侯知健

蘇-27家族發(fā)源

蘇聯(lián)對于第四代戰(zhàn)斗機的研制歷史最早可以追溯到上世紀60年代末期。在針對米格-21戰(zhàn)斗機應(yīng)該用一種什么樣的新型戰(zhàn)斗機取代時，蘇聯(lián)各設(shè)計局、研究院都拿出了大量的不同建議;比如米高揚設(shè)計局的一些主管設(shè)計師就提出，在米格-21的基礎(chǔ)上研制無尾三角翼布局戰(zhàn)斗機;而中央空氣流體動力學院則認為，采用帶中等后掠角和中等展弦比機翼的常規(guī)布局戰(zhàn)斗機更好。最終，蘇-27走上了中央流體院確立的方向，只是期間頗多曲折。

那么第一個問題來了，蘇-27的機翼為什么要采用中等后掠角？在大多數(shù)情況下，稍微熟悉飛機外形的讀者朋友都會有這樣的直觀經(jīng)驗：機翼又直又厚的一般都是亞聲速下飛行的低速飛機，比如絕大多數(shù)螺旋槳飛機;而那些翼尖拼命向機尾方向伸展、機翼厚度不大的飛機都是高速飛機，比如米格-21就是典型。

決定后掠角度的關(guān)鍵因素在于激波阻力。當飛機飛行時，它的前端——不僅包括機頭，也包括機翼前緣始終都在穿越空氣、逼迫空氣上下左右分開;這個擾動空氣的過程，必然形成振動;而我們平時所能感受到的聲音，實際是物體振動時擾動空氣而形成的波動。當飛機接近、達到、超過聲速時，擾動波的傳遞速度還追不上飛機的速度;這就會使飛機前端在一段時間以內(nèi)的擾動波都疊加在一起，形成激波并強烈的壓縮空氣。這些高密度的空氣就像一堵墻一樣阻礙著飛機的前行，而且形成這堵空氣墻的能量又全部來自于發(fā)動機的動力。在超聲速飛行中，激波阻力就是最大的阻力來源;發(fā)動機推力常常有超過75%的份額都花費在了克服激波阻力上。

激波有兩個非常重要的特性，首先是激波有正、斜之分。當飛機的機頭、機翼前緣的形狀方愣、圓鈍，它們形成的就是方向垂直的正激波，要傳遞出一段距離以后才會變得傾斜，阻力也最強。而機頭、機翼如果是尖削、銳利的造型，它們形成就是傾斜的斜激波;一方面激波傾斜的越厲害阻力越小，另一方面速度越高，激波的傾斜幅度就越大。因此，在超聲速飛機的設(shè)計中，尖銳的機頭、前緣大幅度后掠的機翼、更薄的機翼厚度，都是用來使激波傾斜幅度加大，減小激波阻力的最重要手段。但是，大后掠角度的機翼會使流經(jīng)機翼上方的空氣變得更少，而更薄的機翼形狀也會使空氣流過機翼時形成的升力更低。因此，超聲速阻力和亞聲速下的升力表現(xiàn)就會在設(shè)計上形成明顯的矛盾。

米格-21的機翼前緣后掠角度為57°，已經(jīng)屬于典型的大后掠角度。選取這一角度的理論依據(jù)來自蘇聯(lián)中央流體院在上世紀50年代末期時得到的結(jié)論：采用大約在55～60°左右的前緣后掠角度，既可以滿足2倍聲速時的低阻力要求;又可以采用帶有完全圓形前緣的較大厚度（大約5%）翼型，以基本保證起降和亞聲速機動性能。從本質(zhì)上說，這是一種在當時發(fā)動機推力非常有限的情況下，不惜大幅度犧牲低速升力表現(xiàn)以降低阻力的極端化設(shè)計。

而在探索蘇-27這一代戰(zhàn)機時，蘇聯(lián)的航空發(fā)動機技術(shù)已經(jīng)取得了長足的進步，對于推重比在8～10的發(fā)動機的研制工作已經(jīng)開始提上日程。在發(fā)動機推力大幅度增加以后，新一代戰(zhàn)斗機已經(jīng)可以被設(shè)計的更大、更重以攜帶更多燃油設(shè)備和武器彈藥;并且通過將機翼前緣后掠角度降低到42～45°，使戰(zhàn)斗機在擁有更好的亞聲速升力特性以改善起降性能和飛行機動性的同時，并不會造成高速飛行性能的損失。

然后是第二個問題，蘇-27的機翼為什么要采用中等展弦比？展弦比的計算方式是翼展的平方除以機翼面積，它代表的是機翼向兩側(cè)伸展的程度。如果把人的軀干比喻成飛機機身，而雙臂比喻成機翼，那么雙臂水平伸展開時的展弦比就是最大的，而緊貼身體兩側(cè)時最小。顯然，機翼伸展的越開流經(jīng)機翼的空氣就越多，產(chǎn)生的升力就越多;但在超聲速飛行時，展弦比增大也會帶來激波阻力的急速增長。

在這種展弦比與阻力的權(quán)衡中，早期戰(zhàn)斗機由于推力小、結(jié)構(gòu)設(shè)計不宜過于復(fù)雜，因此往往會選擇大后掠、小展弦比的組合設(shè)計，比如米格-21的展弦比就是2.22。而在后來的戰(zhàn)斗機中又出現(xiàn)了三種不同的技術(shù)方向處理這一矛盾：首先是變后掠翼飛機，它通過調(diào)整機翼的展開程度來改變后掠角度和展弦比，同時適應(yīng)高速飛行、大航程、長航時、短距離降落等相互矛盾的情況。比如F-111戰(zhàn)斗機的展弦比變化范圍就高達1.34（后掠角72.5°）～7.56（后掠角16°）。

蘇-27并未選擇變后掠翼布局的原因，則是因為這種方案有三個缺陷。首先是變后掠翼需要復(fù)雜的液壓、機械結(jié)構(gòu)來完成調(diào)節(jié)功能，因此設(shè)計難度大、成本高;不過這個問題蘇聯(lián)當時可以解決，在60年代末期完成定型的米格-23戰(zhàn)斗機就是證明。但另一個缺陷則很麻煩，機翼展開到不同角度時，飛機氣動特性改變很大;如果沒有自動化程度很高的飛行控制系統(tǒng)進行輔助修正，飛行員會感覺到自己在同時開著幾種完全不同的飛機;這一點蘇聯(lián)不僅當時無法解決，而且后來困擾了米格-23一生。第三個缺陷則根本無解，也是變后掠翼布局在新一代高機動飛機中絕種的關(guān)鍵原因：要使設(shè)計收益大，參與改變的機翼部分必須要多，機翼的轉(zhuǎn)軸位置必須靠內(nèi)，否則增加的升力表現(xiàn)根本不足以抵消變后掠機構(gòu)帶來的巨大增重——達到20%機翼重量左右。但這會使飛機的升力中心前后變化幅度特別巨大，如果保證了超聲速下的操縱性能和機動性，亞聲速下飛機的迎角和過載一大，飛機的俯仰變化就會超出平尾的控制能力范圍引起失控。因此，蘇-27最終采用了將展弦比增大到3～3.5之間的固定翼設(shè)計。

最后一個問題，蘇-27為什么一定要采用常規(guī)布局？米格設(shè)計局提出的無尾三角翼布局并非一種很糟糕的選擇，法國達索公司的“幻影”Ⅲ在中東、印巴空戰(zhàn)中的表現(xiàn)就異常出色。實際上，米格設(shè)計局提出這一方案的重要原因之一，就是米格-21在中東空戰(zhàn)被“幻影”Ⅲ打下的太多了。中央流體院反對這一路線的原因，還是在于它的固有缺陷不符合蘇聯(lián)人對新一代戰(zhàn)斗機的取舍要求。

無尾三角翼布局采用大后掠小展弦比機翼設(shè)計，機翼本身的升力效率不高，只是通過把更小的飛機重量（機身更短、沒有平尾）均勻分擔給更大的機翼面積。這樣雖然能取得非常優(yōu)秀的瞬間盤旋性能，但這種優(yōu)勢消耗戰(zhàn)斗機能量非?？?。另一方面，無尾布局飛機在大迎角大過載下升力效率低、迎風面機大，阻力要高很多，因此在要求不損失速度和高度的持續(xù)性機動能力中表現(xiàn)較差。上世紀60年代時，戰(zhàn)斗機的火控與武器系統(tǒng)的性能仍然很落后，飛行員駕駛戰(zhàn)斗機開火的操作步驟相當繁雜;不僅反應(yīng)慢，而且機炮、導彈的命中率也很低。這都意味著一方在短時間內(nèi)態(tài)勢占優(yōu)也往往也難以進行有效攻擊，空戰(zhàn)中會出現(xiàn)大量中低空亞聲速下近距離內(nèi)進行反復(fù)的追逐、纏斗、咬尾的情況。因此，蘇聯(lián)在當時還是更強調(diào)戰(zhàn)斗機的持續(xù)機動能力。endprint

此外，無尾布局飛機缺乏平尾這樣的強力俯仰機構(gòu)，它只能依靠力臂很短的襟翼來完成俯仰控制。而且在機械飛控時代，飛機只能采用重心在升力中心之前的靜穩(wěn)定設(shè)計。無尾三角翼飛機的襟翼必須上偏形成很大的負升力，才能像蹺蹺板一樣把機頭支起來，這使它起飛降落的性能很不好，需要很長的跑道。無論是后來的蘇-27還是米格-29，蘇聯(lián)第四代戰(zhàn)斗機都是非常強調(diào)短距起降能力的。要緩解無尾布局飛機的缺陷，需要采用更先進的電傳飛控系統(tǒng)作為硬件基礎(chǔ)，而這是蘇-27研制初期并未考慮的技術(shù)。

在后期第四代戰(zhàn)斗機中，歐洲和中國都選擇了鴨式布局，通過全動鴨翼分擔俯仰控制、并形成強力的渦流增升效果，可以徹底扭轉(zhuǎn)大后掠小展弦比機翼在亞聲速下的機動性劣勢。但這種技術(shù)實際上是在無尾三角翼布局基礎(chǔ)上發(fā)展出來的加強型設(shè)計，對于氣動研究和飛行控制的要求都特別高。尤其是它必須以全權(quán)限數(shù)字電傳為硬件基礎(chǔ)，這種布局無論是技術(shù)需求還是設(shè)計思想上，都大大超出了蘇-27預(yù)研的時代背景，因此不可能在當時蘇聯(lián)的考慮范圍之內(nèi)。

蘇-27項目在最早的設(shè)計階段中，有大量方案和后來的蘇-27看起來毫無瓜葛;哪怕是想象力最豐富的人，也很難憑第一印象找到它們之間的共通點。實際上，這些只停留在模型、圖紙階段的方案，與后來因為實機試飛表現(xiàn)不理想而被放棄的T-10方案、真正演變成今天蘇-27家族的T-10S系列方案之間的共同價值取向并不在于具體的布局設(shè)計;而在于以蘇聯(lián)1970年12月召開的專門會議為代表的一系列決策過程中，明確提出的一些新技術(shù)應(yīng)用建議和要求。

實際上，包括米格-29在內(nèi)，都是這一系列歷史進程的產(chǎn)物。這也是最后米格-29為何與蘇-27如此相似的根本原因。在當時針對新一代高推重比和高機動特性的前線殲擊機設(shè)計探索中，蘇聯(lián)提出了三條顯著增強飛機升力表現(xiàn)，而阻力增加很小、或是進一步減低阻力的技術(shù)方向。第一條是要合理的利用機翼上表面形成的渦流，實現(xiàn)對渦流升力的控制。飛機的飛行依靠升力，而升力的本質(zhì)又是空氣對飛機下表面的壓力大于上表面，形成的向上的壓力差。空氣動力學的基本規(guī)律之一就是流速低的地方壓力大，流速高的地方壓力小。實際上，機翼產(chǎn)生升力，就是通過迫使機翼上表面的空氣在相同時間內(nèi)要流動更長的距離而實現(xiàn)的。如果能夠?qū)崿F(xiàn)將漩渦氣流控制在一個合適的水平，這些渦流的高速旋轉(zhuǎn)將會非常大幅度的提升機翼上表面的負壓程度。這種現(xiàn)象引起的機翼升力增加，就是所謂的渦流增升。

不過，戰(zhàn)斗機在亞聲速下依靠依靠脫體漩渦帶來的渦流升力收益，在超聲速下將迅速衰減;而且速度越高，渦流升力效應(yīng)越不明顯。這是因為隨著馬赫數(shù)的增加，氣流分離的趨勢受到的抑制加重，而從渦流發(fā)生器（邊條）頂點上出發(fā)的激波又對其誘導出的脫體漩渦產(chǎn)生明顯的壓迫作用。其結(jié)果就是脫體漩渦的強度被嚴重削弱、控制機翼的范圍也變得很小。另外，從渦流增升手段的本質(zhì)主要依靠提升機翼上表面的負壓這一點來說，超聲速下氣流繞過帶有迎角的機翼時會在上表面發(fā)生膨脹，由此產(chǎn)生一個壓力相當?shù)偷牡蛪簠^(qū)域。這種情況下，脫體漩渦提升負壓的能力也變得很不明顯。因此，當馬赫數(shù)超過M1.3～1.4，戰(zhàn)斗機進入穩(wěn)定的超聲速狀態(tài)后，就算能誘導出脫體漩渦。這種形狀非常細長的渦流實際上對飛行性能的改善也已經(jīng)沒有什么幫助了。

最早成功利用渦流增升的飛機并非來自蘇聯(lián)，而是來自瑞典薩博公司的JA-37戰(zhàn)斗機。它采用鴨式布局設(shè)計，在大迎角下依靠氣流從渦流發(fā)生器（鴨翼）帶有較大后掠角度、“鋒利”（前緣半徑小，氣流容易分離）的氣動面前緣上分離出穩(wěn)定的脫體漩渦并使其經(jīng)過機翼。高速旋轉(zhuǎn)的漩渦氣流控制住機翼的氣流分離趨勢，并極大提高了機翼上表面的負壓，從而產(chǎn)生非常大的渦流升力。

當時，蘇聯(lián)對于渦流升力的探索重心并沒有放在鴨翼上，而是著重于在機翼與機身相連的根部設(shè)置邊條來形成脫體漩渦。這種設(shè)計又受到當時的機翼研究潮流影響，出現(xiàn)了邊條與機翼整體融合成S型曲線前緣的機翼，與邊條與傳統(tǒng)直線邊緣的梯形機翼組合的兩種技術(shù)路線相互競爭。我們后來看到的T-10與T-10S驗證機就是分別是這兩種設(shè)計思想指導下的產(chǎn)物。

第二條新技術(shù)方向則是使用可變彎度的機翼前緣設(shè)計，即采用前緣機動襟翼或者是前緣機動縫翼設(shè)計。它們隨著飛機迎角的增加，自身的偏轉(zhuǎn)幅度也會不斷的變大。這使飛機的翼型能夠協(xié)調(diào)著飛行姿態(tài)、速度的變化而改變，始終使飛機能夠獲得最大的升力表現(xiàn)。事實上，除了F-15這種純粹仰仗高發(fā)動機推力和大機翼面積來獲得高機動性能的“偷懶”設(shè)計以外，前緣機動襟翼/縫翼是幾乎所有高機動飛機上都必不可少的設(shè)計。

不過，這一設(shè)計在當時的蘇聯(lián)航空界中得到的認可程度卻不是很高，有不少方案都拒絕采用，這和主管設(shè)計師的價值取向有關(guān)。比如，蘇霍伊設(shè)計局的某些高級設(shè)計師就認為，由此帶來的結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、增重，尤其是飛控設(shè)計難度的增加，負面代價比得到的升力收益相當，甚至更大。當然，最終的試飛結(jié)果表明，前緣機動襟翼/縫翼的效果是無法取代的。

第三條新技術(shù)方向則是要求采用扁平狀的機身外形，這樣可以使機身也起到類似機翼的作用，既減小了阻力又能為提供升力做出貢獻。而另一方面，由于飛機側(cè)向面積的減小，它對于航向穩(wěn)定性的負面影響也減低了。再加上機翼與機身連接處的融合過度性質(zhì)，實際上機身已經(jīng)成為機翼的一部分，這就是所謂的升力體設(shè)計。這正是所有米格-29、蘇-27設(shè)計過程中諸多方案在外觀上最為明顯的共通點：它們幾乎全都采用了扁平、與機翼融為一體的升力體機身下安置發(fā)動機吊艙的總體結(jié)構(gòu)布局。

當然，這并不是說只有類似蘇-27這樣的設(shè)計才是升力體布局。實際上，把發(fā)動機艙藏在機身內(nèi)的F-22也是很典型的升力體設(shè)計。而且，就機身扁平化這一點來說，寬高比大很多的雙發(fā)布局比起單發(fā)布局本身就占很大優(yōu)勢。單純論技術(shù)水平看，蘇-27的升力體設(shè)計和F-16的翼身融合設(shè)計相比其實都在伯仲之間，不相上下。

米格-29和蘇-27從項目一開始都采用了雙發(fā)動機設(shè)計。原因很簡單，就是雙發(fā)動機可以提供更大的推力。而單發(fā)動機的優(yōu)勢：少一臺發(fā)動機成本、機身結(jié)構(gòu)制造成本較低、耗油等使用成本更低、維護費用較少等，都不被當時軍事經(jīng)濟體制的蘇聯(lián)所看中。不過，雖然從一開始就確立了發(fā)動機吊艙掛載在機身下方的路線，但具體怎么布置卻未有定論，而是出現(xiàn)了多種不同風格的初步方案。endprint

這些方案中出現(xiàn)了一個異類，就是“F-15斯基”。這是蘇聯(lián)在F-15詳細情況曝光以后，在布局較為相似的米格-25氣動基礎(chǔ)上做的針對性方案。而它很快就被淘汰的原因也很簡單，當技術(shù)路線高度相似的時候，最終的性能優(yōu)勢就取決于材料水平、工藝水平、機載設(shè)備能不能實現(xiàn)低重量、小體積、高性能等實打?qū)嵉墓I(yè)制造基礎(chǔ)能力。而所有這些方面，蘇聯(lián)對美國都有著很大的劣勢，這就不是單靠一副氣動更先進的機翼能彌補回來的。

短暫的動搖以后，蘇-27又回到了扁平機身與發(fā)動機吊艙的組合路線上。但是比起傳統(tǒng)的大方塊機身，扁平機身又有著自己的缺陷，這最終決定了蘇-27后來的基本布局和尺寸。大方塊機身的內(nèi)部結(jié)構(gòu)高度較大，安置各種結(jié)構(gòu)和設(shè)備時空間利用起來比較方便;扁平機身則相反，因此一旦整體尺寸過于緊湊，它的內(nèi)部結(jié)構(gòu)和設(shè)備安排設(shè)計難度就非常大，甚至是無法接受的。而蘇聯(lián)的機載設(shè)備又向來以傻大黑粗著稱，當扁平機身需要足夠大的高度時，它的長度和寬度也只能相應(yīng)的大幅加大。

在另一個方案中，使用兩個激波錐進氣道的發(fā)動機吊艙就被隔開了，形成寬間距布置，這個時候和后來的T-10驗證機已經(jīng)很像了。在進一步加大發(fā)動機吊艙的間隔，并且使用效率更高、結(jié)構(gòu)也更復(fù)雜的調(diào)節(jié)板進氣道設(shè)計取代激波錐進氣道以后，此時的T-10驗證機基本奠定了后來蘇-27的所有基本外形特征，只不過它看起來更圓潤、機尾看起來更臃腫一些。

T-10圓潤的感覺來自于它機翼所采用S型曲線前緣的平面形狀，在上世紀60年代這是氣動研究中非常時髦的一個研究方向。實際上，它的邊緣是相當尖削而銳利的，這樣才有利于減小激波阻力，并促使氣流在大后掠角度的翼根邊條處分離成高速旋轉(zhuǎn)的渦流。從本質(zhì)上說，S型機翼其實是在邊條與三角翼/后掠翼的組合中，將邊條與機翼的結(jié)合處以及翼尖刻意的用曲線修正成圓弧的結(jié)果。

這樣做有兩個原因，首先是避免邊條與機翼處形成突然的轉(zhuǎn)折，讓渦流完全沿著前緣的走勢向后拖出;這樣可以避免出現(xiàn)一些無法預(yù)料、難以克服的問題，比如當飛行員拉動駕駛桿使飛機抬頭到到某個角度后，飛機會不受控制的突然搖擺、猛烈振動等疑難雜癥。其次，它實際上減小了翼梢（機翼最外側(cè)一段）的后掠角度，這樣可以在巡航時獲得更好的升力表現(xiàn)。這些優(yōu)點在60年代和之后的超聲速飛機上其實得到了比較多應(yīng)用，比如著名的“協(xié)和”號超音速客機。

但是對于戰(zhàn)斗機來說，S型機翼并不利于高機動飛行。因為邊條翼中主要的渦流可以有兩道，第一道來自邊條的前緣，而第二道正是來自邊條與機翼的交界轉(zhuǎn)折點。在設(shè)計得當?shù)那闆r下，這兩道渦流體系可以形成良好的配合，大幅度提升對于機翼上表面氣流的控制范圍和強度。而S型機翼拉圓處理以后極大的削弱了折點處的渦流，總體的渦流增升效果要下降20%以上。其次，翼根和翼梢段的曲線非常不利于安排前緣機動襟翼，而且翼尖也無法安置武器掛架或者電子吊艙——事實上T-10驗證機上也確實沒有這兩種設(shè)備。

T-10驗證機在氣動上設(shè)計的比較糟糕的地方還有不少，比如起落架艙門也是明顯的瑕疵。起落架艙門兼做減速板會大幅度提升飛機起飛時的氣動阻力;從而加大飛機的起飛距離，減小飛機的可用最大起飛重量。而對于降落過程來說，它和阻力傘相比能起到的作用又微不足道——而且它不能在飛行中使用。雖然從好處上看，它簡化了飛機的液壓系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)設(shè)計，幫助設(shè)計師偷懶的同時也提升了一些可靠性。但總的來說，這是一種在總體性能上得不償失的做法。

如果說S型機翼與減速板設(shè)計都只是在利與弊之間取舍不當，那么T-10的尾噴管和發(fā)動機吊艙后段結(jié)構(gòu)設(shè)計就是完全的毫無可取之處。T-10尾部采用的是引射噴管設(shè)計，號稱可以通過發(fā)動機氣流的引射作用實現(xiàn)減小機身尾部阻力的效果，在上世紀50年代曾經(jīng)風靡一時。我國殲-8就繼承了米格-19（殲-6）上的引射噴管設(shè)計。

但實際上，除了極為個別的狀態(tài)，引射噴管的性能狀態(tài)根本上就無法計算，只能非常勉強的依靠試驗結(jié)果進行推定。設(shè)計上的預(yù)期收益其實是設(shè)計師過往經(jīng)驗和主觀推測混合作用的結(jié)果，缺乏嚴謹?shù)目茖W和工程依據(jù)。后來的研究進一步證明這種笨重的設(shè)計不僅沒有明顯的減阻效果，反而會損失一定程度的推力。這也是為什么第四代戰(zhàn)斗機中再也沒有型號采用這一設(shè)計的原因。

在T-10遭遇的問題中，不僅有著氣動設(shè)計、結(jié)構(gòu)設(shè)計方面的效率低下問題，機載設(shè)備的體積超標、質(zhì)量超重問題更是難以解決。比如，僅雷達系統(tǒng)就超重了幾百千克，這不僅增加了飛機的總重量，更使飛機重心比預(yù)先設(shè)計的范圍要大為靠前。其導致的結(jié)果就是飛機的平尾必須要偏轉(zhuǎn)更大的幅度、形成更多的負升力才能完成拉起機頭的動作、在平飛中維持飛機的平衡。而平尾的偏轉(zhuǎn)幅度和最大速度都已經(jīng)是限定好的，這就使飛機的操縱靈活性、機動性水平、航程都大幅度下降了。而雪上加霜的是，AL-31發(fā)動機的油耗也比預(yù)計的要高。

種種問題使T-10驗證機在試飛中表現(xiàn)出來的性能完全無法讓人接受，無論是機動性還是航程都遠遠不能達到要求，把飛機設(shè)計徹底推倒并重來一次就成為了必須要考慮的選擇。但當時的蘇聯(lián)航空部領(lǐng)導和軍隊、包括T-10總師都不支持這樣的做法：除了政治影響、面子問題，還有就是這個項目已經(jīng)花了太多的錢，用掉了太多的時間了。

堅定無畏的西蒙諾夫和他領(lǐng)導下的志同道合者們，在1976年第一架T-10驗證機才剛剛制造出來的時候，就在中央流體院的指導下研究并建立了新型氣動布局并進行了大量的試驗工作。西蒙諾夫在尋求航空部副部長西拉耶夫的支持時，面對“你確信無他路可走嗎？”的疑問時，做出了這樣的回答：“當然，我確信盡管也有其他途徑——批量生產(chǎn)成百上千的平庸飛機，如果不打仗，誰也不會知道他們的平庸。但我們工作在艱難時期，這時我們的武器必須是水平最高的，因此沒有其他出路?！?/p>

全新的方案仍然繼承了T-10系列的編號，被命名為T-10S。設(shè)計工作在1979年全面展開;除了主起落架的輪胎和彈射座椅以外，所有的原始設(shè)計都被推翻了。但在后來的文獻資料中對于T-10S的貢獻分配上，蘇霍伊設(shè)計局和中央流體院出現(xiàn)了嚴重的分歧。比如，蘇霍伊設(shè)計局聲稱T-10從一開始就確立了采用靜不穩(wěn)定布局、電傳操縱系統(tǒng)的設(shè)計原則;而中央流體院則聲稱這些技術(shù)他們建議和幫助下的結(jié)果。endprint

新的方案著重于以下幾個方面展開：最基礎(chǔ)的做法當然是首先在結(jié)構(gòu)和設(shè)備上想盡一切可以減重的辦法，盡可能在機身內(nèi)擴展出“可以倒進煤油”的地方增加燃油容量。此外，依靠電傳操縱系統(tǒng)的硬件保障，使用靜不穩(wěn)定布局來大幅度改善飛機的巡航效率和機動性——尤其是超聲速飛行下的機動性也是必須的措施。

除了使用直線前緣的傳統(tǒng)梯形機翼來取代S型機翼，并且加裝前緣機動襟翼改善各種飛行狀態(tài)下的升力表現(xiàn)外，T-10S還得想盡一切辦法減低阻力。比如，T-10S通過將前段加粗后段縮小、更換新座艙蓋優(yōu)化了機身的截面積分布，有利于超聲速阻力降低。再加上其他的一些改動，T-10S的機身中部截面積減低了15%，這帶來了跨超聲速階段阻力幅度達到18～20%的減少。

T-10S的新方案通過實際試飛證明是很成功的，而且也已經(jīng)沒有必要和多余的時間、財力再去做顛覆性的改動了。于是，蘇-27項目最終的基本設(shè)計就此確定了下來。這是一種兼顧了優(yōu)良的高速能力和亞聲速機動性，而且又具備卓越航程能力的重型戰(zhàn)斗機——尤其是掛載武器、執(zhí)行實際作戰(zhàn)任務(wù)的情況下。

蘇-27綜合評價

從總體設(shè)計來說，蘇-27天生就能擅長飛得遠;即使是航程性能離預(yù)期目標差距遙遠的T-10驗證機，它在裝滿燃油的時候仍然能飛出稍微超出3000千米的水平。這種強大的優(yōu)勢來自于四個因素：極大的內(nèi)部燃油儲存容量、電傳飛控支撐下的放寬靜穩(wěn)定布局、翼身高度融合的升力體設(shè)計以及針對巡航能力特別選擇的機翼參數(shù)。

為了塞下那些傻大黑粗的蘇式機載設(shè)備，尤其是極為壯碩的N001火控雷達系統(tǒng)，蘇-27的總體尺寸非常大，但另一方面這也為機內(nèi)提供了很大的空間用于裝載煤油。蘇-27的最大燃油儲備容量達到驚人的9400千克，這是F-15戰(zhàn)斗機的5040千克最大內(nèi)部燃油容量的幾乎兩倍。在后來的一些改型中，蘇-27家族的內(nèi)油容量還進一步加大了;比如蘇-30MK多用途戰(zhàn)斗機的內(nèi)油增加到10000千克，而蘇-34戰(zhàn)斗轟炸機的內(nèi)油增加到12100千克，老蘇-35（三翼面布局）多用途戰(zhàn)斗機是10250千克。

飛機在飛行中實際上一直在玩重力與升力的蹺蹺板游戲。當重力中心在前，升力中心在后時，飛機會形成一個俯仰安定力矩。即使飛機俯仰方向受到擾動——比如各種氣流的影響或者是水平尾翼的偏轉(zhuǎn)，導致平衡被破壞并出現(xiàn)迎角變化;一旦擾動消失，飛機受俯仰安定力矩的作用就會表現(xiàn)出自動恢復(fù)到擾動前迎角的趨向。這種重心在前、升力中心在后的布局因此就被稱為靜穩(wěn)定布局;而重心到氣動中心的距離越長，靜穩(wěn)定度就越高。在靜穩(wěn)定布局中，常規(guī)布局飛機需要平尾形成向下的負升力來保持飛機的俯仰平衡;靜穩(wěn)定程度越大，氣動中心越是靠后，平尾的控制力矩就越小，就越是要偏轉(zhuǎn)更大幅度形成更多的負升力才能達到相同的控制效果。

蘇-27和F-16等其他早期電傳戰(zhàn)斗機一樣，雖然理論上它們都采用了靜不穩(wěn)定布局設(shè)計，允許以一定程度內(nèi)的不穩(wěn)定狀態(tài)飛行，但實際上只能在非常苛刻的條件下達到。更多時候它們只是接近中立穩(wěn)定。即便如此，蘇-27比起傳統(tǒng)的靜穩(wěn)定布局設(shè)計飛機——比如F-15，在巡航飛行時的配平升力損失要小得多。這也是T-10S比起T-10航程性能大幅度改善的關(guān)鍵原因。

蘇-27的扁平機身實際上是一個整體的中央機翼，與采用后掠翼設(shè)計的帶邊條外翼形成了良好融合。在靜不穩(wěn)定狀態(tài)下，除了機頭、垂尾和吊掛的發(fā)動機吊艙，整個蘇-27就是一個巨大的機翼組合體。除了這種升力體設(shè)計極大的提升了整機的氣動效率外，最為重要的還是蘇-27的后掠翼設(shè)計。

作為一種高速飛機，蘇-27機翼前緣的后掠角度不能太小，否則超聲速阻力會大到無法接受;而更高的巡航效率，又要求機翼必須有盡可能高的展弦比。后掠翼正好可以滿足這兩個要求，在前緣后掠角度和機翼面積不變的情況下，它可以通過減短翼根長度來使機翼的面積分布更傾向于向外伸展。事實上，蘇-27的展弦比達到3.5，明顯超過F-15（展弦比3），幾乎達到現(xiàn)代戰(zhàn)斗機設(shè)計的取值上限。依靠這些資本，再加上翼型、扭轉(zhuǎn)角度等方面的氣動優(yōu)化，蘇-27的航程達到了驚人的3900千米。不過，此時的蘇-27因為結(jié)構(gòu)強度不足，最大武器攜帶能力只有4000千克;直到蘇-27SK開始，最大武器攜帶能力才上升到8000千克。當然，結(jié)構(gòu)的加強也帶來了重量增加，蘇-27SK的最大航程有所降低，為3680千米。

優(yōu)秀的掛載能力不僅僅體現(xiàn)在重量上，掛載方案是否合理才最終決定了其實用性高低。蘇-27家族的掛點設(shè)計非常優(yōu)秀，全機10～12個掛點分布的非常均勻合理;除了進氣道中間的2個前后串列掛點，尤其是后方的一個以外，所有掛架都有很好的前向視野——這對于制導武器、電子作戰(zhàn)吊艙來說是簡直就是天賜福音。而在執(zhí)行對空任務(wù)、蘇-27在超聲速狀態(tài)下飛行時，各個導彈之間因為間隔較大，形成的氣動干擾阻力也很小，非常有利于戰(zhàn)機保持高速和加速飛行。

尤其是蘇-27家族不需要副油箱，這不僅大幅度減小了氣動阻力，而且意味著那些允許進行大重量掛載的硬掛點可以全部用于懸掛重型炸彈、重型導彈等攻堅武器。對于其他戰(zhàn)斗機來說，副油箱就是體積最大、也最重的外掛物;在執(zhí)行遠程任務(wù)時，3個副油箱就足以將戰(zhàn)斗機的重掛點幾乎全部占用殆盡。而依仗著9400千克甚至更高的內(nèi)部燃油容量，蘇-27家族（不包括最早的蘇-27、蘇-27UB型）即使?jié)M載內(nèi)油起飛也可以攜帶外掛6500千克武器，這是其他戰(zhàn)斗機根本無法比擬的。

蘇-27不僅掛載重量大、掛架數(shù)量多，而且在關(guān)鍵的重載掛點上可用性也非常好。進氣道之間的腹部前后兩個2000千克載重的硬掛點實際上可以聯(lián)合使用，掛載4000千克以內(nèi)的超重型空射導彈，比如Kh-41超聲速反艦導彈——這在戰(zhàn)術(shù)飛機中是空前絕后的性能。

蘇-27家族的進氣道下方是2個1100千克的掛點。在蘇-27M開始以后的型號——比如蘇-30MKK中，機翼下方的掛點得到了進一步的加強，靠近內(nèi)側(cè)的4個翼根掛點都是2000千克級別的。不過，這些掛點使用上有一定限制，比如同時使用時，兩個相鄰掛點的總重量不能超過3000千克。但即便如此，這也是極為優(yōu)異的性能了。endprint

事實上完全可以這樣：從允許最大8噸外掛重量的蘇-27SK型開始，蘇-27家族就擁有著歷代戰(zhàn)斗機中最為強悍的外部掛載能力，其他任何一種戰(zhàn)斗機都與此差距遙遠。無論是執(zhí)行對地、對海攻擊任務(wù)，還是改造為電子戰(zhàn)、反輻射等特種用途戰(zhàn)斗機，都再也不可能有哪一個飛機在平臺基礎(chǔ)上會比蘇-27家族更加優(yōu)秀。

蘇-27就像F-15一樣，保留著很高的高空高速要求。它的最大速度可以達到M2.35，這實際上還不是氣動布局和發(fā)動機推力的極限，但飛機的結(jié)構(gòu)已經(jīng)不允許再以更高的速度飛行了。在與F-15的白熱化指標競賽中，蘇-27多次刷新過當時的飛行速度、最大飛行高度、爬升速度等方面記錄。而在防空導彈成熟普及的年代，戰(zhàn)斗機在密度很低（2.5萬米高度上只有海平面的1/40）、推力嚴重衰退的2萬米以上高空飛行;卻又欠缺SR-71那樣真正能長時間以極高速度飛行的能力，結(jié)果必然是被當靶子打下來。因此，蘇-27后來的最大升限被確定在20000米。這其實不是源于飛行性能上的限制，而是在過高的飛行高度沒有必要以后，飛行員的服裝、頭盔等防護設(shè)備選擇更靈活、更舒適，防護性能更傾向于高機動下維持飛行員視力與意識清醒的變化而引起的。比如，蘇27的BKK-15K高空代償/抗荷兩用防護服，它對飛行員的手臂就沒有加壓防護;一旦座艙的氣密失效，飛行員不可能長時間維持高空飛行，而是必須盡可能快的下降到8000米以內(nèi)的安全高度。它的防護水平是最大使用高度20000米，此高度上允許停留1分鐘時間;而在12000米以上高度時，允許停留3分鐘時間。

雖然“眼鏡蛇”機動等動作并無實戰(zhàn)價值，但是在亞聲速下，蘇-27有著優(yōu)秀的持續(xù)機動能力。這首先源于它具備較好的推力水平，其次在于優(yōu)秀的氣動布局設(shè)計。以結(jié)構(gòu)上較為完善、更具有實用意義的蘇-27SK為例，2臺AL-31F發(fā)動機可以提供12 500×2共計25噸的加力推力;在攜帶2枚R-73格斗空空導彈（單枚105千克）、4枚R-27半主動中距空空導彈（根據(jù)具體型號不同，單枚245～253千克）、3噸燃油升空的情況下，仍然能達到1.15左右的最大推重比。

充沛的動力是一架飛機具備優(yōu)秀持續(xù)機動能力的必要條件，但并非充分條件。在亞聲速條件下，蘇-27的氣動布局擁有著良好的升力表現(xiàn)，而且機翼面積較大，在迎角、過載增加以后的阻力增加幅度較小;這一方面使它消耗能量（飛機速度與高度帶來的動能與勢能總和）轉(zhuǎn)化為空間位置變化程度的效率較高。另一方面，它補充能量的速度也很快。和F-15（可用過載7.33g）相比，蘇-27的加速和爬升能力基本相當;而更高的可用9g過載、更高的升力效率使它在盤旋性能上形成了一定的優(yōu)勢。

然而，在速度提升高跨聲速范圍內(nèi)以后，情況就變得不同了。蘇-27在失速迎角以內(nèi)是非常好控制的：在接近失速迎角之前，后掠翼在氣動控制面（例如襟副翼）偏轉(zhuǎn)的過程中，升力中心的位移幅度始終很小，具有良好的控制穩(wěn)定性;而翼根處銳利狹長的邊條，從很小的迎角就開始拉出邊條渦流，為機翼提供額外的大量升力;而且渦流破碎很晚，控制特性也相對較好。但是，一旦超出接近、超過失速迎角，后掠翼的脾氣就開始急劇的變壞。隨著氣流從翼尖開始分離，后掠翼的翼尖開始迅速而劇烈的失去升力——這使飛機會出現(xiàn)難以控制的上仰。這種特性的機翼會導致戰(zhàn)斗機在接近失速迎角時突然、而又不可控制的增加迎角，使飛機一直上仰直到失速、完全失控進入尾旋。

如果說在沒有應(yīng)用渦流升力且可用迎角并不大的早期戰(zhàn)斗機上，通過加裝翼刀推遲翼尖氣流分離、水平尾翼低于機翼弦平面安置減輕上仰趨勢，后掠翼的整體優(yōu)勢還比較明顯。那么，在第四代戰(zhàn)斗機廣泛應(yīng)用渦流升力并追求大迎角性能的情況下，后掠翼已經(jīng)成為現(xiàn)代航空設(shè)計理論中明確指出不適合與邊條、鴨翼等渦流發(fā)生器相組合的機翼平面形狀。

蘇-27恰好使用的就是邊條與后掠翼的組合體，這給該機帶來了兩個缺陷：首先是它真正的大迎角性能相當不出色，超過30°以后的迎角范圍內(nèi)狀態(tài)變化非常大而且不可控制。這是因為渦流升力隨迎角增大而急劇增強的非線性特性，與后掠翼在接近失速迎角時產(chǎn)生的自動上仰趨勢相結(jié)合，會使失速迎角以后抬頭趨勢完全超出水平尾翼的控制能力，導致戰(zhàn)斗機進入無法控制的狀態(tài)。

前蘇聯(lián)的飛行試驗證明，蘇-27戰(zhàn)斗機在超出30°迎角以后，在迎角速度變化率低的情況下極易失速，進入尾旋狀態(tài)。而在瞬態(tài)條件下進入大迎角狀態(tài)、水平尾翼向上滿偏、保證俯仰角速度達到70°/秒以上的水平時，才能短暫的進入超大迎角狀態(tài)并返回，著名的“眼鏡蛇”機動就是在這個基礎(chǔ)上發(fā)展試飛出來的。從對迎角速度變化率的限制來看，很顯然在30°迎角以上。如果不依靠引入矢量推力等額外手段，蘇-27戰(zhàn)斗機根本不具備實用的飛行控制能力。

后掠翼設(shè)計使蘇-27戰(zhàn)斗機大迎角性能差帶來的同時，引起的另一個問題就是著名的跨聲速區(qū)域的機動性缺陷：在馬赫數(shù)達到M0.85時，其可用最大過載迅速由9g下降至6.5g，并隨速度繼續(xù)增加而下降。其原因主要是由于跨聲速區(qū)域內(nèi)存在所謂的“加速旋轉(zhuǎn)”現(xiàn)象：戰(zhàn)斗機跨聲速范圍內(nèi)進行劇烈機動時會迅速減速，當戰(zhàn)斗機從超聲速狀態(tài)減速進入亞聲速狀態(tài)以后，氣動中心將迅速前移，戰(zhàn)斗機在出現(xiàn)自動上仰的同時，過載也同步增大。

為了避免這種抬頭趨勢誘發(fā)后掠翼的俯仰力矩上仰特性進入失控狀態(tài)，以及法向過載超出飛行員和戰(zhàn)斗機的結(jié)構(gòu)承受能力——這會引起飛機解體或者飛行員失去意識，蘇-27戰(zhàn)斗機對整個跨、超聲速范圍內(nèi)的最大可用迎角和過載采取了降低指標的措施，以確保戰(zhàn)斗機從超聲速狀態(tài)進入亞聲速狀態(tài)時，加速旋轉(zhuǎn)現(xiàn)象不足以使戰(zhàn)斗機的迎角超過失速迎角。同時，降低了跨、超聲速可用最大過載指標以后，對于機體的強度和剛度指標的要求也隨之下降，可以進一步減輕機體的結(jié)構(gòu)重量。

蘇-27戰(zhàn)斗機的滾轉(zhuǎn)性能控制相當糟糕，和F-14一樣都是四代機中墊底的型號。這一結(jié)果要歸結(jié)于三個方面的原因：機翼設(shè)計剛度差，抗扭轉(zhuǎn)能力不足;總體布局安排上轉(zhuǎn)動慣量太大;飛行控制系統(tǒng)水平較低，平尾參與滾轉(zhuǎn)能力有限。endprint

戰(zhàn)斗機的滾轉(zhuǎn)是通過機身左右兩側(cè)的升力差異實現(xiàn)的，而副翼的上、下偏轉(zhuǎn)正是主動對一側(cè)機翼的升力進行削弱、增強;在兩側(cè)副翼進行不一致的差動以后，戰(zhàn)斗機升力增強的一側(cè)機翼就會向上掀起，飛機朝升力削弱的機翼一側(cè)開始翻滾。在常見的機翼種類中，后掠翼是最不利于滾轉(zhuǎn)性能的一類;后掠程度越大、展弦比越大，滾轉(zhuǎn)能力就越差。這是因為后掠翼的翼尖靠后而翼根靠前，所以在飛行中機翼外側(cè)在升力的作用下向上、向前扭轉(zhuǎn)。后掠翼本身的翼根長度就比較短，而超聲速機翼的翼型厚度又不大;這意味著機翼與機身結(jié)合處的長度、高度都比較有限，對機翼的抗扭轉(zhuǎn)能力相當不利。尤其是結(jié)構(gòu)上后掠翼的翼梁布局無法垂直于機身布置，在翼根部位其承受彎矩的結(jié)構(gòu)要轉(zhuǎn)向垂直于機身對稱軸線，受力條件差，更是進一步惡化了這種局面。

從氣動彈性的規(guī)律上說，在飛機進行滾轉(zhuǎn)時，后掠翼的控制面在氣動彈性效應(yīng)下發(fā)生的氣動扭轉(zhuǎn)，正好與機動所需要的控制力方向相反。而操縱效率隨剛度降低而降低，隨副翼上承受的氣動壓力升高而降低，直至操縱反效——這個時候副翼已經(jīng)喪失了操縱能力。

很顯然，翼梢的長度越大、翼根的長度越小，機翼的抗扭轉(zhuǎn)能力就越差。蘇-27戰(zhàn)斗機的根梢比值取得很小，只有3.4。這種設(shè)計極其不利于機翼的剛度和抗扭轉(zhuǎn)能力，注定了蘇-27機翼在高速飛行或者高機動飛行時，機翼外段會形成嚴重的扭轉(zhuǎn)和變形。蘇-27沒有將襟副翼延伸到剛性體模型上對于滾轉(zhuǎn)控制效率最高的機翼外段，也正是出于以上原因;因為要將機翼增加到足夠的剛度，保證高速下副翼也不變形，付出的增重代價根本不可接受。蘇聯(lián)對于后掠翼的滾轉(zhuǎn)缺陷其實有著相當深刻的認識和經(jīng)驗。在圖-22轟炸機上，大后掠機翼的副翼剛度不足造成的操縱問題曾經(jīng)多次造成極為嚴重的后果，蘇聯(lián)花了非常大的精力才解決了相關(guān)的問題。

事實上，仔細觀察T-10驗證機就能發(fā)現(xiàn)，它采用的是副翼與轉(zhuǎn)動襟翼的組合。而T-10S之所以取消外側(cè)副翼，轉(zhuǎn)而設(shè)計成翼根處襟翼、副翼合一的操縱面;原因在于新的機翼進一步加大了后緣的后掠角度和展弦比，這導致了機翼彎扭趨勢的大幅度增強。也就是說，蘇-27在機翼設(shè)計的取舍上是非常明確的為了亞聲速機動性和航程性能而犧牲了滾轉(zhuǎn)能力。

除了機翼以外，蘇-27的總體布局也非常不利于滾轉(zhuǎn)，這包括兩個方面的因素。蘇-27采用扁平化機身下掛發(fā)動機吊艙設(shè)計，這使其形成了上單翼布局。在重心低于機翼平面的情況下，戰(zhàn)斗機天然就具有滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定的傾向。襟副翼要操縱飛機滾轉(zhuǎn)，首先要克服兩個發(fā)動機吊艙重量形成的把翹起的機翼往下拉的穩(wěn)定力矩;而發(fā)動機本身就是戰(zhàn)斗機上最重、對飛機重心影響最大的部件。其寬間距布置的雙發(fā)動機吊艙，又進一步加大了飛機的轉(zhuǎn)動慣量，并減小了副翼的滾轉(zhuǎn)力矩。

使戰(zhàn)斗機左右兩側(cè)升力出現(xiàn)差異而形成滾轉(zhuǎn)的原理既然能通過副翼實現(xiàn)，當然也能在機翼前、后緣襟翼，或者是鴨翼以及平尾上實現(xiàn)。而蘇-27為了改善滾轉(zhuǎn)性能，就采用了平尾差動設(shè)計。蘇-27平尾的偏轉(zhuǎn)幅度在+15°～-20°之間，在進行滾轉(zhuǎn)時，兩個平尾之間允許最大10°的“剪刀差”差動偏轉(zhuǎn)。

蘇-27的致命缺陷

蘇霍伊聲稱，T-10方案從一開始就是設(shè)計為靜不穩(wěn)定布局并采用電傳飛控。只是當時的雷達超重數(shù)百千克使飛機的重心大幅前移，布局又變成了靜穩(wěn)定狀態(tài)。坦白的說，中央流體院聲稱這兩項技術(shù)是在他們的建議下，后來才加入T-10S方案中的說法可信度要高得多。這不僅僅是因為T-10與T-10S在各個方面的設(shè)計水準上都差距太大，更是因為在蘇-27的飛行控制系統(tǒng)中，電傳功能明顯是后來才加入的，救急的色彩實在過于濃厚。

超聲速飛機想方設(shè)法要把自己變成靜不穩(wěn)定布局的原因上文已經(jīng)提及，就是平尾可以通過正升力來維持飛行平衡，減少升力損失。此外，靜不穩(wěn)定布局還有個好處，就是能大幅度改善超聲速飛行條件下的操縱性和機動性能。這是因為飛機從亞聲速進入超聲速以后，伴隨激波的出現(xiàn)會使飛機的升力中心大幅度向后移動，這會使飛機的穩(wěn)定程度又進一步大幅度增長。過度的穩(wěn)定，意味著飛機對于水平尾翼等氣動面的偏轉(zhuǎn)就會變得很不敏感。當平尾同樣偏轉(zhuǎn)到極限時，穩(wěn)定度更高的飛機響應(yīng)飛行員的操作就要更慢、形成的動作幅度也更小。因此，把飛機在亞聲速下的不穩(wěn)定程度越大，進入超聲速狀態(tài)以后的操縱性和機動性能損失也越小。

然而，當戰(zhàn)斗機處于靜不穩(wěn)定狀態(tài)下，俯仰軸上的運動即處于發(fā)散狀態(tài)，一點點輕微的擾動就會使戰(zhàn)斗機持續(xù)出現(xiàn)偏離最初狀態(tài)的趨勢。如果飛行員要依靠機械式飛行控制系統(tǒng)來控制靜不穩(wěn)定的飛機，必然會出現(xiàn)這樣的情況：飛行員一刻不停地注意戰(zhàn)斗機的俯仰變化，當飛機出現(xiàn)不受控制的上仰趨勢后，立刻壓桿使飛機下俯。由于飛行員反應(yīng)速度、飛行員操縱指令（桿位移動）經(jīng)過連桿（或鋼索）、液壓系統(tǒng)、作動器到達舵面會有一個固有的時間延遲，時間上必然已經(jīng)晚于飛機上仰運動。飛行員出于本能肯定要加大壓桿的行程，于是戰(zhàn)斗機會以更快的速度、更大的幅度下俯——最終的結(jié)果不可避免的是在飛行員不斷的拉桿與壓桿修正之后，戰(zhàn)斗機仍然由于越來越劇烈的俯仰變化而徹底失控。

尤其是對于蘇-27這樣的飛機來說，它依靠渦流升力來對機翼進行增升。隨著邊條迎角的變化，渦流強度變化及由此帶來的俯仰力矩變化幅度都是非線性的——敏感而又劇烈。這就使得依靠飛行員直接操縱氣動面來控制放寬靜穩(wěn)定的戰(zhàn)斗機顯得更加不可能。事實上，T-10設(shè)計方案中的一些墜毀事故中，事故原因就高度符合這些特征。1978年，耶夫格尼·索諾約夫駕駛T-10-2號原型機在1000米高度進行1000千米/時以下速度范圍內(nèi)的性能測試時，出現(xiàn)了嚴重的事故：他在俯仰方向上控制住戰(zhàn)斗機，拉桿后飛機劇烈上仰，過載迅速不受控制的增大。當試飛員推桿試圖使飛機下俯卸載過載后，飛機又迅速進入負迎角狀態(tài)，過載迅速變?yōu)?8g負過載（一般現(xiàn)代戰(zhàn)斗機最大允許-3g的負過載）。試飛員無論如何努力都沒有能挽救回這架原型機，它最終因為失控而墜毀在地面上。endprint

因此，蘇-27的飛行控制系統(tǒng)必須要徹底改變飛行員控制戰(zhàn)斗機的方式：飛行員不再直接控制水平尾翼的偏轉(zhuǎn)，而是直接控制戰(zhàn)斗機的俯仰姿態(tài)控制。這種情況下，飛行員如果要保持當前的飛行姿態(tài)不變，只要不對駕駛桿進行任何操縱就可以了。即使是外界的擾動一刻不停，蘇-27的平尾也需要一刻不停的上下偏轉(zhuǎn)以保持飛行的穩(wěn)定，但這些都是由飛機自己完成，與飛行員無關(guān)。很顯然，為了實現(xiàn)這種功能，飛行員與水平尾翼之間需要存在這樣一個“中間人”：飛行員將操縱指令下達給這個“中間人”，而它正確理解這些內(nèi)容并將飛行操縱指令翻譯為具體的平尾偏轉(zhuǎn)角度，并交由驅(qū)動平尾的作動器執(zhí)行。毫無疑問，這個“中間人”就是以搭載飛行控制規(guī)律軟件的計算機為核心的電傳飛控系統(tǒng)。

濃重的應(yīng)急性質(zhì)使得蘇-27戰(zhàn)斗機的電傳系統(tǒng)僅僅控制了前緣機動襟翼和平尾，而襟副翼、方向舵仍然是機械飛控系統(tǒng)。即使是蘇-27后來正在結(jié)構(gòu)減重與增重補強之間反復(fù)不斷，即使在試飛中連續(xù)出現(xiàn)了機翼解體的情況，仍然沒有取消機翼內(nèi)復(fù)雜的機械控制結(jié)構(gòu)進行減重。與半截式的電傳飛控硬件系統(tǒng)相對應(yīng)，蘇-27戰(zhàn)斗機電傳系統(tǒng)的控制律設(shè)計保留了大量機械系統(tǒng)思維方式的痕跡。該機的控制律主模態(tài)根據(jù)起落架狀態(tài)的收、放進行邏輯轉(zhuǎn)換，分為起落飛行控制律和空中飛行控制律;起落狀態(tài)下僅有俯仰速率的反饋，空中飛行狀態(tài)則包括過載大小的反饋。兩種控制律都是有差控制，不能實現(xiàn)速度中立穩(wěn)定性;加減速飛行時操縱桿的桿力和位移會像傳統(tǒng)的機械式飛行控制系統(tǒng)那樣，出現(xiàn)程度很大的變化。作為彌補，蘇-27的操縱桿會隨著速度的增加而自動往前推桿：速度增加使機翼升力增加并驅(qū)使飛機抬頭，推桿會強迫飛機低頭保持飛行姿態(tài)不變。

事實上，我們完全可以用如此簡單的評語來總結(jié)蘇-27戰(zhàn)斗機飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計思想：將俯仰方向上非飛行員指令而產(chǎn)生的俯仰速率或法向加速度減小到零，避免失控，僅此而已。而這種電傳系統(tǒng)的簡陋，也是蘇-27家族很多型號不允許在高原機場降落的關(guān)鍵原因之一。

蘇-27電傳的過于簡陋——很大程度上是因為在模擬電路上實在無法安排過于復(fù)雜的控制規(guī)律設(shè)計，使它對飛機俯仰運動的姿態(tài)穩(wěn)定控制只能有一套策略。而飛機的起降狀態(tài)和飛行狀態(tài)時的力學狀態(tài)截然不同，因為起降時主起落架接觸地面會有一個支撐力作用;如果此時電傳系統(tǒng)仍然按照飛行狀態(tài)的控制策略來穩(wěn)定飛機姿態(tài)，會導致飛機輕則顛簸，重則傾覆。因此，在起降過程中，蘇-27電傳的增穩(wěn)功能必須關(guān)閉。這種情況下，蘇-27的姿態(tài)穩(wěn)定性隨著空氣密度減小會逐漸變差。理論上當高度大于4000米時，蘇-27就開始產(chǎn)生俯仰搖擺、甚至失控的傾向。因此，蘇-27手冊中嚴格要求放起落架、帶放下起落架飛行必須在4000米以下進行。

而對于一些自身海拔就超過3500米的高原機場來說，4000米高度根本不足以建立著陸航線。某些國家的蘇-27最后可以在這樣的高原機場起降，其實是人為將放起落架高度限制放寬到5 000米高度后才能做到的。就其實質(zhì)來說，是在冒一定風險、駕駛品質(zhì)變差的情況下進行的違規(guī)駕駛。

蘇-27的模擬電路電傳系統(tǒng)不僅功能簡陋，而且可靠性也相當糟糕。大量的可調(diào)電位器等模擬器件的電氣狀態(tài)保持能力相當差，需要不斷的維護校準，尤其是在亞熱帶、熱帶沿海地區(qū)，高溫、高濕度、高鹽度的氣候下。而作為同樣電子工業(yè)水平下的產(chǎn)物，蘇-27的航空電子設(shè)備一樣是相當落后的。

蘇-27一直以F-15作為對手，幾乎是竭力在追求每一方面的指標都要超過、甚至是壓倒后者，哪怕是在雷達上也是一樣。歸功于固體晶體管和大規(guī)模集成電路，F(xiàn)-15的AN/APG-63雷達不僅性能優(yōu)秀，重量也僅有250千克。蘇聯(lián)的真空電子管電路大、重、脆弱，電源利用效率低下，設(shè)計中存在大量笨重的高壓電路。蘇-27戰(zhàn)斗機的N001雷達不得不采用更大的發(fā)射功率、更大的天線尺寸，才有可能獲得接近AN/APG63雷達的性能。這意味著更龐大的部件體積、更強的冷卻系統(tǒng)和電源供應(yīng)系統(tǒng)。最終，N001雷達性能仍然大幅落后對手，但重量達到550千克，如果計入后端的散熱和電源部分等全套系統(tǒng)，全重接近980千克。就像A-10的7管30毫米機炮一樣，蘇-27的設(shè)計也是圍繞著蠢重的雷達系統(tǒng)展開：整個前機身從雷達整流罩起到第18號隔框，除了飛行員、彈射座椅和前起落架，座艙前方、下方、后方的三個設(shè)備艙里都被電子設(shè)備塞滿。從根源上說，蘇-27家族的幾個重要缺陷都是由蘇聯(lián)電子工業(yè)水平而起，在極大程度上決定了最終的方案走向。

但從另一個方面來說，只要一個國家在航空電子領(lǐng)域有著足夠的技術(shù)水平，能夠徹底更換蘇-27的機載航空電子系統(tǒng)，該機原本的劣勢反而能成為巨大的潛力。比如蘇-27的N001雷達系統(tǒng)，其尺寸和重量指標即使是給同樣大小口徑的高性能相控陣機載雷達使用也綽綽有余。而其他的機載設(shè)備中，之前沉重、龐大的型號只用一個很小體積的新產(chǎn)品就能取代;而且大量多個獨立功能的組件可以被一個單獨的多功能設(shè)備所替換。

這種優(yōu)勢帶來的不僅僅是減重，更重要的意義是空余出大量的機內(nèi)空間可以安排更多、更復(fù)雜的電子設(shè)備，可以極大地擴展飛機的作戰(zhàn)功能。事實上，在戰(zhàn)斗機升級改造的過程中，機內(nèi)空間不足往往就是最大的限制。F-16就是一個比較負面的例子，這種設(shè)計極為緊湊的飛機在承擔越來越多的作戰(zhàn)功能以后，其后期改進型不得不在飛機背部上增加額外的脊背結(jié)構(gòu)，以容納設(shè)備。這種做法不僅增重更大，而且破壞飛機的氣動外形，既降低了飛機的操縱性和飛行品質(zhì)，又嚴重加大了飛行阻力。尤其是承擔電磁權(quán)爭奪的電子戰(zhàn)飛機和壓制、摧毀敵方防空火力的反輻射飛機，它們要求搭載大量的高功率電子電氣設(shè)備，無論是供配電、散熱都比一般戰(zhàn)斗機要求更高。而蘇-27內(nèi)部的高燃油儲存量和大容積設(shè)備搭載空間，不僅可以更好的應(yīng)對電子電氣設(shè)備的能源消耗和安裝需求;而且它寬廣均勻、且不受副油箱干擾、普遍前向視野極佳的掛點設(shè)計，更是為各種電子戰(zhàn)吊艙的安置提供了絕佳的條件。很多電子吊艙之間都有著嚴格的間距限制，或者特殊的安裝位置需要——尤其以要求盡量靠近兩側(cè)翼尖獲得最大的間隔最為常見。endprint

但是，這也對飛機的結(jié)構(gòu)壽命帶來了很高的要求。從朝鮮戰(zhàn)爭后，戰(zhàn)斗機的自身定位就從一種機械裝備逐步向電子/機械裝備演變，機載電子設(shè)備越來越多，作用越來越重要，而價格也越來越昂貴。對于今天的先進戰(zhàn)斗機來說，飛機結(jié)構(gòu)和發(fā)動機的成本在總造價里其實只占一小部分，航空電子設(shè)備的成本才是真正的大頭。因此，當作為平臺的飛機結(jié)構(gòu)本身壽命不夠長的話，大量極為昂貴的機載設(shè)備就只能提前跟隨飛機報廢，帶來難以承受的使用成本。

蘇-27早期由于減重過度引起結(jié)構(gòu)強度不足，在接近最大設(shè)計速壓的高速試飛中頻繁出現(xiàn)結(jié)構(gòu)損壞、解體的事故。1983年，T-10-17號機出現(xiàn)大部分機翼解體、垂直尾翼被從機翼上飛出的結(jié)構(gòu)件砍斷的嚴重事故，但是英雄的試飛員薩多夫尼科夫居然把這架殘骸一樣的飛機平安降落回了機場。遭遇同樣厄運的T-10-21號機雖然墜毀，不過飛行員彈射逃生成功。和后來的這兩次事故相比，1981年的T-10-12號機就沒有那么幸運了，它的結(jié)構(gòu)解體首先出現(xiàn)在前機身，試飛員科馬羅夫壯烈犧牲。

人類在每一個科學技術(shù)領(lǐng)域的認知進步，都要經(jīng)歷一個從無到有、從淺到深、從蒙昧到明晰的過程。這種規(guī)律反應(yīng)在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計上，就是從定性設(shè)計到定量設(shè)計的變化。而定性設(shè)計的巔峰，就出現(xiàn)在蘇-27的研制過程中。

傳統(tǒng)的定性設(shè)計時代，設(shè)計單位的理論認識水平和計算能力都很低下。人們首先認定驗收合格的材料與部件是不存在內(nèi)部缺陷的，繼而在這個基礎(chǔ)上根據(jù)已有的理論（比如經(jīng)典的工程梁理論）和經(jīng)驗，選出合理的方案;隨后開始粗略的估算和選擇結(jié)構(gòu)部件的截面尺寸，再進一步對強度與剛度性能進行校核。如果強度、剛度不足，則加大截面尺寸增重補強;如果剩余強度太大，便反之進行減重。

這種設(shè)計方法在計算過程中簡化的非常厲害，而且只能適用于一些外形和受力都比較簡單的部件，計算結(jié)果很容易與試驗結(jié)果出現(xiàn)較大偏差。如果設(shè)計人員的理論素養(yǎng)、經(jīng)驗水平和試驗數(shù)量上不能達到非常高的水準，那么在復(fù)雜的結(jié)構(gòu)設(shè)計中要獲得出色的性能是不可能的。

然而，對于蘇-27來說，超大尺寸、對于結(jié)構(gòu)強度和剛度特性非常不利的氣動外形設(shè)計、以及新結(jié)構(gòu)設(shè)計理論與相應(yīng)計算能力的匱乏，種種不利因素耦合在一起形成了巨大的噩夢。在理論與計算水平嚴重不足的情況下，蘇-27結(jié)構(gòu)研制過程中對實際試驗的依賴達到了空前絕后的地步。比如，該機最初僅按照90%的強度指標設(shè)計結(jié)構(gòu)，隨后按照100%的標準進行強度試驗;在結(jié)構(gòu)上的薄弱環(huán)節(jié)出現(xiàn)變形、斷裂以后，再進行針對性的補強設(shè)計。

這種甚至不惜大量參照客機設(shè)計經(jīng)驗瘋狂減重、在試驗和飛行中暴露缺陷、修改設(shè)計增重補救的循環(huán)，一直貫穿著蘇-27整個家族的前中期發(fā)展歷程，上文提及的3次大速壓解體僅僅是其結(jié)構(gòu)事故中的冰山一角。作為蘇-27家族第一批基本解決結(jié)構(gòu)強度問題的改型，蘇-27SK的空重從16.3噸增加到16.87噸，增重570千克;壽命也從2000小時提升到2500小時。

盡管壽命等性能不佳，但不容置疑的是蘇-27系列的結(jié)構(gòu)最終獲得了相當高的效率。在破壞性的疲勞強度試驗中，蘇-27結(jié)構(gòu)的各處裂紋會以非常均勻、和緩的趨勢發(fā)展，到部件最終斷裂時會形成比較均勻的多個小塊。試驗結(jié)果證明，蘇-27對結(jié)構(gòu)各處的壽命消耗速度是相當一致的，而且在對裂紋影響范圍、擴展速度的控制上也卓有成效。這意味著，蘇-27獲得了近乎于從F-16開始的西方三代機才有的損傷容限的結(jié)構(gòu)功能，而后者必須依靠先進的多的理論、手段才能完成設(shè)計。但蘇-27的結(jié)構(gòu)畢竟是在缺乏明確、系統(tǒng)的先進技術(shù)規(guī)范下完成的，這使它又不具備西方三代機結(jié)構(gòu)的一些重要特性——比如對于維護工作的重視。

西方研究飛機結(jié)構(gòu)損傷容限功能的重要目的之一，就是使部件在下一次維護檢測之前，不足以發(fā)展到引起嚴重事故的地步。但另一方面，同樣也要求飛機在設(shè)計時保證維護人員能夠方便的觀察內(nèi)部結(jié)構(gòu)，并進行維修和部件更換，而這一點恰恰是蘇-27相比西方四代機做的非常不友好的地方。比如蘇-37（編號711）意外墜毀的最主要原因就是長期的飛行表演中，頻繁的高過載機動提前透支了全部的結(jié)構(gòu)壽命而未能及時發(fā)現(xiàn)，它最后階段其實已經(jīng)是以結(jié)構(gòu)報廢狀態(tài)在飛行了。

蘇-27的研制過程我們必須敬畏，但總體方向卻不值得效仿。落后的結(jié)構(gòu)理論和計算手段，一方面使得設(shè)計者在極其頻繁的設(shè)計修改中每一次都要依賴大量試驗結(jié)果進行支持，另一方面又嚴重限制了試驗內(nèi)容設(shè)計安排、數(shù)據(jù)結(jié)果提取分析的水平。設(shè)計過程的低效，使蘇-27研制過程中對于各種資源——尤其是試飛員生命的消耗達到了極難令人接受的地步。在當時的航空強國中，再沒有任何其他國家在政治經(jīng)濟制度上能夠容忍這樣的做法。

新蘇-35的改進

蘇霍伊針對蘇-27的氣動和結(jié)構(gòu)缺陷，很早就安排了多個不同方向并進的規(guī)劃;形成了T-10S、T-10M、T-10K、T-10U、T-10IB等5個主線的驗證、原型機系列，總數(shù)達到數(shù)十架。如果加上衍生的支線，T系列機型譜系的分支超過15條。在艱難的俄羅斯時代，蘇霍伊也未曾放棄這些改進工作，并且最終集大成于新蘇-35。

為了改善機動能力，尤其是低速操縱響應(yīng)能力，蘇霍伊在后繼的多用途型號、艦載機型號上都采用了三翼面布局，飛行控制系統(tǒng)也為此改進成完整的電傳系統(tǒng)。三翼面布局是在常規(guī)布局基礎(chǔ)上添加全動鴨翼增強俯仰控制能力和強化渦流增升效果的設(shè)計，其優(yōu)點是能夠提升常規(guī)布局的大過載機動性，缺陷則是會造成較大幅度的重量和阻力增加。

全動鴨翼俯仰控制能力極強的關(guān)鍵原因之一是它的偏轉(zhuǎn)幅度非常大，尤其是向下偏轉(zhuǎn)的角度范圍。這樣，即使是飛機以非常大的迎角抬頭飛行時，鴨翼都能形成可靠、強力的低頭力矩維持飛行姿態(tài)的穩(wěn)定，并且在需要的時候把飛機向下拉平。尤其是對于使用后掠翼設(shè)計、本身就存在很強大迎角失控傾向的蘇-27來說，它對鴨翼的選擇是強化低頭控制能力為主，渦流增升能力的提升則必須限制在較低范圍內(nèi)。因此和水平尾翼相比，蘇-27家族的鴨翼翼展、面積都不大，而且上偏幅度很小而下偏幅度很大。比如，蘇-27家族的平尾翼展達到9.8米，面積為12.2平方米;而偏轉(zhuǎn)角度向上可以達到+15°，向下達到 -20°，兩者之間相差不大。而其鴨翼的翼展為6.43米，面積為2.99平方米;上偏角度僅有 + 3.5°，而下偏角度則達到- 51.5°。endprint

實際上，俯仰控制能力的強化，同樣會帶來滾轉(zhuǎn)控制能力的改善。這是因為蘇-27本身副翼效率不高，滾轉(zhuǎn)控制中平尾不對稱的差動偏轉(zhuǎn)非常重要。在飛機俯仰控制只能依賴平尾的時候，如果平尾的轉(zhuǎn)動不對稱太大，會使飛機的姿態(tài)失控。因此，蘇-27的平尾只允許10°的不對稱角度。而在鴨翼分擔了相當一部分俯仰控制功能以后，平尾就能以更大的不對稱角度參與滾轉(zhuǎn)控制。

三翼面布局的問題來自于機身長度和重量、阻力的增加。老的三翼面布局蘇-35空重從蘇27SK的16870千克增加到18400千克，即使扣除因為對地攻擊、轟炸、結(jié)構(gòu)壽命提升等因素帶來的結(jié)構(gòu)強化重量，以蘇-30為參照物的話，單純因為增設(shè)鴨翼帶來的增重也至少超過700千克以上。尤其是翼面的增加會帶來各種方面上的阻力提升——無論是浸潤面積帶來的摩擦阻力、還是超聲速飛行下的激波阻力。因為這些原因，老蘇-35在內(nèi)部最大燃油從9400千克提升到10250千克的情況下，航程卻反而大幅降低到3200千米。基于這種原因，在20多年以后蘇霍伊推出的第二代新蘇-35上——蘇-27BM（B代表改進型）上;它不僅回歸了常規(guī)布局，還進一步放大了機頭和翼展。

放大尺寸、噸位使新蘇-35可以使用更大更重的高性能相控陣雷達而仍然能處于靜不穩(wěn)定狀態(tài)。通過使用具有15°最大偏轉(zhuǎn)角度的矢量推力設(shè)計，原來三翼面布局的最主要優(yōu)點完全通過發(fā)動機實現(xiàn);雖然損失了一定的渦流增效方面的強化效果，但這與整體性能的提升相比不值一提。新蘇-35的實踐成功證明了該方案的優(yōu)越性：氣動和機內(nèi)容積利用效率的提高使這個重得多的型號擁有3600千米航程，只比蘇-27SK少了100多千米。

矢量推力的應(yīng)用對飛行控制系統(tǒng)提出了很高的要求，因為需要飛行員獨立手動控制噴管推力轉(zhuǎn)向的矢量推力是沒有任何實用意義的。新蘇-35更換的全權(quán)限數(shù)字電傳飛控不僅完善的交聯(lián)了發(fā)動機的控制功能，而且徹底解決了蘇-27家族前期型號控制功能簡陋的問題。比如，它取消背部減速板的設(shè)計，這就意味著它的襟副翼、平尾等控制面能夠?qū)崿F(xiàn)非常復(fù)雜的自動配合，在保持飛行姿態(tài)不變的情況下大幅度提升自己的氣動阻力，實現(xiàn)減速功能。

實際上，蘇-27家族對于結(jié)構(gòu)的強化重視更在于氣動布局、飛行控制改進之上。到蘇-34為止，蘇-27家族完成了2輪以上的結(jié)構(gòu)強化。期間的型號經(jīng)驗積累，西方設(shè)計手段、標準引入，材料工藝體系、尤其是大型鈦合金件加工能力的重大突破，都給了蘇霍伊極大的信心。隨著飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的要求越來越高，人們必須在截面尺寸更小的部件上實現(xiàn)更高的強度、剛度指標。結(jié)構(gòu)中可以分擔受力的冗余部分越來越少，有效減輕部件重量的同時也帶來了巨大的風險：材料中隱藏的一道微小裂紋，或者加工時留下的一條明顯刀痕，都有可能在巨大的壓力和反復(fù)變形作用下迅速發(fā)展成足以導致整個部件徹底斷裂的貫穿性裂紋。

上世紀60年代中期到70年代初，以高強度使用作為導火索，輕重量、高性能的結(jié)構(gòu)設(shè)計矛盾在美國飛機上集中爆發(fā)。包括F-111和F-4在內(nèi)的大量新飛機結(jié)構(gòu)件出現(xiàn)嚴重的斷裂現(xiàn)象，使飛機提前報廢甚至是墜毀。比如，1969年1架F-111機翼解體導致機毀人亡，而這架飛機只飛行了一百多小時。檢測結(jié)論逼迫人們承認，制造飛機的材料和部件中必然存在著大量的微觀缺陷，并導致了50%以上的結(jié)構(gòu)疲勞失效;改善材料和工藝水平可以減少、但無法消除這種現(xiàn)象。這使飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中開始正式引入斷裂力學理論，系統(tǒng)性的研究結(jié)構(gòu)部件裂紋如何發(fā)生、擴展、并引起整個部件的斷裂。這些成果最終變成了相當詳細的指導標準，使設(shè)計師在設(shè)計時不僅能掌握結(jié)構(gòu)部件會在什么條件下破壞;而且還知道正常使用情況下，允許結(jié)構(gòu)含有多少、何種類型、大小的裂紋以及它的壽命變化。斷裂力學理論實際上從20世紀40年代后期起就一直在高速發(fā)展，而長期沒有得以應(yīng)用在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中的原因只有一個：分析、計算能力不足。這一瓶頸最終被電子計算機的高速發(fā)展所打破。

計算機對于飛機結(jié)構(gòu)的最大貢獻在于有限元分析計算，這是一切先進設(shè)計的基礎(chǔ)手段，也是現(xiàn)代定量設(shè)計與傳統(tǒng)定性設(shè)計的根本區(qū)別所在。有限元法可以將一個結(jié)構(gòu)部件劃分成大量彼此連接的細小單元，每一個小單元只負責很簡單的幾個受力情況;通過計算這些小單元在各種條件下的變化趨勢，就可以獲得整個部件的近似性能數(shù)據(jù)。通過這種原理，有限元分析可以解析外形和受力條件非常復(fù)雜的部件，這給飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了極大的靈活性。但是，要計算出高精度、高可信度的性能數(shù)據(jù)，對有限元計算過程中劃分的單元數(shù)量要求極高，計算量極大。因此，在高性能計算機出現(xiàn)前有限元分析一直難以實用。

斷裂力學、有限元分析、傳統(tǒng)設(shè)計經(jīng)驗的三者結(jié)合，使飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計進入了一個完全不同的時代;它所帶來的不僅僅是Mil-A-8860A、83444和MIL-STD-1530等幾個軍用標準，還有大量《耐久性設(shè)計手冊》這樣的規(guī)范文件，更為后來的達索CATIA等航空航天專業(yè)設(shè)計軟件提供了基礎(chǔ)。從F-16開始的西方戰(zhàn)斗機都遵循這一系列的標準規(guī)范，當然，越往后的型號所遵循的標準版本也更新。通過每一個部件生產(chǎn)都實現(xiàn)了高度標準化，為精確重量控制和部件互換性能提供基礎(chǔ);并對每一個部件都在大量的有限元分析基礎(chǔ)上進行徹底的疲勞試驗，找出所有的薄弱點位置;蘇-27BM的結(jié)構(gòu)壽命從要求較低的前蘇聯(lián)標準2000～2500小時提升到西方的6000小時，達到西方三代機的主流水準。

我國引進了大量蘇-27家族戰(zhàn)斗機，其中最為主要的型號是蘇-27SK和蘇-30MKK。其中，蘇-27SK是蘇-27設(shè)計定型以后的初步完善型號，其優(yōu)點是通過強化結(jié)構(gòu)基本杜絕了因為強度不足而高速飛行下解體的隱患，并獲得了與其飛行平臺能力相稱的掛載能力。但是就其壽命來說，2500飛行小時僅能維持十幾年的較高強度訓練，遠遠不足以滿足需要，真實性價比很低。

蘇-30MKK的引進數(shù)量雖然比蘇-27SK少，但實際上它與R-77主動中距空空導彈的組合才是我國在相當長時間內(nèi)的絕對空防主力，而它在對地/對海方面的攻擊能力反而不及前者重要。這是因為我國在主動中距空空導彈的發(fā)展上一直較為坎坷，相關(guān)型號的定型時間晚、形成可靠戰(zhàn)斗力更晚。即使是殲-10這樣的高性能空戰(zhàn)批量服役以后，在很長時間內(nèi)都只能攜帶PL-11這樣的半主動空空導彈進行訓練、戰(zhàn)備。

由于眾所周知的原因，我國和俄羅斯在蘇-27家族引進等重大軍貿(mào)方面一度中斷了十數(shù)年之久。這期間，我國原有的蘇-27家族壽命均以開始接近晚期甚至已經(jīng)開始出現(xiàn)較大規(guī)模的壽終報廢。尤其是在防務(wù)壓力最大的東南沿海地區(qū)，飛機使用強度大，而蘇-27家族——尤其是蘇-27SK原始設(shè)計又未曾考慮高溫、高濕、高鹽霧腐蝕的使用環(huán)境，實際壽命比預(yù)估的還要短得多。

國內(nèi)雖然花了很大的力氣仿制、改進蘇-27家族，并取得了很大的成果，但是仍然存在不少問題。比如，仿制型號在結(jié)構(gòu)設(shè)計上跳不出參照型號的基本水平，只能進行剛度等代設(shè)計，即使換了新型材料，結(jié)構(gòu)壽命也并不能得到提高。更關(guān)鍵的原因還包括發(fā)動機，目前“太行”發(fā)動機的性能、可靠性、產(chǎn)能都還頗有不足。更仔細的維護和檢修、更為嚴格的使用限制，更先進的延壽措施，對于飛機使用壽命的擴展都是有限的。我國現(xiàn)有蘇-27家族的退役大潮才剛剛開始，殲-20大量生產(chǎn)服役以前，我國重型戰(zhàn)斗機缺口還會越來越大。我國自主開發(fā)的蘇-27仿制改進型號雖然意義也很重要，但目前確實滿足不了實際需要。

這個時候，我國迫切需要后繼機種來維持原有的蘇-27家族機群，尤其是我國空軍的裝備體系并不健全，在專業(yè)的高機動電子戰(zhàn)戰(zhàn)術(shù)飛機、反輻射飛機上目前還是空白。因此，蘇-35這種長壽命、高機動而且特別適合這種改裝用途的作戰(zhàn)平臺，對于我國空軍建立完善作戰(zhàn)體系能力的價值無論如何高估都不為過。

（編輯/筆嘯）endprint