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本文描述了欧洲战斗机的研制过程中所经历的艰辛而曲折的历程。在研制“台风”战斗机的历程中，4 个国家必须互相妥协以达成共同要求，并且 4 家公司也必须寻求一种技术和商业方案，以可承受的价格来制造这种极具挑战性的战斗机。他们要在极其困难的条件下研制一种飞机。 欧洲战斗机研制合同签订后不久，不料政治风云突变，苏联解体，德国统一，导致各国军队预算严重削减。另外，几乎全球范围内出现了经济危机，对有些国家影响到至今，结果各国国内航空市场萎缩。所有公司都面临严重的经济压力，一些工厂减员停工，许多工厂合并，今天的公司与 8 年前签订研制合同的公司已大不相同。1992 年，欧洲战斗机公司遇到更大的困难，当时德国政府极力要求退出该项目。 尽管该项目经历了许多困难，也经过多次的检验，但今天我们能够保证提供一种有前途的高性能飞机。 更令人欣喜的是，它不仅仅是一种技术产品，也是欧洲技术与欧洲合作的的里程碑。 溯源 70 年代未，几个西欧国家建立合作，想研制一种通用战斗机以对付俄国第 3 代和第 4 代战斗机。到 1983 年 12 月，5 个国家（意大利、法国、德国、西班牙、英国）协调了他们各自的要求，推出“欧洲集团目标纲要（OEST）”。欧洲战斗机公司做了适当的预先可行性研究，于 1984 年 10 月推出了“欧洲集团目标（EST）”协议。 1985 年 8 月，法国退出该方案研制他们的 ACX 战斗机，最后成为“阵风”战斗机。其余 4 国以详细的“欧洲集团要求“（ESR-European Staff Requirement）为依据，继续进行方案研究，最后 4 国集团领导于 1987 年 9 月签署了“欧洲集团要求”作为“欧洲集团研制要求（ESR-DEuropean staff requirement for development）”。1988 年 1 月取得研制许可并于同年 11 月签定了有关研制合同。 欧洲战斗机将具备超视距（BVR）空战性能和近距格斗性能。另外武器系统还可以适应大范围的空对地任务。这种作战的灵活性无疑使欧洲战斗机成为代替参与国家一些现役机种（如 F-4“鬼怪”、“幻影”、F-104“星”、“美洲虎”）的合适机种。 系统自动化能分担飞行员的工作量，因而欧洲战斗机武器系统仅需一名飞行员操纵。少数双座型将用作教练机，但它们同样具备完全的单飞行员操作的能力。 欧洲战斗机的主要目标之一是以最小的寿命周期获得高的可用率。“主要研制合同”（MDC）中同样也强调作战要求和可靠性、维修性及测试性的支持情况。 初始方案研究 为了确定研制飞机的具体规范，在提出具体要求的同时，各国国内和各国之间进行了防空研究和空中战斗模拟，从中得到相关的知识并确立基本原理和指导思想，研制一种高效经济的防空和空战战斗机。这种研究包括： ．进攻与防御对抗空中系统 战斗模拟包括： ．中距（超视距） 得出的结果是： ．空袭不可取代防空。成功的防空系统必须由多种战斗机、地对空导弹和枪炮组成。 鉴于此背景，确定了关键德 300~400kg/m2 低翼载和 0.9~1.2 的高推重比。这种构形的目的在于获得高度的灵活性和机动性，在采用矢量发动机时甚至可以超过失速攻角。 有趣的是在纯三角翼或带边条的梯形翼的大量初始方案研究后，所有欧洲国家都建议采用三角翼鸭式布局，该方案最初应用在瑞典 Saab 公司的“雷”式战斗机上。虽然在翼面、进气道位置、前翼连接和尾翼设计上存在细节上的差异，但所有公司都认为三角翼鸭式布局可能是满足挑战要求的最佳选择。 鸭式布局 三角翼具备许多气动、结构和布局上的优势。由于翼根弦长很大，提供了很大的绝对机翼厚度和长细比，从而减小了超音速时的阻力。同时机翼结构更轻且具有更高的体积效益，可以最大程度地装载燃油，又提高了超音速任务性能和战斗持久性。另一方面，大机翼还减小了外桂物不良的气动作用并方便了它们的排列。 鸭式布局可以获得更好的飞机机动性。英国或俄国对水平尾翼前置布局所做的飞行表演证明：这种飞机也具有良好的机动性，是最佳的整体综合设计方案。前翼涡流与机翼气流的相互作用增加的总升力，比它们各自升力产生的升力之和还大。这种作用有利于提高瞬时转弯角速度。另外同种涡流的相互作用有利于展向气动载荷分布，使外侧机翼载荷减小，从而减小了机翼的弯曲力矩和结构质量。我们的早期研究表明：除三角翼的优势外，三角翼鸭式布局的飞机比带水平尾翼的三角翼布局的飞机更短、更紧凑、更轻。这些仅是它的一部分优势。但是这种布局也有不利的一面。前翼干扰了机翼气流，增大了机翼本身的气动非流线性特性，前翼还可能产生了其它的不利因素。这要求进行更多的气动研究和测试以便了解复杂的气流机理，尽可能多地保留其优点，减少其缺点。 MBB 公司进行鸭式布局风洞测试 飞机被设计成亚音速飞行中，相对于横轴是气动不稳定的，需要通过使用数字式四余度飞行控制系统进行人工增稳。非稳定设计的基本原理是气动中心在重心前方，这样为了达到配平，需要襟翼下偏。与升力作用于重心之后的稳态飞机比较，这种方法显著减小了升力引起的配平阻力。随着升力增加，襟翼必须向更下方偏转以便平衡抬头力矩。前缘襟翼可进一步加大机翼弯度，也由飞行控制系统控制并随攻角的加大而下偏。因而，持续和瞬时转弯角速度比稳态设计的更好。 虽然超音速飞行时，飞机是气动稳定的，但压力中心仍比亚音速稳态设计的更靠前。从而，减小配平阻力和更好的转弯性能的优势在超音速飞行中仍然保持。但是，人工的稳定作用要求在飞行控制系统的设计、控制律的设计和最后的试飞方面作很大的努力。 对前翼位置和前翼机翼耦合最大的影响是进气道布局的选择。1983 年到 1985 年间，在与达索航空公司的联合研究中作了许多尝试，“阵风”上采用的肋部进气道无法安排如欧洲战斗机上采用的长距离耦合前翼，因为此时的前翼会改变进气道的气流。而如果将阵风的短距离耦合前翼与欧洲战斗机的机腹进气道相结合，则会对跨音速时和超音速时的阻力产生不利的横截面分布。 达索 ACX 方案中采用了短距离耦合鸭翼布局 为欧洲战斗机选择的机腹进气道位置是关键的布局特点。从气动的观点来看，这种进气道在中高攻角时甚至是带侧滑时具有优势。在超出最大升力攻角的情况下，发动机的气流质量仍很好。因此我们不需要再安装导流片或采用其它的气流修正措施。进气道前方的机身略微下倾，可以起到预压缩作用，与进气道结合提供了良好的压力恢复值，有利于高音速时获得良好的发动机性能。 进气道前方的机身略微下倾，可以起到预压缩作用 对这种进气道布局最初的主要顾虑是一台发动机发生故障后可能对另一台发动机产生影响。在对 EAP 和 EFA 进行最终试验后，消除了顾虑，而且证明：发动机与进气道匹配良好。 EFA 国际合作团队 第一个 3 国联合工程队是由“阵风”的 3 个合作公司 AIT（现为阿莱尼亚公司）、英国宇航公司 BAe 和 MBB 公司（现为 DASA 公司）于 1979 年 9 月组成的。而各家公司最初仍在作战性能上强调的重点不同，例如，德国强调一种简单的空战战斗机，英国要求重在对地攻击性能，研究得出ECF（European Combat Fighter），以 MBB 公司推荐的 TKF 为基础，采用三角翼鸭式布局和机腹进气道。联合研究后，各国又分开进行工作，英国宇航公司研究了 P110，而 MBB 公司继续研究 TKF。 ECF 三面图 BAe 的 P.110 全尺寸模型 MBB 提出的 TKF90 轻型战斗机想象图 1980 年到 1981 年尽力把法国拉进该项目开始研究 ECA（European Combat Aircraft），最后没有得出结果构形图，却保留了三角翼鸭式布局，法国也喜欢这种布局。 ECA 模型 虽然取得了相对高度的技术一致，法国方面却克服不了政治上的障碍，主要因为法国要求建立一种由法国管理的方案，而其它国家都不接受。 这次合作失败后，原 3 家“狂风”合作公司重新于 1982 年合作，提出了 ACA（Agile Combat Aircraft）方案。该方案的特点是：曲折前缘三角翼，带一个长距离耦合前翼、机腹进气道和两个垂尾。 BAe 的 ACA 全尺寸模型 此时英国航宇公司 BAe 及时放弃了一些应用于 P110 研究中的战斗轰炸机特性，如短距离耦合前翼，侧边进气道和较高的翼载。 这里值得提及的是，方案中 MBB 公司坚持一种矢量喷管选型。但是由于政府不支持，MBB 公司只得退出 ACA 方案而 BAe 和 AIT 继续干他们的 EAP（Experimental Aircraft Programme）。为了节省时间和费用，EAP借用了“狂风”的单垂尾，而不是原先计划的双垂尾。EAP 于 1986 年首飞，对欧洲战斗机方案起到了极大作用。 采用“狂风”垂尾的 EAP 验证机 回溯 1983 年，法、德、意、英及西班牙 5 国空军聚会协调其要求。同年 11 月，他们通过了“欧洲集团目标纲要（OEST）”，是 1984 年形成的“欧洲集团目标”的基础。同年，5 国开始进行首次工业研究包括新发动机的概念性研究。1985 年 8 月完成了该研究，当时 4 国支持一种方案，即 EFA，欧洲战斗机。而法国喜欢以 ACX 为基准的布局。
1983 年，OEST 效果图 ACX 是法国国内项目，后成为“阵风”。这样，5 国合作项目再度夭折，由于出现了与 ECA 研究中相同的问题，即法国没能领导项目组织。另一个原因是他们觉得，如果自已干会取得更好的出口机会和利益。 1985 年 8 月，达成著名的“都灵协议”，德、意和英国的航空军械处处长同意进行一种 9.75 吨、翼面积 50m2，每台发动机推力为 90kN 的制空战斗机的概念性研究。法国退出后，西班牙仍未确定是否加入。焦急地等了几周后，我们欣喜地从报上得知：西班牙政府总理菲利普·冈萨雷斯访问中国并在会见中透露他们决定加入 EFA 项目。
1985 年，EFA 效果图
台风战斗机最终外形三面图 外形的细化和确定 都灵协议后几年做了许多研究和权衡工作并于 1988 年初确定了 EF2000 的外形。严格的质量限制与所有其它性能要求一起使 4 家公司不得不与客户紧密联系，评估基本的和详细的设计特点。这里仅给出一些情况，以下列出的每种情况的前者是最后的选择。 翼面、前缘为直线或曲线；
密封装置缝翼或前缘襟翼； 研究中包括以下方面的细节优化： 机翼襟翼形状，尺寸和襟翼内外侧展向分开的位置优化以获得良好的气动控制并使有关机翼气动弹性变形的襟翼铰链力矩最小。 有时，这些研究非常乏味，因为存在大量相互作用的界面和整体的复杂性，这是整体优化“综合”设计的典型特点。如果一种特性改变，许多其它区域会受影响，需要丰富的经验区分重要的和不重要的因素，在时间和费用的约束下有效地获得最佳方法。 在项目以后的进展过程中，有几次对基本方案提出了疑问，我们还是确信外形选择和设计是良好的，有竞争力的，而且 4 家公司所做的工作是值得的。现在的飞行测试结果表明：它已经满足甚至超过了我们开始对飞机操纵性和性能的预测。
台风 DA1 原型机 结构与材料 EFA 的结构设计要以尽可能小的质量满足设计要求。设计提供了足够大的静强度和疲劳寿命，满足飞机飞行 6000h 的寿命中由诸如机动，地面操纵和环境效应等产生的静载荷和动载荷。设计中进行了飞机结构刚度和质量的优化，确保了气弹稳定性（包括颤振和与 FCS 的结构耦合）。另外，设计提供了防止环境影响（如鸟撞、腐蚀、雷击）的保护措施并使战斗毁坏后的结构快速修复。 低质量设计法也可利用 FCS（飞行控制系统）和其它飞机系统进行“无忧虑”操纵飞机，保证控制任何可能的过度操纵。这样，对于由飞机系统控制的过载运动来说，可能使最大安全系数从 1.5 降到 1.4。飞机的疲劳设计可采用结构模型性能方面的重大改进，结果 3 倍于飞机寿命的安全系数代替了“狂风”的 4 倍于飞机寿命的安全系数。这种方法已在多数飞机疲劳测试中（MAFT）得以证实，这已表明：研究中在同一点上获得了比“狂风”飞机更为成熟的技术。 设计中最大强度/质量比高的现代材料使全机质量最小、机身机翼和垂尾外部蒙皮大多采用碳纤维复合材料（CFC）固态压板或蜂窝夹心板。根据 EAP 项目中获得的经验，机翼蒙皮的粘接可减小重量，减小费用、缩短生产时间，前翼和外侧襟翼是由超塑成形（SPF）钛材料制成的，获得了质量轻、结构完整的结构。另外，应用这种材料具有良好的抗冲击性和抵抗由导弹喷流引起的高温性能。 起初，设计中计划使用大量的铝理合金，这种合金可以进行超塑成形（SPF），刚度/质量比大。但是，后来证明这些材料板不能耐受冲击力，所以现在大多从设计中取消。 结果，研制项目〔即接近完成结构试验项目）已表明欧洲战斗机项目已获得最小质量，满足了结构要求并为飞机的生产奠定了坚实的基础。 |
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