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续上期：上期介绍了F-15的起源和发展变化，并简述其设计参数和性能的一些关系。本期将对F-15进行一次仔细的扫描。  在正确的设计思想指导下，脱颖而出的F-15几乎是美国空军“空中优势战斗机”概念的完美体现，深得高层垂爱。后来空军一心一意将原来作为格斗战斗机设计的F-16变成一架战斗轰炸机，主要原因之一就是为了避免F-16和F-15抢资源。 那么，F-15在设计上究竟有哪些特点呢？ 视界 鉴于越战的教训，F-15相当重视视界问题。行家的看法是，如果在座舱里看不到外界，那么这飞机就不是一架战斗机。事实上，在近距格斗中飞行员的视界相当重要，直接关系到飞行员的态势感知（SA）能力。据统计，80%被击落的飞行员都不知道攻击来自何方。而且根据伯伊德的总结，朝鲜战争期间F-86取胜的重要原因之一是该机的视界比米格15好。 为了提供良好的视界，F-15采用了大型气泡式座舱盖和整体式风挡座椅位置也安排得较高，飞行员几乎1/3个身子露在机身外，使得飞行员具有上半球360°环视视界，正前方下视角达到15°，视界相当出色。  机身 F-15机身为全金属半硬壳式结构，分为三段。前段包括机头雷达罩、座舱和电子设备舱，主要结构材料为铝合金；中段与机翼相连，前三个框为铝合金结构，后三个为钛合金结构；后段为发动机舱，全钛合金结构。 进气道外侧有凸出的整理罩，从机翼根部前缘向前延伸，大迎角下可以产生涡流，以推迟机翼失速和提高尾翼效率，相当于边条翼。但由于整流罩前缘半径较大，产生较大吸力，使气流不易分离，其效果不如边条翼好。整流罩经过机翼向后延伸，形成尾部支撑析架（尾撑）结构。这种设计除了提供尾翼安装空间外，在大迎角下还能产生一定的低头力矩，从而改善飞机的大迎角性能。  单块式减速板位于机身背部，最大开角35°可以在任何速度下打开，且不会改变飞机的俯仰姿态。但是试飞结果显示，在高速下打开减速板可能会诱发颤振。后来麦·道修改设计，减小了高速时减速板的开启角度，并将其面积从1.9平方米增大到2.9平方米。  F-15的机尾采用双发小间距布局，减小了飞行阻力。由于后机身有尾撑结构，可能对喷管和后体产生严重的不利干扰，麦·道对此进行了大量研究。麦·道提出了MCAIR-1~MCAIR-4四种设计方案，其中MCAIR-1为不带尾撑的基准构型。风洞试验表明，MCAIR-3和MCAIR-4方案阻力均明显下降。尽管MCAIR-4方案阻力最小，但由于强度不足，不能承受尾翼载荷。麦·道最终选择了MCAIR-3方案，使得F-15的巡航性能和机动性均有较大改善。  机翼 F-15的机翼设计是依据经验和当时的线性理论方法选择机翼参数组合，利用飞机设计一体化系统（CADE）进行分析研究，然后选择有利方案进行吹风试验，选定最终的机翼参数。经过长达一年的吹风试验，对800个机翼变量进行了试验，包括74种机翼外形和54种变弯度措施。 最后确定了两种方案：方案一展弦比2.5，根梢比5前缘后掠角50，带前缘锥形襟翼；方案二，展弦比3，根梢比2.5，前缘后掠角45°，固定前缘锥形扭转。经过种种改进之后，方案二入选。最终F-15的机翼方案为：切尖三角翼，无前后缘机动襟翼，采用前缘固定锥形扭转设计。前缘后掠45°机翼相对厚度6%/3%（翼根/翼尖），展弦比3，根梢比5，翼面积56.48平方米，下反角1°，安装角0°。机翼上仅有后缘高升力襟翼和副翼共4个操纵面。 F-15采用切尖三角翼翼形的原因是很显然的，三角翼在改善机翼结构，增大机内容积方面有较大优势，同时可以使飞机在跨音速区的阻力增加变得更加平缓，飞机跨音速时焦点移动量也较小，减小了配平阻力。不过，在F-15原型机试飞照片上，我们可以看到，该机并没有翼尖斜切结构。在试飞过程中发现，F-15在9144米高度、马赫数0.85-0.95速度范围内进行6g或更大过载的机动时，机翼会出现颤振现象。为了改善颤振特性，最初的方法是在机翼半翼展处加装大型翼刀。1974年3月，最终解决方案出台——机翼翼尖切去了大约0.8米，形成现在所见的切尖设计。  为了改善飞机亚音速性能，F-15采用了前缘固定锥形扭转设计，而没有采用当时已经得到普遍应用的前缘机动襟翼。这种设计主要是从重量、制造工艺和系统复杂性方面考虑的。由于F100发动机推力相当高，根据计算，即使固定锥形扭转将导致飞机超音速阻力增大，F-15的超音速性能仍可达到空军的指标。权衡利弊之后，麦·道决定放弃前缘机动襟翼的选择。而F-15放弃后缘机动襟翼，则是由于后缘襟翼放下以后增加的配平阻力超过了因减小诱导阻力所带来的好处。 机翼采用高达3的展弦比，配合较小的根梢比，有利于推迟翼尖分离，明显减小了机翼诱导阻力；同时较大的展弦比又提高了机翼升力线斜率，改善了机翼升力特性。这和能量机动理论中减阻增升的要求是一致的。当然，展弦比增大，超音速零升阻力系数也增大，从而增大了跨/超音速的波阻。这个缺点则可利用强大的发动机推力和其他方面的设计来弥补。 减小机翼的相对厚度是有效降低波阻的措施之一。当相对厚度由6%减小到3%时，波阻明显减小，但缺点是增重和亚音速时促使前缘分离提前发生。为此F-15选择了沿展向而变化相对厚度的设计。但是这样一来，机翼的刚度却有点问题。前面提到的机翼颤振问题以及F-15滚转率不高的缺陷都与此不无关系。  F-15的翼面积在当时而言，选择得相当大。这主要是为降低翼载，提高大迎角机动性。因为正是翼载则决定稳定盘旋中最大升力用于提供向心力的比例。当时选择翼载主要依据两个条件：速度马赫数0.9，高度9150米；机动过载5g（升力系数0.7）时的发动机剩余推力（Ps）要求：速度马赫数2.2，高度1.22万米，机动过载1g（升力系数0.04）时的Ps要求。 机翼结构为多梁抗扭盒型破损安全结构，前梁为铝合金，后三梁为钛合金。内侧整体油箱的下蒙皮采用钛合金壁板，其余为铝合金机加工整体壁板。机翼前后缘、襟翼、副翼均为全铝蜂窝夹层结构。机翼的破损安全结构配合承力蒙皮，只要有一根翼梁仍然完好，就可以支持飞机继续飞行，大大提高了飞机的生存能力。 尾翼 麦·道的F-15早期方案也是单垂尾布局，但到后期设计时放弃了，改为大间距双垂尾布局。两个垂尾安装在后机身两侧的尾撑上，以消除相互之间的不利影响。由于在任何迎角、侧滑角条件下，都有一个垂尾出于相对“干净”的来流之中，从而提高了飞机的航向稳定性。 垂尾采用大展弦比、中等后掠角设计，前缘后掠角37°，外倾2°，高度较大，大迎角下可以明显改善飞机的航向稳定性，从而保证F-15可以有效的进行大迎角机动。但是这种大展弦比高垂尾在高速时受载扭转，效率会大大降低。需要说明的是，F-15早期垂尾采用小展弦比设计，在尾撑下面加装有腹鳍，以提高方向稳定性。后来经过风洞试验，增大了垂尾展弦比，面积加大12%，取消腹鳍，形成我们今天所见的设计。这样的好处是在保证航向稳定性的同时，使亚音速巡航阻力减小了5.5%。  F-15的平尾为大后掠全动式低平尾设计，前缘后掠角50°，具有前缘锯齿和翼尖斜切设计。低平尾布局主要是为了减小机翼下洗流的影响（F-4由于采用高平尾设计，导致飞机大迎角飞行品质不好，很容易失速进入螺旋）。因此美国空军对其后继机的大迎角飞行品质相当重视。锯齿和斜切则是为了解决平尾颤振问题，锯齿上产生的涡流还有助于提高平尾效率。 平尾安装位置相当靠后，借助于尾撑结构，使之可以安装到发动机喷管附近，其尾臂长度达到5.424米，远远超过同代的其他飞机，如F-16（4.41米）、苏-27（4.64米）。这显然是从LFAX-8方案继承来的（相对而言平尾位置有所前移），以获得较好的控制能力。从能量机动理论我们可以知道，如果飞机配平能力不足，即使机翼可以拉出足够的过载，也无法实施大迎角高g机动。 F-15垂直安定面和平尾都是全金属蜂窝夹层结构。两者的抗扭盒为钛合金结构，蒙皮则是全厚度铝夹芯盒硼纤维层合板构成的蜂窝壁板，前后缘为全铝蜂窝结构。方向舵梁肋为碳纤维复合材料，蒙皮则由硼纤维层合板和铝夹芯构成。平尾和方向舵则采用全复合材料制造，可以左右互换。 进气道和发动机系统 F-15的进气道设计要求是：大机动和高马赫数时性能良好，所有飞行状态下进气畸变小，重量轻。最初设计时有机翼短舱方案和两侧进气后机身并列两个方案。由于短舱方案较重，滚转惯性矩和发动机停车时的偏航力矩均较大，最终选择了两侧进气后机身并列方案。 进气道是可调外压式四波系超音速进气道，采用水平压缩斜板，除了具备基本的对气流进行预压缩功能外，还能在大迎角状态下改善进气状况，起到和腹部进气道类似的效果。由于二级压缩斜板超音速总压恢复较低，不能满足马赫数2.2机动的要求，F-15最终采用了三级斜板形式。    注意本图中F-15左右两侧进气口的不同调试 为了在超音速大迎角范围内保持理想的激波系统，F-15考虑采用可变捕获面积进气口，后来发现这种设计还有减阻、改善进气道与发动机匹配等好处。开始提出了4种方案。最后选定的方案是：可变捕获面积，三级斜板（同时转动）可随迎角和马赫数调节，引气系统位于喉道槽缝。为此，F-15的进气道上罩（包括侧壁）被设计成可以转动的，形成F-15独有的特征。由于上罩转动对发动机和飞机性能均有影响，因此其调节规律需要考虑到所有相关因素的影响，以取得最佳的综合效果。 F-15可调外压式四波系超音速进气道结构及进气气流流向示意图 F-15设计阶段曾研究过两种不同的进气道侧壁外形，以求减小溢流阻力和改善侧滑时进气道性能。一种是全侧壁方案，另一种是内外侧壁切除量不同的方案。根据试验，切小的侧壁在飞机侧滑时明显改善了飞机总压恢复和畸变，而全侧壁则在超音速小迎角时总压恢复最高。由于F-15强调高速拦截能力，超音速性能是设计重点，因此最终还是采用了全侧壁方案。气流畸变问题用附面层吸除孔板来解决。 为了配合进气道性能，F-15前机身也作过修形。其原始设计在大迎角和侧滑时会导致前机身下部的分离气流进入进气道，为此，取消了前机身下部直线段增大下部圆角，同时将机身最大宽度线由进气道中部上移到进气道上部，并减小机头下垂度。这种设计减轻了下部分离，改善了进气道总压恢复和畸变。 总之，这种四波系可调进气道大大减小了阻力，提高了进气道总压恢复，对F-15的超音速性能助益甚大，但为此而付出的重量和复杂性代价也不小。这也是空军高层和“战斗机黑手党”激烈斗争的结果之一。若不是强调马赫数2.5的最大速度和超音速拦截能力，这种复杂的超音速进气道存在的意义也就不太大了。事实上后来的格斗战斗机F-16就是采用了简单的固定正激波进气道。 发动机是F-15的另一个关键。普拉特·惠特尼研制的F100-PW-100发动机加力推力高达111.2千牛，为F-15的优越性能提供了坚实的基础。这是一种轴流式涡扇发动机，涵道比0.7，双轴，3级风扇+10级高压压气机+2级涡轮。该发动机设计相当先进，推重比7.8，可以左右互换安装，在理想条件下拆卸时间只需要20分钟。但普·惠在设计时过于注重先进性而对可靠性考虑不足，结果F100-PW-100问题层出不穷。F-15早期因频频趴窝而被称为“机库皇后”，相当程度上是发动机的原因。 F-15的发动机喷管选择也是经过优化对比的结果。当时一共提出了4种方案，即非轴对称喷管、简单收敛喷管、膨胀比1.41的收敛-扩散喷管和膨胀比1.61的收敛-扩散喷管。非轴对称虽然巡航阻力最低，但综合性能不好，风险大，首先被淘汰。剩下3种方案性能相近，但在典型作战任务剖面性能比较中，膨胀比1.61的收敛一扩散喷管由于超音速单位重量剩余功率（Ps）明显超出要求而占据优势，而且其亚音速的Ps和膨胀比1.41的收敛-扩散喷管相近，优于简单收敛喷管。 由于膨胀比1.6的收敛一扩散喷管占据明显优势，F-15最终采用了这一方案。不过，其结构和最早在F-14上应用的光圈式收敛-扩散喷口不同，为铰接鱼鳞板式结构。 飞控系统 为配合高机动性设计，F-15采用了双余度、高权限模拟式控制增稳系统（CAS）——第一代电传飞控系统，外加一套机械备份。飞行员的控制指令首先发送到CAS，由计算机进行处理后以最佳方式输出到各控制面和发动机，从而保证飞机在飞行包线内飞行，而不必担心失控。 事实上，F-15能获得优异的机动性能，主要原因就在于它的低翼载和高推重比。F-15A在空优构型起飞重量下推重比达到1.07，而翼载仅有3.51千帕。这些参数远优于当时的典型战斗机，但并非偶然。这是约翰·伯伊德创立的“能量机动理论”首次用于指导飞机设计的实践，从而使战斗机设计进入了一个全新的时代。不过需要说明的是，在F-15的设计过程中，能量机动理论只用于大方向的设计指导，并未用于具体参数计算。真正完全用能量机动理论设计出来的飞机，则是“战斗机黑手党”的宠儿一一通用电气的F-16。 图示：飞行中的F-15E“攻击鹰”多用途战斗机。在美军最近的军事行动中，“攻击鹰”总是冲锋在前，且作战效能也超过其他飞机。 航电设备 为了赢得空战，飞行员必须先敌发现、先敌开火、先敌摧毁，因此航电设备至关重要。F-15装备的大型脉冲多普勒（PD）雷达提供了先敌发现的优势；战术电子战系统（TEWS）提供了威胁告警信息；平显和双杆操纵系统（HOTAS）则大大减轻了飞行员搜索、跟踪、攻击目标时的操纵负担，并简化了操纵程序。 为F-15A设计的是AN/APG-63全天候多模式雷达系统。APG-63雷达工作在X波段，探测距离远，具有下视下射能力。探测信息可自动送往中央计算机，并和计算结果一起实时反馈给飞行员（通过平显和下显）。APG-63具有多种对空工作模式，可以根据不同的搜索方式或交战模式来选择不同的脉冲重复频率（PRF）；远程搜索，使用中/高PRF，根据飞行员选择的搜索距离（18.5～296千米）确定PRF，以期获得较好的迎头和尾追搜索效果；速度搜索，使用高PRF，专用于迎头高速接近的目标；近距搜索，使用中PRF，用于格斗时为“响尾蛇”导弹和航炮提供数据，它具有16千米、32千米、64千米3种探测范围，可以跟踪多个目标。 作为以上三种模式的备份，APG-63还有1种非PD模式——低PRF，即只能提供上视能力（因为非PD模式无法过滤地面杂波）。此外，APG-63还能提供多种特殊功能的模式，包括：信标模式，用于向空中飞机的敌我识别系统（IFF）发射询问信号；手动跟踪模式，作为自动跟踪模式的备份；被动模式，用于监测外部雷达辐射信号，而自身只发送微弱脉冲，以尽可能减小自我暴露的可能性；地图测绘模式。 1973年APG-63雷达投入使用，1979年又配备了可编程信号处理器（PSP）。这是PSP首次在机载雷达上应用，使系统通过软件编程就可以适应新的战术、使用模式以及武器系统，而无须进行大规模硬件改进。1986年APG-63停产，共生产大约1000台，装备所有F-15A/B型和早期F-15C/D型。但是APG-63并不完善。其平均维修间隔时间（MTBM）不到15小时，并且对该系统的航线可更换件（LRU）的技术支持日益困难。原因之一是很多部件采购困难，而采用新技术部件又往往要求重新设计系统。 另一方面，持续恶化的可靠性也影响了飞机的部署。如果航空站没有二级维修能力，就无法对雷达故障提供技术支援。此外，由于设计时的局限，APG-63事实上没有多余的处理能力和存储能力来升级软件，应付日益增大的威胁。为此，从F-15C/D后期型开始换装APG-70雷达。 APG-63（V）1则是针对APG-63缺点所作的重大改型，在可靠性和维护性方面有了明显提高。作为美国空军雷达换装计划的一部分，APG-63（V）1将取代APG-63装备F-15C/D以保证美国空军雷达方面的优势。（V）1系统更换了发射机、接收机、数据处理器、低压电源和信号数据转换器。在系统能力增强的同时，可靠性提高了近10倍，MTBM达到120小时。2001年3月美国空军第27战斗机中队的F-15首批换装APG-63（V）1雷达，预计将有至少170架F-15接受升级改装。 打开机头雷达军、展示APG-63（V)2主动相控阵（AESA）雷达的F-15C“鹰”战斗机 而在此之前，波音在2000年12月向美国空军交付了3架装备APG-63（V）2主动相控阵（AESA）雷达的F-15C，从而使该机成为第一种装备AESA雷达的现役飞机。该雷达的控制与显示和APG-63（V）1几乎完全相同，只是扫描方式由机械扫描改为电子扫描，以提供更大空间内的多目标扫描跟踪能力。 机载AN/ASN-109惯性导航系统（INS）可以在全球任何位置为F-15提供导航。它可以和AN/ASN-108姿态/方向参考系统一起综合提供飞机的实时位置、俯仰/滚转姿态、航向、加速度和速度等相关信息。电子战系统可以同时提供威胁告警，并对选定的威胁实施电子对抗。拖曳式诱饵则是作为传统雷达干扰手段的补充，用于对付现代雷达制导导弹。该诱饵可以模拟敌方雷达信号，诱使制导头锁定自己而非飞机。（待续） F-15上装备的AN/ALQ-135电子战作战系统 【下期预告】：第二部分《夺取绝对空优》的最后章节将介绍下-15的武器系统、改进改型和服役历程。接下来我们开始进入能量机动理论的第三部分《毒牙利爪制青天》。 本合集上一部分请点击：能量机动传奇(6)——F-15毒牙利爪刺青天 名词解释 【根梢比】即机翼翼根弦长和翼尖弦长的比值。如果一架飞机的根梢比特别大，就说明它的翼尖接近是一个尖角，这时翼尖弦长接近为零。根梢比增大时，如果机翼后缘的后掠角不变，那么后缘襟翼、副翼的操纵效率会得到提高，同时还可以减小机翼受到的弯曲力矩，进而减轻结构重量。但根梢比太大对飞机的稳定性不好，也就是飞机对气流变化或操纵误差会变得更敏感。 在第三代战斗机的机翼设计中，根梢比的选择一般主要考虑它对机翼升力大小沿着翼展方向分布的影响，从机头正面看，如果升力沿着翼展的分布正好是椭园形（两翼翼尖的连线构成这个椭园的长轴或短轴），就可以有效地减小机翼的诱导阻力。 【相对厚度】即机翼制面上的最大厚度和剖面弦长的比值。减小相对辱度可以减小零升阻力，尤其是在跨、超音速时更能明显降低波阻（因为波阻系数和相对厚度的平方成正比），但又会导致大迎角（指飞机飞行方向和翼弦的央角）飞行时的诱导阻力明显增加，因此相对厚度过小对飞机的大过载盘旋性能不利。 亚音速飞机的机翼通常选用较大的相对厚度（0.12~0.16）以增大航程，这除了诱导阻力减小的贡献，还因为厚机翼内部可能容纳更多的燃油。超音速飞机机翼的相对厚度一般在0.03~0.06之间。如我国的J-8A/E型截击机在设计时以F-4/-104/-105为主要作战对象，并考虑要拦截B-58轰炸机，其机翼翼根的相对厚度是0.04。 【颤振】飞机在飞行中由于各种原因会产生振动。这种振动使飞机表面产生附加的气动力。它对振动既可能是起抑制作用，也可能是起激励作用。在飞行速度比较小时，附加气动力的综合作用是抑制性的，也就是使报动的幅度越来越小；当速度达到一定值时，附加气动力的综合作用是中性的，也就是使振动的幅度保持不变；当速度再增大时，附加气动力的综合作用将变成激励，也就是使振动幅度会越来越大，最后可能导致飞机结构的永久变形甚至破坏，这种现象就叫作“颤振”。使振动幅度保持不变的飞行速度称为“颤振临界速度”。 提高颤振临界速度的新技术首先是采用复合材料，其次是在飞控系统中增加“颤振主动抑制”功能。虽然两种新方法都很有效，但随着复合材料的不断推广应用，复合材料设计已经成为现代飞机提高颤振临界速度的主要技术手段。 【多波系进气道】进气道的主要设计目标是把空气来流在能量损失最小的情况下减速到发动机压气机要求的进入速度（一般不超过马赫数0.4）以保证发动机正常工作。按照对高速来流减速方式的不同，进气道可以分为正激波型和多波系型。正激波进气道在进气口产生一道垂直于来流运动方向的正激波使之减速；多波系进气道则首先产生一道或几道与来流方向不垂直的斜激波给来流减速，然后通过在进气口或进气道内管道的喉道（指内管道横截面积最小的位置）附近产生的正激波完成最后的减速。 采用多波系进气道主要是为了提高飞机的高速飞行能力，因为和正激波进气道相比，它在高速飞行时能明显减少来流的能量损失，从而增大推进系统的推力。 多波系进气道中斜激波的产生一般靠斜板或进气锥。设计时可以把多个斜板串在一起（或者把进气锥的外壁做成折线形），每级斜板或半旋转体相对于未流都有一定的角度，都可以产生一道独立的斜激波。可调式进气道能适应更宽广的飞行高度一速度和姿态范围，但是会增加一些重量。 美国F-16是采用正激波进气道的典型，而F-15采用四波系进气道。我国的J-7/-8系列（包括J-8II）除了J-7C/D采用四波系进气道外，其他大都是三波系。 |
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