的人都會對其驚人的滾轉(zhuǎn)能力感到驚嘆。據(jù)報道， F-16在低空的最大初始滾轉(zhuǎn)角速度達(dá)到340°/秒，接近一周。而像F-35這類單發(fā)雙垂尾結(jié)構(gòu)布局的戰(zhàn)機，機體寬，飛機轉(zhuǎn)動慣量大，再加上氣動阻尼較大，如果垂尾不參與滾轉(zhuǎn)介入、僅僅依靠平尾作動下，滾轉(zhuǎn)敏捷性很可能不如F-16。

軸向敏捷性，在給定條件下最小和最大單位剩余功率之差除以兩種狀態(tài)轉(zhuǎn)變所需時間。可以看出，軸向敏捷性主要是用來評估單位剩余功率PS的變化率，即飛機從一種PS狀態(tài)變換到另一種PS狀態(tài)（特別是從最小PS狀態(tài)變換到最大PS狀態(tài)）的能力和完成這種變換所需要的時間。包含因素除了可用推力、自重和飛行阻力外，主要是發(fā)動機對油門指令的快速反應(yīng)能力（即發(fā)動機由慢車推力到全加力推力的反應(yīng)時間，而不是在最大油門狀態(tài)下的加速時間）。F-16的F100系列發(fā)動機涵道比較小，高速飛行效率高，再加上飛機凈形阻力小、重量輕，因此其軸向加速的敏捷性也就更高。而F-135發(fā)動機雖然推力巨大、推重比高，在飛機起降以及中低速加速階段相對具有優(yōu)勢，但由于涵道比相對過高、橫截面積較大，造成高速飛行時沖壓阻力過大，再加上飛機凈形阻力較大、重量大。因此，在中高速度區(qū)間以上F-35軸向加速的敏捷性相對F-16差些。

俯仰敏捷性，指飛機從平飛狀態(tài)迅速拉桿過載至最大，然后迅速回桿過載減少到零時所需要的時間，與俯仰力矩系數(shù)、尾翼面積、偏轉(zhuǎn)角、偏轉(zhuǎn)角速度、機翼面積、氣動弦和俯仰軸慣性矩有關(guān)。由于DSI進(jìn)氣道的瞬間超大迎角以及側(cè)滑角敏感，F(xiàn)-35的俯仰角速度很可能不如F-16的 31.5°/秒那樣敏捷迅速（注：這里指在可控迎角范圍內(nèi)的俯仰敏捷性，不包括“眼鏡蛇”那樣的非可控大迎角機動）。

在常規(guī)機動性能上，采用單發(fā)雙垂尾布局的F-35由于機翼翼形相對較厚，低速升阻比較大，因此在低速階段應(yīng)該具有更佳的機動表現(xiàn);而F-16氣動阻力小、翼載小、推重比較高，且機身結(jié)構(gòu)抗過載大，在高速階段（這里指亞/跨音速）表現(xiàn)更加突出。

F-35由于隱身需要增加了表面積并犧牲了氣動性能，增加的飛行阻力只能通過增強發(fā)動機推力才能平衡。為了滿足五代機的飛行性能，發(fā)動機要求比四代機的推力更大、推重比更高，也意味著更多的油耗和更大的載油量，導(dǎo)致飛機重量進(jìn)一步增加。對于F-35來說，F(xiàn)-135發(fā)動機在維持飛機的中高速階段加速性可能存在諸多短板。在高速階段特別是亞、跨音速階段，F(xiàn)-35的中段加速性能、盤旋性能以及滾轉(zhuǎn)性能可能不及F-16。但是，由于F-35仍然具有像F-18E/F一樣良好的低速機動能力以及一定的過失速機動能力，因此在低速階段具有良好的機頭指向能力和超大迎角機動性能，在低速甚至過失速階段其機動性能比F-16更為突出，而在此速度區(qū)間包線內(nèi)F-16則不具備任何優(yōu)勢?？傊?，無論是常規(guī)機動敏捷性能上，還是在過失速機動性能上，F(xiàn)-16與F-35互有長短，各有千秋。

其他要考慮的因素

由于空中格斗十分復(fù)雜，考慮的因素很多：包括飛機的機動敏捷性、初始占位、座艙的視野（SA）、電傳系統(tǒng)可操縱性、近距火控系統(tǒng)性能、導(dǎo)彈機炮等武器性能、剩余油量、主/被動干擾對抗能力等……

以座艙為例，現(xiàn)代戰(zhàn)機的座艙布局可以綜合反映戰(zhàn)機的航電水平和駕駛員對外界信息的感知能力。F-16首創(chuàng)了獨特的無邊框氣泡式座艙，即座艙蓋為整體玻璃式，完全沒有遮擋，而且飛行員坐椅位置很高，視野極佳，其上半球視野達(dá)360°，側(cè)向260°，前后195°，側(cè)下40°，前下15°。這種座艙對于近距離格斗來說是十分有利的。F-35的座艙視野則明顯不如F-16，前者座艙布局相對機身部位低矮，缺乏后向態(tài)勢感知能力。當(dāng)然有必要說明的是，此次對抗演練的F-35是一架用來進(jìn)行飛行測試的驗證機，飛行控制軟件還不完善，飛控水平和飛行品質(zhì)有待進(jìn)一步提高。因此，十分成熟的F-16與未完全裝備狀態(tài)下的F-35格斗著實有點勝之不武。另外，F(xiàn)-35還沒裝備AF-2作戰(zhàn)任務(wù)系統(tǒng)軟件，不能通過傳感器獲得先敵發(fā)現(xiàn)的優(yōu)勢;更沒有涂裝特殊貼附雷達(dá)波吸收涂層，這種涂層能夠使F-35在雷達(dá)上匿蹤。特別是F-35沒有裝備最引以為傲的頭盔顯示系統(tǒng)（HMDS），飛行員不能夠用頭盔瞄準(zhǔn)攻擊敵機，而必須使機頭對準(zhǔn)。因此，此次對抗也缺乏足夠的說服力和權(quán)威性。

當(dāng)然，影響戰(zhàn)機近距格斗的因素很多，除了上述飛機本身的客觀因素外，主觀上還包括駕駛員的素質(zhì)、駕駛水平、戰(zhàn)術(shù)運用甚至機會運氣。在飛機性能以及武器裝備相差不大或者互有優(yōu)勢的情況下，關(guān)鍵是飛行員如何揚長避短，確保自己在一場生死攸關(guān)的較量中最大限度地發(fā)揮其所擁有的微弱優(yōu)勢。

（編輯/王路）