袁 兵，劉 杰，魏中成，劉 沛，池江波

(成都飛機設(shè)計研究所，成都 610091)

0 引言

戰(zhàn)斗機主要是用于保護我方運用制空權(quán)以及摧毀敵人使用制空權(quán)之能力的軍用機種，以空／空作戰(zhàn)為主要模式。進入21世紀以來，歐美等國基于先進作戰(zhàn)理念的戰(zhàn)斗機相繼問世。2005年F-22戰(zhàn)斗機開始在美國空軍服役，2006年美國F-35戰(zhàn)斗機首飛。2010年俄羅斯T-50戰(zhàn)斗機首飛，蘇-57已于2021年裝備部隊。為了應(yīng)對未來日益復(fù)雜空中戰(zhàn)場環(huán)境，新一代戰(zhàn)斗機的研發(fā)已經(jīng)成為各主要軍事大國的發(fā)展重點，是搶占新軍事制高點的重要競爭領(lǐng)域。

關(guān)于新一代戰(zhàn)斗機布局的具體特征并未形成定論。楊偉[1]提出跨代戰(zhàn)斗機是未來空中作戰(zhàn)體系中具有遠程、穿透、強感知、強火力和快速決策能力的強有力的骨干節(jié)點平臺。張繼高[2]提出隨著推力矢量等技術(shù)的突破，戰(zhàn)斗機向放寬航向靜穩(wěn)定度擴展逐漸具備條件，未來戰(zhàn)斗機的氣動布局很可能是飛翼氣動布局形式。王海峰[3]提出隨著作戰(zhàn)需求和軍事科技的進一步發(fā)展，下一代作戰(zhàn)飛機隱身需求逐步趨向全向、全頻段，飛機布局進一步扁平化，可通過推力轉(zhuǎn)向獲得控制力矩，完美解決了下一代作戰(zhàn)飛機隱身及飛控的需求。張文宇等[4]對國外下一代戰(zhàn)斗機發(fā)展情況進行了研究，初步分析判斷未來戰(zhàn)斗機在飛行性能上傾向于超聲速高機動能力，隱身能力將向飛機全向發(fā)展。

目前，新一代戰(zhàn)斗機相關(guān)研究主要集中在戰(zhàn)斗機能力需求方面[5-17]。要形成跨代優(yōu)勢的戰(zhàn)斗機設(shè)計，其所用翼型設(shè)計上也需要有所創(chuàng)新和突破。本文以戰(zhàn)斗機氣動布局為著眼點，分析其所用翼型的發(fā)展趨勢，進而展望新一代戰(zhàn)斗機對翼型的需求。

1 戰(zhàn)斗機氣動布局發(fā)展及其翼型發(fā)展趨勢

氣動布局是實現(xiàn)戰(zhàn)斗機飛行性能的基礎(chǔ)，飛行器氣動布局的每一次技術(shù)進步，都會對飛行器的性能帶來巨大的飛躍。縱觀戰(zhàn)斗機的發(fā)展歷史，戰(zhàn)斗機氣動布局的發(fā)展規(guī)律大致如下。

第一代戰(zhàn)斗機氣動布局。此時發(fā)動機的推力較小，戰(zhàn)斗機只能在中、低空進行亞聲速飛行，且飛行也被限制在小迎角范圍內(nèi)。該代戰(zhàn)斗機氣動布局采用平直機翼，代表機型有美國的P-51（圖1）和前蘇聯(lián)的雅克-3等。

圖1 P-51Fig. 1 P-51

第二代戰(zhàn)斗機氣動布局。此時戰(zhàn)斗機以渦輪噴氣發(fā)動機為動力，最大飛行速度達到超聲速，飛行高度達到高空，飛行仍也被限制在中小迎角范圍內(nèi)。此時戰(zhàn)斗機為了突破聲速，氣動布局上開始采用后掠機翼。代表機型有前蘇聯(lián)的米格-21戰(zhàn)斗機（圖2）等。

圖2 米格-21Fig. 2 A MiG-21 fighter

第三代戰(zhàn)斗機氣動布局。此時戰(zhàn)斗機以渦輪風(fēng)扇發(fā)動機為動力，在保持高空高速飛行能力的基礎(chǔ)上，實現(xiàn)了大迎角機動。該階段戰(zhàn)斗機氣動布局的機翼前通常布置有前邊條或者鴨翼，利用邊條渦或鴨翼渦與機翼前緣渦之間有利干擾耦合，提升飛機中大迎角的升阻特性和失速特性。同時采用機翼前緣機動襟翼，抑制氣流分離。代表機型有美國的F-16戰(zhàn)斗機和法國的陣風(fēng)戰(zhàn)斗機（圖3）等。

圖3 陣風(fēng)戰(zhàn)斗機Fig. 3 Schematic diagram of Rafale fighter

第四代戰(zhàn)斗機氣動布局。此時戰(zhàn)斗機以大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機為動力，可實現(xiàn)超聲速巡航；裝備推力矢量噴管，實現(xiàn)可控的失速和過失速機動；機翼與機身上部采用融合設(shè)計形成升力體，可提高升力、降低阻力；氣動布局主棱邊采用平行原理，武器內(nèi)置，垂尾外傾，雷達反射截面相比上代戰(zhàn)斗機明顯降低。代表機型有美國的F-22戰(zhàn)斗機（圖4）和俄羅斯的Su-57戰(zhàn)斗機等。

圖4 F-22戰(zhàn)斗機Fig. 4 Schematic diagram of F-22 fighter

機翼是實現(xiàn)戰(zhàn)斗機飛行性能最主要的部件，翼型是組成機翼的基本元素。對于戰(zhàn)斗機這類小展弦比薄機翼，雖然平面形狀對機翼的氣動特性起著主要作用，但是翼型的設(shè)計仍然十分重要。其中，翼型的彎度關(guān)系到戰(zhàn)斗機的亞、跨聲速機動能力，翼型的前緣形狀與機翼三維分離渦的生成和發(fā)展關(guān)系密切，從而影響戰(zhàn)斗機的大迎角升阻特性。與此同時，翼型的跨聲速升阻比、阻力發(fā)散邊界和超聲速阻力特性對戰(zhàn)斗機的跨聲速巡航以及超聲速巡航能力有重要的影響[18-19]。

不同的氣動布局形式滿足不同代戰(zhàn)斗機能力需求，不同能力需求也牽引著戰(zhàn)斗機機翼翼型的發(fā)展。為應(yīng)對不同的性能需求，現(xiàn)有戰(zhàn)斗機所用翼型的發(fā)展趨勢大致如下。

第一代戰(zhàn)斗機氣動布局主要注重飛機平臺的中小迎角下的亞聲速飛行性能，因此選擇的翼型的頭部豐滿，厚度較厚，通常大于10%，彎度通常大于3%，具有低速升阻比大和升力特性好的特點。表1給出了典型第一代戰(zhàn)斗機氣動布局使用的翼型。圖5給出了前蘇聯(lián)雅克-18使用的CLARK-YH翼型示意圖。

表1 典型第一代戰(zhàn)斗機氣動布局采用的翼型[20-21]Table 1 Typical airfoils used by first-generation fighters[20-21]

圖5 CLARK-YH翼型示意圖Fig. 5 CLARK-YH airfoil

第二代戰(zhàn)斗機氣動布局主要注重飛機平臺超聲速飛行性能。因為此階段戰(zhàn)斗機所用的發(fā)動機推力水平有限，盡可能減小跨超聲速阻力是氣動上主要的設(shè)計點。第二代戰(zhàn)斗機采用的翼型為減小激波阻力，翼型通常采用厚度較小的對稱翼型，翼型厚度約為3%～6%，同時取消彎度。表2給出了典型第二代戰(zhàn)斗機氣動布局使用的翼型。圖6給出了NACA 0006翼型的示意圖。

表2 典型第二代戰(zhàn)斗機氣動布局采用的翼型[20-21]Table 2 Typical airfoils used by second-generation fighters[20-21]

圖6 NACA 0006翼型示意圖Fig. 6 Schematic diagram of NACA 0006 airfoil

第三代戰(zhàn)斗機氣動布局側(cè)重超聲速的氣動特性，同時兼顧跨聲速升力和失速特性。此階段戰(zhàn)斗機所用的發(fā)動機推力水平相比上一代已有明顯的提升，機翼可以采用一定彎度范圍內(nèi)的翼型。一方面其對超聲速阻力的影響在有限的范圍內(nèi)，平臺阻力仍然滿足超聲速飛行性能要求，同時提升全機的跨聲速飛行性能。表3給出了典型第三代戰(zhàn)斗機氣動布局使用的翼型。圖7給出了NACA 64A204翼型的示意圖。

表3 典型第三代戰(zhàn)斗機氣動布局采用的翼型[20-21]Table 3 Typical airfoils used by third-generation fighters[20-21]

圖7 NACA 64A204翼型示意圖Fig. 7 Schematic diagram of NACA 64A204 airfoil

第四代戰(zhàn)斗機氣動布局要求同時具備優(yōu)異的亞、跨、超聲速飛行性能，此外還需求過失速機動、高隱身等能力。對于該代戰(zhàn)斗機翼型，在隱身的約束條件下，氣動上還需要在跨聲速條件下具有高的巡航升阻比和高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，以保證戰(zhàn)斗機的航程；在超聲速條件下具有低的超聲速波阻，以提高戰(zhàn)斗機的超聲速巡航能力；在跨超聲速設(shè)計點，縱向俯仰特性滿足戰(zhàn)斗機的巡航配平阻力小的需求。隨著綜合設(shè)計優(yōu)化技術(shù)的發(fā)展，該代戰(zhàn)斗機翼型不再采用標準的翼型或者簡單的修形翼型，針對該代戰(zhàn)斗機多設(shè)計點多學(xué)科的設(shè)計要求，通過綜合優(yōu)化技術(shù)形成適用于該代戰(zhàn)斗機平臺使用的專用翼型。目前第四代戰(zhàn)斗機翼型作為一項核心技術(shù)并沒有公開，無法查到相應(yīng)的翼型數(shù)據(jù)。

從戰(zhàn)斗機翼型的發(fā)展來看，一方面從起初僅單一注重的低亞聲速或超聲速氣動特性，發(fā)展到兼顧考慮亞跨超聲速氣動特性；另一方面從起初僅單一考慮氣動性能需求，發(fā)展到現(xiàn)在兼顧考慮隱身等多學(xué)科的設(shè)計需求。同時，為適應(yīng)上述發(fā)展需求，戰(zhàn)斗機氣動布局從起初采用標準的翼型逐漸發(fā)展到采用滿足多設(shè)計點多學(xué)科設(shè)計要求的專用翼型。表4給出了不同戰(zhàn)斗機氣動布局對翼型性能的需求和不同代翼型的典型特點。圖8給出了不同代戰(zhàn)斗機氣動布局翼型厚度/彎度的發(fā)展規(guī)律。

表4 不同戰(zhàn)斗機氣動布局對翼型性能的需求和不同代翼型的典型特點Table 4 Performance requirements on airfoils for different aircraft aerodynamic configurations

圖8 戰(zhàn)斗機翼型厚度/彎度的發(fā)展規(guī)律Fig. 8 The development of fighter airfoil thickness and camber

2 新一代戰(zhàn)斗機的翼型發(fā)展需求

未來戰(zhàn)斗機面臨的探測設(shè)備將覆蓋雷達、紅外、光學(xué)等多種頻譜，涉及P波段到Ka波段的寬頻段范圍，為了應(yīng)對未來日益復(fù)雜空中戰(zhàn)場環(huán)境，下一代戰(zhàn)斗機需要對現(xiàn)有戰(zhàn)斗機形成跨代優(yōu)勢，將要求具備更高的隱身特性、更好的機動能力、更大的作戰(zhàn)半徑。

為實現(xiàn)未來戰(zhàn)斗機將具備寬頻隱身、大航程、高機動等能力需求，氣動布局一方面需要進一步綜合考慮隱身等專業(yè)的設(shè)計需求，另一方面需要盡可能的提高多設(shè)計點下平臺的氣動效率。

目前洛克希德·馬丁公司公布的下一代戰(zhàn)斗機概念方案強調(diào)寬頻帶的隱身性能和超聲速性能；其概念方案機身細長，具有尖銳的機頭棱邊，機翼后緣帶拐折，尾翼大幅度外傾，如圖9所示。諾斯羅普?格魯門公司和波音公司公布的下一代戰(zhàn)斗機概念方案突出全向隱身特性，在氣動布局上采用了無尾飛翼布局方案，如圖10和圖11所示。

圖9 洛克希德?馬丁公司公布的新一代戰(zhàn)斗機概念方案示意圖Fig. 9 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Lockheed Martin

圖10 諾斯羅普?格魯門公司公布的新一代戰(zhàn)斗機概念方案示意圖Fig. 10 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Northrop Crumman

圖11 波音公司公布的新一代戰(zhàn)斗機概念方案示意圖Fig. 11 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Boeing

從已經(jīng)公布的下一代戰(zhàn)斗機氣動布局概念方案看，氣動布局均表現(xiàn)出機身扁平且翼身高度融合的特征。同時這些方案要么采用大傾角垂尾要么直接取消垂尾。

對于未來的戰(zhàn)斗機，垂直尾翼已成為戰(zhàn)斗機進一步提高性能的障礙。取消飛機垂尾所帶來的最直接的問題是如何為飛機提供橫航向穩(wěn)定性和如何進行飛機的操縱控制。隨著推力矢量、創(chuàng)新控制舵面、集成/自適應(yīng)飛行控制系統(tǒng)以及高運算能力的數(shù)字處理器技術(shù)的應(yīng)用，研制高機動的無尾戰(zhàn)斗機已經(jīng)成為可能。

為了使新一代戰(zhàn)斗機在各種高度、各種姿態(tài)下的隱身性能和氣動性能都得到較好的兼顧，超扁平無尾氣動布局成為最可能的選擇。與其他氣動布局形式相比，超扁平無尾氣動布局有以下幾個優(yōu)勢[22]：一是取消垂尾，高度融合式的氣動布局形式能明顯減小飛機的雷達反射截面積（RCS），增強飛機的低可探測性；二是無尾消除了多翼面帶來的阻力以及翼面之間的不利氣動干擾，同時機翼與機身高度融合，可減小全機的浸潤面積，提高全機的氣動效率；三是取消了垂尾后，機體結(jié)構(gòu)獲得簡化的同時，其重量也可明顯減輕。

超扁平無尾氣動布局形式無垂直安定面，且機身超扁平與機翼高度融合。為適應(yīng)新一代氣動布局形式，翼型有以下幾個方面需求。

2.1 綜合考慮氣動隱身性能的需求

隱身技術(shù)是提高未來戰(zhàn)斗機生存能力和突防能力的有效手段，尤其是提高縱深打擊能力的有效途徑。為了實現(xiàn)新一代戰(zhàn)斗機平臺的RCS水平比當前第四代隱身戰(zhàn)斗機降低一個數(shù)量級以上，并且向?qū)掝l段、全方位隱身方向拓展，新一代戰(zhàn)斗機必須綜合考慮隱身的設(shè)計需求。

傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機的機翼前緣處的曲面設(shè)計通常接近柱面形狀，而隱身飛機較多地采用了薄尖劈形棱邊設(shè)計，示意圖見圖12。這種設(shè)計可通過修形把鏡面散射變?yōu)槿跎⑸?，提高機翼的隱身特性[23]。圖13給出了不同前緣對某翼型氣動特性的影響。圖14出示了不同翼型前緣的空間流場結(jié)構(gòu)示意圖。結(jié)果表明，兼顧氣動性能的戰(zhàn)斗機機翼前緣半徑不宜太小，良好的氣動與隱身性能對戰(zhàn)斗機翼型的要求是不同的。因此，尋求氣動與隱身性能的協(xié)調(diào)優(yōu)化設(shè)計已成為新一代戰(zhàn)斗機翼型設(shè)計的關(guān)鍵。

圖12 不同翼型前緣示意圖[23]Fig. 12 Two types of airfoil leading edges[23]

圖13 不同前緣對翼型氣動特性的影響Fig. 13 Effect of leading edge radius on the aerodynamic characteristics of airfoils

圖14 不同翼型前緣的空間流場結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 14 Flow fields around airfoil leading edges of different radius

2.2 適用于機翼機身高度融合的氣動布局形式

超扁平無尾氣動布局形式機翼和機身高度融合，這種設(shè)計一方面飛機在相同的容積下的浸潤面積更小，極大地減小了飛機的阻力[24]；另一方面采用一體化翼面設(shè)計方法，飛機的機身合為機翼的一部分，也可以產(chǎn)生升力，進而提高飛機的升阻特性，同時機翼機身融合體可以消除傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機布局機翼機身形成的角反射器，減小飛機側(cè)向RCS，提高全機的雷達隱身能力[23]。伴隨著相關(guān)技術(shù)的進步和成熟， 超扁平無尾氣動布局形式具有高效率的氣動特性和良好的雷達隱身能力，已經(jīng)成為未來戰(zhàn)斗機發(fā)展的一個重要的方向，因此新一代戰(zhàn)斗機的翼型設(shè)計需要適應(yīng)這種新型氣動布局的特點。

超扁平無尾氣動布局形式戰(zhàn)斗機平臺可分為內(nèi)翼部分和外翼部分，示意圖見圖15。其中內(nèi)翼部分一方面要求實現(xiàn)傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機機身的功能—滿足發(fā)動機、武器、燃油和航電設(shè)備等機載系統(tǒng)的裝載需求；另一方面還需要提供一定的升阻特性或保證全機的縱向安定度和匹配全機巡航狀態(tài)縱向力矩。外翼部分是實現(xiàn)全機氣動特性的主要部件，其翼型要求在跨、超聲速飛行條件下，具有較小的激波阻力，同時還要求具有良好的低速大迎角失速特性。外翼部分翼型的設(shè)計思路與內(nèi)翼部分截然不同。為適應(yīng)這種機翼和機身高度融合的超扁平無尾氣動布局形式，翼型的發(fā)展需綜合考慮飛機內(nèi)翼部分和外翼部分的設(shè)計需求。

圖15 某超扁平無尾氣動布局形式戰(zhàn)斗機的內(nèi)外翼示意圖Fig. 15 Sketch of the inner and outer wings of a fighter with ultra-flat tailless aerodynamic layout

2.3 綜合考慮超扁平無尾氣動布局機翼控制舵面的設(shè)計需求

超扁平無尾氣動布局無法像常規(guī)布局飛機使用方向舵或全動垂尾等傳統(tǒng)舵面進行飛機的偏航控制。目前，針對無尾氣動布局的航向控制措施主要包括開裂式方向舵、嵌入阻力方向舵、全動翼尖方向舵等阻力類舵面，這些航向控制措施均布置于機翼（示意圖見圖16），通過增加單側(cè)機翼阻力產(chǎn)生偏航控制力矩。開裂式方向舵和嵌入阻力舵通常布置在翼型的中后段，全動翼尖方向舵通常布置在機翼翼尖，對于采用超聲速薄翼型的戰(zhàn)斗機，這些機翼位置的結(jié)構(gòu)高度無法滿足舵面機械結(jié)構(gòu)的布置及實現(xiàn)。

圖16 機翼偏航控制舵面示意圖Fig. 16 Schematic diagrams of wing rudders surface for yaw control

新一代戰(zhàn)斗機翼型一方面需要在綜合考慮這些控制舵面工程實現(xiàn)性的前提下，盡可能減少對飛機平臺氣動特性的影響；另一方面還需要通過優(yōu)化設(shè)計盡可能提高這些舵面的航向控制能力，以滿足超聲速無尾氣動布局機翼控制舵面的航向操控能力需求。

2.4 具備優(yōu)良的動態(tài)特性滿足新一代戰(zhàn)斗機高機動的能力需求

未來空戰(zhàn)中，對抗雙方如果具有相同的遠距探測能力、隱身特性以及武器攻擊能力，戰(zhàn)斗將以遠距空戰(zhàn)開始而以近距空戰(zhàn)結(jié)束[25]。在近距空戰(zhàn)中，過失速機動能夠使飛機迅速減速和快速改變機頭指向，可以轉(zhuǎn)換近距空戰(zhàn)中的攻防站位，或迅速改變飛機姿態(tài)減小被導(dǎo)彈擊中的概率。對于未來先進戰(zhàn)斗機，高機動能力仍然是空戰(zhàn)中克敵制勝的重要保證。

在戰(zhàn)斗機的機動過程中，不同翼型對全機的動態(tài)特性有重要影響[26]。為滿足新一代戰(zhàn)斗機高機動的能力需求，未來戰(zhàn)斗機翼型需具備優(yōu)良的動態(tài)特性。圖17出示了前緣對翼型動態(tài)氣動性能影響。

圖17 不同翼型的動態(tài)氣動特性[27]Fig. 17 Dynamic aerodynamic characteristics of different airfoils[27]

2.5 智能可變翼型實現(xiàn)先進戰(zhàn)斗機寬速域的設(shè)計需求

戰(zhàn)斗機變體技術(shù)是根據(jù)飛行條件和作戰(zhàn)任務(wù)等需求自適應(yīng)改變氣動外形，使飛行器在多設(shè)計點保持優(yōu)良性能，是新一代戰(zhàn)斗機兼顧亞聲速久航遠航和超聲速飛行需求的重要途徑。一直以來，變體技術(shù)受限于驅(qū)動能源需求高、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量大、可靠性不足等技術(shù)難點，并未在戰(zhàn)斗機上廣泛應(yīng)用。但隨著智能材料、結(jié)構(gòu)設(shè)計、飛行控制設(shè)計等學(xué)科技術(shù)水平的高速發(fā)展，變體技術(shù)的工程應(yīng)用逐漸成為可能。

智能可變翼型的前緣、后緣、彎度和厚度等關(guān)鍵參數(shù)，可實現(xiàn)先進戰(zhàn)斗機在寬速域條件下的優(yōu)異性能[28-30]。將變體技術(shù)應(yīng)用于翼型的設(shè)計是該領(lǐng)域研究的熱點。在相關(guān)技術(shù)成熟后，新一代戰(zhàn)斗機翼型還需要綜合考慮智能變體的設(shè)計需求。

3 結(jié) 論

本文在回顧第一代到第四代戰(zhàn)斗機氣動布局特點基礎(chǔ)上，總結(jié)了每一代戰(zhàn)斗機氣動布局所用機翼翼型的設(shè)計特點及發(fā)展變化趨勢。從戰(zhàn)斗機跨代發(fā)展來看，翼型一方面從起初僅單一注重的低亞聲速或超聲速氣動特性，到兼顧考慮亞跨超聲速氣動特性；另一方面從起初僅單一考慮氣動特性，到現(xiàn)在兼顧考慮隱身等多學(xué)科的設(shè)計需求。

未來戰(zhàn)斗機將具備寬頻隱身、大航程、高機動等能力需求，提出超扁平無尾氣動布局是新一代戰(zhàn)斗機最可能采用的氣動布局形式。為適應(yīng)新一代戰(zhàn)斗機的能力需求和氣動布局形式，新一代翼型設(shè)計中有以下幾點設(shè)計需求：

1）進一步綜合考慮氣動隱身性能的需求；

2）綜合滿足機翼機身高度融合的氣動布局特點；

3）考慮新型機翼控制舵面的設(shè)計需求；

4）具備優(yōu)良的動態(tài)特性；

5）考慮變體技術(shù)的應(yīng)用。

對于新一代戰(zhàn)斗機的發(fā)展，亟需發(fā)展具有綜合優(yōu)良性能的新一代翼型。未來戰(zhàn)斗機翼型的發(fā)展將更加注重氣動、隱身、控制、結(jié)構(gòu)、智能材料和變體技術(shù)等多學(xué)科多目標的綜合設(shè)計優(yōu)化，保證戰(zhàn)斗機具備更優(yōu)越的作戰(zhàn)性能指標和操縱性能，以應(yīng)對新一代戰(zhàn)斗機的發(fā)展需求。