F-22 vs 苏-57：矩形/圆形矢量喷口的传说和事实 | 循迹晓讲

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｜作者：轮胎漏气

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本文是在笔者之前的手稿基础上扩写了80%的内容。如果读者发现了似曾相识的文字，请耐心看到后面，绝对让你大呼过瘾。

作为提升作战飞机的各项飞行性能尤其是机动性能的重要技术手段，推力矢量的相关技术和原理以及安装了该设备的各型号战机一直备受当代军迷关注。

尤其是在2018年在歼十验证机上安装矢量喷口之后，强国心态爆棚的网民就大有将该技术封神的趋势，不过，在这一片叫好之下，似乎大部分叫好的群体对于何为推力矢量都不甚了解，甚至出现了“圆柱形矢量就一定是三元矢量”这样的笑话，所以我们首先有必要来聊聊推力矢量的作用，以及该技术的原理。

首先推力矢量主要应用于两个方面：

第一，在很低速度时，气动舵面几乎失效，推力矢量产生额外的操纵力矩，调整飞机姿态做出相应动作。

第二，在高速飞行时，舵面的偏转容易产生较大的衍生阻力。推力矢量用几乎不产生阻力的方式协助产生力矩，保证机动能力的同时降低飞机的能量损失。

｜F-14曾经验证矢量喷口

｜推力矢量型F-14和常规型F-14的模拟空战

从上世纪60年代开始，美国先后在F-11“虎”式飞机加装反推力喷口验证推力偏转的密封问题，在F-14上加装推力矢量与常规型F-14做模拟空战，在F-15/16上加装多轴矢量喷口(F-16MATV和F-15ACTIVE)验证较大幅度的偏转和超常规机动能力，在F-15S/MTD上加装二元矩形矢量喷口验证机动增强和短距起降能力，在F-18HARV上加装折流板验证超大攻角飞行。

｜F-15ACTIVE装备两台矢量发动机

进入上世纪九十年代年代，美德联合研制了X-31验证机用于实验下一代战斗机的机动增强技术，在推力矢量技术上有了深厚的积累。

相关技术于九十年代初实现量产能力，以色列和阿联酋曾寻求引进装备其F-16（类似于现在俄罗斯RD33的相关选购政策），但因近距格斗导弹的快速发展而丧失了兴趣，截至目前的推力矢量量产装机型号为F-22。F-35B因为情况较为特殊本文暂不讨论。

｜阿联酋曾经对矢量喷口版的F-16很感兴趣

俄罗斯在上世纪80年代后期开始发力，先在一架苏-27UB上改装轴对称推力矢量喷口，1996年同样改装了一架苏-35（被更名为苏-37）并且在范堡罗航展上做了飞行表演，该项技术后来应用于苏-30后期型号的改型并实现了量产，现已装备苏-30MKI，苏-30MKM，苏-30SM等机型出口到其他国家，最新的苏-35BM也使用了这一技术。

米高扬也为米格-29开发了类似技术并于2005年改装米格-29OVT参加航展，但至今没有量产装机的计划，即使全球四处投标的米格-35也没有安装（和上文的F-16一样，允许客户选装，然而并没有客户选，本文以实际量产为准）。

也就是说除了自己的第五代战斗机苏-57外，俄罗斯的推力矢量技术主要应用于侧卫系列改进型战斗机，一脉相承的使用固定在V形轨迹的俯仰偏转方式。

｜无论如何偏转，都离不开这个“V”形轨迹。这其实还是二元俯仰喷口，而且V形的外倾角度会导致俯仰力矩损失。

F-22使用的矩形矢量喷口对比苏霍伊家族使用的的圆柱形轴对称喷口因其迥异的外形设计，引起了众多航空爱好者的兴趣，关于其孰优孰劣一直争论不休，尤其是在F-22和苏-57这个问题上，争论可以说始终处于白热化趋势。

在苏-57逐渐透明起来的今天就更是如此，很多人一直笃信较晚出现的苏-57对比世界上第一型服役的四代机F-22有所谓的“后发优势”，而较早出现的F-22在很多技术上带有相当的“实验意味”，在不量化的情况下，发扬汉语的博大精深试图通过一些字眼上面的纠结来达到他们不可告人的目的。

笔者作为有一定技术背景的航空行业从业人员，也想在本文中聊聊这些常见的错误观点，以量化的方式来为广大航空爱好者对比一下两型喷口孰优孰劣，同时说一说二者的气动对比，毕竟，这也算是个“热点话题”了。

01

矩形喷口推力小？

在矩形vs轴对称喷口这个话题上，经常被一些人挂在嘴边的是，前者的推力损失比后者要大。而他们的理由也很简单，并且看起来似乎很有道理，你看那些消防用的喷水龙头不都是轴对称圆柱么，所以才喷的远，以此来论证其观点。

不过，这么说的人似乎选择性的遗忘了另外的两个问题，首先是如果喷水龙头是矩形的，一定会喷的比轴对称圆柱的近吗？

一般问到这个的时候，大部分人会选择回避这个问题，说自己没见过或者没有了解；但是，既然没见过矩形龙头，说明圆柱形的应用的多，所以还是圆柱形喷的远。

｜F-22发动机矩形喷口与苏-57的发动机圆形喷口对比

这就是一个典型的话术陷阱，因为使用广泛和性能是否优良二者在逻辑上并无直接的互证关系，并且笔者如果再问他们：见过某些吹风机可选矩形/圆形喷口吗？至少笔者遇到的一些人会直接选择沉默，之前的信誓旦旦反正是荡然无存了，也不知道是哪里出了问题。

在这里要说明的第一点是，航空相关的问题是绝对不应该去简单的套用日常生活中的常识和惯例去做粗暴的直接类比。

因为哪怕只有中学物理知识（当然这对于某昌航高数挂科王来说可能难了点），都应该知道决定飞机性能的，并不是“推力”，而是“推力-阻力”这个差值，亦即有效推力。矩形喷口因为能够与飞机后体的气动配合的较好，后体阻力较小，而这显然不是消防龙头之类的例子能去做直接的横向类比的。

并且在这方面，中美两国都做过大量的风洞实验，结果是非常一致的，在低速时，矩形和轴对称喷口的有效推力相差约2%，纠结这么小的差异没多大意思。而随着速度增大，矩形喷口的有效推力优势会逐渐增大，甚至达到10%的量级。

这才是谈论性能对比应有的科学态度，那些经常将严肃的科学问题与“喷水龙头”之类一些日常生活常识做粗暴对比的，不是别有用心就是不学无术，后者很明显是在故意犯坏，不过非常遗憾的是，就目前的一些情况来看，后者恐怕是要更多一些。

｜国内关于矩形喷口的风洞性能表现的评价

｜国内关于矩形喷口的可用推力实验资料

另外，对于上图的图表，可能有些读者直接去看会有一些障碍，所以略作解释。

横轴是喷管落压比，落压比的含义是发动机气流因为是加速喷出喷口的，气流压强会下降，前后压强之比被称作落压比。纵轴为归一化的有效推力，亦即推力和阻力的差值，将其除以理论上的推力最大值，得到一个无量纲的数（介于0和1之间）。

这个数越大，表明有有效推力越大。可见矩形喷口相比圆柱形喷口，无论军用推力还是加力推力，都有10%以上的优势。

矩形喷口真正的缺陷表现在应力分布和疲劳性能上：由于结构不对称，矩形折角部位有较为严重的应力集中。

对于俄罗斯这类不善于提升发动机元件寿命甚至要日常拿寿命换性能的国家而言，这种设计显然是要竭力避免的，对于基础工业薄弱，至今航发也强烈依赖进口的某大国就更是如此。此外矩形喷口相比轴对称喷口增重较多。

根据中航工业的发动机专家季鹤鸣老先生的评价，上世纪末亮相的苏-37矢量喷口单发增重约120千克，F-16MATV使用更为精巧的AVEN推力矢量喷口，单发增重约90-100千克。

相比之下，几种矩形推力矢量方案的单发增重都在130-150千克。由于喷口位置离飞机质心都较远，往往让质心产生较大的后移，抬头过敏，对飞控造成更多挑战。

02

轴对称喷口一定是全向矢量喷口么？

对于这个问题，首先要纠正的一个误区是，轴对称喷口并不一定就是全向矢量喷口。从苏-37/苏-30MKI/苏-30MKM/苏-35BM/苏-57一脉相承下来的，仍然是局限在俯仰轴运动的喷口，只不过轨迹不平行，而是一个“V”形轨迹。

苏-57在俄罗斯国家知识产权局备案的喷口专利文件如下图所示：

｜苏57在国家知识产权局备案的专利文件，可见喷口偏转方式仍然是V型轨迹的俯仰方向。

这样做也是有得有失的。缺点是损失了一部分俯仰轴力矩，毕竟垂直方向的力只剩下一个分量了。好处是可以产生一定的偏航力矩，但是和专业的全向矢量，如F-16MATV的AVEN相比，仍然有一个缺陷：比如要产生向左的偏航力矩，那么左边的喷口要向上偏转，右边的喷口要向下偏转，这样又产生了一个不想要的横滚力矩，一般做叫“寄生力矩”。

如果飞机有一定速度，可以用差动副翼等气动舵面克服。如果速度很低则无法克服，只能限制偏角。

所以这项措施本质上是损失一点俯仰能力，获得一点偏航能力，体现出的是俄罗斯人的一种取舍态度，无所谓孰强孰弱。关于俯仰和偏航机动的关系，会在后文详细分析。

03

推力矢量的作用效果和什么相关？

上面讲了一些矩形喷口的缺点，那么现在也该来谈一谈优点了。

F-22的矩形喷口是目前唯一能做到20度偏转角度的喷口。俄式轴对称喷口一直局限在15度（考虑V形轨迹造成的分量损失，恐怕等效角度只有14度以下）。轴对称喷口的世界纪录是F-16MATV的AVEN创造的17度。

造成这一差异的原因是多方面的，主要来自于密封件的设计难度。

我国的部分航空发动机爱好者往往有意无意的忽略偏转角的差异，原因我们不去妄加猜测，但是从动物的本能来考虑，大概是想回避什么对自己不利的东西吧？毕竟趋利避害是本性嘛。

再来讲一个推力系数的概念：随着发动机射流被偏转，推力不可避免的出现损失。

在同样偏转角度下，假设我损失5%推力，你损失10%推力，那么我的推力系数就是95%，你是90%。二元矩形喷口有个特点是大偏角的推力系数较高，这点在我国也是经过了风洞验证确定的。更高的推力系数可以降低超常规机动的能量损耗，避免长时间的俯冲增速恢复。F-22机动过程中高度损失很小，喷口设计功不可没。

｜推力系数的比较。

读到这里，如果各位有本科的数理基础，并且不像昌航挂科王那样重修积压一年，那么写出相对于飞机质心的动量矩定理应该不难，马上可以发现以下四个规律：

推力矢量的作用效果：

1）和推力矢量偏角的正弦呈正比（越大越好）；

2）和飞机推重比呈正比（越高越好）；

3）和机身紧凑程度呈正比（越短越紧凑就越好）；

4）和喷管的推力系数呈正比（越大越好）

如果这四项都占优，那么就是四次方级别的优势：比如每一项都有10%的优势，那么总优势将达到46%。F-22强调大推重比，短机身低转动惯量，再加上较大的喷口偏转角度和更高的推力系数，可以达成自身俯仰轴机动优势的最大化。

｜ F-22的快速抬头-低头机动能力，俯仰敏捷性非常惊人

｜视频：F-22典型超常规机动动作，请读者一定要看到最后，有彩蛋。

在战机的设计之中，是无法做到面面俱到的，活塞战斗机时代谁都想要一架能够同时拥有双翼机的盘旋、野马的速度、FW190的滚转和P-38的航程的同时还能像BF109一样便宜的战机，但是这是不可能的。

事实上，战机的性能往往就是在这之中去取舍的，什么是优秀的战机设计？那就是其优势性能要追求最大化的同时相对的劣势性能要找到权宜之计使其不出现极为明显的短板。

对于F-22以外的其他推力矢量飞机，如果本身的推重比和紧凑度已经处于劣势，劣势幅度被平方，再追求大偏角就没多大意义了。

04

F-22的对手给力么？

由于苏-57直到现在都未能完全形成战斗力，所以经常被拿来和F-22对比的机型是被誉为“终极侧卫”的苏-35战机。这里先说个题外话。

苏-35使用的117S发动机的推力网上通常有14吨和14.5吨两种说法，也是个日常会引起大规模吵架的话题，为了这半吨的推力打的面红耳赤不可开交的人比比皆是，这点其实非常滑稽，因为只要是愿意去认真地查阅资料，都不会出现这样的事情。

对于该型发动机的性能其实苏霍伊官方的广告文件写的很清楚：战斗模式最大加力14吨，特殊模式14.5吨。

可能很多人要问了，这个“特殊模式”是啥意思啊？

特殊模式是俄式发动机的一项传统，通常用于起飞超转，可安全使用十几秒，超过安全使用时间将会导致发动机损坏。

｜苏霍伊提供的苏-35官方广告展板，其使用的117S发动机战斗模式最大加力是14吨而非14.5吨。

计算战斗性能当然要用战斗模式。此外，某些航空爱好者在计算发动机推力的时候经常玩一些单位换算的把戏，当从“14吨”换算成“千牛”时，g取9.8，得到142千牛，然后再把“千牛”换算成“吨”时，g又取10，得到14.2吨。

重复多次（指望对方忘了他上次用的是9.8还是10），每次可以高估推力2%。当谈论美式发动机时，则反着用这个技巧，每次可以低估推力2%。

｜每次看到这种神仙网友都感到又好气又好笑。您是用了多少次9.8-10-9.8的把戏啊？

笔者真的觉得这种如同市井无赖的把戏很没意思，但是当面指出又太伤和气，大家都是成年人，何必呢？能够玩出这种把戏的人想必也都是明白这里面的玄机，为了自己的所谓“信念”，罔顾事实不说还要去编造扭曲事实，这就像幼儿园小孩为了让家长多奖励一块糖而去偷老师的印章给自己的成绩表上面盖戳一样可笑，这真的值得么？某昌航高数挂科王要是能用这种偷鸡摸狗的把戏把自己积压数次补考挂掉的多门基础课给整及格了也行啊？

很多人都很关心的空重方面，根据MAKS2019航展Pitor Butowski对苏霍伊设计局的专访，苏-35BM空重已经达到41888磅，比之前网上一些人估计的多了1000余磅。

｜图表 7 Piotr Butowski对米高扬/苏霍伊专访的报道封面

｜图表 8 苏霍伊官方提供的苏-35相关数据

很显然，苏-35BM推重比不会很高（这是相比F-22，台风之类。相比三代机平均水平还是可以的），长机身导致机体惯量紧凑程度也不突出，所以追求矢量偏角的收益并不大。

05

俯仰矢量无法改善水平机动性？

由于矩形喷口只有俯仰轴的操纵性（虽然偏角确实很大），而某些非量产的轴对称喷口（F-16MATV，米格-29OVT等）具有偏航轴操纵性，所以有相当一部分人以此为依据，认为矩形喷口完全无法改善水平机动性。

这个说法让笔者非常不理解，但是看了一下又流传甚广，这种说法很明显是非常非常基础的常识性错误，甚至说玩过任意空战模拟类游戏都不应该犯类似的错误。

因为战斗机水平转弯都是侧着机身转的（有坡度），这种情况刚好是俯仰轴的矢量协助转弯。而某些爱好者的说法应该对应不拉坡度直接偏航回转。这其实对应了两种转弯的方式。两者相比也各有优缺点：

1）从气动力来看，大坡度转弯时，协助转弯的气动力是机翼升力导致的向心力；无坡度转弯时，协助转弯的气动力是机身和垂尾整体的侧力。通常前者大于后者，也会导致更高的加速度和位移。

2）从推力矢量的作用效果看，大坡度转弯时，起作用的是俯仰轴矢量，偏角可达15-20度；无坡度转弯时，起作用的是偏航轴矢量，偏角为5-8度。前者可以更充分的利用偏转力矩。

3）从进入范围来看，大坡度转弯需要进入速度不低于失速速度，否则会因为失速导致侧滑；零坡度转弯没有最小速度限制，但是有最大速度限制，因为飞机承受侧力的能力远小于承受升力。

06

矩形和轴对称，什么情况用什么？

说到这里，各位最关心的问题恐怕还是这两种类型的喷口哪种更好一些，根据上面的列举的各类数据和资料所得出的结论，矩形和轴对称喷口互有优劣，总结一下的话可以这么理解：

视气动设计优化点，M0.8以上用矩形喷口可获得5-10%的有效推力优势；低速时用轴对称喷口可获得2%的有效推力优势。

如果喷口寿命余量足够，不构成发动机整体寿命的短板，可以用矩形喷口，否则应使用轴对称喷口。如果发动机重量余量足够，可以用矩形喷口，否则应使用轴对称喷口，可以取得20-40千克的收益。

如果飞控性能不足以应对俯仰轴过敏，或追求操纵品质舒适性，应使用轴对称喷口；如果追求俯仰敏捷性和大偏转角度，应使用矩形喷口。

如果希望尽量减少超常规机动中的高度损失，应使用矩形喷口；如果追求大坡度转弯，应使用矩形喷口；如果追求0空速无坡度转弯，应使用带偏航操纵性的轴对称喷口（反正不是某种V形轨迹俯仰二元圆柱轴对称喷口）。

如果希望机动速度范围的右边界大一些，应使用矩形喷口；如果希望左边界小一些，应使用带偏航操纵性的轴对称喷口（反正不是某种V形轨迹俯仰二元圆柱轴对称喷口）。

所以我们其实可以发现，美国和俄罗斯在喷口的选择上，实际上是针对自己的战机选择出相对更合适的类型，并且需要考虑到自身的基础工业实力、材料研究实力、空气动力学研究实力和经济实力。

最后这点其实很好理解，总是要考虑经济性的，苏联在冷战中几乎不考虑其军事装备的经济性也是解体后俄罗斯在一些方面举步维艰的原因，单纯的对任意一方进行盲目的吹捧或者贬损都是不可取的，或者说，在提出论点的时候，就要准备好相应的论据，不过目前的网络环境似乎经常做不到这点。

｜比如曾经梦想考上北航但是不知道出了什么问题只能去昌航还成为了该校的高数挂科王的这位，就是说话无论据张嘴就来的典范，各位要引以为戒

所以不难发现无论F-22还是苏-35/37/57，都在做尽量符合自己工程能力的选择。F-22整体占优（推力系数，偏转角度等），但这也是长期技术积累的结果。妄图一招鲜弯道超车是不现实的，能不弯道翻车就不错了。

07

别整那么多虚的，如何看待F-22的“一生之敌”苏-57？

相信很多人看了半天就在等着这个了。

不过在这里先给各位挺苏-57的爱好者泼一盆冷水，那就是苏-57并不乐观。如果对这个结论感到有所不适，或者把自己的水平和昌航挂科王划等号的同时没有备好降压药的话，后面的可以先跳过了。

首先解释一下某个大家可能听说过的段子：

｜某个段子流毒甚广，那么咱就用表情包击败表情包，用魔法打败魔法。

这个段子怎么来的呢？还是要感谢我们的北方邻居俄罗斯，在评估战机性能上面，有低估西方假想敌性能的“优良”传统，直到今天都是如此，可以说是流毒甚广。

比较典型的就是早期对YF-22原型机的升力特性的估计，最大可用升力系数甚低：

｜ 俄罗斯对YF-22气动数据的估计，发表于超音速作战飞机空气动力学教材

这份俄罗斯的低估值对世界多国的航空界产生了深远影响，例如某大国认为量产型F-22即使经过修型，其最大可用升力系数不会超过1.5。

在1996年9月的时候，成飞的曹树江宣称其气动参数“相当于二代机”。1998年5月沈飞的赵卫忠甚至直接宣称其机动性能“相比三代机没有大的提升，甚至不如苏-27改进型的水平”。

因此在下一代战斗机研制方面，都认为在气动上稍微投入一些，就足以超过这个“隐身修形版F-15（用的也是中央流体研究院TsAGI的低估版F-15数据）”，看你那样子，不就是个刷了隐身涂层的F-15么？最多再加个前缘襟翼，呵呵，呵呵。

同样非常有意思的是，2012年4月，苏-57（那时候还叫T-50）的设计者接受了Air International记者的专访，坦诚在众多性能优先级的排序中，对机动飞行性能影响甚大的“亚/超音速机动升阻比”居然被放到了倒数第二位。即便如此，谈及自家产品和F-22的性能对比时非常有信心的表示“必将优于对手”。

可见他们眼中，F-22在气动上面不会有优秀的设计，超越甚至碾压F-22并不是困难的事情，但是事实真的会如此么？

将F-22的升力特性严重低估的直接后果就是低估了其小速度飞行能力（在这里提醒一下，这点和发动机加力推力无关，所以不要找发动机不行的借口了）。

根据日本西方的某超级大国的估计，由于最大可用升力系数较低，F-22的轻载低空最小平飞速度不会低于220公里/时（苏-27为200公里/时），在低速格斗中，中俄战斗机可以迫使F-22冲前，爆其菊花，战而胜之。

美国经历了这么多年了，从F-4到F-15、F-16，似乎也早就习惯了被低估，并没做啥太多的反驳。

不过在2015年前后，却狠狠地往回抽了一个耳光，那就是美国空军公布了F-22的航展操作规程。在载油量相当高的前提下，持续通场速度居然只有75节（138公里/时），同时也给出了其他相关条件（高度，进气道，发动机状态等）。

如果有熟悉飞行力学的读者列一下方程（升力+推力的垂直分力=重力，展开各项。有兴趣的见后文附录），马上就能推算出F-22可用升力系数的下界，这是一个非常恐怖的数字，比某宇宙无敌神鸭最终兵器大岛链决战机的数字还高。

这里还要注意一下F-22低速通场只用了军用推力，稍微分析一下公式就会发现这个推力数字对最终计算结果的影响不大，所以就不要天天去意淫什么力大砖飞了。

至于这个外形设计为何有如此出色的气动表现，因为美军一直保密，目前仍是一个谜。可能是因为其翼形剖面，扭转幅度，舵面偏度，襟翼后退量等和我们估计的不符，毕竟这不是用肉眼能目测出来的。

生活中我们经常碰上看不懂学霸解题过程的情况，学渣觉得是瞎写，普通人会虚心请教。毕竟学霸还往往得便宜卖乖，做自谦状，让人恨的牙痒痒的：“这题我也不是太会，就胡乱写了两笔”，结果分数爆高。学渣之所以一直渣，就在于把学霸的自谦当真了。普通人虚心请教，但是需要拉下脸皮承认技不如人，这是很困难的事情。

低估F-22可用升力系数除了会低估其小速度飞行能力，也会低估其瞬时盘旋能力。空军研究员胡秉科在1997年估计其瞬时盘旋角速度最大不超过28度/秒。

｜胡秉科研究员估计F-22的瞬时盘旋角速度只有28度/秒

然而F-22的试飞员Moga Max在2008年7月接受Air International采访时表示其瞬时盘旋角速度达到40-50度/秒，相差之大令人乍舌。要是低估值真的写在了外军战机性能评估里并以此制定对抗战术，那真的是对空军飞行员生命的一种极不负责任的行为。

更为恐怖的是，在2008年红旗军演结束后的新闻发布会上，飞行员明确表示F-22的持续转弯角速度都不止28度/秒，显著超过了另一款推力矢量超机动战机苏-30MKI。

笔者对最小速度，最大可用升力系数等的兴趣其实不大，因为真正的机动性也不是光看谁能飞的慢转的快，否则A-10的格斗就是钻石段位了。格斗还是需要考虑能量性能的，决定性因素是机动过程中的升阻比。

笔者有极大的把握，F-22这一性能完胜苏-57。

诚然，谈到估计未知性能，不确定性永远是绕不过去的问题。笔者和别人不同之处在于，坚持使用SCI论文，飞行手册，测试报告等有学术证明效力的依据，摒弃网络百科，论坛帖子，“我饭桌上听说”等无证明效力的依据，长期以来笔者一直保持着很高的估计准确率。

这次关于F-22 vs 苏-57机动升阻比的问题，笔者依据如下：

1） 正如上文所述，因为低估了对手，苏-57设计人员将升阻比效率的优先级放的很靠后。当然，这不是决定性的证据。

2） 近年来（2016年后）某些第三方机构用水洞模型估计了二者的升阻比随着攻角变化的特性，F-22有比较明显的优势，某些情况下甚至能超出一倍。当然这个证据也不确凿，因为模型估计的误差还是有的，而且因为雷诺数修正的关系，水洞模型往往只能验证低速气动特性。

｜ 用水洞模型估计F-22和苏-57的升阻比曲线，F-22优势很大

3） 由于苏57机翼的外露部分很小，所以非常强调机身升力在总升力中的比重。然而，从苏57在俄罗斯国家知识产权局备案的升力展向分布来看，该机的机身升力竟然出现大幅凹陷。可见机身的升力效率不如机翼的外露部分，过于依赖机身升力比重的基本都是这个下场。

｜ 苏-57机翼的外露部分很小，过于依赖机身升力的比重

｜图表 14 苏57(T-50)所倚仗的机身升力有大幅度的凹陷。

4） 南航的姜浩和夏侯文用三维重建和CFD先后分析了F-35和苏-57的各种攻角的升阻比数据，计算方法是一样的，然而苏-57偏低，笔者和作者联系之后基本确认了之前的猜测。小插曲：南航的苏-57论文使用的是35平米的外露面积当参考面积的，不是78平米，论文里没写清楚，笔者和作者交流之后才确认的，聊天记录也都留着以备不时之需，以免万一评论区键盘侠不服，约战笔者。

当然了，以上的四条都不是十分确凿的证据。第一条和第三条是定性的，权作参考。第二条和第四条是定量的，但是考虑到无论水洞还是CFD都有建模误差的问题，CFD惯用的无粘欧拉方程和实际大气不完全一致，南航的研究中虽然考虑了苏-57的可动进气口上唇（也有人叫可动边条）的影响，但采样数量不够密，所以这些手段在实际科研中虽然不常用来确定绝对值，但是可以较准确的判断趋势和强弱。

尤其是水洞实验，在水洞中表现明显更优的布局几乎无一例外的在风洞中也会有更优表现。

所以这些定量的数据我们认为每条有80%的概率能确定苏-57的机动升阻比逊于F-22。那么每一条依据有相关性么？相关性是一个很重要的概念，当出现人云亦云的情况时，100条依据和1条依据并没有区别。

然而这些依据从引用记录来看，没有互相引用，各种研究手段都是互相独立的，所以综合以上考虑，随机变量独立，每条定量依据都错的概率是0.2 * 0.2 = 0.04。笔者有超过95%的把握，F-22机动过程中的升阻比更高。是苏-57而不是F-22的气动布局更吃推力。

笔者这么自信，还有一个原因是，笔者曾多次在某些飞机的某些性能公布之前就给出了较为准确的预估，如果总结一下能拉出一大串打脸名单。当然，总有一些评论区键盘侠自认为能给出比笔者更准确的性能预估。笔者通常会邀请其做一个测试以验证其估计性能的功力：笔者从某常见飞机的性能手册上挑几个性能让其估计，现场验证准确率。面对笔者的邀请，这些人往往顾左右而言他。

估计飞行器性能是很有技术门槛的一件事。其实各行各业，站在智力金字塔顶点的也往往是估计和预测性质的工作。

这就是为什么很多公司面试新人的时候往往会问一些诸如“估计一下全市有多少台电视”之类的问题检验其思维能力。再比如算法工程上最难的往往是估计不确定量；股票基金这种最强调预测估计的行业一贯有高薪水和高风险。

希望某些键盘侠要对预测估计的工作保持足够的敬畏之心，这行不是阿猫阿狗都能干的。笔者随手放两道自己实验室当年的硕士面试题：

1） 载机0.8马赫追击，同高度敌机以0.8马赫直线无机动逃逸，此时载机发射导弹的极限射程为10KM。当载机和敌机的速度都改为0.9马赫，其他条件不变，试证明导弹的极限射程变小。

2） 试证明有推力矢量的战斗机的瞬时盘旋角速度在亚音速和低速各有一个峰值（提示：用均值不等式）。

笔者想反问某些键盘侠，你们一直是智力竞争的失败者，考试碰上压轴题从来都是绕着走。估计飞行器性能？你配吗？

在军事技术装备上低估对手终究要付出代价，而美国空军长时间的隐忍（也许是自信的无视？），面对两个主要假想敌的低估和嘲讽坚持到最近几年才陆续公布了实际性能，这导致的直接后果是假想敌的设计已经定型而完全无法更改，不晓得这是否是美国期待的结果，反正这方面的谋论者又不是没有。

不过吧，自己不管出于什么原因把数据都给算错了，然后去埋怨对手不公布真实数据，这种事情的可笑程度到达了什么地步呢？

举个简单的例子，就是乃木希典在旅顺付出了重大伤亡然后去抱怨斯托塞尔的要塞修的太结实装的机枪大炮太多一样。

｜当然了，阴谋论比起昌航挂科王这种直接不认账还满地打滚的要好一点，当看见这样的言论的时候，笔者由衷的怀疑我国是否对精神类疾病患者做到了应收尽收

此外，如果考虑到目前已经证据确凿的部分，那就是可以确定F-22对比苏-57拥有着有更大的推力，更大的矢量偏角，更小的转动惯量，更小的矢量偏转推力损失，那么几乎可以肯定F-22有更强的超常规机动指向能力，更好的机动存速和能量恢复。套用网友的流行语，叫“存产能更好”。

当然，纸里包不住火，普通人在学霸面前终究要承认差距。笔者上次打开母校的某精品课教材最新版，对F-22的介绍赫然被改成了“先进的气动布局和推力矢量发动机使其具备胜过任何其他飞机的机动能力”，这在笔者上学的那几年简直是不可想象的。再一看编者，果然是笔者当年的那位恩师。

附录：关于F-22可用升力系数的下界计算

以下计算的数据源自F-22航展操作规范（载油，通场速度等）以及公布的进气道性能数据，有兴趣的读者请参考：

https://i.postimg.cc/pX2VtFYB/F22-clmax-2.jpg

以下计算来自笔者学长Ruifeng Zhang，在此特别鸣谢：

（END）

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