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发布时间：2013-04-22 原作者：方方 原创不易 认可价值 转载请务必注明作者 以及来自空军之翼 第二部 解析篇——成功的背后 第一章 设计特点 作为一种成功的垂直/短距起降飞机，鹞的气动设计可谓经典。鹞家族的基本气动设计自 P.1127 以来就没有大的变化。实际上，尽管经过了几十年的改进和发展，我们仍然可以轻易从外形上分辨出鹞家族的成员——从最早的 P.1127 到今天的 AV-8B“鹞”II，无一例外。 那么，鹞在设计上究竟有什么特点，使得它能够“以不变应万变”，在诞生几十年后仍然能够适应新的作战需要呢？这样的设计特点对于它的成功究竟起到了什么样的作用呢？我们不妨来看看。
从 P.1127 到鹞 II 一脉传承的气动布局 总体布局 鹞采用单座正常式布局，机翼为带大下反角的中等后掠上单翼，倒T形尾翼构型，全动式平尾同样具有大下反角，后机身下部设计有单腹鳍。装 1 台“飞马”系列发动机，两侧进气，4 个肘节式矢量推力喷管位于机身中部。起落架为自行车式结构。 鹞属于传统的静稳定设计飞机。不过在茶隼阶段，曾经出现过由于挂载武器后重心后移，导致纵向静稳定度不足的情况。为了保证在所有的武器挂载方案下，鹞都能具有适当的静稳定度，鹞的重心比茶隼又向前移动了一段距离。这种做法无可厚非，不过若以现代战斗机的标准来看，这样无疑会使得鹞的敏捷性下降——当然，这无碍于它的主要任务对地攻击和侦察。 座舱 鹞的座舱为增压座舱，具有加温和空调设备。风挡经过加强，以防低空飞行时发生鸟撞事故，同时风挡前有液压驱动的雨雪刷和除冰装置。舱盖后为滑动结构，手动向后开启。座舱高度较低，但前向视界良好，足以满足对地攻击和侦察的要求——这种设计主要是为了减阻的需要，但到了海鹞和鹞 II 时，座舱被明显加高，以改善飞行员全向视界，当然也为此付出了重量和阻力的代价。座椅为马丁·贝克的“零－零”弹射座椅，足以保证飞行员各种状态下救生的需要。
马丁·贝克 MK12H 弹射座椅，安装在鹞 GR.5/7 上 由于鹞的主要用途是进行近距空中支援，而非远程空中截击，采用单座布局就足以满足任务要求，也因此可以减轻飞机重量。在控制重心方面，单座型显然比双座型要简单得多。而由于取消了一名飞行员而节省下来的重量和空间，则可以用于容纳更多的燃油和设备。实际上，这些问题都是在鹞的双座教练型研制过程中所面临而必须解决的，而其结果必然是要付出性能下降的代价。
鹞 GR.3 与海鹞 FRS.1 侧面线图对比，海鹞和以后的鹞 II 座舱提升以改善视界 机身 鹞的机身采用全金属半硬壳式结构，主要结构为铝合金，在后机身蒙皮、发动机周围等高温部位和其它特殊部位使用钛合金。 某种意义上说，鹞的机身就是为了包住“飞马”发动机而设计的。由于垂直起降时发动机推力轴线必须通过重心，鹞的发动机安装位置相对常规喷气式战斗机而言非常靠前。加上低速状态下大进气量的需要，半圆形两侧进气道也设计得相当大。其后果就是，鹞的前机身看起来非常臃肿，直接导致了飞机阻力的增大。鹞的平飞速度始终无法突破音速，这个必须但又无奈的机身设计是要负上一定责任的。 “飞马”发动机基本上占据了整个中机身，4 个矢量推力喷管通过机身两侧的弧形槽伸出，排放发动机喷流。中机身基本上是个“U”形结构，通过发动机上面的机身大开口，可以方便地对机翼和发动机进行维护。在发动机位置前后，则是前起和主起舱。
鹞更换发动机需要拆除整个机翼 鹞的油箱位于进气道夹层内、发动机前喷口和后喷口之间的机身段（机翼整体油箱）、后喷口之后的机身段。在后机身油箱和发动机后喷口之间，还有一个喷水增推所用的脱盐水箱。 后机身内设有航电设备舱，可以通过两侧维护舱门进行维护操作，其下方机身处是前铰接的阻力板。其后则是电气和空调设备舱。
鹞早期型（GR.1/3）的机身结构图 机翼 由于鹞最初的用途是低空攻击和侦察，降低低空高速飞行时紊流的影响就非常重要。在没有主动控制技术的年代，选择较大的翼载是比较常见的策略。另一方面，由于鹞主要采用垂直/短距起降方式，机翼升力在这种方式中的重要性相对下降，因此也无需加装前缘襟翼以改善低速性能。多方面的因素综合起来，霍克最终为鹞选择了较小的机翼，以便在满足各种要求的同时，减小阻力和减轻重量。但必然要付出的代价是——续航能力和飞行性能的下降。到后来鹞 II 采用大机翼设计，并加装前缘边条时，很大程度山就是针对原有机翼设计的缺点的。
从茶隼到鹞机翼的改进，图中可以看到鹞的机翼前缘向前延伸了一段，在内翼前缘形成了一个锯齿。并增加了 3 个翼刀，翼尖延长 15 英尺
茶隼（上图）与鹞的机翼区别还是很明显的 不过，鹞最初的机翼设计有个比较大的问题是，高马赫数下机翼升力系数不足。当时要求鹞在 400 节空速、10,000 英尺高空、空重 16,800 磅的条件下，最大可用过载为 6g。但以最初的设计，最大可用过载只能达到 5g。即使采用了后缘机动襟翼，也只能达到 5.5g。研究人员提出，可以通过矢量推力来满足可用过载的要求。但这个建议遭到皇家空军飞行员的坚决反对。因为他们认为，尽管这样可以满足过载要求，但由于推力转向将导致飞机纵向推力不足而迅速减速，这在空战中是不可接受的。最后霍克设计人员不得不屈服于空军的压力，进行了大量风洞试验和试飞，对比了大量机翼前缘和涡流发生器设计，最终才设计出今天鹞的机翼。——由这段小插曲我们可以看到，至少皇家空军的飞行员是不赞成在空战中使用鹞的矢量推力能力的。那么皇家海军飞行员又怎么看呢？那段马岛空战中海鹞使用矢量推力击落幻影III的绘声绘色的描写（恐怕很多人对鹞的机动性的良好印象就是来自这段描写），究竟是否确有其事？实在是值得我们好好研究的。
注意鹞 GR.3 机翼前缘翼刀之后的一排涡流发生器 言归正传。鹞的机翼为悬臂式上单翼。翼根相对厚度 10％，翼尖相对厚度 5％。机翼 1/4 弦线后掠角 34°。采用整块式铝合金三梁结构，蒙皮为铝合金加整体壁板。机翼通过 6 个接头与机身连接，可整体拆卸（拆下机翼后，发动机就可以从机身上部开口吊出，而不必拆除机身其它部分）。副翼和襟翼为胶接铝合金蜂窝结构。机翼前缘设计有锯齿，上表面有涡流发生器，可以改善机翼的失速特性——似乎那个年代的英国飞机非常喜欢这种设计，在英国的“三角标枪”亚音速截击机上同样可以看到这个特点。此外，鹞还设计有可拆卸式转场翼尖。其作用是通过增大机翼展弦比，减小诱导阻力，从而增大飞机航程。迄今为止，只有鹞采用了这种设计。
这架鹞就安装了可拆卸式转场翼尖，用以增加航程 鹞的机翼有一个最明显的特点是巨大的下反角——达 12°。早期的 P.1127 原型上机翼的下反角并没有这么大。和通常人们的想法不同，采用这么大的下反角，其主要目的不是为了方便收藏护翼轮（虽然的确有这个作用），而是为了减小飞机在大迎角时出现的“荷兰滚”趋势。 此外，由于起落架的设计，使得鹞的机翼在地面状态时具有较大的迎角，这使得它在短距起降时，无需象传统飞机那样抬机头（实际上对于采用自行车式起落架的飞机而言，要做到这一点也是相当困难的），就可以获得所需的迎角，产生足够的升力。 尾翼 鹞的垂尾和平尾都安装在后机身尾锥处，呈倒T形布局。垂尾前缘呈 S 形，具有浓郁的不列颠风格。在垂尾顶部装有埋入式甚高频天线。方向舵采用胶接铝合金蜂窝结构，有配平调整片。平尾为单块全动式，后缘也采用了胶接铝合金蜂窝结构。其安装角可调，下反角 15°，安装位置与机翼在同一平面上。和普通飞机的平尾不同，鹞的纵向静稳定性主要是由平尾外侧的气动力来保证的，而平尾内侧，由于附近有强烈的发动机喷流，使得当地迎角与平尾偏转角以及飞机迎角几乎毫无关系。换句话说，用常规手段操纵平尾时，其内侧几乎不可能产生预期的气动作用。
鹞的垂尾设计具有浓郁的不列颠风格 垂直梦想50年（第二部 解析篇）——鹞式飞机家族通史：设计特点 起落架 鹞的起落架采用典型的自行车式设计，液压助力收放，并采用高压氮气作为应急动力源。装有自动防滞系统。前起落架为摇臂式结构，可转向，单轮，向前收入机身。前起落架兼有承重和转向的作用。由于鹞的特殊结构，前起承重比较大，因而前轮尺寸也比常见的战斗机前轮要大。在自主滑行时，前起可左右转向 45°，而当拖曳滑行时前起则可向左右任意方向偏转 179°。当前起收起时，其液压支柱也会压缩，以减小占用的机内空间。主起落架为支柱式结构，双轮，向后收入机身，装有应急刹车系统。翼尖护翼轮向后收入翼尖内侧的整流罩内。所有机轮全部采用低压轮胎，以便可以在疏散基地或草地上起降。当起落架放下锁定后，起落架主要舱门都将关闭，以免起降过程中异物进入起落架舱。到了鹞 II 时代，护翼轮的位置被向内移动，缩短了轮距。这实际上是针对最初的用户美国海军陆战队在两栖攻击舰上使用改进的，可以减小转弯半径，改善地面（甲板）滑行性能。当然，重量也不可避免地增大了。
分别来自鹞 II、鹞 GR.3、海鹞的鼻轮、护翼轮、主轮特写 自行车式起落架是鹞的典型外部特征之一。前面已经提到，由于悉尼·凯姆的坚持，P.1127 研制初期曾经试图开发其它类型的起落架，但最终都不得不回到自行车式起落架上面来。其主要原因之一就是发动机喷流的影响。当然，良好的滑行稳定性和操纵性也是必须要考虑的。事实上，就象我们在前面提到的，在鹞的发展过程中，起落架问题曾经困扰了设计人员好几年（1960～1967 年）。 在 P.1127 第一架原型机试飞前，就已经发现了起落架存在操纵问题。当时是由于前起转向操纵机构存在较大的死区，造成前起要么不偏转，要么就偏转很大角度，非常难以控制——滑行试验中这个问题曾经导致主起落架严重受损。后来在第二架原型机（XP836）上改进了前轮转向机构，设定了 ±3°和 ±30°两种偏转范围，但情况只是稍有好转而已。另一方面，由于垂直/短距起降时推力升力分担了部分飞机重量，使得起落架承载减小，结果反而降低了起落架的操纵效能。此外，高速滑行时的侧风也造成 P.1127 的方向操纵困难，甚至导致主起损坏。其结果是，在 XP836 试飞期间，飞机产生严重的地面偏航问题，飞行员不得不经常要求设计人员检查起落架！ 起落架问题直到 P.1127(RAF) 也就是鹞的时候，才得以彻底解决。全新设计的前轮转向离合机构使得前轮在全部转动行程内都具有良好的转向性能，并且也保证了蹬满舵情况下飞机最小地面转弯半径不变。主起落架改为不可转向，并增设自动防滞系统。最关键的改进是，主起减震支柱改为两段式结构。当飞机起降时，主起支柱可以自动缩短 7 英寸，使得护翼轮和前/主起同时承载，形成稳定的支撑结构，并保证了良好的方向控制能力。即使在有侧风的情况下，这种结构同样可以保证机翼水平和飞机稳定滑行。 飞控系统 鹞具有两套飞行控制系统，一套用于常规飞行控制，另一套则用于利用推力升力低速飞行时的控制。不过，在座舱中只有一套常规控制设备，从而减轻了飞行员的负担。 常规飞行时，利用传统的气动操作面进行飞行控制。其中，副翼和全动平尾采用不可逆液压助力器进行操纵，方向舵则采用人力进行直接操纵。在第一代鹞式飞机上，所有的操作面全部通过连杆（后期改为钢索以减轻重量）连接到操纵系统上。由于方向舵没有助力操纵装置，所以机载自动稳定系统只能提供俯仰和滚转两轴稳定。但到了鹞 II，除了加装方向舵助力装置外，还采用了全自动飞行控制系统，并应用了主动控制增稳技术，在常规或低速飞行状态均可保证飞机的稳定性。 在利用推力升力进行低速飞行阶段，由于作用到操纵面上的气动力很小，传统控制手段已近乎失效，反作用力控制系统成为实现飞机姿态控制必然的选择。该系统从发动机高压压气机引气，然后从设置在机头、机尾和翼尖的反作用力喷口喷出，产生所需的操纵力矩。出于简化操纵的考虑，这套系统仍然利用传统操纵系统来控制，飞行员只需按照常规进行操纵，而不会明显感觉到操纵方面的差异。实际上，位于机尾和翼尖的反作用力喷口是和飞机副翼、平尾以及方向舵联动的。当飞行员控制任何一个操纵面偏转时，相应的喷口也同时打开——但不一定有气流喷出。反作用力控制系统有一套中央控制装置，只有当发动机喷口偏转超过 20°时，才会开启引气系统，产生反作用力操纵力矩。这套联动系统保证了飞机在所有的空速范围内，包括在过渡飞行中，仍然具有足够的能力对飞机姿态进行稳定的控制。
控制垂直起降飞行的主要是油门杆和喷口偏转操纵杆，本图描绘了在不同飞行阶段时的两个操纵杆相对位置 作为第一种成功的垂直/短距起降飞机，鹞在开发反作用力控制系统的过程中经历了不少挫折和困难——虽然之前有不少试验机以及“飞行床架”取得了一定的经验，但毕竟试验机和实用机是有相当差距的。 P.1127 最初采用的反作用力控制系统没有中央控制装置，引气系统处于常开状态，以 12 磅/秒的流量向各个控制喷口供气。因此，这时候的控制系统只有 4 个喷口，控制方式也和后来的鹞有所不同：横向控制采用差动方式，和现在类似；俯仰控制通过差动改变前后俯仰控制喷口的流量（以维持总升力不变）来产生控制力矩；偏航控制则是通过左右转动俯仰控制喷口来实现的。这种方式不仅降低了发动机的推力，而且飞机各轴的控制能力都不足。
鹞的反作用力控制系统示意图
鹞的反作用力控制系统喷嘴机械结构 随后引气系统进行了改进，引气流量可以在 9～15 磅/秒之间变化，以减小控制系统带来的发动机推力损失，在理论上也可以保证各个轴的控制功率达到最大。但由于偏航控制是通过转动俯仰喷口来实现的，因此偏航控制所能利用的引气力量只能达到 7～10 磅/秒，当正侧风的风速超过 10 节时，控制系统就不足以产生足够的偏航控制力矩了。 控制问题一直到 1961 年 9 月，P.1127 换装具有中央控制装置的引气系统才得以基本解决。这套系统可以通过控制中心关闭所有引气阀门，从而减小了对发动机的引气需求，降低了喷口温度，同时增大了发动机的安装推力。这样，飞机无需转动机头和机尾的俯仰喷口来产生偏航控制——因为它们不再处于常开状态，独立出来的偏航控制喷口具有足够的控制功率，改善了飞机的方向稳定性。 在 P.1127(RAF) 阶段，为了提高垂直/短距起降时的操纵品质，飞机又加装了俯仰和横向自动稳定系统。到了这时候，飞控系统已经和鹞的生产型没什么差别了。 进气系统 鹞的进气系统设计是一件颇富挑战性的事。首先，进气道要满足低速甚至向后飞行状态下发动机以最大推力工作的要求，也就是说，不能（或者尽可能减少）因为进气量不足造成的发动机推力损失；其次，进气道要满足高速飞行时低进气阻力的要求，因为根据低速要求设计的进气道，一方面在高速时会出现进气量过多的情况，这时部分多余的空气会从进气道倒流出来，形成“溢流阻力”，另一方面这种进气道唇口前缘半径较大，也会带来相当大的阻力；第三，要满足飞机总体布置的要求，由于发动机必须安装在重心附近，使得鹞的两侧进气道长度相当短，要通过这么短而弯曲的进气道将空气尽可能平顺地送进发动机，减小畸变，难度相当大。 在 P.1127 第一架原型机上，安装的是“钟口”形的固定金属进气道，由于外形硕大，被人戏称为“大象耳朵”。这完全是为了满足低速条件下的进气要求设计的。而首先进行常规试飞的的 XP836 则安装了适合高速飞行的小进气道。但作为实用飞机，这两种进气道的功能必须尽可能完美地综合到一架飞机上。为此采用变截面进气道是最可行的选择。
鹞著名的“大象耳朵”进气口 不过，英国人似乎从来没有考虑过采用带激波锥的三元进气道——虽然采用这种进气道的 P.1“闪电”式截击机早已于 1954 年 8 月 1 日首飞。他们想了一个看起来不错的办法：采用橡胶制造的进气口，在低速时膨胀，扩大进气口喉道截面积，同时加大唇口前缘半径，以减小气流畸变；高速时橡胶受进气口强大吸力的作用而收缩，唇口前缘半径也减小，可以满足高速时低阻力的需要。但这个办法也只是“看起来不错”而已。某次试飞，速度达到 335 节时橡胶进气口发生异常抖动，直到速度降至 250 节仍无法消除。在后来的试飞中，设计人员发现仅仅依靠橡胶自身的弹力和气动力根本无法保证进气口的充分扩张和压缩。加上橡胶进气口多次脱落，到了茶隼阶段橡胶进气口终于被金属进气口取代。和最理想的变截面进气道相比，金属固定进气道虽然性能上有差距，但可以保证低速时发动机不会有明显的推力损失，也可以兼顾高速飞行时的需要，而结构要简单得多。后来发展到 P.1127(RAF) 阶段，进气道又进行了两次改进，主要是为了提高飞机的巡航性能和高空操纵品质，为此在进气口周围增加了辅助进气门（最初是 12 个，后来增加到 16 个）和附面层排放活门。进气道的构型到此基本确定下来。
根据内外气压自动控制开合的进气口辅助进气门
鹞的进气口辅助进气门剖面图 需要指出的是，除了进气方面的问题外，鹞的“大象耳朵”还带来了另一个意想不到的问题——方向稳定性问题。由于进气道体积庞大，使得重心前的前机身阻力相当大，严重降低了飞机的方向稳定性。而在低速阶段垂尾的效率很低，无法提供足够的方向稳定力矩。其结果是，鹞在垂直/短距起降阶段的方向稳定性相当差，只能依靠反作用力控制系统和自动稳定系统加以控制——这个问题是鹞的基本设计所造成的，所以从 P.1127 到今天的鹞 II，都无法从气动设计上加以解决。 推进系统 推进系统是所有垂直/短距起降飞机的核心，它的原理、构型实际上决定了载机的特点。换句话说，当一种垂直/短距起降飞机选定了推进系统之后，它今后可能遇到的问题、性能上的优、缺点等，在很大程度上已经确定了。 对鹞而言，它的核心就是“飞马”发动机。从最早的“飞马”1 到最新的“飞马”11－61 MK.107，先后发展了 16 种改型，推力从 113,00 磅提高到 23,800 磅。鹞的发展史在某种程度上就是“飞马”发动机的发展史。
鹞 GR.1/3 安装的飞马发动机示意图，底部的管子是中央引气系统 “飞马”发动机的基本工作流程如下：空气从两侧进气道流入发动机，首先通过低压压气机（风扇）增压。经过增压的空气在这里分为两路。约 58％的空气（此时温度在 100℃左右）经过一对前喷管排出，产生前喷管推力；剩余的空气进入高压压气机，再次增压后流入燃烧室，与燃油混合燃烧，然后向后排出，流经高压涡轮和低压涡轮时，驱动它们带动各自的压气机旋转增压，最后高温燃气（650℃）由一对后喷管排出，产生另一部分推力，并与前喷管推力相互平衡。为了克服低速时压气机产生的强大陀螺效应，低压压气机和高压压气机采用同轴反转技术，从而使得二者的陀螺效应相互抵消。
飞马发动机工作时工况说明图 本质上，“飞马”就是一台涡扇发动机。两对矢量喷管是它与普通涡扇发动机的根本区别——正是这两对喷管使得它能够产生足够的推力升力，保证鹞完成垂直/短距起降飞行。因而，确保 4 个喷管同步转动是保证鹞正常飞行的基本要求。为此，“飞马”专门设计有一个空气冲压马达（动力源来自发动机引气），通过连杆和链条传动来实现喷管的同步。喷管的控制也很简单，在座舱油门手柄旁边设计有一个喷管转动角度控制手柄，为了适应飞行员的习惯，其操纵方式和油门相同——向前推为加速（对应喷管向后转动），向后拉为减速（喷管向前向下转动）。 垂直梦想50年（第二部 解析篇）——鹞式飞机家族通史：成功之路 第二章 成功之路 人类航空史上曾经出现过很多种垂直/短距起降飞机方案，其中不少方案已经进入到原型机试飞阶段。但最后定型投产的，却只有鹞和雅克-38 而已——新一代的 F-35C 还在超重的泥潭中苦苦挣扎，距离定型还有相当一段距离。 那么究竟是什么原因使得鹞能够在这么多方案中脱颖而出，并成为迄今为止最成功的垂直/短距起降飞机呢？上一章我们已经了解了鹞自身的设计特点，现在我们来和其它同类飞机作个比较。 起降方式 在垂直/短距起降飞机发展早期，航空先驱们充分发挥了他们的想象力，为这个全新的机种设计了五花八门的起降方式——只是那时候没人意识到，这实际上成为了垂直/短距起降飞机的第一个分水岭。 发展之初，设计人员多倾向于选择机身垂直地面的起降方案（即“尾座式”方案）。其道理是显而易见的：这种方式对发动机的能量应用最彻底（起降时全部用于产生推力升力，巡航时则全部用于推进），并且对飞机没有过多的特殊要求——至少看起来是这样的。最早的巴赫姆 Ba 349 就采用了垂直发射的方式。当然，如我们现在所知道的，Ba 349 飞行时间短，又采用了解体回收的方案，几乎没有碰到后来采用这种起降方式的飞机将要面对的一系列麻烦。
Ba 349 的垂直发射架 事实上，机身垂直姿态起降看似简单，但完全忽略了操纵方面的要求。起飞还好说，着陆的时候飞行员将“背朝黄土面朝天”这样倒着“座”下去。这等于是要求飞行员在看不到参照物的情况下将飞机降落到一个指定地点，和盲人骑瞎马没多大差别。第二个问题是操纵系统。垂直姿态起降时，常规舵面完全失效（这一点倒是所有的垂直起降飞机都有的），但飞机的姿态限制使得飞行员的操纵方式和操纵感觉和常规飞机完全不同。无论是加装一套全新的控制系统，还是象鹞那样将两套控制系统整合到一套操纵组件上，都会加重飞行员的负担，训练难度也将大大增加。第三个问题是操纵系统的控制效率问题。垂直姿态起降时，飞机重心一旦偏离理想位置，如果操纵系统无法及时纠正，重力造成的转动力矩会越来越大，最终导致飞机姿态失控。以今天的观点来看，通过多轴矢量推力控制系统可以解决这个问题，但在当时却是毫无可能的。鹞的发展历程已经可以看出反作用力控制系统的功率不足问题，何况垂直姿态起降所需控制功率比水平姿态起降还要大。第四，载荷－航程能力。由于垂直姿态起降时机翼不能产生任何升力，因此这类飞机也无法依靠短距起飞之类的形式来增大飞机的起飞重量。而在当年的发动机功率限制下，这意味着飞机几乎无法携带任何有效载荷。如果说前三个问题是从技术方面限制了尾座式飞机的发展，那么第四个问题则从实用性方面堵死了这类飞机的发展道路。即使到了今天，发动机功率与飞机起飞重量之间的矛盾依然存在，并且仍然对飞机的载荷－航程能力造成相当大的影响。这也是JSF更强调短距起飞垂直着陆的主要原因。 因此，在经过了早期的探索之后，尾座式飞机很快退出了航空舞台。 发动机构型 从垂直起降飞机问世至今，载荷－航程能力和发动机推力的矛盾始终是限制这类飞机实用性的主要矛盾。而发动机构型设计，则关系到发动机推力的有效运用问题。 因此，在选定了飞机起降方式之后，发动机构型成为影响垂直起降飞机发展最重要的因素。面对这样一种全新的机型，没有人知道它应该怎么设计。于是，设计人员充分发挥了他们的想象力，设计出五花八门的各种垂直起降飞机方案。这当中，已经生产出原型机的不同构型就不少于 12 种！（实际上还有一些方案属于上述构型的复合型，这里就不再赘述了。）包括：升力风扇构型（通用电气&瑞安 XV-5A）、滑流偏转构型（瑞安 92 VZ-3）、倾转旋翼构型（代表机型：贝尔 XV-3）、倾转螺旋桨构型（寇迪斯·莱特 X-19）、倾转涵道构型（贝尔 X-22A）、倾转机翼构型（希勒 X-18）、倾转发动机·旋翼构型（贝尔&波音 V-22）、倾转发动机·喷气构型（EWR VJ-101C）、推力矢量构型（霍克 鹞）、升力发动机＋巡航发动机构型（达索 幻影 III-V）、升力发动机＋升力/巡航发动机构型（雅可福列夫 雅克-38）、引射构型（洛克韦尔 XFV-12A）。在这 12 种构型当中，能够满足作战飞机高速、高机动要求的构型实际上只有后面 5 种而已。 那么，我们来看看这五种构型各有什么特点。 倾转发动机·喷气构型： 这种构型利用转动发动机舱来改变推力方向，从而实现巡航和起降时的推力转向。由于发动机推力既可完全用于产生推力升力，又可完全用于推进，就能量利用率的角度来说，是所有构型中最高的。由于推力升力完全来自发动机，因此发动机必须布置在飞机重心附近。同时，为了方便发动机舱转动，一般将喷气发动机布置在翼尖位置。这就使得机翼的设计受到很大限制——通常只能选择小展弦比梯形翼，以保证足够的结构强度。 此外，这种构型的飞机有两个最严重的问题：一，在同时代的技术条件下，发动机推重比变化不大，推力增加必然导致发动机重量上升。如此一来，机翼结构必须进一步加强，同时发动机转动惯量增大，也使得控制更加困难，并且要消耗更大的控制功率。二，同样，同一时代条件下，发动机推力增加还将导致尺寸的增大，而飞机即使采用上单翼，留给发动机转动的空间也是相当有限的。这两个因素直接限制了这类飞机采用更大推力发动机的可能性，使得其发展前景相当黯淡。 德国 EWR 研制的 VJ101C 是这种构型为数不多的代表之一。但它存在的意义似乎就是为了证明这条路是不可行的。从 X1 号原型机首飞到放弃该方案，只经过了大约 1 年的时间。后来 1970 年 X2 号原型机再度恢复试飞，但却不再是为了垂直起降计划了。
倾转发动机构型的 VJ101C 推力矢量构型： 这种构型是利用改变发动机喷口方向，从而产生矢量推力，满足巡航和起降时不同推力方向的要求。其设计核心思想仍然是增大发动机能量利用率。实际上，相对于倾转发动机构型，推力矢量构型要付出一定的发动机安装推力下降的代价，但同样可以将全部推力用于起降或巡航，并且实现推力转向的代价（重量、消耗功率等）较小。此外，推力矢量使得飞机的过渡飞行相对简单，飞行员有较大的自由控制裕度，降低了训练难度。 对于推力矢量构型来说，由于垂直起降的关键都集中在发动机上，因此这类飞机的机体设计接近常规飞机，难度相对下降——除了进气系统。传统方案中，无论是采用 4 喷口（鹞）还是 3 喷口（X-32）设计，由于推力升力完全来自升力/巡航发动机自身，因此为了保证力矩平衡，发动机必须安装在重心附近，这就使得发动机的进气道相当短。进气系统设计人员无疑是最讨厌这种构型的人，因为要在这么短距离内使气流完成减速增压并尽可能减小畸变，其难度可想而知——如果要象 JSF 那样加上超音速要求，那就更令人头痛了。
X-32B 的推力矢量构型，发动机几乎占满了机身，这对空军来说是不可接受的
X-32B 的 F119-614 发动机 所以，超音速的 P.1154 性能指标虽然看起来不错，但能否实现却还是一个大大的问号。后来的 X-32 虽然实现了超音速性能，但代价不可谓不大。首先就是进气系统。X-32 设计初期那个“河马下巴”进气口正是为了满足高/低速的不同进气要求而设计的，和 P.1127 初期的“大象耳朵”异曲同工。后来因为重量问题而取消了“河马下巴”，采用折中设计，也是和 P.1127 的发展如出一辙。其次是影响了飞机气动设计。出于多种原因，三角翼几乎是 X-32 唯一的选择——但正是这一点限制了 X-32 后来的改进，成为其落败的原因之一。
X-32B 垂直降落过程 70 年代开始，研究人员在推力矢量构型基础上提出了远距加力升力系统（RALS）概念。其发动机基本设计和“飞马”发动机类似，但差别在于前风扇的增压空气不再通过前部矢量喷口排出，而是通过引气管道引入前机身内的加力燃烧室，点火燃烧后向下排出，产生部分推力升力。由于有了引气管道，使得发动机不必安装在重心附近，因而飞机本身设计接近常规飞机，设计难度大大下降。但这一方案由于本身的技术瓶颈，加上高温高速燃气对地面的侵蚀问题一直没有解决，因此始终未能进入实用阶段。1986 年，美英联合进行的先进短距起飞垂直降落技术工程（ASTOVL）中，该方案被再度提出，但仍然无果而终。 升力发动机＋巡航发动机构型： 这一构型设计思想最简单，垂直起降升力系统和巡航推进系统相互独立，互不干扰，设计简单，容易实现。其基本思路是，采用一组小型升力发动机，产生垂直起降所需的推力升力，飞机其余部分仍然按照常规设计。由于采用升力发动机阵列，使得即使发生升力发动机单发失效的故障，也不会造成推力升力全部丧失而导致飞机坠毁。但这一构型对发动机能量的利用率也是最低的——巡航发动机的推力不能用于垂直起降，必然加重升力发动机组的负担，并导致重量和内部容积代价的进一步增大；而升力发动机产生的超过全机重量的推力却无法在巡航飞行中使用，无疑是对其重量和体积代价的巨大浪费。此外，以现代的观点来看，多发动机阵列显然不利于维护。即使单台发动机的可靠性较高，但飞机的可靠性却是随发动机数量的增多而下降。何况那个年代的发动机可靠性并不高，这样的飞机如果真的投入使用，无疑是机务人员的恶梦。 由于发动机推力的浪费，升力发动机＋巡航发动机构型的载荷－航程问题也更加突出。特别是采用这种构型的试验机往往是从第二代超音速战斗机改装而来，其性能对比更加明显。因此，这种构型在航空史上只是昙花一现，在60年代研制垂直起降飞机的热潮中曾经非常热门的升力发动机＋巡航发动机构型很快就消失了。不过需要指出的是，由于这种构型实现起来比较简单，因而在垂直起降飞机发展早期，作为试验机探索相关领域确实起到了一定的作用（如肖特 SC1 试验机）。
SC.1 在机身中部的中心位置安装了 4 台 RB108 升力发动机 升力发动机＋升力/巡航发动机构型： 严格来说，升力发动机＋升力/巡航发动机构型应该算是升力发动机＋巡航发动机构型的改进和发展。两者之间最大的差别是，前者的巡航发动机具有推力矢量喷管，可以在垂直起降中提供部分推力升力，从而在一定程度上缓解了发动机推力浪费问题。当然，所谓缓解是针对垂直起降状态的，在巡航状态下升力发动机依然是必须承受的“死重”。不过，相对于推力矢量构型而言，这种构型对飞机气动外形的影响较小，超音速飞机适用的技术，在这种构型的飞机上也可以使用。因此，如果要求实现超音速能力，升力发动机＋升力/巡航发动机构型可以算是一条捷径。 迄今为止，这种构型的飞机定型投产的只有雅克-38。不过，该机实际上放弃了早期的升力发动机阵列构想，只采用了两台科列索夫升力发动机——这个应该是在有限的尺寸限制下满足推力要求而采取的设计，而不是从最初的推力升力裕度角度考虑。由于发动机推力限制，雅克-38 依然未能突破音速，性能也差强人意，勉强可以算作垂直起降攻击机，要用作舰队防空就是强人所难了。作为该机的后继型，雅克-141 或许有机会发展成一种性能比较好的多用途短距起飞/垂直降落战斗机（有报道甚至宣称该机性能堪与米格-29 比肩）。不过遗憾的是，随着苏联解体，雅克-141 停止发展，我们也许永远不会知道一种成熟的升力发动机＋升力/巡航发动机构型飞机会达到一个什么样的水平。不过，从鹞 II 相对于鹞的性能提升，我们可以猜到雅克-141 大致的性能。
从这张结构图可以清楚的看出雅克-38 动力系统的布置方式
雅克-141 的升力发动机＋升力/巡航发动机构型，主发动机的矢量喷管的设计是一个亮点，被移植到 F-35 上 说到这里不得不提及 JSF 计划的胜利者——洛克希德 F-35。该机采用了升力风扇＋升力/巡航发动机构型，其基本设计思路和升力发动机＋升力/巡航发动机构型并无二致，可以算是后者的变种，或者说是后者的第三代发展型（如果雅克-141 算第二代的话）。其主要特点是用一台轴驱动的升力风扇取代了升力发动机，所以实际上其推力升力完全来自一台发动机（这时候 JSF 119-PW-611 可以看作是同时以涡扇和涡轴发动机的方式在工作），可靠性相对于同时采用 3 台发动机的雅克-38 自然大大提高，同时重量也要轻的多。特别值得一提的是，该机可以通过改变升力风扇和矢量喷口的推力差来实现俯仰控制，如果没有精确的数字式发动机控制系统以及良好的发动机跟随性，这是不可能实现的。
X-35B 的升力风扇＋升力/巡航发动机构型
X-35B 垂直降落过程 引射构型： 在最初提出概念的时候，引射构型看起来是最据吸引力和最有前景的发展方案。和所有其它构型不同的是，引射构型并不是主要依赖发动机产生的推力升力来实现垂直起降，而是将发动机喷流引到引射襟翼出喷出，吸引外界空气流过襟翼，从而使机翼产生升力——这比单纯的依靠发动机推力效率要高得多。同时，由于排气速度和温度大幅度下降，这种构型的噪音、外来物威胁以及对地面的侵蚀程度都明显降低。由于这种构型的难度主要在引气系统和引射系统，因此飞机本身和发动机的设计难度都大大减小了。同时，由于引射系统的高效率，使得在同样的发动机推力下，采用引射构型的飞机可能可以具有更大的起飞重量。 但遗憾的是，这些优点迄今仍然只是理论上的。当年根据引射理论设计的洛克韦尔 XFV-12A 是个彻底的失败。由于推力增升未能达到预期目标，以及引射襟翼喷气时产生了复杂的地面效应和干扰问题，使得该机根本无法依靠自身推力垂直升空。这次失败还导致了另一个附加效果——美国海军从此以后坚决反对垂直/短距起降飞机，曾经风靡一时的“制海舰”概念被彻底打入冷宫。
在 JSF 之前，罗克韦尔 XFV-12 是美国最接近实用的垂直/短距起落战斗机
罗克韦尔 XFV-12 本来是准备成为海军的主力垂直起落战斗机的
机翼和鸭翼上的百叶窗打开后，引射增生装置就可以工作了，前后左右的引射装置及下面的导流片控制俯仰、横滚和偏航
两架 XFV-12 样机在装配中
这是已经装配好的两架样机
鸭翼上打开的百叶窗和喷气导管清晰可见
机尾的“塞”式喷管，在垂直起落状态下，主喷管关闭，喷气流通过导管导向机翼和鸭翼内的引射增升装置
XFV-12 正在准备系留试验
XFV-12 完成了系留状态下的悬停试验，但还没有进入到自由飞状态下的悬停试验，就下马了 在 1986 年的 ASTOVL 工程中，通用动力公司提出了采用引射构型的 E-7 验证机参与竞争。根据当时的宣传，E-7 的推力/升力比甚至可以达到 1：1.5。但最后 E-7 只停留在风洞试验阶段，所以没人知道引射构型是不是真的能够实现这么诱人的目标。E-7 面对的，除了引射器本身的问题外，还有过渡飞行的操纵问题。由于采用引射增升时，发动机喷流全部被用来产生引射升力，所以基本上没有水平推力，那么即便飞机能够升空，由如何从垂直飞行状态转换到水平飞行状态呢？这期间引射器应该如何操纵呢？没人知道。直到 1989 年 ASTOVL 工程下马时，这些问题依然没有解决。于是，曾经颇具吸引力的引射构型再度沉寂下去。 如我们所知，上述 5 种构型中，现在真正投入实用的只有推力矢量构型和升力＋升力/巡航发动机构型，也就是鹞和雅克-38。如前所述，鹞的能量利用率更高，而雅克-38 的设计难度较低。在没有更高要求（如超音速）的前提下，鹞的确在性能上占有优势。但面对现代作战环境和军方要求，鹞或者说推力矢量构型是不是同样能够胜任有余呢？ 垂直梦想50年（第二部 解析篇）——鹞式飞机家族通史：新时代的要求 新时代的要求 尼古拉斯·宾斯，自 1956 年就参与了米歇尔·威博特的垂直起降概念开发工作的航空界前辈，于 2001 年写了一篇文章《JSF VS Harrier III》。在文中，老前辈指出了现在的鹞存在的缺点，并提出了一架想象中的鹞 III 应该改进的方向。我们不妨顺着前辈的思路，来看看鹞是否真的能够适应未来的作战要求。 主要任务 对于陆基型鹞而言，主要任务就是以利用其先天优势，实施比常规飞机反应速度更快的近距空中支援。而对于海鹞（或者 AV-8B），则还要担负舰队防空任务。这已经是几十年来所形成的共识。但问题在于，随着技术进步，作战飞机价格日益高昂，连美国这样的大户都已经吃不消了（JSF 计划的初衷不就是省钱？），何况是其它国家。从现在的情况看，已经没有一个国家愿意或者说能够掏钱研制并装备一种单一用途的作战飞机。 那么，对于鹞 III 而言，仅仅能够进行空中支援是否还能够引起客户的兴趣？如果答案是否定的，那么它就不可能只是象宾斯设想的那样只是进行一定程度的改进了。为了适应其它任务的需要，势必要对鹞的基本设计进行大改。 载弹着陆能力 现在的鹞/海鹞基本不具备载弹着陆能力。但每次出击不可能总是将弹药全部耗尽，这些剩余的弹药只能在着陆前投弃掉。早期弹药技术档次较低，成本低廉，问题还不大。但进入 80 年代以后，精确制导弹药大批装备部队，价格动辄数十、上百万美元，白白投弃掉，实在是令军方心痛不已。1991 年海湾战争中，海鹞 FA.2 就曾碰到过这样的问题——扔到海里的高价值弹药足以让皇家海军捶胸泣血。当然，其它作战飞机也有类似问题，只不过没那么严重罢了。也正因为如此，在 JSF 的研制要求里坚定不移地加上了载弹垂直着陆的要求。
AV-8B 实施短距滑跑起飞，以增加载弹量 JSF 有采用新一代技术研制的 F119 作为动力装置，推力强劲，载弹着陆难度相对较小。而鹞的“飞马”发动机则是源自 50 年代的“俄尔普斯”发动机，增推潜力几乎被挖掘殆尽。研制全新的发动机不太现实，那么如何让鹞III也具有载弹着陆能力呢？宾斯提出了一个让人跌破眼镜的方案——加装着舰钩，让鹞 III 可以象其它舰载机一样拦阻着舰，以机翼的升力弥补发动机推力升力的不足。 就鹞本身来说，这个并没有太大的难度。问题出在其它方面：首先，鹞的垂直着陆/舰能力是它在恶劣天候下持续作战的基础，如果被迫采用拦阻着舰，那么它的这个先天优势也就没有了。军方会问，这时候的鹞和普通舰载机有何差别？其次，为了适应鹞的拦阻着舰，它的操作平台（轻型航母/两栖攻击舰）必须加装复杂而昂贵的助降系统和拦阻系统，还增加了平台的使用和维护成本。而花这笔钱仅仅是为了省下今后可能扔掉的高价值弹药的钱，这样的预算恐怕在哪里都难以通过的。 超音速 宾斯以 1982 年马岛战争中海鹞的表现为例，认为超音速的要求实际上并没有多大意义。的确，以空战的结果而言，海鹞的表现算是可圈可点。战争中海鹞执行 CAP（战斗巡逻任务）约 1,000 架次，击落阿机 21 架（另有 1 架争议）。看起来战绩辉煌，海鹞的名声由此达到顶峰。
马岛战争期间无敌号航母上降落的海鹞 但舰队防空任务，成败关键不是击落多少敌机，而是保卫目标有没有受到损伤。结果如何呢？海鹞不仅无法拦截发射“飞鱼”的超军旗，甚至让阿军机群突入舰队内层防御圈，临空投弹：考文垂号驱逐舰、谢菲尔德号驱逐舰、羚羊号护卫舰、热心号护卫舰、格拉海德爵士号登陆舰战沉，格拉斯哥号驱逐舰、亚尔古号护卫舰、特里斯特姆爵士号登陆舰完全退出战斗，安特里姆郡号驱逐舰重创，格拉摩根郡号驱逐舰、普利茅斯号护卫舰轻伤（前者后来被陆基飞鱼重创）。冰冷的大西洋海底，每一具钢铁残骸都是对海鹞的最严厉指控！ 整个战争中，海鹞对大多数来袭阿机未能实现提前拦截。5 月 21 日阿军最大规模空袭中，海鹞拦截成功率只有 11％！在阿机攻击后实施追击的仅有 7％（4 架次），其中还有 1 架次是追击不成功的。当天圣卡洛斯湾的英国护航舰队 1 艘沉没，2 艘退出战斗，实力损失近半。 海鹞赖以成名的 21 架战绩是怎么来的呢？其中 3 架是真正的空战战绩，由于阿飞行员的战术错误而获得的。有 15 架，是在阿机投弃外挂加速脱离的阶段获得的。还有 3 架是在阿机进入轰炸航线后攻击获得的（但未能阻止阿机投弹，结果狐步舞 4 号登陆艇被炸沉）。 需要特别指出两点：1，所有的拦截都是在舰载雷达引导下进行的，海鹞没有一次利用机载雷达探测到目标实施自主拦截；2，海鹞利用矢量推力击落幻影一事，英阿双方都没有记录，从战斗态势以及皇家海军飞行员对矢量推力战术的态度来看也无可能。 缺乏早期预警能力是一个客观原因，但决不是失败唯一的理由。要在敌机投射武器之前实施拦截，高速飞行能力是不可或缺的，而这恰恰是海鹞所缺乏的。为什么第二代超音速战斗机那么强调高速能力？因为它们将要面对的，很可能就是携带核弹的苏联超音速轰炸机。F/A-18E/F 取代 F-14，美国海军中忧心忡忡的大有人在，因为前者并不具备 F-14 那种突出的高速截击能力，而他们的死对头图-22M 却仍然在役。不客气的说，如果当年海鹞面对的不是阿根廷空军，而是苏联航空兵，那么只需要一个团规模的“逆火”编队突击，就足以把大半个英国特遣舰队送入海底。 也许是胜利者有意地掩盖，也许是空战的光环太过耀眼，世人似乎都只记住了 M2 的幻影被亚音速的海鹞击落的事实，却忘记了躺在海底的残骸。不管怎样，只要今后鹞的作战任务不仅仅是近距空中支援，那么任何人都不能躺在马岛空战纪录上沾沾自喜。 但麻烦的是，鹞最初就是作为亚音速飞机设计的。早在 P.1127 时代就已经证明了这种设计无法实现超音速飞行。那对“大象耳朵”只适合亚音速状态下的进气，超音速状态将造成极大的溢流阻力和进气道总压损失。典型的四喷管设计，使得机身中部臃肿不堪，根本无法应用跨音速面积律进行减阻设计。即使采用了前喷管增加燃烧室技术，能否克服跨音速阻力还在未定之天。何况，前喷管加力将大大加剧高温喷流对地面的侵蚀问题，以及带来更严重的燃气再吸入问题。 X-32 算是推力矢量构型比较完美的发展型了，在超音速问题上也是麻烦多多。JSF 119-PW-614 的三喷口设计，使得飞机后机身内部空间几乎完全被长长的尾喷管所占据，不仅减小了发动机推力，而且机内燃油不得不装在机翼整体油箱内，导致机翼绝对厚度不可避免地增大。但为了实现超音速，必须减小机翼相对厚度，因此三角翼几乎是唯一的选择。如果一切顺利也就罢了，偏偏到后来 X-32 和 X-35 都出现了超重问题。X-35 好说，直接加大翼展就可以了。X-32 不行，如果想要扩大机翼面积，就不可避免地要加大翼根弦长和厚度，或者减小机翼后掠角——这将改变机翼升力特性，并导致飞机静安定度的变化。后来波音在概念展示机最终报告上交之后又要求修改设计，将原来的三角翼改为后掠翼加平尾设计，其结果必然要付出超音速或续航性能下降的代价——后掠翼弦长缩短，要保证相对厚度，就要减小机翼绝对厚度，从而导致机翼油箱容量减小；若要保证续航能力，则相对厚度增大，阻力增加不可避免。设计上的不确定带来的风险，成为最终导致 X-32 落败的原因之一。
X-32B 的发动机示意图 隐形能力 就气动外形而言，鹞可算是毫无雷达隐形能力的。不连续曲面、锐角反射体、巨大而毫无遮蔽的低压压气机、机身两侧的百叶窗式喷口，都是很强的雷达波反射源。不经过全面重新设计（基本上也就是设计一架新飞机了），不可能具有较低的 RCS。 至于红外隐身，由于“飞马”发动机没有加力燃烧室，看起来似乎红外特征较小。而实际上，由于其四喷口设计，使得机身表面经过发动机喷流加热，红外特征并不小。例如，其反作用力喷口处蒙皮表面温度即超过 400℉，机身腹部蒙皮表面问题超过 300℉，内侧襟翼下表面温度达到 330℉。常规飞机只有后机身是高温段，红外隐身主要考虑遮挡后机身的红外辐射，鹞的高温区遍布机身，如何进行红外隐身倒是颇令人挠头。也许，只有象 X-32 那样采用伸缩式喷管设计，重心位置的肘节式喷管只用于起降，巡航时收入机身，可以同时解决喷管带来的雷达和红外特征增大的问题。 总之，技术上的可行性与操纵上的简便，是鹞（以及雅克-38）最终得以成功的必要条件。90 年代前亚音速范围内的作战要求，鹞基本可以满足。同时由于推力矢量构型对发动机能量的利用率较高，在早期发动机功率不足的情况下，其性能相对雅克-38 有一定优势。但随着发动机功率的提高，“死重”问题对飞机性能的影响逐渐下降，这种优势也在逐渐削弱。而超音速要求和隐形要求的提出，更是击中了推力矢量构型在气动设计方面的先天缺陷，鹞在这方面将难有大的作为。即使是推力矢量构型的完美版 X-32，表现也难尽人意。 垂直梦想50年（第二部 解析篇）——鹞式飞机家族通史：垂直/短距起降飞机的特点与定位 第三章 垂直/短距起降飞机的特点与定位 我必须说我很幸运。在着手这一章之前，意外地发现了一篇成文于 1977 年的文章《The Impact of V/STOL on Tactical Air Warfare》。作者彼得·P·W·泰勒，英国皇家空军上校，时任英国唯一一个装备鹞的联队（当时下辖本土 1 个中队，西德 3 个中队）指挥官。作为一名具有实践经验的中高级军官，他的看法颇具代表性。因此我可以了解到冷战时期北约空军对垂直/短距起降飞机的典型看法（至少是一部分），以及鹞实际使用方面的资料。 垂直/短距起降飞机的优势和劣势 在讨论垂直/短距起降飞机的定位与作用之前，我们必须先了解这类飞机和常规飞机相比的优势与劣势。由于有了来自泰勒上校的第一手资料，我们可以避免陷入凭空的想象与纠缠当中。 根据泰勒上校的观点，垂直/短距起降飞机的优势主要体现在三个方面：任务适应性，生存力以及机动性。 任务适应性 任务适应性一方面是针对垂直/短距起降飞机可以在多个平台上起降而言的。由于这一点，疏散基地的选择相当广泛，大大增加了对方的打击成本。如果对手要打击疏散基地，则其兵力将被迫分散，损失率也有可能上升，实际上存在一个打击效益回报问题。对这一矛盾的处理，实际上减小了疏散基地所受的威胁程度。
马岛战争中，一架海鹞降落在“大西洋运送者”号集装箱船上，后者在 1982 年 5 月 25 日被飞鱼导弹击沉 另一方面，垂直/短距起降能力使得飞机的部署有可能尽量接近一线，因此在执行应招支援时，其反应速度比常规飞机或者武装直升机都要快。这样，垂直/短距起降飞机可以在地面部队需要时提供精确的火力打击，而不是在事后进行报复性的轰炸。由于部署靠前，节省了巡航段消耗的时间，垂直/短距起降飞机可以在单位时间内向目标投射更多的弹药，这在一定程度上改善了这类飞机载弹量不足的问题。此外，垂直/短距起降能力使得飞机可以在较恶劣的气象条件下作战，这一点后来在 1982 年马岛战争中得到了证实。 不过，常规飞机虽然反应速度不及垂直/短距起降飞机，但可以由长航时大载弹量的常规飞机在战区上空进行持续巡逻加以弥补，从而缩小了与垂直/短距起降飞机的差距。 生存力 由于垂直/短距起降飞机可紧急疏散部署，这不仅提高垂直/短距起降飞机的生存能力，而且为己方提供了一定的反击能力。同时由于这种飞机的起降特性，使之可以在跑道修复之前就进行转场或者直接前往补给区补充油弹出击。 但同时我们也应该看到，垂直/短距起降飞机虽然具有疏散部署的优势，但相对新一代常规战斗机，这种优势并不明显。80 年代美国空军进行的 F-15S/MTD 研究计划，就证明了第三代战斗机具有在被破坏的不完整跑道上精确起降的能力。这大大抵消了垂直/短距起降飞机的优势——因为这类飞机为了解决载荷－航程问题，后来也发展为短距起飞/垂直着陆模式。换句话说，双方对跑道的要求相差不大。
F-15S/MTD 的试飞结果促使美国空军放弃了对反推的要求，但却增强了对推力矢量控制的信心。注意该机的二元推力矢量喷管，后来 NASA 利用该机改装轴对称推力矢量喷管，进行主动控制技术验证（F-15 ACTIVE） 机动性 这一点主要是针对鹞而言的。因为迄今为止可以在水平飞行中使用推力矢量的垂直/短距起降飞机就只有鹞一种。包括 X-32/F-35 这两种新一代短距起飞/垂直着陆飞机都不具备这个能力。 但鹞的推力矢量控制和我们今天所知的 TVC 技术有相当大的差异。今天的 TVC 技术主要提供的是飞机姿态控制能力，机动所需升力仍然来自飞机自身的气动力。而鹞的 TVC 实际提供了一个直接升力，但同时也要付出速度急剧损失的代价——因为发动机推力大幅转向，导致纵向推力严重不足。就这点来说，鹞和第二代超音速战斗机中低翼载、高诱阻的飞机（如幻影 III）是比较类似的。当然，类似并不等于相同，鹞和这类飞机相比，最突出的是低速机动能力。由于可以提供推力升力，飞机飞行包线左端比较突出，这实际上是鹞真正的空战优势区。 根据简氏航空航天年鉴 1976－1977 版，美国海军陆战队的 AV-8A 曾经和 F-14 进行过模拟对抗，6 胜 3 负 7 平。这个结果，一部分是因为鹞将 F-14 引入了自己的空战优势区，另一部分则是其推力矢量战术突然应用的结果，并不能说明鹞的机动性就真的优于 F-14 了。 我们再来看看垂直/短距起降飞机的缺点。一般而言，针对垂直/短距起降飞机的批评主要集中在：后勤，安全，费用。 后勤 如果集中部署于主基地，则垂直/短距起降飞机和常规飞机在后勤保障方面没有什么不同。但如果采用疏散部署，垂直/短距起降飞机又如何保障呢？ 当时，皇家空军鹞联队已经采用了一套比较完善且经过 8 年实践的后勤保障体系。其实质是一个点对点的保障网络，由主基地辐射到各补给站，补给站和前进基地则形成点对点的网络，任何一个前进基地都可以向任意补给站要求补给（但通常是指定的）。其优点是，任意一个补给站被摧毁都不致严重影响前进基地的作业。补给站储备物资齐全，包括燃油、武器、备件等，并且具有良好的机动性，可以随前进基地快速运动。前进基地则储备有可供 24 小时作战的物资，并在夜间由补给站通过公路运输实施补给。
Stuart Brown 所作油画《GR3 Field Trip》，描绘了皇家空军的鹞 GR.3 的前进基地 1975～1977 年进行的保障评估中，德国的 3 个鹞中队的妥善率是北约当时最高的。 就上面的情况而言，垂直/短距起降飞机的保障状态是令人满意的。但必须指出的是，这个良好的保障同样是在理想的条件下达到的。网络保障，的确有不易摧毁的优点（除非所有节点都被干掉），但相应的，运输压力也是相当沉重的。在丧失了制空权的情况下——这正是垂直/短距起降飞机当初设想的情况，主基地被毁，一线空军损失殆尽——地面运输能否保证补给及时、到位？就历史经验来看，这几乎是不可能的。此外，这种保障体系还有一个致命点——主基地。由于保障网络是以主基地为中心辐射出来的，一旦主基地受到严重打击，整个保障体系的效率都将大大下降。在这种情况下，垂直/短距起降飞机和常规飞机的保障其实没有多大差别。 还有一个问题是，进行评估的只有德国的 3 个中队，规模不大，又是同型机，保障相对简单。一旦规模扩大，为不同机型提供保障，武器、备件、油料的标准化就是一个令人相当头痛的问题了。如我们今天所看到的，标准化工程虽然早已提出，但还没有哪个国家空军真正实现了这一点的。 安全 所谓垂直/短距起降飞机的安全问题，其实也是针对疏散部署而言的。 以鹞为例，该机前进基地通常位于战线后方数十公里处，按泰勒上校的说法是“非常难以发现的”。当时尚未配备防空设施，但已经准备采用机动地空导弹系统。对于前进基地而言，主要威胁来自地面和空中。在预计将遭到袭击的情况下，首先采取的措施就是转移，包括飞机转场和地面设施迁移。其次（如果是地面部队袭击），担负基地警戒的内外两层警戒部队会尽力稳定形势，为援军抵达争取时间。 尽管采取了强化训练措施，以保证前进基地可以快速迁移，但安全方面的问题仍然是令人担忧的。由于前进基地距离前线太近，实际上处于对方集团军/军一级火力的打击范围内。一旦被对方侦察发现，这个基地可能将在毫无预警的情况下被对方火力夷为平地。此外，警戒部队火力太弱，虽然外环是精锐的特种空勤团，但内环却只是常规警卫部队，而且两者都没有重武器。不幸的是，当年苏军专门组织有装甲突击群，就是用来搜索摧毁北约后方“软”目标的。面对苏军装甲部队（即使是小规模）的突击，警戒部队几乎不可能坚持到援军到来。这一点，已经在 1973 年第四次中东战争中被以军证明了。 费用 根据鹞的实践经验，部署一个鹞中队的费用要比部署一个常规飞机中队高出约 10～15％。多出来的费用主要集中在后勤保障、通讯设备、基地保卫等方面。以当年的观点而言，垂直/短距起降飞机的优点足以弥补增加的费用。但如前所述，随着航空技术的进步，垂直/短距起降飞机相对于常规飞机的优势已经日益缩小，这笔开销是否同样划算呢？ 垂直梦想50年（第二部 解析篇）——鹞式飞机家族通史：角色的转变 角色的转变 了解了垂直/短距起降飞机的优缺点以后，我们也就不难理解这种飞机的定位演变过程了。 50 年代末 60 年代初，苏联正是赫鲁晓夫当政时期。随着国力的恢复和提升，加上战略欺骗的成功（最著名的是战略轰炸机和中远程导弹骗局），使得苏联全球战略呈现出与美国针锋相对的特点。在这样的高度敏感时期，双方的战术空中力量既是有力的突击兵力，也是对方打击的重点目标之一。那么双方空军分别是个什么状态呢？ 华约空军师承苏联，非常强调前线战机的疏散配置和野战条件的起降能力——这实际上是 1941 年 6 月 22 日那个血腥的早晨换来的惨痛教训。数百个一线疏散机场，加上比较完善的防空体系和坚固的掩体，使得华约空军在遭到对方突袭的情况下仍然有较好的生存能力。这一特点在冷战期间一直没有改变。此外，苏联特有的维修体制——库存飞机与现役飞机保持 1：1 比例，一旦飞机受损，直接从库存调拨补充，受损飞机修复后补入库存，不再送回原部队——使得其实有作战飞机是编制数的 2 倍，抗打击能力相当强。 当时的主要问题在于，华约前线航空兵虽然数量庞大，但在质量上比北约空军稍逊一筹，同时缺乏有效的攻击力量，被认为是一支防御性空军（相对于北约空军而言）。但即便如此，这样的一支华约空军，也足以构成对北约的强大威慑。 与华约前线航空兵不同，北约战术空军并不特别注重疏散部署措施，作战飞机的野战适应能力也比较差。这样一来，北约战术空军就必须解决三个问题：如何减小对方突然袭击造成的损失；如何保持持续作战能力；如何接收来自美国的增援部队以减小华约的数量优势。但如前所述，由于北约空军自身的原因导致其缺乏疏散部署能力和基础设施（作战飞机集中在少数基地，缺乏疏散机场），大大增加了解决这三个问题的难度，并进而明显削弱了北约战术空军的威慑力（包括战术核力量的威慑力）。 北约空军的对策是加固掩体，加强防空措施——但这只能局部缓解，而无法从根本上解决问题。面对 50 年代的战术核武器，固定设施的生存力并不高。其结果是，尽管北约空军装备精良、训练有素，但在可能的全面打击面前却显得生存力不足。一些北约空军军官认为，这有可能导致事实上的军力失衡，成为诱发全面战争的因素之一。 在这样的形式下，具有突出的疏散部署能力和作战适应性的垂直/短距起降飞机自然吸引了北约空军的高度兴趣。 根据美国空军发布的《空军手册》（AFM）第 2 章第 1 节，战术空军任务包括 3 种：制空，近距空中支援，截击。对于战术空军而言，任务适应性是最重要的要求。该节提出，在所有形式的冲突中，战术空军都应该具有快速反应能力和在各种条件下执行各类任务的能力。针对战术飞机地面安全问题，AFM2-1 还提出如下建议：由于战术空军具有高速远程行动能力，应该疏散部署以保证安全；开发先进技术以减小空军需求和行动损失；采取所有可能的措施，以维持并加强空军力量的安全，是至关重要的事。 另一方面，当时北约奉行的核战略也对垂直/短距起降飞机提出了客观需求——50 年代末 60 年代初，北约实行的是“大规模核报复”战略，其实质是：一旦北约盟国遭到入侵，就利用北约仍然拥有、但已经在不断缩小的核优势，对华约实施全方位核打击，以破坏对方战争潜力，并阻止其入侵。根据当时的看法，如果在常规条件下作战，华约庞大的装甲部队可以在两周内打到巴黎；如果使用核武器，北约可以击退华约的进攻，代价是西德被炸成一片废墟。在这一战略中，北约战术空军占有相当的地位——对华约装甲部队进行低水平核突击。但前提是，战术空军必须必须能在苏联的第一波突袭中生存下来。 根据这样的要求，垂直/短距起降飞机是一个不错的选择（当然，并不是唯一的选择）。它可以非常容易地疏散隐蔽，从固定机场或硬质地面起飞执行任务。在鹞开始设计的那个年代，这种飞机的真正用途是进行小规模战术核反击。预备在苏联进行大规模核打击之后，主要战术空军力量被摧毁的情况下，从疏散基地起飞，对高速突进的苏联装甲集群进行战术核打击，抑制其进攻速度，为盟军集结反击赢得时间。 但随着“大规模核报复”战略的放弃，战术空军执行低水平核打击任务已没有必要，同时核条件下的北约战术空军生存力问题则通过其它形式的威慑来保证。在这种情况下，AC.169b 计划被搁置——这一措施直接导致了德国 VAK191B 项目下马，同时也堵死了鹞装备欧洲盟国的大门。同一时期，为了提高空军生存力问题而进行的研究计划（如“零长弹射起飞”技术等）也相继终止。 此时，鹞已经丧失了其存在的战略基础。它唯一存在的理由是英国国内的政治气候，实际上是为了顾及民众的情绪，作为英国本土航空工业的象征而存在的——这也是它比德国那几种垂直/短距起降飞机幸运的地方。因为从技术上说，鹞和 VAK191B、Do.31 并没有多大差别，其核心都是“飞马”发动机。而且后两者在发展中也没有碰到严重的技术瓶颈，它们欠缺的，就是幸运。 随着鹞的服役，对其作战使命的研究也在进一步深入。但苏联的威胁仍在，战术空军力量在核条件下的生存能力仍然是多数军方人员关注的重点所在。特别是进入 70 年代末，苏联咄咄逼人的全球扩张态势加剧了军方的担忧。而此时，AV-8B 鹞 II 研制工作正全面展开，其性能相对于早期的鹞有了明显提高。 《The Impact of V/STOL on Tactical Air Warfare》正是在这种情况下出炉的。泰勒认为，垂直/短距起飞飞机将以其良好的生存力、任务适应性、出色的机动性，成为未来战术空军发展的方向，并确保战术空军威慑力的有效性。这实际上是50年代末垂直/短距起降飞机作战构想的一个延续核发展，所不同的是，出于对新一代垂直/短距起降飞机性能的乐观态度，其作战模式早已超出了当年的战术核反击的范围，几乎涵盖了战术空军的主要任务。 当然，如我们今天所看到的，泰勒的预言并未实现。即使在经历了令鹞式飞机名声大噪的马岛战争之后，垂直/短距起降飞机依然未能成为空军作战飞机的主流。相反，鹞一类飞机逐渐转型作为具有快速反应能力的近距支援飞机（而不是当初那种“最后的杀手锏“），并在这一领域有不错的表现（特别是美国海军陆战队）。 其实，原因不难理解。垂直/短距起降飞机相对于常规飞机虽然在一些方面占有优势，但这个优势并不足以大到令军方动心全面换装的地步。何况前面也提到，垂直/短距起降飞机的传统优势正在逐渐让位给先进的常规飞机。其次，飞机价格日渐攀升，以及航空技术的进步，使得多用途飞机再度成为潮流。但垂直/短距起降飞机自身的固有特点，使之在完成特定任务时往往力不从心——以鹞为例，要求它执行高速拦截任务无异于缘木求鱼。这意味着需要多个机型来完成不同任务，这在讲究简化机型、削减费用的今天看来是不可能的。第三点，依然是发动机推力与垂直/短距起降飞机航程－载荷能力之间的矛盾。即使装备了推重比 10 一级的 JSF-119 发动机，短距起飞/垂直着陆能力所带来的对 X-32 和 F-35 的负面影响依然是显而易见的。在短距起飞/垂直着陆飞机优势不明显，劣势依然存在的情况下，指望这类飞机取代常规飞机、成为空军主力，显然是不现实的。 但是，在附近缺乏空军基地，而又要求快速空中支援的情况下，短距起飞/垂直着陆飞机的优势就体现出来了。在泰勒文中提到的鹞前进部署模式中，其实只需要将前进基地和补给站换成“两栖攻击舰”或者“轻型航母”，就是一种比较完美的操作模式了。相对于地面操作而言，海上操作有机动部署、快速反应之利，而无保障、安全之患。这正是美国海军陆战队青睐短距起飞/垂直着陆飞机的原因。而那些装备了轻型航母的国家，舰载的鹞其实也主要是用于支援作战。因为这种模式一般适用于夺取了制空权或者对方空中威胁不大的情况——要求短距起飞/垂直着陆飞机独立夺取制空权，其实是相当勉强的。如前所述，1982 年马岛海战中，海鹞的防空任务实际上是失败的。而今天的 F-35，也主要是作为打击力量存在的，特别是海军陆战队的 F-35C。 如果——只是如果，今后发动机的推重比达到 20，加上其它航空技术的进步，我们也许能够看到一架性能与常规飞机不相上下，但却具有短距起飞/垂直着陆能力的先进飞机问世。那应该是这类飞机最理想的未来。 但 UAV 的出现打破了这个设想。UAV，具有自主攻击能力，较大的续航能力，一定的载弹量，并且（最关键的是）没有人员损失问题，尤其适用于高危地区执行侦察/近距支援任务。它的出现，直接威胁到基本上执行同类任务的短距起飞/垂直着陆飞机、武装直升机的地位。美国陆军的“柯曼奇”攻击/侦察直升机已经成为 UAV 的第一个牺牲品，海军陆战队的 F-35C 还能继续飞下去吗？ （第二部完） 主要参考资料： |
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