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2011与2001的差别


2014 年 3 月 1 日,歼-20 的 2011 号原型机首飞成功。

自 2012 年 3 月 2002 号歼-20 原型机首飞之后, 关于歼-20 下一架 原型机的改进设想经常出现在各大军事论坛上。 热情的军迷们根据自 己的航空知识对歼-20 提出了很多改进的想法,从中可以看出民间对 歼-20 未来发展的殷切期盼。 随着歼-20 第三架试飞用原型机即将

亮相 的消息出现在网上,大家对这架原型机的期待也越来越高。 果然,这架机身编号为 2011 号的原型机乍一出现,其类似 F-22 的银灰色涂装就让已经习惯了歼 -20 传统“黑丝带”涂装的军迷们大呼 过瘾。而随着该机首飞后更多清晰图片的流出,这架被军迷们爱称为 “董瑶瑶”(编号 2011 的后三位数字 011 的谐音)的歼-20 最新原型机细节 上的诸多改进之处也如抽丝剥茧般渐渐清晰起来。在本文中,笔者将 根据网友总结出的 2011 号原型机外观上或大或小的变化,仔细品读 2011 号原型机的改进思路。 从 0 到 1:编号的意义 对于不熟悉中国军机编号规则的人来说,2011 这个数字会很容 易让人误解为这是歼-20 的第 11 架原型机。实际上,从歼-10 系列飞 机原型机的编号规律中就不难分析出 2011 的含义。 众所周知, 歼-10 基本型的原型机编号是 100x, 如 1001 号, 1003 号等;而领先试用批次的歼-10 基本型飞机的编号则是 101x,如 1013 号, 1014 号等。 作为歼-10 的双座改进型, 歼-10S 的原型机编号是 102x, 如 1021 号,1023 号等;而作为歼-10 的深度改进型,歼-10B 的原型机

编号则是 103x,如 1031 号,1034 号,1035 号等。 以此类推不难看出,2011 这个编号至少说明该机在生产批次上 已经不同于歼-20 的前两架原型机, 意味着歼-20 项目开始进入了一个 新的发展阶段。 如果说 2001 号和 2002 号原型机可以类比为美空军 ATF 竞标阶段中的 YF-22 工程验证机(当然这个比方并不准确, 后面会再次 提到)的话, 那么 2011 号原型机无疑可以被看做后来进入 EMD(工程制 造与发展)阶段的 F-22 型号原型机。 工程验证机是为验证新机方案的工程可行性而造的,重在将方 案提出的概念性要求和指标变成现实, 之后的试飞则是对方案的整体 气动和结构的验证过程。而进入型号原型机制造阶段,就要在总结上 一阶段验证机试飞数据的基础上, 针对飞机在试飞中展现出的性能特 点和用户的要求指标进行相应改进, 生产多架用于不同科目科研试飞 的原型机。 可以说,2011 号原型机的出现,标志着对歼-20 第一阶段验证试 飞成果的总结工作已经告一段落, 也意味着新阶段密度更大的科研试 飞工作即将开始, 整个项目开始从实验验证阶段朝着定型装备阶段发 展。 明确了这个编号背后的重大意义,也就为下文分析探索 2011 号 原型机的改进特点明确了方向。 涂装的变化:从“黑丝带”到“银河战舰” 作为 2011 号原型机最明显的外观特征,该机的机身涂料颜色由 前两架原型机的墨绿色变为类似 F-22 的“空优灰”,不仅看起来更加熠

熠生辉,也更富有战斗机的气势,军迷们甚至将其誉为“银河战舰”。 从技术上讲,隐身涂料颜色的变化不仅仅是视觉上的效果变化,还意 味着其内在技术的进步。 虽然外表相近不一定意味着内容一致, 但是笔者仍然可以用 F-22 的隐身涂料为例说明四代机隐身涂料的复杂性。 F-22 的隐身涂料分为 三层,第一层密封飞机的蒙皮,减少可能的缝隙,并很有助于粘合第 二层;第二层是有着镀银薄片混合聚氨酯材料的导电涂料,用以减少 排放源的雷达反射;第三层也就是最外层,表面漆层的性能包括含有 金属基材料的涂层,以降低被雷达探测到的风险,同时还混杂着其他 材料,以降低其被目视发现的几率。结合 2001 号原型机近期机身涂 装颜色的巨大改变, 我国在航空隐身涂料科技上最近应该又有了新的 突破。 另外,2011 号原型机翼面(尤其是垂尾)的涂装呈现出边缘和内侧 不同的特点,这一点看起来也和 F-22 类似。不过 F-22 的这一涂装实 际上是一种目视隐身迷彩, 使得内侧较深的灰色看起来逐渐向边缘的 浅灰色过渡,使飞机的阴影看起来不那么突兀。而在 2011 号原型机 的垂尾内侧,边缘与内侧交界处明显贴有黄色的应变片,因此这种翼 面边缘不同颜色的现象可能并非涂料造成的, 而是贴附的一层新材料 所致,很可能是用来测试加强翼面边缘的吸波性能。 气动修形: 从地面测试和首飞图片中观察, 2011 号原型机大体上仍然保持了 2001 和 2002 号原型机的基本气动布局,说明了歼-20 基本气动设计的

成功性。但是仔细究其细节,可以看到该机几乎在其每一个气动面上 都有了或大或小的调整,足见两架原型机三年来试飞工作的深入细 致。接下来就让我们从头到脚领略一番 2011 在气动上的新变化。 边条之变: 歼-20 出现后, 其鸭翼与主翼间的边条很快成为了一个为人所瞩 目的特征。盖因在歼-20 出现之前,虽然世界上已经有多种战机采用 鸭式布局,但是在鸭翼和主翼间采用边条设计的却非常罕见,仅有美 国的 HiMAT 高机动验证机中有此设计。 该边条从鸭翼后缘一直延伸到 主翼前缘,外形呈圆弧状,设计上十分类似 FC-1“枭龙”战机的哥特式 大边条。 在第三代战斗机和三代半战斗机的设计中, 鸭式布局和边条翼 布局都是被广泛使用的基本气动布局。对于四代机而言,由于强调超 音速巡航性能,在气动外形设计上要提高超音速升阻比,与三代机普 遍强调亚跨音速机动性的设计存在显著矛盾,而单纯依靠鸭翼、边条 和机翼变弯度措施已经不能完全解决这些问题, 事实上这些手段的气 动潜力在三代机和三代半飞机上已经几乎用到了极致。另一方面,四 代机因为隐身因素武器内臵和大油量要求, 机体结构重量普遍会有所 上升, 如果要求亚音速机动性能不弱于三代半战机乃至具备大迎角过 失速机动能力的话,还需要寻找进一步提高可用升力系数的措施,于 是我国的设计人员想到了鸭翼和边条结合的办法。 从 2001 和 2002 号原型机的试飞照片中可以看到,这对边条为飞 机的涡升力助力甚大,有效提高了该机的亚音速机动性。而在 2011

号原型机上,边条的设计有了重要改变,其外形改为简单的直线,而 且面积有所扩大,边条翼展一直达到前缘机动襟翼附近。改进后的边 条和沈阳飞机研究所研制的“鹘鹰”第四代战斗机验证机的边条在外形 上极为相似,只不过由于 2011 的边条面积更大,在仰视图中甚至给 人一种 2011 改用了双三角翼布局的感觉。 和原本的哥特式边条相比,现在的设计可能会降低边条拉涡的 作用,但是由于面积加大,使得边条对整机升阻比尤其是超音速升阻 比的贡献更大。同时,变宽的边条使得力度上减弱的涡流向外移动, 能够进一步减小涡流对垂尾的不利影响。而且,直线型设计还避免了 哥特式边条的尖拱外形对隐身不利的问题。 除了主边条的改变外,细心的人会注意到,在 2001 和 2002 号 原型机上,鸭翼前有一段紧贴进气道唇口的小边条,而这一和 F-22 和 F-35 非常相似的设计在 2011 号原型机上被取消了。这个边条虽然 尺寸不大,但由于其位臵靠前,结合机头棱线设计可以起到涡流发生 器的作用,强化飞机整体涡系;另外还能遮蔽其后方的鸭翼转轴,改 善正面隐身性能。这一设计的取消意味着飞机机头部分涡流有所简 化。 通过分析 2011 号原型机对边条设计的综合改进,可以发现,在 歼-20 的发展过程中,科研人员对构造复杂涡系,强化大迎角飞行能 力的追求正在降低, 更加强调对飞机隐身性能和超音速飞行性能的完 善。

进气道的修改: 从最早的 2011 号原型机正面照片中就不难发现,虽然该机仍然 保留了两侧固定式 DSI 进气道的基本布局,但其进气道唇口外形和 2001/2002 号原型机相比有明显变化。随着更多清晰图片的出现,2011 进气道设计的新特征逐渐浮出水面。 首先是唇口外形的变化。 在 2001 和 2002 号原型机上, 进气道唇 口呈平行四边形,上边缘平行于和机腹处于同一平面的下边缘,这一 点和 F-22 类似;而在 2011 号原型机上,唇口上边缘不再和下边缘平 行,整个外形呈现和 F-35/“鹘鹰”类似的不规则四边形,从侧面看明显 向下倾斜。 原先的唇口上下边缘平行的布臵, 符合隐形战斗机设计中的平 行边缘原则,对隐形更加有利,但是这种设计对附面层气流的排除不 利。 在 DSI 进气道设计中, 由于鼓包顶部与鼓包周边存在压力梯度差, 这个压力差把附面层从鼓包顶部的高压区,压向鼓包周边的低压区, 从而降低了附面层气流进入进气道的可能性, 这也正是 DSI 进气道的 价值所在。为了彻底根除附面层气流进入进气道,唇口上缘最好有一 个内倾角度,以便溢出的附面层自然从进气道上表面流走。原先的设 计由于追求上唇口与下唇口平行,上唇口内倾角度过小,上方附面层 流经鼓包后很可能再次流进进气道, 使得 DSI 进气道的优势不能得到 充分发挥。 现在的设计虽然对隐形有影响,但是从 F-35 也应用这样的设 计可以说明,这种影响即使存在也属于可以接受的程度。而且这种设

计确实有利于附面层气流的吹除,提高进气效率。另外唇口上边缘改 为向下倾斜后,机头棱边激发的涡流可以流到脊背去,有一定的增升 效果,加强涡系复合,降低巡航状态下的诱导阻力。而且,当飞机产 生一定迎角时,进气道上唇口的真实迎角将小于飞机本身迎角,可以 延迟涡分离,改善大迎角情况下的涡系分布。 除了唇口的变化之外,2011 号原型机在两侧进气道的侧面还各 多了两个正六边形蜂窝状开口。通过大量清晰图片可以发现,前开口 和后开口上的蜂窝状小孔的外形不尽相同, 前开口处小孔的形状似乎 更有利于进气,而后开口处小孔的形状更有利于排气。 由于唇口形状发生改变,导致进气道截面积出现变化,其进气 流量也会变化,这两个开口用于辅助进气 /排气的可能性很大。如果 出现低速状态进气不足的问题,前方进气口即可起到辅助进气的作 用,而后方排气口则用作排气调节之用。 这种对进气道的详细调整表明,即使现阶段的歼-20 尚不能获得 满足性能指标要求的发动机, 但是通过分析使用现有发动机的试飞数 据, 已有能力针对未来装备型号的发动机的性能诸元对其进气道设计 进行相应调整。当然,在歼-20 未来换装性能更先进的发动机之后, 不排除其进气道还有在细节上做进一步调整的可能性。 鸭翼和尾翼的切尖修型: 从最早的 2011 号原型机的图片中就能够看到其全动垂尾的尖端 经过了切尖处理。而在其首飞的图片中,我们还能看到该机的鸭翼也 做出了类似调整。

从空气动力学的一般规律来看, 切尖处理一般是因翼面处在气 流载荷比较大的地方,受其影响产生了比较严重的颤振所致。前两架 歼-20 原型机的垂尾外形和 F-35 非常相似, 不过由于歼-20 采用的是全 动垂尾而非 F-35 的固定垂尾,加之飞机的活动翼面数量多,涡系相 对 F-35 更为复杂,即使经过前期风洞试验,也很难做到对不同飞行 状态下飞机尾部流场情况的准确预测。 此次对垂尾尖端的切尖处理应 该是多次试飞后的论证结果,可见歼-20 的尾部流场情况应该比预计 的更为复杂,对飞机后体的影响也更加明显。 另外,和 2001/2002 号原型机对比可见,2011 号原型机的垂尾面 积又有所扩大,这说明科研人员对歼-20 的方向安定性提出了更高的 要求,对于气动载荷变化复杂的全动垂尾来说,扩大垂尾面积对垂尾 的结构和动作系统的要求也更高了。 而鸭翼的切尖还带来了额外的好处。根据飞机雷达隐身学的原 理, 尽可能减少飞机表面的锐角是降低飞机雷达反射面积的重要途径 之一。美国的 F-22 和 F-35 由于采用了常规布局,其水平尾翼可以做 到前后缘分别与机翼前后缘平行这一所谓“标准隐身设计”,不存在翼 面锐角的问题;而采用鸭式布局的歼-20 如果让鸭翼的后缘同样呈前 掠效果的话,会导致鸭翼的展弦比过小,诱导阻力较大而增升性能不 足。所以歼-20 最后仍然采用鸭翼后缘后掠的正常设计,这就难以避 免的在飞机鸭翼尖端形成了锐角反射, 而切尖处理后能够较好的改善 这一问题,同时也如垂尾切尖一样可以降低颤振的可能性。另外,由 于前面提到的鸭翼前方小边条的取消, 导致鸭翼转轴前方缺乏遮蔽可

能影响隐身,因此 2011 号原型机鸭翼内侧的轮廓也做了相应调整。 歼-20 诞生以来, 围绕其鸭翼是否会导致其隐身性能不如其他第 四代战斗机的争论一直不绝于耳,从 2011 号原型机对鸭翼细节的改 进来看,虽然鸭翼对飞机隐身性能有所影响,但是通过改进可以使得 这种影响最小化,充分发挥鸭式布局的优势。 被“减”掉的减速板: 在歼-20 的前两架原型机的背部,有一块大型减速板,这块减速 板的安装位臵和工作方式和苏 -27 战斗机的减速板非常相似。而在 2011 号原型机的清晰大图上, 我们在原减速板的位臵已经看不到任何 减速板轮廓的痕迹了,说明该机已经取消了减速板,歼-20 也成为我 国首款取消减速板的战斗机。 减速板的作用单一,在飞行中的大部分时间作用有限,因而经 常被看作是所谓“死重”的一部分。取消减速板设计,省去了驱动减速 板开闭所需的一套液压机构的重量, 而且由于减速板开闭时受到的空 气阻力较大,其本身结构也需要进行加强,因此,取消减速板后对飞 机的减重很有帮助。另外,取消减速板后留下的空间可以用于布臵其 他设备,或者干脆像苏-35 一样用于扩大内部油量,这对于需要维持 长时间超音速巡航飞行的四代机来说又是一个利好。 实际上,世界上其他几款四代机都取消了减速板。美国的 F-22 和 F-35 是通过方向舵,襟翼副翼和 TVC 在飞控系统协调下的的联动 实现减速的。 而俄罗斯的 T-50 除了以上手段外, 依靠可动边条和全动 垂尾的帮助也能够起到原有减速板的作用。 另外, 作为三代半战斗机,

俄罗斯的苏-35 同样是通过方向舵差动, 襟副翼联动和 TVC 等的联动。 这说明, 歼-20 飞控系统的控制水平和我国现有机型比有了很大提高。 尾撑的加强和尾鳍的加大: 歼-20 的尾撑是其全动垂尾和腹鳍的安装点, 对结构强度要求较 高。前面的分析中已经提到,在前一阶段的试飞中,涡流对飞机后体 的冲击要比想象的更为复杂, 而对垂尾进行切尖处理只是解决颤振问 题的一个方面,强化尾撑结构同样有助于改善颤振情况。 要实现长时间超音速巡航飞行,就要求飞机在气动上尽可能遵 循超音速飞行的面积律。具体说来,就是飞机横截面积沿着机头到机 尾的方向的变化越平滑, 飞机超音速飞行的阻力就越小。 在这一点上, 使用鸭式布局的歼-20 机体后半身的收缩就难免显得突兀一些,为了 缓解这一问题,2011 号原型机除了对后机身外形进行修改,加大了发 动机舱之间凹槽结构的深度,降低后机身截面积之外,还对尾撑做了 明显延长。而延长加宽的尾撑也为尾鳍的改进提供了条件。 但是,尾撑的延伸也使得其尾喷管横向动作的空间很受限制,如 果将来歼-20 换装带有推力矢量控制技术(TVC)的发动机的话,将很有 可能是类似 F-22 的二元 TVC 技术。 不过由于歼-20 目前仍然使用 AL-31F 系列发动机进行试飞,改用新发动机后,飞机后半部分机体可能还会 有一些调整,所以现在做出判断还为时尚早。 歼-20 的外倾式腹鳍从 2001 号原型机出现时就在军迷当中引发 了诸多争论,很多人认为腹鳍是一种落后的设计,不仅增加了重量还 会影响飞机的隐身性能。不过这对腹鳍在 2011 号原型机上不仅得到

了保留,其面积还进一步加大并向后延伸。实际上,在全动垂尾不可 能做得太大的前提下,腹鳍的存在能够有效保证飞机的方向安定性。 尤其是像歼-20 这样长度很大的飞机处于大迎角飞行时,从气流方向 看去,全动垂尾可能被主翼完全遮挡,此时只能靠腹鳍提供飞机全部 的方向安定性。和可能对正面隐身性能造成的些许影响相比,腹鳍的 正面作用显然更大。 在 2011 号原型机上,腹鳍的面积被进一步放大,这说明随着 飞机超音速飞行性能的提高,对飞机方向安定性的要求也在增加。而 且从 2011 号原型机的侧视图中可以看到,这对向后延伸的腹鳍几乎 将发动机喷口完全遮蔽,顺带着改善了飞机侧向的隐身性能。而由于 尾撑加宽,腹鳍的安装位臵有进一步外延的条件,也就能和炽热的发 动机喷口保持一定距离,提高安全系数。 至于未来引入 TVC 技术之后, 腹鳍是否会继续存在的问题, 笔者 认为仍然存在的可能性更大。相对于飞机本身的体量,歼-20 的全动 垂尾面积并不像 F-22 和 F-35 那样大,又不像 T-50 那样依靠类似苏-27 的发动机悬吊式结构可以部分起到腹鳍的作用, 为了保持大迎角下足 够的方向安定性,同时提供足够的系统冗余度,腹鳍的存在仍然是重 要的。 动作筒修形和襟副翼调整: 隐身战斗机为了尽可能降低各个方向的雷达反射截面积,对外 表的光洁程度要求较高。因此,歼-20 前两架原型机尺寸较大的外露 式动作筒颇受指摘, 这是因为强调超音速飞行性能的歼-20 机翼较薄,

不足以将襟副翼动作机构包裹在内所致。在 2011 号原型机上,动作 筒的尺寸明显缩小,而且不同于 2001/2002 号原型机的动作筒与机身 轴线平行安装的方式,该机的动作筒和襟副翼垂直安装,和机身轴线 有一定夹角。 实际上,这两个改动是相辅相成的。从理论上说,动作筒和襟 副翼垂直安装,使得操纵力臂更短,工作更省力,对驱动动作筒工作 的电机功率要求就更低,电机的尺寸就能更小一些,使得包裹整个动 作筒的整流罩也变小了。另外,动作筒和襟副翼垂直布臵,也有助于 改善机翼下表面的流场情况,减小阻力和乱流。 顺着动作筒观察,襟副翼本身的设计也有调整,对比前两架原 型机可以发现,由于 2011 号原型机的边条和尾撑加宽,腹鳍外扩, 使得机翼内侧的襟翼也需要外扩, 并进行了切尖处理以避免在动作时 和腹鳍发生干扰。但是在翼展不变的情况下,外扩的襟翼不可避免的 挤占了机翼外侧副翼的空间,使得副翼的宽度有所降低。 为了使得飞机的滚转性能不降低,2011 号原型机加大了副翼的 前后长度。在前面的原型机上,副翼和襟翼的安装点并不在一条直线 上,副翼的长度要比襟翼短一点;而在 2011 号原型机上,通过前移 服役的安装位臵,使得副翼和襟翼的长度一致,基本保持了副翼面积 不变。 气动改进小