飞机设计方法与方案 [0001] 本发明涉及飞机设计方法与方案。 [0002] 第五代战斗机具有高机动、隐身和超音速巡航能力。第六代战斗机除了具备第五代战斗机的优点外，还要有高超音速(5倍以上的音速)和全球到达、全球打击能力。本发明针对第六代战斗机的特点，提出了实用可行的设计方法；并提出了一种五代半到六代的无垂直尾翼战斗机方案。本专利申请的目的是要引起有关部门的重视，以便方案能够早日论证决策、组织实施。 [0003] 飞机设计方法与一种五代半到六代的无垂直尾翼战斗机方案 [0004] 1.大纵向迎风面 [0005] 纵向迎风面是指战斗机俯视图的全部面积。有效纵向迎风面是考虑了水平尾翼与鸭翼的不同影响因素后，经过修正的纵向迎风面面积。 [0006] 1.1战斗机的急转弯飞行 [0007] 急转弯飞行是战斗机机动性的一个重要方面。战斗机的急转弯飞行是将转弯开始时的速度矢量变换成最终转向的速度矢量。 [0008] 战斗机的急转弯飞行大致可分为前半程和后半程。前半程：战斗机利用有效纵向迎风面进行制动和速度矢量的转换。当满足了机身与最终转向角小于等于45°或机身转过 90°的条件后，发动机开始逐步参与进急转弯的工作。此时急转弯由前半程逐渐进入后半程。后半程：主要用发动机参与制动和在最终转向方向用发动机进行加速。包括过最终转向用发动机参与急转弯。 [0009] 1.2战斗机的结构特性与急转弯飞行的能量源 [0010] 结构特性：战斗机的结构特点决定了其纵向抗过载能力较强，侧向次之，上下面(大纵向迎风面)较弱。 [0011] 能量源一：急转弯开始时初始方向的较大动能。此动能随着转弯的进程而变化，初期很大，随着初始方向的速度减小而快速下降。 [0012] 能量源二：战斗机的发动机。特点：推力持久、可控。 [0013] 1.3战斗机的新急转弯方法三步曲 [0014] 第一步：战斗机沿机身纵轴滚转；用控制舵面等增大迎风面。利用大纵向迎风面进行制动和速度矢量的转换。 [0015] 第二步：回转机身减小迎风面；利用战斗机本身和矢量喷管产生的侧向旋转力矩，在近侧向状态下，用矢量喷管和副翼实现机身的快速、安全转向。 [0016] 第三步：用发动机参与制动并在最终转向方向加速。包括：机身转过最终转向，用飞机发动机进行制动和在最终转向方向进行加速。 [0017] 上面实现第一、二步的过程：i.(第一步开始)用副翼滚转机身；用水平控制舵面(鸭翼或水平尾翼)、矢量喷管增大迎风面。ii.用矢量喷管稳定机身。此时，副翼和矢量喷管产生的相反旋转力矩相互抵消。iii.(第二步开始)继续加大矢量喷管的旋转力矩，回转机身减小迎风面。iv.根据需要在小迎风面或近侧向的状态下，实现机身的快速转向。 该过程有一个保护机制，防止突然的大扰动将机身吹成最大迎风面状态。 [0018] 1.4大纵向迎风面的设计原则 [0019] 从上面的分析中可以得出结论：在基本不减小最大使用过载，不增加机体结构重量的情况下，通过合理布局、选择材料、优化结构设计，尽可能地增大单位重量的有效纵向迎风面面积。 [0020] 战斗机采用大纵向迎风面设计主要是因为：i.大纵向迎风面能够更好地利用战斗机急转弯开始时的初始动能。更有效地减小初始方向的速度。ii.大纵向迎风面和上面介绍的新急转弯方法都适合战斗机的结构特性。iii.大纵向迎风面可以不影响过最终转向用发动机参与急转弯。 [0021] 该处推介的新急转弯方法，规避了用战斗机最薄弱的上下面(大纵向迎风面)直接翻转，降低了对材料和结构的要求。其侧向快速转向方法，还为尾喷管参与急转弯扩展了发挥作用的范围。 [0022] 急转弯时，大纵向迎风面也意味着产生同样的制动和速度矢量转换效果，机身的迎风角较小。从此角度也可以看作，降低了对材料和结构的要求。 [0023] 我认为机动性的优劣主要由两项指标决定：i.单位重量的有效纵向迎风面面积。 “.推重比。单位重量的有效纵向迎风面面积决定了急转弯的前半程效率。战斗机的推重比决定了急转弯的后半程效率和加速性、爬升率。评价战斗机的机动性，应该用单位空机重量的有效纵向迎风面面积和空机推重比两项指标。 [0024] 2.稳定三角形 [0025] 2.1V形对称斜面、横切面V形对称斜面与纵向三角形 [0026] V形对称斜面，是飞机机身两侧左右对称的平面。该左、右平面上的对应点，满足上部两对应点之间的距离大于下部两对应点之间的距离，后部两对应点之间的距离大于等于前部两对应点之间的距离。由于该对称平面在机身的横切面呈现V形，且左右对称，故称之为V形对称斜面。 [0027] 我们把在机身两侧对称的左、右平面上，满足上部两对应点间的距离大于下部两对应点间的距离，后部两对应点间的距离等于前部两对应点间距离的对称平面，称为横切面V形对称斜面。 [0028] 我们把在机身两侧对称的左、右平面上，满足上部两对应点间的距离等于下部两对应点间的距离，后部两对应点间的距离大于前部两对应点间距离的对称平面，称为纵向三角形。 [0029] 2.2V形对称斜面的最大稳定角 [0030] 通过对V形对称斜面最大稳定角的计算发现：大角度的横切面V形对称斜面在较小迎风角的情况下，就能够有较好的对垂直面的稳定角。迎风角度越大，稳定角越大。横切面V形对称斜面，特别适合于低速大迎角飞行。横切面V形对称斜面的优点是风阻较小。不足是在高速飞行迎风角为0°时，其稳定角为零。纵向稳定三角形在迎风角度为0°时，能够有较大的对垂直面的稳定角。它的缺点是小迎风角时，风阻大于前者；大迎风角时，稳定度不足。大角度横切面V形对称斜面和纵向三角形可以构成一个稳定三角形。两者的结合可以取长补短。稳定三角形中的棱线可以保留，也可以圆滑处理。 [0031] 从定义中不难发现：纵向三角形不是V形对称斜面，它也不同于稳定三角形。进一步研究可以发现：纵向三角形的阻力较大；大迎风角飞行时，稳定度不足。即便将纵向三角形的边平面变形为折面，缓解阻力大的问题后；对于在小迎风角时，阻力基本相同 的情况下的变形纵向三角与稳定三角形；在低速大迎角飞行时，变形纵向三角形的稳定度仍然远小于V形对称斜面和稳定三角形。 [0032] 2.3V形对称斜面最大稳定角的计算公式 [0033] [0034] 或： [0035] 即： [0036] 式中：β为最大稳定角；W仅为三角形的顶边长。 [0037] 纵向三角形、梯形对称斜面的变形系数为： [0038] k＝cosθ [0039] 横切面三角形、梯形对称斜面的变形系数为： [0040] [0041] 式中：θ为迎风角。 [0042] 2.4一点看法 [0043] 用V形对称斜面和用由V形对称斜面衍生的稳定三角形来稳定垂直面是一种正在升起的新技术。稳定三角形更适用于扁片型飞行器。V形对称斜面和稳定三角形为无垂直尾翼飞机提供了一种稳定垂直面的方法。 [0044] 用V形对称斜面、稳定三角形来保障垂直面的稳定，是为了避免无垂直尾翼战斗机的矢量喷管，在飞行中像火箭发动机那样采用频繁的摆动控制方式。也是为了在无动力滑翔时，不至于因其失去垂直面的稳定而无法控制。 [0045] 3.快速性问题的研究 [0046] 3.1弹性气体与塑性气体 [0047] 飞行器的速度接近音速时会出现音障。为了克服音障，Richard Whitcomb提出了著名的面积律。Richard Whitcomb的面积律反映的是空气的弹性特性。该面积律的适用范围是弹性气体。当飞行器的速度大约为2.5倍音速时，会出现热障。此时的空气相对于飞行器来说塑性的比例已经很大。对于用5倍以上音速进行高超音速飞行的飞行器来说，空气几乎完全呈现塑性特性。Richard Whitcomb的面积律不适用于塑性气体。 [0048] 3.2飞碟问题的思考 [0049] 基于对空气特性的认识，我认为碟形飞行器是进行高超音速飞行的理想飞行器。 原 因是飞碟主要飞行在塑性气体中。在塑性气体中飞行的航空器，主要以切割、分离空气的方式进行飞行。不同于在弹性气体中飞行的航空器，主要以挤压空气的方式进行飞行。 [0050] 使用碟形飞行器飞行，必须解决其动力问题。假如电场力存在，它或许是碟形飞行器的最适合动力。振爆发动机也是碟形飞行器在现有技术水平和认知条件下的一种动力选择。 [0051] 碟形飞行器也是进行空天飞行的理想飞行器。碟形飞行器从外太空返回地面，比航天飞机更好用，且廉价、简单、对材料要求低。碟形飞行器用火箭送入太空不很方便。 [0052] 3.3低风阻气动外形的战斗机方案 [0053] 本方案战斗机充分考虑了弹性气体与塑性气体的特性。既考虑到了它主要飞行在弹性气体中，同时也兼顾了其在塑性气体中的飞行。该战斗机具有低风阻气动外形，并为其高超音速飞行预留了空间，也为其廉价突破热障进行了筹划。对于音障机理的研究和对空气特性的认识，使得该战斗机具有了优秀的低风阻气动外形和跨音速、超音速与高超音速能力。 [0054] 3.4空气动力仿真模型 [0055] 现在普遍使用的空气动力仿真模型软件是以流体力学为基础建立的。该模型，在模拟战斗机高超音速飞行时，有较大误差。根据深入研究高超音速飞行规律的需要和设计高超音速飞行器的需要，建议：组织力量，以量子统计物理为基础，研发新的空气动力仿真模型。 [0056] 4.机身侧斜线 [0057] 4.1机身侧斜线 [0058] 机身侧斜线是一条在机身侧面前低后高的直线。鸭翼和主机翼布置在该斜线上。 同时，它也是三角形升力体机身上下部分的分界线。 [0059] 采用机身侧斜线布局的好处是：增加升力体机身的升力；能够很好地协调和兼顾到上单翼、稳定三角形、升力体机身、飞行员视野、上部进气道以及V形对称斜面机翼等各方面的要求；并能够使两侧在同一平面，上下布置的主机翼与鸭翼分别处于与飞机正面平面垂直的同一平面上。机身侧斜线附带形成的V形对称斜面机翼也有较好的稳定垂直面的作用。 [0060] 设两条机身侧斜线形成的平面与水平面的夹角为ζ。在两条机身侧斜线形成的平面上飞机机头的角度为2η。主机翼的上反角为λ。则有： [0061] ctgλ＝tg η·(1/sinζ) [0062] 采用机身侧斜线布局时，鸭翼和主机翼使得大部分三角形升力体机身的迎风面处于其尾流中，因而机体风阻较小。鸭翼也将部分主机翼(翼根)置于其尾流中，又减小了一些阻力。 [0063] 用增加与主机翼和鸭翼在同一平面边条的办法，将机身侧斜线边沿产生的涡流导入切角三角形升力体机身的上表面，增加升力。 [0064] 机身侧斜线为设计提供了一种适合于三角形机身的布局方法。风洞实验后，如果稳定度过大，可以减小ζ。反之，增加。当然，也可以通过调整稳定三角形的形状中心等办法来增减稳定度。 [0065] 4.2机身侧斜线的调整 [0066] 考虑到战斗机采用了有上反角的上单主机翼后可能会使横向稳定度过大，影响滚转机动。也出于对“兜风”问题的考虑。需要减小ζ角，随之，上单翼也可能变成为中上 单翼或中单翼。 [0067] 大纵向迎风面设计原则(包括：大纵向迎风面设计原则、侧面快速转向方法、扩展后的过最终转向用尾喷管参与急转弯的机动方法)、稳定三角形技术(包括：V形对称斜面稳定技术、稳定三角形技术及无垂直尾翼战斗机)和快速性问题的研究(包括：空气特性的认识、边条减阻与克服音障、热障)是本文的三大核心技术。机身侧斜线布局是联系它们的一种实施办法。 [0068] 5.相关问题 [0069] 5.1垂直尾翼 [0070] 取消垂直尾翼，变为无垂直尾翼战斗机，提高隐身性等。 [0071] 战斗机在急转弯时，垂直尾翼控制方向的作用很小。大迎角和高速飞行时，战斗机飞行方向的调整和对垂直面的稳定功能，以及起飞、降落时的抗侧风平衡功能，均可用V形对称斜面以及由V形对称斜面衍生的稳定三角形、矢量喷管、加控制技术等替代。 [0072] 取消垂直尾翼的好处是：减轻重量、提高隐身性、减小风阻、有利于高速飞行。自然界里的鸟类大都没有垂直尾。可以预见，随着V形对称斜面稳定技术和矢量发动机的使用，无垂直尾翼战斗机一定是将来的发展趋势。 [0073] 长期以来世界各国对美国F18采用的V形垂直尾翼存在模糊认识，直到它即将退出历史舞台的近期才逐渐清楚其功能。V形对称斜面稳定技术能够很好地解释这一历史疑云。 [0074] 5.2鸭式布局 [0075] 采用鸭式布局，增加有效纵向迎风面面积，提高机动性。 [0076] 在大迎角与急转弯飞行时，由于工作方式和迎风角度的关系，相同面积的鸭翼与相同面积的水平尾翼相比，鸭翼的有效纵向迎风面面积大于水平尾翼。加上鸭翼上转时产生的涡流加大了主机翼和升力体机身的升力。所以，鸭式布局比常规布局更有利于提高战斗机的机动性。 [0077] 由于鸭翼的作用力与目标方向一致是正力。而常规布局的水平尾翼的作用力与目标方向相反是反力。所以，鸭翼的活动翼面效率较高，推力损失相对较少。 [0078] 虽然前置鸭翼不如后置水平尾翼的隐身性好。但是，由于前鸭翼的面积较小，可用复合材料制作，再辅以其他隐身措施，可以把不利因素降至最低。 [0079] 无垂直尾翼、鸭式布局从根本上解决了常规布局战斗机尾部翼面过多、拥挤的问题。 [0080] 5.3机身 [0081] 机身拟采用稳定三角形升力体。它的好处是：i.有较大的纵向迎风面；ii.能够很好地满足稳定三角形的要求；iii.后机身的纵向气动力矩相对较大；iv.方便设计大的机内弹仓和油箱；v.机身平滑、流畅，有利于隐身和高速飞行；vi.扁片机身有助于减少侧风的干扰；vii.整体结构刚性较好；viii.根据对应旋成体的横截面面积，对上部修形方便； ix.三角形机身与主机翼构成了天然的翼身融合；x.机身表面积相对较小，摩擦阻力减少； xi.逐渐加宽的机身顺便照顾到了可变主机翼的需求；xii最重要的是稳定三角形升力体，很适合超音速和高超音速飞行。 [0082] 缺点：对应旋成体的中后部较大。因为隐身需要内置弹仓，其它方案也有此问题。 高速飞行时空气的塑性比例逐步增大，该缺点的重要性也随之下降。此问题也可以在方案的规划与设计中注意、改善、规避。例如：选用可变主机翼来弥补该缺陷；利用前边 条减阻；在满足稳定要求的情况下，前移稳定三角形的形状中心；对机体上部修形；尾部切角等。尾部切角也是为了减轻结构重量、前移重心、减小尾部的后向阻力。同时也是为了适应使用“二维、全向、低红外特征矢量喷管”的需要。 [0083] 5.4纵向气动力矩 [0084] 由于去掉了垂直尾翼，该战斗机的侧面纵向气动力矩前部大于后部。上下面(大迎风面)的纵向气动力矩后部大于前部。对于气动力矩，我认为：在巡航和高速飞行时，应该让后部气动力矩大于前部。在使用新急转弯机动方法进行近侧向快速转向时，在设计的使用侧向角度范围内，应尽量保证前部斜侧方向的气动力矩大于后部。 [0085] 5.5飞机重心 [0086] 通过对V形对称斜面的计算知道：飞机的重心越低、越靠前，V形对称斜面和稳定三角形对垂直面的稳定性越好。 [0087] 5.6进气道 [0088] 根据大纵向迎风面有利于提高机动性的认识，进气道应采用两侧进气道，以增大纵向迎风面。两侧进气道与下置进气道相比，两侧进气道的前部机身高度较低，有利于减少侧风的不利影响。 [0089] 由于进气道的整体比重较轻，根据降低重心的稳定要求，进气道应该尽量布置在机体的靠上部分。靠上布置进气道也能够方便进气道的隐身设计。采用上置进气道是一种不错的选择。采用了上置进气道的战斗机，可以在起飞、降落等需要的时侯，开启设在下部的辅助进气道补气。 [0090] 上置进气道的气流通道较短，节省内部空间，对防止机身气流过早分离、增加升力也有利。上置进气道也能够方便隐身设计。在水平飞行时，它比下部进气道有更好的隐身性。 [0091] 由于上置进气道方案有上部主进气道和下部辅助进气道两套系统。为了防止发动机喘振现象的出现，可以用控制技术监视、调节、控制发动机进气口处的环境。并协调控制发动机的工作。对发动机进气口处的环境进行主动控制，一定能够取得好效果。上述方法能够有效地防止发动机喘振现象的出现，保证发动机的高效工作。 [0092] 或许，用加金属网保形覆盖后的固定的下部辅助进气道，就能够简单地解决此问题。不妨试一试。 [0093] 又由于高超音速飞行时不可能采用大迎角飞行，所以第六代战斗机采用上置进气道有其自身的合理性。 [0094] 5.7主机翼 [0095] 5.7.1上单翼 [0096] 为了保证有较好的垂直面稳定性，无垂直尾翼飞机，在满足机动性要求的情况下，应该尽量采用上单翼。有上反角的上单翼形成的V形对称斜面，因翼面高、重心低，而有较好的稳定作用(有上反角的上单翼也是使用了机身侧斜线布局的附带产品)。当然，有上反角的机翼由于升力方向的原因，本身也有稳定作用。自然界里的鸟类(观察到了老鹰)滑翔时，在气流颠簸比较大的情况下，也用增加翼面上反角的办法来保持垂直面的稳定。鸟类基本上都是采用上单翼飞行。当然，采用上单翼、中上单翼还是中单翼，要由风洞实验决定。 对于战斗机来说，既要有一定的稳定性，又不要使稳定性过大而影响机动。 [0097] 5.7.2主机翼 [0098] 根据高速飞行的需要和面积律的要求，本方案的战斗机拟采用可变主机翼。由于三角形升力体机身有一定的升力，该可变主机翼与以往的类似飞机相比，主机翼较小。 [0099] 由于可变主机翼较小、起飞降落时的速度又较低，此时的前掠翼结构较容易实现。 机翼的所谓“弹性发散”在该处影响不大。 [0100] 因为该战斗机的三角形机身平滑、连续。在飞行中，或许能够根据速度的变化实现无级调整主机翼的角度(需要实际试)。若如此，鸭翼将平置，飞行阻力将减小。不行，也无关大局。 [0101] 起飞、降落时可变主机翼前掠，升力中心前移。利用主机翼前掠和鸭翼共同营造的升力中心较大地前于飞机重心的状态，充分发挥矢量喷管的作用，提升该战斗机的起降性能。 [0102] 从此处也能够看出：该方案战斗机的可变主机翼配平很自然、方便。又由于鸭翼、矢量喷管都可以参与配平，所以配平不是问题。 [0103] 高速飞行时，可变主机翼大角度后掠，甚至可以考虑让其接近三角形机身的后掠角度，因而能够极大地减少高速飞行时的阻力。鸟类也经常采用收缩翅膀的方式进行快速飞行。本方案战斗机有非常优秀的跨声速性能、超音速性能和高超音速性能。 [0104] 前边条等其它减阻措施也是实现低风阻气动外形的原因之一。该方案可以作为高超音速(5倍以上音速)战斗机的方案。 [0105] 5.7.3下反角机翼与“兜风”问题 [0106] 由于本方案战斗机在起飞、降落时主机翼前掠，尾喷管下转提供部分升力；所以，该战斗机在起、降过程中有足够的升力。前掠主机翼+禁翼(+副翼)+尾喷管也有下反角机翼的兜风作用。该方案还克服了下反角主机翼稳定性不好的缺点。 [0107] 5.7.4应急阻力舵与禁翼、副翼 [0108] 禁、副翼分开，且副翼较小。除了考虑控制方便外，当矢量发动机空中熄火后，禁、副翼可应急组成一个阻力舵。使战斗机在无动力滑翔时有办法进行方向调整。另外，禁、副翼分开也是其自身冗余度设计的需要。 [0109] 独立控制的禁、副翼，还可以方便地组成一个大的禁翼或副翼，以应对低速大迎角飞行时的需求。 [0110] 其它活动翼面的组合也能够进行方向调整。鸟类也用多种方式进行方向调整。无垂直尾翼飞机在无动力滑行时的方向调整，是有充分保证的。 [0111] 5.8高速鸭翼 [0112] 为适应鸭式布局和高速飞行的要求，需要采用新型高速鸭翼。 [0113] 高速鸭翼分活动和固定两部分。活动部分在前，固定部分在后。它们之间最好采用大翼缝连接。固定部分较小，固定于机身上，起固定和支撑作用。高速鸭翼的最大特点是，它可以与主机翼布置在同一平面上，以减少飞行时的阻力。 [0114] 由于高速鸭翼的前沿倾斜较大，这种设计有类似双三角翼的特性。使用了高速鸭翼的该战斗机，起降性能原本很好；矢量发动机的使用，使得鸭翼、前掠的主机翼与矢量发动机能够前后将飞机“抬起”，起降性能会更优秀。 [0115] 带固定部分的高速鸭翼可能引起的纵向气动力矩的变化可以统筹考虑解决。也可以简化，用与主机翼在同一平面的不带固定部分的鸭翼，结合整体设计作高速鸭翼使用。作者倾向于用带固定部分的高速鸭翼。并在连接轴前用一控制机构控制鸭翼。 [0116] 由于鸭式布局的鸭翼效率原本高于水平尾翼，又由于矢量喷管能够协助鸭翼工作，为减小阻力、提高隐身性，鸭翼可以适当地设计小一些。 [0117] 5.9颤振问题 [0118] 在该方案中，处在鸭翼尾流中的主机翼与普通鸭式战斗机相比，因其靠近翼根而有较强的结构刚性。三角形机身使得主机翼较靠外；主机翼和其活动翼面在鸭翼尾流中的部分也因此较少；颤振风险降低。 [0119] 5.10发动机 [0120] 发动机需要选择既能够上下控制方向，又能够左右控制方向的矢量发动机。 [0121] 矢量发动机的上下控制方向能够辅助鸭翼工作，并协同加快急转弯的进程。矢量喷管的左右控制方向能够替代垂直尾翼的抗侧风平衡功能和方向调整功能，并协同加快急转弯的进程。在低速大迎角飞行时，矢量喷管的抗侧风平衡能力好于大垂直尾翼。如有必要，用控制技术左右操控尾喷管还可以加深垂直面的稳定度。 [0122] 有条件时使用大推力、高速喷射发动机，以提高加速性、爬升能力、高速飞行能力和转弯的后半程推力；使该战斗机的性能更加优秀。较理想的矢量发动机尾喷管设想见图 3。 [0123] 5.11控制问题 [0124] 战斗机在急转弯飞行时需要发动机、活动翼面、矢量喷管的紧密协调，控制较为复杂。没有精确的控制手段达不到理想的高机动效果。此外，前面所述的新急转弯机动也需要用控制技术自动完成。 [0125] 依照陀螺仪做基准，利用电传操控的执行机构，实现战斗机飞行姿态的精确控制。 从驾驶杆、雷达中提取最终转向角。根据驾驶杆的操纵信息、雷达信号、加速度计和陀螺仪的基准数据，实现转弯、跟踪和摆脱等飞行动作的精确自动控制。控制中加入PID调节。 [0126] 利用控制技术实现战斗机的新急转弯机动。用控制技术实现并扩展过最终转向机动。用控制技术避免喘振现象的出现，保证发动机的高效工作。 [0127] 5.12阻力平衡点 [0128] 活动翼面收平后飞机飞行时所受总阻力的着力点。发动机的推力沿飞行方向作用于此点时，推力损失最小。垂直尾翼取消后，阻力平衡点下移。为使用上单翼创造了好的条件。此外，还可以用将发动机尾喷管的出口位置上移(发动机仍尽量靠下布置以降低重心)的办法，提高推力点的位置。以适应使用上单翼的需要。 [0129] 5.13前边条与后侧板问题 [0130] 前边条与后侧板因加大了纵向迎风面面积，使得战斗机在急转弯时能够更好地利用初始方向的原始动能、更有效地减小初始方向的速度，从而提高战斗机的机动性。又因为两者紧贴机身，与机翼相比有更好的结构强度。此外，当前边条产生的涡流作用在机翼或升力体机身的上表面时，还能够增加升力。 [0131] 前边条应用得，当还能够减小阻力。它对突破音障有帮助；对突破热障也有用处。 边条减阻也是高超音速飞行的重要减阻措施之一。 [0132] 5.14飞行员座椅 [0133] 考虑增加飞行员座椅的抗侧向过载能力。 [0134] 5.15短距离起降性能 [0135] 起飞、降落时可变主机翼采用前掠方式。短距离起降能力主要由下列因素实现： i. 前掠主机翼本身和升力体机身的较好升力；ii.前掠主机翼和鸭翼使得升力中心前移，矢量喷管因此能够更大地发挥作用。 [0136] 三角形升力体机身、可变主机翼、矢量喷管三者是一种完美的结合。 [0137] 由于该方案战斗机在低速飞行时有足够的升力、其进场速度较低、地效应相对较弱、稳定性也很好，因此，它的降落距离较短。起飞和降落性能都很优秀。 [0138] 该方案战斗机在起、降中遇到强侧风时，采用了不扬头的设计思路。再加上尾喷管的使用，使得其抗强侧风能力比一般战斗机强。此外，它还可以用超过其它战斗机的大迎风角度飞行。 [0139] 该方案战斗机有优秀的起、降能力。 [0140] 5.16二维、全向、低红外特征矢量喷管设想 [0141] 设想每个双发战斗机矢量喷管发动机有两个二维喷口：一个朝正后方，另一个向侧后方。二维喷口 [0142] 各有两块可张合的挡板调节出口面积。此外，它还有一个外罩负责尾气流的上下偏转，并混合冷热气流、减少红外特征。该战斗机左右方向的调整和控制，由两个发动机各自侧后朝向的二维喷口负责。 [0143] 实际实施中，如果该空气舵方案的阻力较大，也可以考虑采用万向节方案。 [0144] 扁的二维喷口引发的超环流还能够增加升力体机身的升力，增大俯仰操纵力矩。 扁的二维喷口还能够减小机身的后向阻力。 [0145] 5.18高机动、隐身、高速三者缺一不可 [0146] 我们知道第五代战斗机具有高机动、隐身、以及超音速巡航能力。第六代战斗机除了具备第五代战斗机的优点外，还要有高超音速(5倍以上的音速)和全球到达、全球打击能力。全球到达、全球打击意味着它具有战术核武器的投放能力。高超音速加高机动使得现有的导弹防御系统和地空导弹防空系统对第六代战斗机基本上无可奈何。 [0147] 中、远程空空导弹的应用，使得现代空战与传统的空战样式已有所不同。它不再局限于运用从后半球追逐攻击的方式。现代空战中隐身性和高速性的重要是不言而喻的。那么在超视距作战的现代空战中，高机动性就不再重要了吗？非也。由于空空导弹的转弯方式和运行轨迹与战斗机的有所不同，机动性对摆脱空空导弹的追逐仍然是不可或缺和必须的。高速加高机动有助于规避后半球和非后半球的来袭导弹攻击。当然，战场上偶尔也会有空中格斗的出现，那时高机动性的作用就更能够发挥出来了。 [0148] 更重要的是提高机动性并不多占用战斗机的资源。它只需要设计理念发生变化和采用新的机动方法。只需要在设计时兼顾到该问题。如：用大迎风面设计原则和采用机身侧面快速转向技术等。何乐而不为？ [0149] 本方案的战斗机有多种机动方式选择。首先，它可以用大纵向迎风面进行急转弯。 这种急转弯方式与空空导弹的运行轨迹差别最大。其次，它可以用小迎风面急转弯方式。小迎风面急转弯的轨迹比较特别。它在转弯的同时还向上攀升。第三，它可以用近侧向进行快速急转弯。此急转弯方式的转弯速度最快。这几种急转弯机动方式都可以使用过最终转向用发动机参与急转弯的技术。后两种急转弯的前半程还使用了第一种的大纵向迎风面方式。大纵向迎风面急转弯与小迎风面或近侧向快速急转弯的搭配比例的变化，也能够使急转弯的运动轨迹发生变化。本方案的战斗机可以根据不同的来袭威胁或追逐对象，选择不同的预案与机动方式。 [0150] 本方案战斗机的急转弯是用控制技术自动完成的。用控制技术自动完成能够保证一般飞行员容易掌握，并保证该动作的准确和安全。也使其在激烈的空战中能够即时、快捷、方便的运用。 [0151] 6.战斗机方案的建议 [0152] 6.1在基本不减小最大使用过载的情况下，通过合理布局、选择材料和优化结构设计，使单位空机重量的有效纵向迎风面面积大于对手；并控制战斗机的空机推重比大于对手。 [0153] 6.2采用本文所述的新急转弯机动方法；采用经过扩展的过最终转向机动技术。 [0154] 6.3取消垂直尾翼。 [0155] 6.4采用切角三角形升力体机身；应用V形对称斜面与稳定三角形技术；使用机身侧斜线布局。 [0156] 6.5采用鸭式布局。 [0157] 6.6采用高速鸭翼；发挥前边条减阻与突破音障、热障的作用。 [0158] 6.7大胆采用上部的两侧进气道。 [0159] 6.8通过电传操控的执行机构(活动翼面)、矢量喷管、发动机，利用各种先进的控制技术，实现战斗机飞行姿态的精确控制。 [0160] 6.9采用既能够上下控制方向，又能够左右控制方向的矢量发动机。有条件时使用大推力、高速喷射发动机。 [0161] 6.10战斗机方案三视图，见图1、图2、图3。 [0162] 7.结论 [0163] 这是一架具有高机动、隐身、高速及高超音速、具有短距离起降能力的战斗机。该战斗机已经具备了六代机的特性，且各项性能优异。 [0164] 7.1机动性 [0165] 该战斗机使用了前述的新急转弯机动方法，采用并扩大了过最终转向机动。设计时控制该战斗机的空机推重比大于F22，控制单位重量的有效纵向迎风面面积大于F22。全向矢量喷管、低风阻气动外形、可变主机翼、鸭式无垂直尾翼布局、稳定三角形机身、高速鸭翼、控制技术等都有效地提高了该机的机动性。该战斗机具有超高机动性，机动性可以超过F22、T50等。 [0166] 7.2隐身性 [0167] 无垂直尾翼的布局、天然的翼身融合体、采用扁片型机身与上部隐身进气道设计，使得该方案战斗机的空气动力外形有很好的雷达隐身性能。二维、全向、低红外特征矢量喷管的使用，使得该战斗机有了较好的红外隐身性能。该战斗机空气动力外形的隐身性优于F22、T50等。 [0168] 7.3快速性 [0169] 基于对空气特性的认识，以及对音障、热障的研究，使得该方案战斗机有了很好的快速性。本方案既照顾到了它在弹性气体中的飞行需要，又为其在塑性气体中飞行预留了空间。 [0170] 该战斗机具有良好的跨声速、超音速以及高超音速性能。边条减阻措施、大角度后掠的主机翼和鸭翼、低风阻气动外形机身等减小了高速飞行时的阻力。天然的翼身融合体、扁片机身等也都对高速飞行有利。再加之没有垂直尾翼。该战斗机气动力外形有很 好的快速性。气动外形的快速性超过F22、T50等。 [0171] 该方案可以作为超过2.5马赫的高速战斗机方案。它也可以作为(5倍音速以上的)高超音速战斗机方案。 [0172] 7.4短距离起降与垂直起降性能 [0173] 该方案战斗机的起降距离较短。具有短距离起降能力。 [0174] “[前掠可变主机翼+鸭翼](较大地前移升力中心)+矢量喷管”可以作为短距离起降战斗机的一种模式。 [0175] 只需做少许改动，该方案战斗机也可以作为垂直起降战斗机。 [0176] 此外，起飞、降落时，该战斗机抗侧风干扰能力较强、稳定性较好。 [0177] 7.5其它有利因素 [0178] 三角形机身方便设计大的机内弹仓和油箱。 [0179] 低风阻气动外形、大的油箱空间，使得该战斗机有较大的航程与作战半径。 [0180] V形对称斜面及稳定三角形保证了该战斗机在大迎角飞行时有较好的稳定性，全向矢量喷管的采用又使其有了较好的姿态控制能力。该战斗机能够用超过普通战斗机的大迎风角飞行。 [0181] 无垂直尾翼、三角形扁片机身、较短的上部进气道、较小的主机翼与鸭翼，使得该机的结构重量与一般战斗机相比，较轻。 [0182] 该双发战斗机稍加改装，很适合做航母舰载机。 [0183] 7.6其它 [0184] 文中所用的方法能够方便地应用于无人机。V形对称斜面、稳定三角形、机身侧斜线布局、边条减阻与克服音障、热障等技术也适用于轰炸机、大型客机和运输机等。 [0185] 7.7结束语 [0186] 这是一个既有创新，又有技术提升，切实可行的方案。用我国现有的发动机结合本方案可以造出5.5代的战斗机，若用高超音速发动机结合本方案则可以造出6代战斗机。这是一种优秀的世界领先机型。为了尽快提升我国空军的战斗力，建议早日论证决策、组织实施！！！ 附图说明： [0187] 图1为五代半到六代战斗机方案的主视示意图。 [0188] 图2为五代半到六代战斗机方案的俯视示意图。 [0189] 图3为五代半到六代战斗机方案的侧视示意图。