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导语： 图：上为苏27三视图，下为米格29三视图 很多对于战斗机不是特别熟悉的人，常常分不清苏27与米格29。这其中固然有不近距离接触实物，两者的尺寸差别很容易看不出来的原因；但更重要的是，它们的总体外形设计确实有很大的共同特征。这种现象的背后并非巧合，而是它们都是相同的指导方向下设计出来的产物。 苏联对于第三代战斗机的研制历史最早可以追溯到上世纪60年代末期。在针对米格21战斗机应该用一种什么样的新型战斗机取代时，苏联各设计局、研究院都拿出了大量的不同建议；比如米高扬设计局的一些主管设计师就提出，在米格21的基础上研制无尾三角翼布局战斗机；而中央空气流体动力学院则认为，采用带中等后掠角和中等展弦比机翼的常规布局战斗机更好。最终苏27走上了中央流体院确立的方向，只是期间颇多曲折。 那么第一个问题来了，苏27的机翼为什么要采用中等后掠角？在大多数情况下，稍微熟悉飞机外形的读者朋友都会有这样的直观经验：机翼又直又厚的一般都是亚声速下飞行的低速飞机，比如绝大多数螺旋桨飞机；而那些翼尖拼命向机尾方向伸展、机翼厚度不大的飞机都是高速飞机，比如米格21就是典型。 图：模型在风洞测试中形成的激波，注意机翼的后掠角度要稍微大于翼根处形成的激波角度；通过将机翼藏在激波后方，可以有效的减低阻力。 决定后掠角度的关键因素在于激波阻力。当飞机飞行时，它的前端——不仅包括机头，也包括机翼前缘始终都在穿越空气、逼迫空气上下左右分开；这个扰动空气的过程，必然形成振动；而我们平时所能感受到的声音，实际是物体振动时扰动空气而形成的波动。 当飞机接近、达到、超过声速时，扰动波的传递速度还追不上飞机的速度；这就会使飞机前端在一段时间以内的扰动波都叠加在一起，形成激波并强烈的压缩空气。这些高密度的空气就像一堵墙一样阻碍着飞机的前行，而且形成这堵空气墙的能量又全部来自于发动机的动力。在超声速飞行中，激波阻力就是最大的阻力来源；发动机推力常常有超过75%的份额，都花费在了克服激波阻力上。 激波有两个非常重要的特性，首先是激波有正、斜之分。当飞机的机头、机翼前缘的形状方愣、圆钝，它们形成的就是方向垂直的正激波，要传递出一段距离以后才会变得倾斜，阻力也最强。而机头、机翼如果是尖削、锐利的造型，它们形成就是倾斜的斜激波；一方面激波倾斜的越厉害阻力越小，另一方面速度越高，激波的倾斜幅度就越大。 因此在超声速飞机的设计中，尖锐的机头、前缘大幅度后掠的机翼、更薄的机翼厚度，都是用来使激波倾斜幅度加大，减小激波阻力的最重要手段。但是大后掠角度的机翼会使流经机翼上方的空气变得更少，而更薄的机翼形状也会使空气流过机翼时形成的升力更低；因此超声速阻力和亚声速下的升力表现就会在设计上形成明显的矛盾。 图：米格21的机翼属于典型的大后掠小展弦比设计 米格21的机翼前缘后掠角度为57度，已经属于典型的大后掠角度。选取这一角度的理论依据来自苏联中央流体院在上世纪50年代末期时得到的结论：采用大约在55~60度左右的前缘后掠角度，既可以满足2倍声速时的低阻力要求；又可以采用带有完全圆形前缘的较大厚度（大约5%）翼型，以基本保证起降和亚声速机动性能。从本质上说，这是一种在当时发动机推力非常有限的情况下，不惜大幅度牺牲低速升力表现以降低阻力的极端化设计。 而在探索苏27这一代飞机时，苏联的航空发动机技术已经取得了长足的进步，对于推重比在8~10的发动机的研制工作已经开始提上日程。在发动机推力大幅度增加以后，新一代战斗机已经可以被设计的更大、更重以携带更多燃油设备和武器弹药；并且通过将机翼前缘后掠角度降低到42-45度，战斗机在拥有更好的亚声速升力特性，以改善起降性能和飞行机动性的同时，并不会造成高速飞行性能的损失。 然后是第二个问题，苏27的机翼为什么要采用中等展弦比？展弦比的计算方式是翼展的平方除以机翼面积，它代表的是机翼向两侧伸展的程度。如果把人的躯干比喻成飞机机身，而双臂比喻成机翼，那么双臂水平伸展开时的展弦比就是最大的，而紧贴身体两侧时最小。显然机翼伸展的越开流经机翼的空气就越多，产生的升力就越多；但在超声速飞行时，展弦比增大也会带来激波阻力的急速增长。 在这种展弦比与阻力的权衡中，早期战斗机由于推力小、结构设计不宜过于复杂，因此往往会选择大后掠、小展弦比的组合设计，比如米格21的展弦比就是2.22。而在后来的战斗机中又出现了三种不同的技术方向处理这一矛盾：首先是变后掠翼飞机，它通过调整机翼的展开程度来改变后掠角度和展弦比，同时适应高速飞行、大航程、长航时、短距离降落等相互矛盾的情况。比如F111战斗机的展弦比变化范围就高达1.34（后掠角72.5度）~7.56（后掠角16度）。 图：F111的变后掠翼设计使它的机翼后掠角度和展弦比都能在非常大的范围内调节 而苏27并未选择变后掠翼布局的原因，则是这种方案有三个缺陷。首先是变后掠翼需要复杂的液压、机械结构来完成调节功能，因此设计难度大、成本高；不过这个问题苏联当时可以解决，在60年代末期完成定型的米格23战斗机就是证明。但另一个缺陷则很麻烦，机翼展开到不同角度时，飞机气动特性改变很大；如果没有自动化程度很高的飞行控制系统进行辅助修正，飞行员会感觉到自己在同时开着几种完全不同的飞机；这一点苏联不仅当时无法解决，而且后来困扰了米格23一生。 第三个缺陷则根本无解，也是变后掠翼布局在新一代高机动飞机中绝种的关键原因：要使设计收益大，参与改变的机翼部分必须要多，机翼的转轴位置必须靠内，否则增加的升力表现根本不足以抵消变后掠机构带来的巨大增重——达到20%机翼重量左右。但这会使飞机的升力中心前后变化幅度特别巨大，如果保证了超声速下的操纵性能和机动性，亚声速下飞机的迎角和过载一大，飞机的俯仰变化就会超出平尾的控制能力范围引起失控。因此苏27最终采用了将展弦比增大到3~3.5之间的固定翼设计。 最后一个问题，苏27为什么一定要采用常规布局？米格设计局提出的无尾三角翼布局并非一种很糟糕的选择，法国达索公司的幻影III在中东、印巴空战中的表现就异常出色；实际上米格设计局提出这一方案的重要原因之一，就是米格21在中东空战被幻影III打下的太多了。中央流体院反对这一路线的原因，还是在于它的固有缺陷不符合苏联人对新一代战斗机的取舍要求。
图：后期的幻影III战斗机添加了固定鸭翼，一方面提供额外的抬头升力并前移升力中心，另一方面作为涡流发生器改善机翼的升力表现。但注意它的襟翼，它起飞时仍然需要上偏襟翼，在飞机尾部形成较大的负升力来迫使飞机保持抬头姿态。 无尾三角翼布局采用大后掠小展弦比机翼设计，机翼本身的升力效率不高，只是通过把更小的飞机重量（机身更短、没有平尾）均匀分担给更大的机翼面积；虽然能取得非常优秀的瞬间盘旋性能，但这种优势消耗战斗机能量非常快。但是另一方面，无尾布局飞机在大迎角大过载下升力效率低、迎风面机大，阻力要高很多，因此在要求不损失速度和高度的持续性机动能力中表现较差。 而在60年代时，战斗机的火控与武器系统的性能仍然很落后，飞行员驾驶战斗机开火的操作步骤相当繁杂；不仅反应慢，而且机炮、导弹的命中率也很低。这都意味着一方在短时间内态势占优也往往也难以进行有效攻击，空战中会出现大量中低空亚声速下近距离内进行反复的追逐、缠斗、咬尾的情况。因此苏联在当时还是更强调战斗机的持续机动能力。 此外无尾布局飞机缺乏平尾这样的强力俯仰机构，它只能依靠力臂很短的襟翼来完成俯仰控制。而且在机械飞控时代，飞机只能采用重心在升力中心之前的静稳定设计；无尾三角翼飞机的襟翼必须上偏形成很大的负升力，才能像跷跷板一样把机头支起来，这使它起飞降落的性能很不好，需要很长的跑道。无论是后来的苏27还是米格29，苏联的第三代战斗机都是非常强调短距起降能力的。要缓解无尾布局飞机的缺陷，需要采用更先进的电传飞控系统作为硬件基础，而这是苏27研制初期并未考虑的技术。 在后期第三代战斗机中，欧洲和中国都选择了鸭式布局，通过全动鸭翼分担俯仰控制、并形成强力的涡流增升效果，可以彻底扭转大后掠小展弦比机翼在亚声速下的机动性劣势。但这种技术实际上是在无尾三角翼布局基础上发展出来的加强型设计，对于气动研究和飞行控制的要求都特别高。尤其是它必须以全权限数字电传为硬件基础，这种布局无论是技术需求还是设计思想上，都大大超出了苏27预研的时代背景，因此不可能在当时苏联的考虑范围之内。 2.新技术的应用要求 苏27项目在最早的设计阶段中，有大量方案和后来的苏27看起来毫无瓜葛；哪怕是想象力最丰富的人，也很难凭第一印象找到它们之间的共通点。实际上这些只停留在模型、图纸阶段的方案，与后来因为实机试飞表现不理想而被放弃的T10方案、真正演变成今天苏27家族的T10C系列方案之间的共同价值取向并不在于具体的布局设计；而在于以苏联1970年12月召开的专门会议为代表的一系列决策过程中，明确提出的一些新技术应用建议和要求。
图：枭龙边条上拉出的白色长条，是因为低压而凝结成的水雾，它代表着涡流的中心区域 实际上包括米格29在内，都是这一系列历史进程的产物；这也是最后米格29为何与苏27如此类似的根本原因。在当时针对新一代高推重比和高机动特性的前线歼击机设计探索中，苏联提出了三条显著增强飞机升力表现，而阻力增加很小、或是进一步减低阻力的技术方向。第一条是要合理的利用机翼上表面形成的涡流，实现对涡流升力的控制。 飞机的飞行依靠升力，而升力的本质又是空气对飞机下表面的压力大于上表面，形成的向上的压力差。空气动力学的基本规律之一，就是流速低的地方压力大，流速高的地方压力小；实际上机翼产生升力，就是通过迫使机翼上表面的空气在相同时间内要流动更长的距离而实现的。如果能够实现将漩涡气流控制在一个合适的水平，这些涡流的高速旋转将会非常大幅度的提升机翼上表面的负压程度；这种现象引起的机翼升力增加，就是所谓的涡流增升。 不过战斗机在亚声速下依靠依靠脱体漩涡带来的涡流升力收益，在超声速下将迅速衰减；而且速度越高，涡流升力效应越不明显。这是因为随着马赫数的增加，气流分离的趋势受到的抑制加重，而从涡流发生器（边条）顶点上出发的激波又对其诱导出的脱体漩涡产生明显的压迫作用，结果就是脱体漩涡的强度被严重削弱、控制机翼的范围也变得很小。 另外从涡流增升手段的本质主要依靠提升机翼上表面的负压这一点来说，超声速下气流绕过带有迎角的机翼时会在上表面发生膨胀，由此产生一个压力相当低的低压区域，这种情况下脱体漩涡提升负压的能力也变得很不明显。因此当马赫数超过M1.3~1.4，战斗机进入稳定的超声速状态后，就算能诱导出脱体漩涡，这种形状非常细长的涡流，实际上对飞行性能的改善也已经没有什么助益了。 最早成功利用涡流增升的飞机并不来自苏联，而是来自瑞典萨博公司的JA-37战斗机；它采用鸭式布局设计，在大迎角下依靠气流从涡流发生器（鸭翼）带有较大后掠角度、“锋利”（前缘半径小，气流容易分离）的气动面前缘上分离出稳定的脱体漩涡并使其经过机翼。高速旋转的漩涡气流控制住机翼的气流分离趋势，并极大提高了机翼上表面的负压，从而产生非常大的涡流升力。
图：苏27家族三翼面改型，通过增加鸭翼，进一步大幅度强化了涡流增升效果 当时苏联对于涡流升力的探索重心并没有放在鸭翼上，而是着重于在机翼与机身相连的根部设置边条来形成脱体漩涡。这种设计又受到当时的机翼研究潮流影响，出现了边条与机翼整体融合成S型曲线前缘的机翼，与边条与传统直线边缘的梯形机翼组合的两种技术路线相互竞争。我们后来看到的T10与T10C验证机就是分别是这两种设计思想指导下的产物。 第二条新技术方向则是使用可变弯度的机翼前缘设计，即采用前缘机动襟翼或者是前缘机动缝翼设计。它们随着飞机迎角的增加，自身的偏转幅度也会不断的变大；这使飞机的翼型能够协调着飞行姿态、速度的变化而改变，始终使飞机能够获得最大的升力表现。事实上除了F15这种纯粹仰仗高发动机推力和大机翼面积来获得高机动性能的偷懒设计以外，前缘机动襟翼/缝翼是几乎所有高机动飞机上都必不可少的设计。
图：F16的前、后缘机动襟翼控制策略 不过这一设计在当时的苏联航空界中得到的认可程度却不是很高，有不少方案都拒绝采用，这和主管设计师的价值取向有关。比如苏霍伊设计局的某些高级设计师就认为，由此带来的结构复杂化、增重，尤其是飞控设计难度的增加，负面代价比得到的升力收益相当，甚至更大。当然最终的试飞结果表明，前缘机动襟翼/缝翼的效果是无法取代的。 第三条新技术方向则是要求采用扁平状的机身外形，这样可以使机身也起到类似机翼的作用，既减小了阻力又能为提供升力做出贡献。而另一方面由于飞机侧向面积的减小，它对于航向稳定性的负面影响也减低了。再加上机翼与机身连接处的融合过度性质，实际上机身已经成为机翼的一部分，这就是所谓的升力体设计。这正是所有米格29、苏27设计过程中诸多方案在外观上最为明显的共通点：它们几乎全都采用了扁平的、与机翼融为一体的升力体机身下安置发动机吊舱的总体结构布局。
图：在米格29上“扁平机身+发动机吊舱”的设计特色实际上更为显眼一些 当然这并不是说只有类似苏27这样的设计才是升力体布局，实际上把发动机舱藏在机身内的F22也是很典型的升力体设计。而且就机身扁平化这一点来说，宽高比大很多的双发布局比起单发布局本身就占很大优势；单纯论技术水平看，苏27的升力体设计和F16的翼身融合设计相比其实都在伯仲之间，不相上下。
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