戰(zhàn)斗機(jī)翼型使用和發(fā)展綜述

袁 兵，劉 杰，魏中成，劉 沛，池江波

(成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091)

0 引言

戰(zhàn)斗機(jī)主要是用于保護(hù)我方運(yùn)用制空權(quán)以及摧毀敵人使用制空權(quán)之能力的軍用機(jī)種，以空／空作戰(zhàn)為主要模式。進(jìn)入21世紀(jì)以來(lái)，歐美等國(guó)基于先進(jìn)作戰(zhàn)理念的戰(zhàn)斗機(jī)相繼問(wèn)世。2005年F-22戰(zhàn)斗機(jī)開(kāi)始在美國(guó)空軍服役，2006年美國(guó)F-35戰(zhàn)斗機(jī)首飛。2010年俄羅斯T-50戰(zhàn)斗機(jī)首飛，蘇-57已于2021年裝備部隊(duì)。為了應(yīng)對(duì)未來(lái)日益復(fù)雜空中戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境，新一代戰(zhàn)斗機(jī)的研發(fā)已經(jīng)成為各主要軍事大國(guó)的發(fā)展重點(diǎn)，是搶占新軍事制高點(diǎn)的重要競(jìng)爭(zhēng)領(lǐng)域。

關(guān)于新一代戰(zhàn)斗機(jī)布局的具體特征并未形成定論。楊偉[1]提出跨代戰(zhàn)斗機(jī)是未來(lái)空中作戰(zhàn)體系中具有遠(yuǎn)程、穿透、強(qiáng)感知、強(qiáng)火力和快速?zèng)Q策能力的強(qiáng)有力的骨干節(jié)點(diǎn)平臺(tái)。張繼高[2]提出隨著推力矢量等技術(shù)的突破，戰(zhàn)斗機(jī)向放寬航向靜穩(wěn)定度擴(kuò)展逐漸具備條件，未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)布局很可能是飛翼氣動(dòng)布局形式。王海峰[3]提出隨著作戰(zhàn)需求和軍事科技的進(jìn)一步發(fā)展，下一代作戰(zhàn)飛機(jī)隱身需求逐步趨向全向、全頻段，飛機(jī)布局進(jìn)一步扁平化，可通過(guò)推力轉(zhuǎn)向獲得控制力矩，完美解決了下一代作戰(zhàn)飛機(jī)隱身及飛控的需求。張文宇等[4]對(duì)國(guó)外下一代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展情況進(jìn)行了研究，初步分析判斷未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)在飛行性能上傾向于超聲速高機(jī)動(dòng)能力，隱身能力將向飛機(jī)全向發(fā)展。

目前，新一代戰(zhàn)斗機(jī)相關(guān)研究主要集中在戰(zhàn)斗機(jī)能力需求方面[5-17]。要形成跨代優(yōu)勢(shì)的戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)，其所用翼型設(shè)計(jì)上也需要有所創(chuàng)新和突破。本文以戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局為著眼點(diǎn)，分析其所用翼型的發(fā)展趨勢(shì)，進(jìn)而展望新一代戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)翼型的需求。

1 戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局發(fā)展及其翼型發(fā)展趨勢(shì)

氣動(dòng)布局是實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)飛行性能的基礎(chǔ)，飛行器氣動(dòng)布局的每一次技術(shù)進(jìn)步，都會(huì)對(duì)飛行器的性能帶來(lái)巨大的飛躍。縱觀戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展歷史，戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局的發(fā)展規(guī)律大致如下。

第一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局。此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力較小，戰(zhàn)斗機(jī)只能在中、低空進(jìn)行亞聲速飛行，且飛行也被限制在小迎角范圍內(nèi)。該代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局采用平直機(jī)翼，代表機(jī)型有美國(guó)的P-51（圖1）和前蘇聯(lián)的雅克-3等。

圖1 P-51Fig. 1 P-51

第二代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局。此時(shí)戰(zhàn)斗機(jī)以渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，最大飛行速度達(dá)到超聲速，飛行高度達(dá)到高空，飛行仍也被限制在中小迎角范圍內(nèi)。此時(shí)戰(zhàn)斗機(jī)為了突破聲速，氣動(dòng)布局上開(kāi)始采用后掠機(jī)翼。代表機(jī)型有前蘇聯(lián)的米格-21戰(zhàn)斗機(jī)（圖2）等。

圖2 米格-21Fig. 2 A MiG-21 fighter

第三代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局。此時(shí)戰(zhàn)斗機(jī)以渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，在保持高空高速飛行能力的基礎(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)了大迎角機(jī)動(dòng)。該階段戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局的機(jī)翼前通常布置有前邊條或者鴨翼，利用邊條渦或鴨翼渦與機(jī)翼前緣渦之間有利干擾耦合，提升飛機(jī)中大迎角的升阻特性和失速特性。同時(shí)采用機(jī)翼前緣機(jī)動(dòng)襟翼，抑制氣流分離。代表機(jī)型有美國(guó)的F-16戰(zhàn)斗機(jī)和法國(guó)的陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)（圖3）等。

圖3 陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)Fig. 3 Schematic diagram of Rafale fighter

第四代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局。此時(shí)戰(zhàn)斗機(jī)以大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，可實(shí)現(xiàn)超聲速巡航；裝備推力矢量噴管，實(shí)現(xiàn)可控的失速和過(guò)失速機(jī)動(dòng)；機(jī)翼與機(jī)身上部采用融合設(shè)計(jì)形成升力體，可提高升力、降低阻力；氣動(dòng)布局主棱邊采用平行原理，武器內(nèi)置，垂尾外傾，雷達(dá)反射截面相比上代戰(zhàn)斗機(jī)明顯降低。代表機(jī)型有美國(guó)的F-22戰(zhàn)斗機(jī)（圖4）和俄羅斯的Su-57戰(zhàn)斗機(jī)等。

圖4 F-22戰(zhàn)斗機(jī)Fig. 4 Schematic diagram of F-22 fighter

機(jī)翼是實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)飛行性能最主要的部件，翼型是組成機(jī)翼的基本元素。對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)這類(lèi)小展弦比薄機(jī)翼，雖然平面形狀對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)特性起著主要作用，但是翼型的設(shè)計(jì)仍然十分重要。其中，翼型的彎度關(guān)系到戰(zhàn)斗機(jī)的亞、跨聲速機(jī)動(dòng)能力，翼型的前緣形狀與機(jī)翼三維分離渦的生成和發(fā)展關(guān)系密切，從而影響戰(zhàn)斗機(jī)的大迎角升阻特性。與此同時(shí)，翼型的跨聲速升阻比、阻力發(fā)散邊界和超聲速阻力特性對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的跨聲速巡航以及超聲速巡航能力有重要的影響[18-19]。

不同的氣動(dòng)布局形式滿(mǎn)足不同代戰(zhàn)斗機(jī)能力需求，不同能力需求也牽引著戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼翼型的發(fā)展。為應(yīng)對(duì)不同的性能需求，現(xiàn)有戰(zhàn)斗機(jī)所用翼型的發(fā)展趨勢(shì)大致如下。

第一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局主要注重飛機(jī)平臺(tái)的中小迎角下的亞聲速飛行性能，因此選擇的翼型的頭部豐滿(mǎn)，厚度較厚，通常大于10%，彎度通常大于3%，具有低速升阻比大和升力特性好的特點(diǎn)。表1給出了典型第一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局使用的翼型。圖5給出了前蘇聯(lián)雅克-18使用的CLARK-YH翼型示意圖。

表1 典型第一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局采用的翼型[20-21]Table 1 Typical airfoils used by first-generation fighters[20-21]

圖5 CLARK-YH翼型示意圖Fig. 5 CLARK-YH airfoil

第二代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局主要注重飛機(jī)平臺(tái)超聲速飛行性能。因?yàn)榇穗A段戰(zhàn)斗機(jī)所用的發(fā)動(dòng)機(jī)推力水平有限，盡可能減小跨超聲速阻力是氣動(dòng)上主要的設(shè)計(jì)點(diǎn)。第二代戰(zhàn)斗機(jī)采用的翼型為減小激波阻力，翼型通常采用厚度較小的對(duì)稱(chēng)翼型，翼型厚度約為3%～6%，同時(shí)取消彎度。表2給出了典型第二代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局使用的翼型。圖6給出了NACA 0006翼型的示意圖。

表2 典型第二代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局采用的翼型[20-21]Table 2 Typical airfoils used by second-generation fighters[20-21]

圖6 NACA 0006翼型示意圖Fig. 6 Schematic diagram of NACA 0006 airfoil

第三代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局側(cè)重超聲速的氣動(dòng)特性，同時(shí)兼顧跨聲速升力和失速特性。此階段戰(zhàn)斗機(jī)所用的發(fā)動(dòng)機(jī)推力水平相比上一代已有明顯的提升，機(jī)翼可以采用一定彎度范圍內(nèi)的翼型。一方面其對(duì)超聲速阻力的影響在有限的范圍內(nèi)，平臺(tái)阻力仍然滿(mǎn)足超聲速飛行性能要求，同時(shí)提升全機(jī)的跨聲速飛行性能。表3給出了典型第三代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局使用的翼型。圖7給出了NACA 64A204翼型的示意圖。

表3 典型第三代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局采用的翼型[20-21]Table 3 Typical airfoils used by third-generation fighters[20-21]

圖7 NACA 64A204翼型示意圖Fig. 7 Schematic diagram of NACA 64A204 airfoil

第四代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局要求同時(shí)具備優(yōu)異的亞、跨、超聲速飛行性能，此外還需求過(guò)失速機(jī)動(dòng)、高隱身等能力。對(duì)于該代戰(zhàn)斗機(jī)翼型，在隱身的約束條件下，氣動(dòng)上還需要在跨聲速條件下具有高的巡航升阻比和高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，以保證戰(zhàn)斗機(jī)的航程；在超聲速條件下具有低的超聲速波阻，以提高戰(zhàn)斗機(jī)的超聲速巡航能力；在跨超聲速設(shè)計(jì)點(diǎn)，縱向俯仰特性滿(mǎn)足戰(zhàn)斗機(jī)的巡航配平阻力小的需求。隨著綜合設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)的發(fā)展，該代戰(zhàn)斗機(jī)翼型不再采用標(biāo)準(zhǔn)的翼型或者簡(jiǎn)單的修形翼型，針對(duì)該代戰(zhàn)斗機(jī)多設(shè)計(jì)點(diǎn)多學(xué)科的設(shè)計(jì)要求，通過(guò)綜合優(yōu)化技術(shù)形成適用于該代戰(zhàn)斗機(jī)平臺(tái)使用的專(zhuān)用翼型。目前第四代戰(zhàn)斗機(jī)翼型作為一項(xiàng)核心技術(shù)并沒(méi)有公開(kāi)，無(wú)法查到相應(yīng)的翼型數(shù)據(jù)。

從戰(zhàn)斗機(jī)翼型的發(fā)展來(lái)看，一方面從起初僅單一注重的低亞聲速或超聲速氣動(dòng)特性，發(fā)展到兼顧考慮亞跨超聲速氣動(dòng)特性；另一方面從起初僅單一考慮氣動(dòng)性能需求，發(fā)展到現(xiàn)在兼顧考慮隱身等多學(xué)科的設(shè)計(jì)需求。同時(shí)，為適應(yīng)上述發(fā)展需求，戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局從起初采用標(biāo)準(zhǔn)的翼型逐漸發(fā)展到采用滿(mǎn)足多設(shè)計(jì)點(diǎn)多學(xué)科設(shè)計(jì)要求的專(zhuān)用翼型。表4給出了不同戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局對(duì)翼型性能的需求和不同代翼型的典型特點(diǎn)。圖8給出了不同代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局翼型厚度/彎度的發(fā)展規(guī)律。

表4 不同戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局對(duì)翼型性能的需求和不同代翼型的典型特點(diǎn)Table 4 Performance requirements on airfoils for different aircraft aerodynamic configurations

圖8 戰(zhàn)斗機(jī)翼型厚度/彎度的發(fā)展規(guī)律Fig. 8 The development of fighter airfoil thickness and camber

2 新一代戰(zhàn)斗機(jī)的翼型發(fā)展需求

未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)面臨的探測(cè)設(shè)備將覆蓋雷達(dá)、紅外、光學(xué)等多種頻譜，涉及P波段到Ka波段的寬頻段范圍，為了應(yīng)對(duì)未來(lái)日益復(fù)雜空中戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境，下一代戰(zhàn)斗機(jī)需要對(duì)現(xiàn)有戰(zhàn)斗機(jī)形成跨代優(yōu)勢(shì)，將要求具備更高的隱身特性、更好的機(jī)動(dòng)能力、更大的作戰(zhàn)半徑。

為實(shí)現(xiàn)未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)將具備寬頻隱身、大航程、高機(jī)動(dòng)等能力需求，氣動(dòng)布局一方面需要進(jìn)一步綜合考慮隱身等專(zhuān)業(yè)的設(shè)計(jì)需求，另一方面需要盡可能的提高多設(shè)計(jì)點(diǎn)下平臺(tái)的氣動(dòng)效率。

目前洛克希德·馬丁公司公布的下一代戰(zhàn)斗機(jī)概念方案強(qiáng)調(diào)寬頻帶的隱身性能和超聲速性能；其概念方案機(jī)身細(xì)長(zhǎng)，具有尖銳的機(jī)頭棱邊，機(jī)翼后緣帶拐折，尾翼大幅度外傾，如圖9所示。諾斯羅普?格魯門(mén)公司和波音公司公布的下一代戰(zhàn)斗機(jī)概念方案突出全向隱身特性，在氣動(dòng)布局上采用了無(wú)尾飛翼布局方案，如圖10和圖11所示。

圖9 洛克希德?馬丁公司公布的新一代戰(zhàn)斗機(jī)概念方案示意圖Fig. 9 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Lockheed Martin

圖10 諾斯羅普?格魯門(mén)公司公布的新一代戰(zhàn)斗機(jī)概念方案示意圖Fig. 10 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Northrop Crumman

圖11 波音公司公布的新一代戰(zhàn)斗機(jī)概念方案示意圖Fig. 11 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Boeing

從已經(jīng)公布的下一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局概念方案看，氣動(dòng)布局均表現(xiàn)出機(jī)身扁平且翼身高度融合的特征。同時(shí)這些方案要么采用大傾角垂尾要么直接取消垂尾。

對(duì)于未來(lái)的戰(zhàn)斗機(jī)，垂直尾翼已成為戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)一步提高性能的障礙。取消飛機(jī)垂尾所帶來(lái)的最直接的問(wèn)題是如何為飛機(jī)提供橫航向穩(wěn)定性和如何進(jìn)行飛機(jī)的操縱控制。隨著推力矢量、創(chuàng)新控制舵面、集成/自適應(yīng)飛行控制系統(tǒng)以及高運(yùn)算能力的數(shù)字處理器技術(shù)的應(yīng)用，研制高機(jī)動(dòng)的無(wú)尾戰(zhàn)斗機(jī)已經(jīng)成為可能。

為了使新一代戰(zhàn)斗機(jī)在各種高度、各種姿態(tài)下的隱身性能和氣動(dòng)性能都得到較好的兼顧，超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局成為最可能的選擇。與其他氣動(dòng)布局形式相比，超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局有以下幾個(gè)優(yōu)勢(shì)[22]：一是取消垂尾，高度融合式的氣動(dòng)布局形式能明顯減小飛機(jī)的雷達(dá)反射截面積（RCS），增強(qiáng)飛機(jī)的低可探測(cè)性；二是無(wú)尾消除了多翼面帶來(lái)的阻力以及翼面之間的不利氣動(dòng)干擾，同時(shí)機(jī)翼與機(jī)身高度融合，可減小全機(jī)的浸潤(rùn)面積，提高全機(jī)的氣動(dòng)效率；三是取消了垂尾后，機(jī)體結(jié)構(gòu)獲得簡(jiǎn)化的同時(shí)，其重量也可明顯減輕。

超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局形式無(wú)垂直安定面，且機(jī)身超扁平與機(jī)翼高度融合。為適應(yīng)新一代氣動(dòng)布局形式，翼型有以下幾個(gè)方面需求。

2.1 綜合考慮氣動(dòng)隱身性能的需求

隱身技術(shù)是提高未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)生存能力和突防能力的有效手段，尤其是提高縱深打擊能力的有效途徑。為了實(shí)現(xiàn)新一代戰(zhàn)斗機(jī)平臺(tái)的RCS水平比當(dāng)前第四代隱身戰(zhàn)斗機(jī)降低一個(gè)數(shù)量級(jí)以上，并且向?qū)掝l段、全方位隱身方向拓展，新一代戰(zhàn)斗機(jī)必須綜合考慮隱身的設(shè)計(jì)需求。

傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)翼前緣處的曲面設(shè)計(jì)通常接近柱面形狀，而隱身飛機(jī)較多地采用了薄尖劈形棱邊設(shè)計(jì)，示意圖見(jiàn)圖12。這種設(shè)計(jì)可通過(guò)修形把鏡面散射變?yōu)槿跎⑸?，提高機(jī)翼的隱身特性[23]。圖13給出了不同前緣對(duì)某翼型氣動(dòng)特性的影響。圖14出示了不同翼型前緣的空間流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖。結(jié)果表明，兼顧氣動(dòng)性能的戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼前緣半徑不宜太小，良好的氣動(dòng)與隱身性能對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)翼型的要求是不同的。因此，尋求氣動(dòng)與隱身性能的協(xié)調(diào)優(yōu)化設(shè)計(jì)已成為新一代戰(zhàn)斗機(jī)翼型設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。

圖12 不同翼型前緣示意圖[23]Fig. 12 Two types of airfoil leading edges[23]

圖13 不同前緣對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響Fig. 13 Effect of leading edge radius on the aerodynamic characteristics of airfoils

圖14 不同翼型前緣的空間流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 14 Flow fields around airfoil leading edges of different radius

2.2 適用于機(jī)翼機(jī)身高度融合的氣動(dòng)布局形式

超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局形式機(jī)翼和機(jī)身高度融合，這種設(shè)計(jì)一方面飛機(jī)在相同的容積下的浸潤(rùn)面積更小，極大地減小了飛機(jī)的阻力[24]；另一方面采用一體化翼面設(shè)計(jì)方法，飛機(jī)的機(jī)身合為機(jī)翼的一部分，也可以產(chǎn)生升力，進(jìn)而提高飛機(jī)的升阻特性，同時(shí)機(jī)翼機(jī)身融合體可以消除傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)布局機(jī)翼機(jī)身形成的角反射器，減小飛機(jī)側(cè)向RCS，提高全機(jī)的雷達(dá)隱身能力[23]。伴隨著相關(guān)技術(shù)的進(jìn)步和成熟， 超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局形式具有高效率的氣動(dòng)特性和良好的雷達(dá)隱身能力，已經(jīng)成為未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展的一個(gè)重要的方向，因此新一代戰(zhàn)斗機(jī)的翼型設(shè)計(jì)需要適應(yīng)這種新型氣動(dòng)布局的特點(diǎn)。

超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局形式戰(zhàn)斗機(jī)平臺(tái)可分為內(nèi)翼部分和外翼部分，示意圖見(jiàn)圖15。其中內(nèi)翼部分一方面要求實(shí)現(xiàn)傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身的功能—滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)、武器、燃油和航電設(shè)備等機(jī)載系統(tǒng)的裝載需求；另一方面還需要提供一定的升阻特性或保證全機(jī)的縱向安定度和匹配全機(jī)巡航狀態(tài)縱向力矩。外翼部分是實(shí)現(xiàn)全機(jī)氣動(dòng)特性的主要部件，其翼型要求在跨、超聲速飛行條件下，具有較小的激波阻力，同時(shí)還要求具有良好的低速大迎角失速特性。外翼部分翼型的設(shè)計(jì)思路與內(nèi)翼部分截然不同。為適應(yīng)這種機(jī)翼和機(jī)身高度融合的超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局形式，翼型的發(fā)展需綜合考慮飛機(jī)內(nèi)翼部分和外翼部分的設(shè)計(jì)需求。

圖15 某超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局形式戰(zhàn)斗機(jī)的內(nèi)外翼示意圖Fig. 15 Sketch of the inner and outer wings of a fighter with ultra-flat tailless aerodynamic layout

2.3 綜合考慮超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局機(jī)翼控制舵面的設(shè)計(jì)需求

超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局無(wú)法像常規(guī)布局飛機(jī)使用方向舵或全動(dòng)垂尾等傳統(tǒng)舵面進(jìn)行飛機(jī)的偏航控制。目前，針對(duì)無(wú)尾氣動(dòng)布局的航向控制措施主要包括開(kāi)裂式方向舵、嵌入阻力方向舵、全動(dòng)翼尖方向舵等阻力類(lèi)舵面，這些航向控制措施均布置于機(jī)翼（示意圖見(jiàn)圖16），通過(guò)增加單側(cè)機(jī)翼阻力產(chǎn)生偏航控制力矩。開(kāi)裂式方向舵和嵌入阻力舵通常布置在翼型的中后段，全動(dòng)翼尖方向舵通常布置在機(jī)翼翼尖，對(duì)于采用超聲速薄翼型的戰(zhàn)斗機(jī)，這些機(jī)翼位置的結(jié)構(gòu)高度無(wú)法滿(mǎn)足舵面機(jī)械結(jié)構(gòu)的布置及實(shí)現(xiàn)。

圖16 機(jī)翼偏航控制舵面示意圖Fig. 16 Schematic diagrams of wing rudders surface for yaw control

新一代戰(zhàn)斗機(jī)翼型一方面需要在綜合考慮這些控制舵面工程實(shí)現(xiàn)性的前提下，盡可能減少對(duì)飛機(jī)平臺(tái)氣動(dòng)特性的影響；另一方面還需要通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)盡可能提高這些舵面的航向控制能力，以滿(mǎn)足超聲速無(wú)尾氣動(dòng)布局機(jī)翼控制舵面的航向操控能力需求。

2.4 具備優(yōu)良的動(dòng)態(tài)特性滿(mǎn)足新一代戰(zhàn)斗機(jī)高機(jī)動(dòng)的能力需求

未來(lái)空戰(zhàn)中，對(duì)抗雙方如果具有相同的遠(yuǎn)距探測(cè)能力、隱身特性以及武器攻擊能力，戰(zhàn)斗將以遠(yuǎn)距空戰(zhàn)開(kāi)始而以近距空戰(zhàn)結(jié)束[25]。在近距空戰(zhàn)中，過(guò)失速機(jī)動(dòng)能夠使飛機(jī)迅速減速和快速改變機(jī)頭指向，可以轉(zhuǎn)換近距空戰(zhàn)中的攻防站位，或迅速改變飛機(jī)姿態(tài)減小被導(dǎo)彈擊中的概率。對(duì)于未來(lái)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)，高機(jī)動(dòng)能力仍然是空戰(zhàn)中克敵制勝的重要保證。

在戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)過(guò)程中，不同翼型對(duì)全機(jī)的動(dòng)態(tài)特性有重要影響[26]。為滿(mǎn)足新一代戰(zhàn)斗機(jī)高機(jī)動(dòng)的能力需求，未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)翼型需具備優(yōu)良的動(dòng)態(tài)特性。圖17出示了前緣對(duì)翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能影響。

圖17 不同翼型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性[27]Fig. 17 Dynamic aerodynamic characteristics of different airfoils[27]

2.5 智能可變翼型實(shí)現(xiàn)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)寬速域的設(shè)計(jì)需求

戰(zhàn)斗機(jī)變體技術(shù)是根據(jù)飛行條件和作戰(zhàn)任務(wù)等需求自適應(yīng)改變氣動(dòng)外形，使飛行器在多設(shè)計(jì)點(diǎn)保持優(yōu)良性能，是新一代戰(zhàn)斗機(jī)兼顧亞聲速久航遠(yuǎn)航和超聲速飛行需求的重要途徑。一直以來(lái)，變體技術(shù)受限于驅(qū)動(dòng)能源需求高、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量大、可靠性不足等技術(shù)難點(diǎn)，并未在戰(zhàn)斗機(jī)上廣泛應(yīng)用。但隨著智能材料、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、飛行控制設(shè)計(jì)等學(xué)科技術(shù)水平的高速發(fā)展，變體技術(shù)的工程應(yīng)用逐漸成為可能。

智能可變翼型的前緣、后緣、彎度和厚度等關(guān)鍵參數(shù)，可實(shí)現(xiàn)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)在寬速域條件下的優(yōu)異性能[28-30]。將變體技術(shù)應(yīng)用于翼型的設(shè)計(jì)是該領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)。在相關(guān)技術(shù)成熟后，新一代戰(zhàn)斗機(jī)翼型還需要綜合考慮智能變體的設(shè)計(jì)需求。

3 結(jié) 論

本文在回顧第一代到第四代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局特點(diǎn)基礎(chǔ)上，總結(jié)了每一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局所用機(jī)翼翼型的設(shè)計(jì)特點(diǎn)及發(fā)展變化趨勢(shì)。從戰(zhàn)斗機(jī)跨代發(fā)展來(lái)看，翼型一方面從起初僅單一注重的低亞聲速或超聲速氣動(dòng)特性，到兼顧考慮亞跨超聲速氣動(dòng)特性；另一方面從起初僅單一考慮氣動(dòng)特性，到現(xiàn)在兼顧考慮隱身等多學(xué)科的設(shè)計(jì)需求。

未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)將具備寬頻隱身、大航程、高機(jī)動(dòng)等能力需求，提出超扁平無(wú)尾氣動(dòng)布局是新一代戰(zhàn)斗機(jī)最可能采用的氣動(dòng)布局形式。為適應(yīng)新一代戰(zhàn)斗機(jī)的能力需求和氣動(dòng)布局形式，新一代翼型設(shè)計(jì)中有以下幾點(diǎn)設(shè)計(jì)需求：

1）進(jìn)一步綜合考慮氣動(dòng)隱身性能的需求；

2）綜合滿(mǎn)足機(jī)翼機(jī)身高度融合的氣動(dòng)布局特點(diǎn)；

3）考慮新型機(jī)翼控制舵面的設(shè)計(jì)需求；

4）具備優(yōu)良的動(dòng)態(tài)特性；

5）考慮變體技術(shù)的應(yīng)用。

對(duì)于新一代戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展，亟需發(fā)展具有綜合優(yōu)良性能的新一代翼型。未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)翼型的發(fā)展將更加注重氣動(dòng)、隱身、控制、結(jié)構(gòu)、智能材料和變體技術(shù)等多學(xué)科多目標(biāo)的綜合設(shè)計(jì)優(yōu)化，保證戰(zhàn)斗機(jī)具備更優(yōu)越的作戰(zhàn)性能指標(biāo)和操縱性能，以應(yīng)對(duì)新一代戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展需求。