| T-50观察（完整版） 原载于《兵器》 |
| 送交者: 2010年05月08日20:47:41 于 [世界军事论坛] 发送悄悄话 |
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T-50观察（完整版）
原载于《兵器》，仅供同好讨论之用。 方方 2010年1月29日，俄罗斯第5代超音速战斗机原型机T-50首次试飞成功，顿时在航空发烧友中引起极大轰动。 T-50在外形上具有两个鲜明特色：1）总体布局与一年多前曝光的设想图非常接近，酷似F-22，也因此被人称作“猛禽斯基”；2）有些局部设计仍类似苏－27，也有分析认为该机不过是苏－27的隐身改型，与波音推出的F-15SE“沉默鹰”相当。加上T-50其它一些独特的设计，使之成为近期军事航空论坛上非常火爆的话题。 笔者在竭尽所能搜集了T-50的相关信息后，也试图揭开T-50的神秘面纱，更真切地看清T-50。 一．估算 1．尺寸 要了解一种飞机，首先必须掌握其尺寸——即使不能获取精确数据，至少要掌握到数量级。在当前条件下，没有T-50的官方数据，其它来源的数据只能作为参考。因此笔者选择自行估算T-50的尺寸。 根据现有的照片，笔者选择了六个参照物用于估算T-50的三轴尺寸： 1）前轮 利用伴飞的苏－27UB的前轮作对比，估算出T-50前轮直径(670mm)，并据此推算T-50在纵轴和方向轴上的尺寸。 2）主轮 同样利用苏－27UB的主轮作对比，估算出T-50主轮直径(1105mm)，据此推算T-50在纵轴和方向轴上的尺寸，并与前述估算数据作对比验证。 3）座舱侧后的备用空速管 判断T-50座舱侧后的备用空速管与苏－27所用的是同一型号，通过其长度推算T-50的机身长度，与前述估算数据作对比验证。 4）主轮距 利用苏－27UB的主轮距作对比，估算T-50主轮距，据此推算T-50在横轴上的尺寸。 三个估算的结果均显示，T-50的机身长（不含空速管）约22米，没有量级差异，取其算术平均值作为估算结果；而翼展估算值则接近16米。 5）发动机喷管安装环 由于117S发动机安装在新苏-35上，其外部尺寸相对于苏-27不应有所改变。测量苏-27上AL-31F发动机的喷管安装环直径约1.2米。而根据T-50仰视照片，按17米翼展估算其喷管安装环直径，也是1.2米左右。据此认为前述估算的翼展数据是合理的。 6）机翼前缘后掠角 在分别估算并验证了T-50的纵轴、横轴尺寸数据之后，再对二者进行综合验证——即机翼前缘后掠角。通过测算翼展和翼根弦长、翼尖弦长，即可通过反正切函数求得机翼前缘后掠角，再与仰视照片中测得的数据对比，即可判断是否有某个轴的长度估算异常。 在此基础上，估算T-50各尺寸数据如下： 机翼： 翼展约16米；前缘后掠角约49度；根梢比约8.6；展弦比约2.4；参考翼面积约104平方米。 平尾： 翼展约11米；前缘后掠角约49度；根梢比约4.2；展弦比约2.6；外露翼面积约13平方米；平尾容量约0.1。 鸭翼（即很多同好所称的“可动边条”）： 翼展接近6米；根梢比约3.7；展弦比约2.7；外露翼面积约4平方米，鸭翼容量约0.04。 垂尾： 根梢比约7.4；展弦比约1.3；YZ平面投影面积约13平方米，垂尾容量约0.1；XY平面投影面积约3平方米，“平尾”容量约0.03。 2．重量： 利用估算的尺寸数据结合一些参考数据，通过经验公式对T-50的部分重量参数进行初步估算。 这里需要说明的是： 1)笔者将T-50视作“三翼面”布局飞机，因此单独列出鸭翼重量进行计算。 2)对于材料修正因子，笔者均取比经验公式下限低0.05以体现代差优势：机身取0.85，机翼、平尾取0.75，垂尾取0.8。 3)无论是出于远程高速作战的考虑还是继承苏-27设计思想，笔者认为T-50均会选择大载油系数。最初假定正常起飞重量机内载油系数0.4（机内满油，此系数与苏-27相当），但这样估算正常起飞重量即超过34000㎏。考虑到T-50机轮尺寸相比苏-27并没有明显增大，这个结果并不合理。因此假定正常起飞时机内载油未满油，此时载油系数取30%（约相当于三代机的平均水平）。 4)固定设备重量参考了部分三代机的数据，取3000㎏（F/A-18A为2312㎏，幻影2000为2090㎏）。 5)考虑到T-50的实际挂载情况，其正常起飞重量挂弹按2枚R-73+4枚R-77计算。 6)发动机自重：按117S发动机加力推力145KN，假设推重比9一级，设定为1600㎏。 7)计算结果显示到个位仅仅是为了计算方便，实际上由于各种因素影响，百位以下数字已没有意义。 在这样的前提下，估算出以下重量数据： 机身重量(㎏)： 3727 机翼重量(㎏)： 2025 鸭翼重量(㎏)： 178 平尾重量(㎏)： 437 垂尾重量(固定部分，㎏)： 21 垂尾重量(可动部分，㎏)： 244 起落架重量(㎏)： 1170 以上合计为结构重量(㎏)： 7366 动力装置重量(㎏)： 5028 飞控重量(㎏)： 283 液压冷气系统重量(㎏)： 494 固定设备重量(㎏)： 3000 飞机空重(㎏)： 17003 载油量(㎏)： 7777 飞机正常起飞重量(2×近距＋4×中距)： 25923.79㎏ 最大载油量(㎏)： 12962 部分重量方面的系数： 空机重量/正常起飞重量： 0.66 结构重量/正常起飞重量： 0.28 动力系统重量/正常起飞重量： 0.19 固定设备重量/正常起飞重量： 0.12 正常起飞载油系数： 0.3 3．简单性能估算 由于前述尺寸、重量估算方面的误差甚至差错，加上假定的部分数据，使得这里的性能估算并不具备实际意义。只能说，这个估算可以告诉我们，在这种假设前提下，T-50可能达到什么水平，以及提供一个修正基础——如果日后获得正确数据，可以用来反推估算数据的谬误之处，从而加深对这种飞机的了解。 此处假定T-50最大升力系数达到1.7，起飞迎角放襟翼时升力系数达到1。在正常起飞重量、海平面条件下，发动机全加力： 加力推重比： 1.14 翼载(Kg/m^2)： 249.27 离地速度(km/h)： 249 最大允许迎角平飞速度(km/h)： 172 失速速度(km/h)： 165 接地速度(km/h)： 205 角点速度(km/h)： 516 最大瞬盘(°/S)： 35 起飞滑跑距离(m)： 325 着陆滑跑距离（不放伞）(m)： 535 二．推测 1．总体布局 和多数同好的看法不同，笔者认为T-50采用的是异化的三翼面布局或者说是“准三翼面布局”。 之所以作出这个推测，主要理由是： 1)边条的一般定义是：在中等后掠角和中等展弦比的机翼根部想钱延伸一片大后掠角尖前缘的小三角形翼面，其主要作用是在中到大迎角范围内拉出强的脱体涡以产生涡流增升的效果。对于直线前缘的边条而言，为了推迟边条涡的破裂，其前缘后掠角最好大于70°。显然，T-50进气口前那块可动翼面的具体设计并不利于发挥边条的作用。 2)如果作为常规前置翼面，T-50的可动翼面应该具有配平或（和）操纵能力。这显然是毋庸置疑的——该翼面的偏转必然产生相应的俯仰力矩，参与飞机的配平或（和）操纵。如果说X-29因其后缘边条可偏转参与大迎角配平而被称为“准三翼面”布局飞机的话，T-50显然更有资格被归入“三翼面布局”。 3)最重要的一点，估算的T-50平尾容量太小，即使考虑了外倾垂尾参与水平操纵的能力也远远低于F-22的平尾容量——要知道F-22是已经在操纵配平机制内采用了推力矢量控制的。因此笔者以为应该还有一对翼面参与T-50的纵向配平或（和）操纵。 其实，布局的名称并不重要。重要的是，T-50的这种设计使之可能具备三翼面布局的大部分优点：a）提高大迎角时的操纵效率，包括各类气动操纵面如副翼、襟翼、平尾、方向舵等；b）可以实现三翼面操纵（鸭翼－襟翼－平尾），提高操纵效率和减小配平阻力，充分发挥主动控制技术的潜力；c）相对其它布局，更容易实现直接力控制；d）在同样机动载荷情况下，三翼面的载荷分配更合理，有利于减轻结构重量。 三翼面布局的第一个优点是源自鸭式布局。也就是说，鸭翼的有利旋涡干扰在三翼面布局飞机上同样存在，因而使之继承了鸭式布局的优点：除了改善机翼升力特性，还可以推迟机翼分离并因此改善各气动操纵面的效率。但是，对于T-50的异化鸭翼设计，笔者认为，该机在这方面从鸭翼上获益的程度有限。不过由于该机边条的存在，使之可以从边条涡中获得同样的好处。 第二个优点，是由于相对多了一对气动操纵面（鸭翼或平尾），使之配平偏度减小，减小了配平阻力，同时设计良好的三翼面飞机在操纵面配平偏转时也可产生正升力，飞机升阻比因而得以提高。但第二个优点只有在大迎角情况下才能得以体现。而在小迎角或超音速状态下，由于布局增升效果不明显，却多了一对操纵面带来的重量和阻力，因而在升阻比方面反而不如其它布局（超音速尤其明显）。但这并不等于说T-50不重视超音速性能。一来T-50的异化鸭翼与常规鸭翼不同，其阻力增量是否大于配平阻力收益尚有待数据说明；另一方面，鸭翼为超音速机动状态下的平尾卸载、为超音速机动提供更大的操纵余量却是事实。若就此而言，T-50是否重视大迎角状态尚无法判断，但确实比较重视超音速机动。 第三个优点是多个操纵面组合偏转的结果。直接力控制在上个世纪80年代曾经非常热门，但随着过失速限制的突破，90年代的研究重点逐渐转向过失速机动。这里不再赘述。 第四个优点：由于三翼面飞机载荷分布更加合理，对局部结构强度的要求下降，在研制新机时可以对这一优点加以考虑而实现减重。笔者以为，在经历了苏-27家族、S-37等多种三翼面飞机的尝试后，全新研制的T-50确实有可能实现减重的目标。 如果将T-50和S-37作比较，我们可以发现：S-37是将平尾作为大迎角辅助操纵面，可以看作“带平尾的鸭式飞机”；而T-50则是更多地将鸭翼作为超音速辅助操纵面，算是“带鸭翼的正常布局飞机”。二者在设计重点上的差异，在此已现端倪。 2．鸭翼 和常见的三翼面飞机相比，T-50最大的差异是异化的鸭翼设计。其鸭翼后缘铰接在后方边条翼内侧前缘，位于Caret进气道上沿正前方。这种设计与常规鸭翼设计相比，其主要特点是： 1）常规全动鸭翼为了减小铰链力矩，通常将转轴设置在鸭翼的亚音速压心与超音速压心之间。而T-50的设计使之转轴只能设置在翼面后缘，导致铰链力矩加大，作动机构的功率需求也相应加大。 2）常规全动鸭翼为避免大偏角时力矩非线性的问题，通常采用直轴设计。而T-50由于先天限制，必须采用斜轴设计，因此其在大偏角时的操纵性有所下降——当然，如果T-50的鸭翼根本就不准备偏转大角度，这又另当别论。从现有照片看，T-50鸭翼上下表面都没有作动机构整流罩，据此推测其采用了动轴设计：转轴与鸭翼为一个整体，由机身内的作动机构驱动转轴，进而带动鸭翼偏转。其不利之处是转轴必须同时承受扭矩和弯矩，但对翼面结构高度要求较低；并且机身内空间相对充裕，也有利于采用较大功率的作动机构，以适应前述铰链力矩较大的特点。 3）鸭翼容量小，相对面积小，可提供有限的操纵能力。其相对面积约4%，甚至低于采用远距耦合鸭式布局的台风；而鸭翼力臂/机翼平均气动弦长略大于1——此比值在1~1.5之间即为近距耦合鸭式布局，在此范围内最大升力系数增大的比例大于鸭翼面积增大的比例。这个特点很有意思，看起来设计方似乎并不特别注重鸭翼对最大升力系数的影响。考虑到鸭翼后面的边条在控制分离方面可以起到和鸭翼相当甚至更好的作用，笔者推测：设计方对鸭翼的主要设计用途之一是作为纵向辅助操纵面，而并未过多考虑增升、控制分离（这方面由边条代劳）。 4）由于鸭翼位于Caret进气道上沿正前方，它的任何偏转都可能直接影响到后面进气道的效率，这使得它无法象常规鸭翼那样作为相对独立的操纵面来发挥作用。也就是说，鸭翼的偏转必须考虑到对进气道的影响，从而受到极大的限制。有同好提出，鸭翼很可能就不是操纵面，仅仅是为了改善大迎角进气效率而设计的。不过笔者以为，从F-22的大迎角性能推测，Caret进气道完全能够满足大迎角进气需求，不必专门设置这么一个气动面；另一方面，为操纵需求而偏转鸭翼会影响进气，为进气需求而偏转鸭翼同样会影响到飞机纵向操纵和配平。仅仅为了大迎角进气而设计这么一个气动面，实在有些得不偿失。 3．机翼 和其它飞机相比，T-50机翼的一个显著特点就是参考翼面积巨大。对于一架机长22米的战斗机来说，104平方米的翼面积实在是大得夸张。 对于T-50为何选择如此之大的翼面积，这个问题着实累死了笔者不少脑细胞。因为大的翼面积就意味着大的摩擦阻力（废阻之一），对超音速性能影响较大，这对于一种号称第5代、预计会强调超音速性能的战斗机来说是似乎是矛盾的。 笔者决定从源头着手，对T-50的机翼设计思路作一个初步推测。 1）原因 设计方的任何选择都有其理由。对于T-50来说，大机翼能够获得的直接好处就是：同等升力系数下（若是同样的翼型，还意味着同样的迎角），可以获得更大的升力（过载）；同等过载要求下，对升力系数的要求降低（若是同样的翼型，意味着不需要拉那么大的迎角）。简而言之一句话，更小的诱阻或更大的过载，或兼而有之。无论亚音速还是超音速，这个收益都是成立的——只是超音速后，诱阻影响渐小而废阻影响渐大，使得我们习惯性地将大机翼选择视作改善亚音速机动性的措施，而忽略了对超音速机动性的有利影响。 此外还有一个可能性就是，俄罗斯由于90年代经济衰退，这么多年来对航空基础研究投入不足，导致T-50所能选择的翼型的升阻特性比不上F-22。在这种情况下如果对机动性有较高要求的话，加大机翼面积也是可能的选择。 一个朋友提出T-50选择大机翼面积的另一个可能性——即强调高空高速性能，笔者认同这一观点：巨大的机翼面积有可能有增强高空机动性能的考虑，这样做在中低空需要付出阻力代价，但不是不可以忍受。这也符合我们之前对F-22的分析，其高空高速下的机动性能决定了三代机在F-22最擅长的区域内根本没有还手能力。T-50不能做到“有还手能力”的话，中低空的性能再好也是无用。再者，如果设计得当，茅屋或许可以以现在的构型和发动机实现高空的超巡。它的方法可能跟协和类似，需要加力爬升到高空，平飞进入超音速后即可关掉加力依靠军用推力实现超巡。以茅屋的载油量，这样做损耗的油料完全在可以忍受的范围内。 2）问题与对策 对于大机翼面积导致摩阻增大的问题，要从多个方面来看。 a)真正决定飞机摩阻的，不是参考翼面积，而是全机浸润面积。机翼对摩阻的贡献主要是外露部分的浸润面积，而不包括机身投影内那部分参考面积。以T-50而言，它的机翼外露面积约59平方米，机身（包括发动机短舱）投影内那部分参考面积约45平方米。其对摩阻有贡献的就是这外露69平方米机翼的浸润面积。如果从极端的角度来说，把这外露机翼全部切掉，虽然投影内的参考面积不变，但“机翼”对摩阻的贡献实际是0。虽然59平方米的外露面积仍然偏大，但相对于104平方米的参考面积就远远没有那么令人震撼了。如果再考虑到翼身融合、武器内挂等因素减小了其它部分的浸润面积，预计T-50的全机浸润面积相对于苏-27这类典型三代机并不会有一个惊人的增长。 b)应对阻力增大的措施是什么？最直接的回答就是：加大推力。以117S发动机145KN的加力推力，要克服大机翼带来的废阻增量本不是问题。问题是F-22给人的印象太过深刻，超音速巡航概念早已深入人心。你要是在超音速段开加力，都不好意思挂个5代机的牌子。于是我们似乎忘记了：从第2代超音速战斗机开始就已经具有了有限的超音速作战能力；前苏联时代的米格-25/31更是仗着大载油量开加力实施超音速截击作战。虽然在F-22之前的超音速战斗机，由于各种原因使得超音速飞行时间不到总飞行时间的4%，但很少飞不等于不能飞。于是问题归结为设计方和使用方的策略选择。 c)超级米格-29和超级米格-31的抉择。在发动机推力不足的前提下研制一种重视超音速性能的战斗机，可能的选择有：减小机身和载重、载油，以航程换取超巡能力和机动性；以开加力的方式来保证超音速性能，以大载油量来支持加力油耗，牺牲的是超巡能力。笔者的朋友对此形象地称为“超级米格-29和超级米格-31之争”。如果俄罗斯空军还是1998年空防合并前的前线攻击型空军的话，那么它极有可能倾向于“超级米格-29”。但现在俄罗斯空军既要考虑空防任务，又要考虑资金问题（没钱再研制装备一种远程截击机），笔者以为“超级米格-31”是更为合理的选择。这也是笔者在前面估算时倾向于采用大载油系数的一个重要的影响因素。 d) 117S发动机的最大推力预计不足以支持T-50实现超音速巡航，但跨音速巡航则有可能。F-15换装F110-GE-129后，不加力可以突破音障。T-50虽然还没有进行此类试飞，不过毕竟有个先例在，有实现的可能性。再者，笔者和几个朋友都认为，117S很可能只是用于过渡，T-50还存在换发的可能性——可能就是传说中的AL-41。以传说中AL-41的推力，支持T-50实现超音速巡航估计没有问题。但如果设计方真有如此考虑，就不可能再选择“超级米格-29”模式了——连支持117S都吃力的载油量要用来支持AL-41，这飞机真的就成了“机场保卫者”了。这是笔者倾向于采用大载油系数的另一个重要影响因素。 除了大的机翼参考面积外，T-50机翼设计的另一个特点是前缘后掠角的选择。一般来说，边条翼和40°左右的中等后掠机翼搭配，其漩涡增升的效果最理想。如F-16采用了40°后掠角，而苏-27、米格-29则选择了42°后掠角。而T-50机翼的前缘后掠角约49°左右。对于设计方如此选择的原因，我们可以参考YF-22到F-22的演变。YF-22的机翼前缘后掠角为48°；而F-22为了改善亚音速机动性和续航性能，扩大了翼展并将前缘后掠角减小到42°，且减小了翼根厚度、修改弯度和扭度来保证超音速性能不下降。不难推论：YF-22选择较大后掠角的机翼具有较好的超音速性能，而F-22减小后掠角来改善亚音速机动性，就需要在其它方面做出补偿。所以，笔者对此的推测是，T-50机翼采用较大的前缘后掠角是设计方在设计重点选择上向超音速倾斜的结果。 4．平尾 T-50的平尾明显借鉴了F-22的设计，前缘嵌入机翼后部内侧缺口，形成藕合设计。这种设计已经被F-22证明是在气动和隐身方面都是比较成功的。 事实上T-50的平尾最特别之处在于其尾容量——估算约0.1，相对机翼面积约13%。现代战斗机中，为了保证足够的俯仰安定性和操纵性，通常取尾容量在0.2~0.3之间，相对机翼面积18~25%。即使是采用了推力矢量控制的F-22，其尾容量也达到0.197，相对面积17.1%。 那么，为何T-50会选择如此之小的尾容量呢？其俯仰安定性和操纵性又如何保证？ 就具体数据而言，T-50的平尾其实并不小，估算总外露面积超过13平方米，单个平尾重量约218㎏。假设一下，如果一定要相对面积达到17%，那么单个平尾重量将超过280㎏！且不说重量增幅，仅仅是驱动这么一对大平尾，作动机构的功率、体积就是个很大的问题。 在平尾尺寸受限的情况下，要从气动上保证俯仰安定性和操纵性只能从其它翼面考虑。这也是笔者认为T-50是三翼面布局的主要原因之一。但T-50的鸭翼一来偏转受限，二来鸭翼容量也不大，所以笔者推测T-50的全动垂尾也会参与纵向操纵与配平（详见后文垂尾部分）。 但是，即便如此，各翼面参与纵向操纵的翼面容量总和仍达不到F-22的水准，所以在纵向操纵机制中引入推力矢量控制就成为必然。不仅如此，相对F-22而言，T-50的推力矢量控制在纵向操纵方面发挥了更重要的作用，而各相关翼面也在条件允许的前提下减小了面积和重量。 5．垂尾 T-50的垂尾也是非常有特点。早期的想象图中，T-50采用小面积的后掠垂尾。待到首飞照片曝光后，虽然垂尾的平面形状变成了后缘前掠的梯形，但面积和机翼相比相差太大，让人产生视觉错觉，加深了垂尾面积不大的印象。 然而如前所述，T-50的垂尾实际上相当大，YZ平面投影面积约13平方米，单个垂尾总重量达到133㎏左右，其中全动部分122㎏。这样就产生了几个问题。 1）采用全动垂尾的目的何在？ 一般来说，采用全动垂尾有助于减小垂尾尺寸和重量，从而减小阻力，对于超音速飞行尤其有利。然而T-50的垂尾尺寸已经和F-22相当，重量也不小，加上采用全动构型，其作动机构的尺寸、重量、功率要求都比通常垂尾方向舵所需的要大。那么设计方的意图为何呢？ 笔者以为，可能有如下考虑： a)垂尾容量的影响 和平尾容量类似，T-50的垂尾容量也很小，约0.1左右，相对面积约12%。而现代战斗机的典型尾容量约0.16~0.25，相对面积约20~25%。由于T-50的垂尾容量不足，所以预计其会在方向控制与配平机制中引入推力矢量控制——第一种将推力矢量控制用于弥补方向稳定性的飞机！ b)超音速状态下的纵向辅助配平 前文提及，由于T-50平尾容量偏小，设计方可能会考虑利用外倾垂尾的水平分量用于纵向辅助配平，而全动垂尾的采用更为这种设计提供了实现的可能性：对于通常的的升降舵、方向舵，由于超音速状态下激波往往出现在铰链线附近，导致其操纵效率急剧下降；全动垂尾则无此顾虑，特别是在小角度偏转辅助配平的情况下阻力更低、效率更高。 2）超大迎角的方向稳定性及操纵性如何？ 对于号称第5代的战斗机，如果不具备“S4”概念之一的超机动性似乎说不过去。而要提到超机动性就必然提及超大迎角的方向稳定性及操纵性。 这里我们可以参考一下F-22。对于F-22来说，其超大迎角的方向稳定性及操纵性完全依赖于垂尾及其方向舵，前倾的方向舵铰链线使之在很大迎角范围内都具有较高的效率。T-50就其垂尾平面形状而言，完全可以采用类似F-22的前倾方向舵铰链线设计来保证操纵效率，而设计方却采用了全动垂尾设计——此设计即相当于方向舵铰链线垂直于纵轴，其效率相对于前倾方向舵铰链线要差一些。 除了前面提及的纵向配平因素外，还有两个可能的原因导致了T-50现在的设计：a)设计方寄希望于推力矢量控制；b)设计方接受了类似YF-23的设计思想，完全不考虑超机动性，自然不必为超大迎角的方向稳定性及操纵性付出更多代价。从技术角度来说，第一个原因是可能的；而从资金、效费比的角度来说，笔者以为第二种可能性更大。 6．发动机系统 一般认为，正在试飞的T-50原型机采用了新苏-35上的117S发动机，其发动机加力推力为145kn。根据前文估算的结果，其正常起飞加力推重比仅为1.14。这个数字如果放在俄系第4代机中算是一流水平，但对于第5代机来说就寒碜了点儿（当然需要指出的是，此时的估计载油量已超过7700㎏）。 对于117S这种发动机，目前媒体比较普遍的说法是，由于采用了AL-41发动机所用的部分技术，使得推力从AL-31F的122.5kn大幅提升了18%。而其增大推力的途径预计有3条： 1）加大空气流量； 2）提高燃油效率：也就是让单位燃油能够产生更大的推力； 3）在单位时间内燃烧更多燃油，产生更大推力——由此对涡轮冷却系统和涡轮材料提出更高要求。 没有迹象表明117S采用了途径1增推——从该发动机能装上新苏-35来看，空气流量不会有明显变化（因为进气道不会大改，而对T-50进气口横截面积的估算也证实了这一点——和苏-27相当或略大）。那么117S增大推力的途径就剩下两条。对于途径2，笔者认为117S这种改进型发动机应用的可能性不大；而对于途径3，发动机耗油率的增大就不可避免。即使对于正常的航程要求来说，载油量也不应低于苏-27的水平，何况还要考虑T-50开加力遂行超音速作战的可能性。 而AL-41发动机，预计三种增推途径都会采用，但侧重各有不同，主要集中在途径2和3。对于途径1，如果空气流量大量增加，就必须扩大进气道，这就意味着飞机横截面积和浸润面积的增大，这对T-50的性能会产生巨大影响——若是如此，1号机的试飞意义也会削弱不少。 7．配平与操纵机制 从当年ATF的试飞我们已经了解到，推力矢量控制在各个速度范围内均有效，而表现比较突出的是在低速和高速范围内。F-22则将其推力矢量控制应用限制在低速大迎角状态，并且只参与俯仰控制与配平，其它操纵全部交给气动面来完成。 在目前公开的T-50原型机视频和照片上，尚未发现发动机喷管偏转的照片。也就是说，当前没有直接证据证实在T-50原型机上应用了推力矢量控制系统。若是如此，则在一方面体现了T-50的各轴稳定性尚可——虽然各翼面容量均偏小，但至少在首飞这种简单状态下仍保持了足够的稳定性，不需要推力矢量控制系统介入。 不过，在首飞视频中笔者发现：在T-50离地瞬间，其平尾轻微上偏，随即恢复为初始姿态，而其它翼面未见偏转。这意味着在当时的迎角下，T-50处于纵向中性稳定状态，受到轻微扰动后需要平尾（且只有平尾）主动抑制其抬头趋势。考虑到鸭翼和垂尾在设计上都不便于频繁偏转，因此笔者推测： 1）鸭翼和垂尾作为纵向辅助操纵面，仅仅负责提供一个稳定的配平力矩，以减轻平尾的配平负担，将平尾的主要控制能力用于操作而非配平。 2）平尾负责参与纵向配平，以及多数飞行状态下的纵向/横向操纵。 3）推力矢量仅在超出平尾/垂尾控制能力时介入纵向/方向配平和操纵。 8．翼下短舱 T-50神秘的翼下短舱一直是众多航迷感兴趣的地方，而对于这个短舱用途的猜测也是五花八门。归纳起来，大致有如下几种猜测： 1）侧视雷达天线； 2）电子对抗设备舱； 3）小武器舱（挂1枚格斗弹）； 4）具有某种气动用途； 5）鸭翼作动机构。 对于第一和第二种可能性，笔者认为从设计上说并没有必须装在那个位置的需求，完全可以装到机身其它部位。特别是对于第一种可能性，还存在机翼遮挡天线视界的问题。对于第五种可能性，作动机构同样可以安装到机身内，而且短舱体积实在太大了——比机翼后缘襟副翼的作动筒整流罩要大得多。 而笔者则倾向于小武器舱的猜测。主要原因是：T-50机身其它地方找不到可以挂格斗弹的地方。从现有照片上可以非常清楚地看到，T-50在机身腹部设置了前后两个内置武器舱。从其尺寸判断，至少内挂2×2枚R-77中程空空导弹不成问题。而机身右侧照片也可以看到航炮及炮口防焰板（推测还是Gsh-30-1航炮）。那么，格斗导弹放在哪里呢？ 综合笔者和朋友讨论以及航迷的猜测，可能性包括： 1）翼下短舱； 2）前机身两侧（设想图）； 3）主武器舱门上； 4）主武器舱内； 5）根本就不挂格斗弹。 对于可能性2，那个位置就在进气口前方，发射时会造成发动机吞烟停车，因此不可能。可能性3类似于F-35的挂载方案，但问题是主武器舱门受两侧发动机短舱的限制，最多只能垂直打开，如果格斗弹挂在舱门上，会阻碍中距弹的投放路线，因此也不可能。可能性4，最大的问题是影响导引头的视界：放在舱内什么也看不见；打开舱门外伸挂架的话，还有两侧发动机舱的遮挡——如果要伸出到发动机舱以下，无论阻力还是重量都会急剧上升。也有同好提出格斗弹采用射后锁定方式，但问题是这种制导模式到了去年才在AIM-9X上进行首次试验，俄罗斯方面还没有类似的消息，那么有什么理由要求设计方按照一种飞机开始设计几年后才首次试验（还是其他国家）的武器来设计武器挂载方案呢？可能性5最极端，等于是说俄罗斯空军完全改变了战术思想，而且如果真的做到这一步，也就没必要再保留航炮了——但航炮还装在T-50上呢。 总的来看，可能性1最大，但也并非没有问题。一是空间不足：翼下短舱最大高度0.5米左右，要放下R-73和挂架及作动机构比较困难，必须采用半埋方式，而这必然会影响机翼结构，最起码要设置一个加强隔框出来。二是设置舱盖困难：由于短舱的复杂外形，在任何一段设置铰链线都有部分舱盖不顺气流方向，高速状态下很可能就被撕裂了——除非舱盖与发射架融为一体（导弹成托放姿态），战斗状态以短舱后部为铰接点，向前向下伸出。 另一方面，笔者认为短舱还在气动上起到一定的作用。主要考虑是：鸭翼在超音速状态下起到了压缩面的作用，经过压缩的大部分气流进入进气道，还有一部分高能气流从进气道侧面流过，由于其压力远高于上表面，会翻卷上去形成涡流，从而削弱了当地的升力。有朋友提出，形成涡流在机翼上诱导出涡升力岂不是好？但笔者认为，超音速状态下机翼焦点严重后移，增大机翼升力只会让T-50的纵向配平负荷雪上加霜。如果能够以端板阻碍上下翼面的交流，将高压区保持在鸭翼附近，可以大大改善平尾的配平负担，同时提高全机升阻比。就翼下短舱的位置而言，或者可以起到这个作用。 9．隐身 之所以将隐身放到最后，因为这实在不是一个好话题。真要研究一架飞机的隐身性能，只能拿具体数据作论据——而这些数据估计到了T-50退役的时候外界也无从得知。因此笔者只能就看到的一些细节谈谈自己的看法。 1）布局 毫无疑问，T-50的气动布局带有明显的F-22的特色，这是设计方在总体上就重视隐身的结果，也是笔者没有预料到的。当初笔者预计PAKFA可能采用有限外形隐身为辅、吸波材料和吸波涂料为主的方式来控制主要方向的RCS，争取比当前两风和S-37再低一个量级；在气动布局选择上，可能还是三翼面布局。两个预判一对一错：隐身技术的进步使得苏霍伊最终转向了外形隐身为主的方案，但仍然选择了具有多年技术积累的三翼面布局——只不过是强化了隐身性能的异化版。 2）鸭翼 笔者曾经提出，鸭翼由于自身特点，很难综合到同时强调隐身和高机动的飞机上去。现在看起来，至少苏霍伊的设计人员是部分的解决了这个问题。但这个鸭翼也不再是我们寄予厚望的鸭翼了：由于T-50本身设计有边条翼，就旋涡增升效果来说鸭翼+边条翼的效果和单独边条翼相比没有明显差异，鸭翼在这方面的作用大幅下降（更何况还有个翼下短舱阻碍涡流的生成）；作为操纵面，鸭翼最有利的优势是可以工作在不受干扰的气流中——现在T-50的鸭翼周围的气流依然不受干扰，但却由于鸭翼本身会干扰发动机进气，使之不能自由偏转。所以现在T-50的鸭翼仅仅作为辅助配平面而存在，这也是为隐身付出的代价。 3）进气道 Caret进气道的采用有助于调整进气口边缘的反射波束。进气道前段上方为了压缩以及给主起落架留出收藏空间，向下弯曲，同时对发动机一级压气机起到了一定的遮蔽作用。进气道后段是分歧最大的地方。一些朋友和同好认为，从隐身的角度出发，进气道现有的弯曲幅度不足以弯曲遮蔽压气机，因此后段还应该有较大的弯曲，最好是象YF-23那样构成三维的“S”形。但笔者认为这样可能对发动机性能造成严重损害。考虑到T-50并不是一架极端追求隐身性能的飞机，以前方部分角度RCS增大来保证飞行性能并非是不可能的选择。 此外，进气道下方和两侧有明显未经隐身处理的放气门，似乎也在为T-50的隐身策略作一个注解。 4）尾喷管 T-50所用的117S发动机仍采用传统的圆形收-扩尾喷管，看起来既未考虑雷达隐身，也未考虑红外隐身。当然，好处就是对发动机性能损害最小。只是不知日后若换装AL-41，其尾喷管是否会有所变化，还是一如既往只照顾重点方向的隐身性能。 5）空速管 就外形判断，T-50机身右侧上方、座舱侧后的备用空速管与苏－27所用的是同一型号。这让笔者感觉非常困惑。这么大一个老式空速管必然会增大飞机前方的RCS，这与T-50的隐身策略明显矛盾。是这个空速管对前方RCS影响有限，还是俄罗斯目前并没有成熟的低可探测的大气数据传感器？前者的可能性不大，因为目前已知强调隐身的飞机都对空速管做了相应处理。如果是后者，那么窥一斑而知全豹，推测俄罗斯的隐身技术水平可能也只是接近90年代初YF-22的水平。 6）隐身的目的 我们都知道隐身的目的是为了缩减对方的雷达探测距离，并将之转化为己机在战术行动中的有利态势。在确定T-50不能达到F-22的隐身水平的前提下，我们可以作一个模拟，看看设计方试图通过缩减RCS达到什么目的。 假定：双方雷达对RCS为10平方米的目标探测距离为200公里；F-22主要方向上的RCS为0.001平方米；T-50主要方向的RCS为0.2平方米。那么根据公式，F-22被发现的距离为36公里，而T-50被发现的距离为64公里。虽然F-22仍然占据明显优势，但这个结果已经不是不可接受的了，T-50有可能可以利用能量（速度/高度）优势来拉平双方的攻击距离。笔者在《现代空战条件下的能量机动理论》中曾做过模拟，当防御方具有5000米高度优势时，攻击方对迎头目标最大有效射程缩短一半左右！同样，速度优势也能压缩对手的攻击区。这也是笔者和朋友始终认为T-50会强调高空高速性能的主要原因——配合RCS的减少来发挥自己的战术优势。虽然面对F-22时T-50建立能量优势的机会不多，但至少还有还手之力。如果面对F-35，恐怕反击的机会还要多一些。 10．结语 综合前述推测，似乎可以给T-50来一个素描了： 1）重视主要方向上的隐身特性，同时也重视飞行性能，很难说哪个比重更多一些。T-50可以为了隐身削弱鸭翼的作用，也可以为了飞行性能维持发动机喷管的设计（即使日后能够采用F-35那种低可见性轴对称喷管，也只是有助于减少RCS，但红外隐身仍然一塌糊涂）。 2）重视超音速机动性（从一系列为超音速配平而采用的设计可见一斑），但超音速巡航能力仍然存有疑问，推测在必要时不惜开加力来获取能量优势。 3）当前尚没有明显的证据证明T-50重视超大迎角下的飞行性能（过失速机动性），虽然也不能就此得出相反的结论，但从俄罗斯经济承受能力和预计的T-50主要作战方式来看，T-50对待过失速机动性的态度很可能类似当年的YF-23。 所以，在笔者眼中，T-50是这样一种飞机：争取在隐身性能上彻底压倒欧洲两风，缩小与F-22/F-35在隐身方面的差距；主要作战方式以超音速状态下中远程交战为主，设计上力争具有较好的超音速机动性，以此弥补与F-22/F-35的隐身差距；采用大载油量以满足超音速飞行和远程巡逻的需要。 一句话，这是一架披上了F-22马甲的俄版YF-23。 |
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