揭秘苏27艰辛曲折的发展之路
全文转载自：微信号 空军之翼
作者：候知健
从早期方案到失败的T-10验证机
苏-27从项目研制的一开始，就都采用了双发动机设计。原因非常直接，就是双发动机可以提供更大的推力。而单发动机的优势：少一台发动机成本，机身结构制造成本较低，耗油等使用成本更低，维护费用较少等都不被当时军事经济体制的苏联所看中。不过虽然从最初就按照苏联中央流体院的规划方向，确立了发动机吊舱挂载在机身下方的布局路线，但具体怎么设计却未有定论，而是出现了多种不同风格的初步方案。
“F-15斯基”的涂装模型和风洞模型
这些方案中出现了一个异类，就是“F-15斯基”。这是苏联在F-15详细情况曝光以后，在布局较为相似的米格-25气动基础上做的针对性方案。而它很快就被淘汰的原因也很简单，当技术路线高度相似的时候，最终的性能优势就取决于材料水平、工艺水平、机载设备能不能实现低重量小体积高性能等实打实的工业制造基础能力;而所有这些方面，苏联对美国都有着很大的劣势，这就不是单靠一副气动更先进的机翼能弥补回来的。
短暂的动摇以后，苏-27又回到了扁平机身与发动机吊舱的组合路线上;但是比起传统的大方块机身，扁平机身又有着自己的缺陷，这最终决定了苏-27后来的基本布局和尺寸。大方块机身的内部结构高度较大，安置各种结构和设备时空间利用起来比较方便;而扁平机身则相反，因此一旦整体尺寸过于紧凑，它的内部结构和设备安排设计难度就非常大，甚至是无法接受的。而苏联的机载设备又向来以傻大黑粗著称，当扁平机身需要足够大的高度时，它的长度和宽度也只能相应的大幅加大。
图：苏-27早期的发动机吊舱窄间距布置方案，由于尺寸过于紧凑，不利于内部设备和外部武器的安排而被放弃
在另一个方案中，使用两个激波锥进气道的发动机吊舱就被隔开了，形成宽间距布置，这个时候和后来的T-10验证机已经很像了。在进一步加大发动机吊舱的间隔，并且使用效率更高、结构也更复杂的调节板进气道设计取代激波锥进气道以后，此时的T-10验证机基本奠定了后来苏-27的所有基本外形特征，只不过它看起来更圆润、机尾看起来更臃肿一些。
图中的方案才真正接近后来的T-10验证机和苏-27飞机
T-10圆润的感觉来自于它机翼所采用S型曲线前缘的平面形状，在上世纪60年代这是气动研究中非常时髦的一个研究方向;实际上它的边缘是相当尖削而锐利的，这样才有利于减小激波阻力，并促使气流在大后掠角度的翼根边条处分离成高速旋转的涡流。从本质上说，S型机翼其实是在边条与三角翼/后掠翼的组合中，将边条与机翼的结合处以及翼尖刻意的用曲线修正成圆弧的结果。
这样做有两个原因，首先是避免边条与机翼处形成突然的转折，让涡流完全沿着前缘的走势向后拖出;这样可以避免出现一些无法预料、难以克服的问题，比如当飞行员拉动驾驶杆使飞机抬头到到某个角度后，飞机会不受控制的突然摇摆、猛烈振动等疑难杂症。其次是它实际上减小了翼梢(机翼最外侧一段)的后掠角度，这样可以在巡航时获得更好的升力表现。这些优点在60年代和之后的超声速飞机上其实得到了比较多应用，比如著名的协和号客机。
T-10验证机，注意机翼上有4条翼刀
但是对于战斗机来说，S型机翼并不利于高机动飞行。因为边条翼中主要的涡流可以有两道，第一道来自边条的前缘，而第二道正是来自边条与机翼的交界转折点;在设计得当的情况下，这两道涡流体系可以形成良好的配合，大幅度提升对于机翼上表面气流的控制范围和强度。而S型机翼拉圆处理以后极大的削弱了折点处的涡流，总体的涡流增升效果要下降20%以上。其次翼根和翼梢段的曲线非常不利于安排前缘机动襟翼，而且翼尖也无法安置武器挂架或者电子吊舱——事实上T-10验证机上也确实没有这两个东西。
T-10验证机的起落架舱门兼做减速板
T-10验证机在气动上设计的比较糟糕的地方还有不少，比如起落架舱门也是明显的瑕疵。起落架舱门兼做减速板会大幅度提升飞机起飞时的气动阻力;从而加大飞机的起飞距离，减小飞机的可用最大起飞重量。而对于降落过程来说，它和阻力伞相比能起到的作用又微不足道——而且它不能在飞行中使用。虽然从好处上看，它简化了飞机的液压系统和结构设计，帮助设计师偷懒的同时也提升了一些可靠性;但总的来说，这是一种在总体性能上得不偿失的做法。
如果说S型机翼与减速板设计都只是在利与弊之间取舍不当，那么T-10的尾喷管和发动机吊舱后段结构设计就是完全的毫无可取之处。T-10尾部采用的是引射喷管设计，号称可以通过发动机气流的引射作用实现减小机身尾部阻力的效果;在上世纪50年代曾经风靡一时，我国歼-8飞机就继承了米格-19(歼-6)上的引射喷管设计。
发动机段的包覆式承力结构和引射喷管会形成非常大的结构重量，而并不能形成性能上的收益。因此这种二代机技术在三代机中被淘汰。
但实际上除了极为个别的状态，引射喷管的性能状态根本上就无法计算，只能非常勉强的依靠试验结果进行推定;设计上的预期收益其实是设计师过往经验和主观推测混合作用的结果，缺乏严谨的科学和工程依据。后来的研究进一步证明这种笨重的设计不仅没有明显的减阻效果，反而会损失一定程度的推力。这也是为什么第三代战斗机中再也没有型号采用这一设计的原因。
在T-10遭遇的问题中，不仅有着气动设计、结构设计方面的效率低下;机载设备的体积超标、质量超重问题更是难以解决。比如仅雷达系统就超重了几百公斤，这不仅增加了飞机的总重量，更使飞机的重心比预先设计的范围要大为靠前。导致的结果就是飞机的平尾必须要偏转更大的幅度、形成更多的负升力才能完成拉起机头的动作、在平飞中维持飞机的平衡;而平尾的偏转幅度和最大速度都已经是限定好的，这就使飞机的操纵灵活性、机动性水平、航程都大幅度下降了。而雪上加霜的是，AL-31发动机的油耗也比预计的要高。
种种问题使T-10验证机在试飞中表现出来的性能完全无法让人接受，无论是机动性还是航程都远远不能达到要求，把飞机设计彻底推倒并重来一次就成为了必须要考虑的选择。但当时的苏联航空部领导和军队、包括T-10总师都不支持这样的做法：除了政治影响、面子问题，还有就是这个项目已经花了太多的钱，用掉了太多的时间了。
图：坚定无畏的西蒙诺夫。他手里拿的是米格-35的一个发展方案模型，这个设计在气动外形上的改变，是将机翼的后缘从后掠改为前掠为主;以克服后掠翼布局在跨声速区域进行大过载时会出现失控的缺陷——苏-27、米格-29的跨声速机动性能陷阱都是由此而来
然而坚定无畏的西蒙诺夫和他领导下的志同道合者们，在1776年第一架T-10验证机才刚刚制造出来的时候，就在中央流体院的指导下研究并建立了新型气动布局并进行了大量的试验工作。西蒙诺夫在寻求航空部副部长西拉耶夫的支持时，面对“你确信无他路可走吗?”的疑问时，做出了这样的回答：“当然，我确信尽管也有其它途径——批量生产成百上千的平庸飞机，如果不打仗，谁也不会知道他们的平庸;但我们工作在艰难时期，这时我们的武器必须是水平最高的，因此没有其他出路。”
全新的方案仍然继承了T-10系列的编号，被命名为T-10S，设计工作在1979年全面展开;除了主起落架的轮胎和弹射座椅以外，所有的原始设计都被推翻了。但在后来的文献资料中对于T-10S的贡献分配上，苏霍伊设计局和中央流体院出现了严重的分歧。比如苏霍伊设计局声称T-10从一开始就确立了采用静不稳定布局、电传操纵系统的设计原则;而中央流体院则声称这些技术他们建议和帮助下的结果。
新的方案着重于以下几个方面展开：最基础的做法当然是首先在结构和设备上想尽一切可以减重的办法，尽可能在机身内扩展出“可以倒进煤油”的地方增加燃油容量。此外依靠电传操纵系统的硬件保障，使用静不稳定布局来大幅度改善飞机的巡航效率和机动性——尤其是超声速飞行下的机动性也是必须的措施。
图：T-10S和T-10的轮廓差异
除了使用直线前缘的传统梯形机翼来取代S型机翼，并且加装前缘机动襟翼改善各种飞行状态下的升力表现外，T-10S还得想尽一切办法减低阻力。比如T-10S通过将前段加粗后段缩小、更换新座舱盖优化了机身的截面积分布，有利于超声速阻力降低；再加上其它的一些改动，T-10S的机身中部截面积减低了15%，这带来了跨超声速阶段阻力幅度达到18-20%的减少。
T-10S的新方案通过实际试飞证明是很成功的，而且也已经没有必要和多余的时间、财力再去做颠覆性的改动了，于是苏-27项目最终的基本设计就此确定了下来。这是一种兼顾了优良的高速能力和亚声速机动性，而且又具备卓越航程能力的重型战斗机——尤其是挂载武器、执行实际作战任务的情况下。
图：今天的苏-27
为何苏-27会与
米格-29长的如此相像?
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F-111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：F-111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。
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。
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T-10方案、真正演变成今天苏-27家族的T-10S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T-10与T-10S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F-15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。
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。
【 本 文 彩 蛋 】
苏 27 视 频 教 程
终 于 在 一 再 难 产
剪 辑 师 就 快 要 砸 电 脑 之 前
出 炉 了 ！！
作为本次“无人机大阅兵”的主力机型
我们还特别斥巨资
拍（qing）视（mei）频（zi）
小伙子，你准备好了吗？
回复【苏27】查看
全文转载自 微信号 空军之翼
上一期评论区互动的获奖者是：shrub
感谢你给我们评论
请shrub给我们留言
领取买飞机10元代金券哟
▼ 无 人 机 大 阅 兵 是 什 么 鬼
▼ 点击查看如何约阅兵规格的飞