destiny恶魔之翼-第17部分

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5°，外翼段后掠角26°，1/4弦线处20°。前缘安装了全翼展的机动襟翼，在锯齿处被分为2段。安装前缘机动襟翼对性能最大的改善是盘旋性能，特别是瞬时盘旋。此外推迟了大迎角时机翼上的气流分离，因而减小阻力，改善大迎角机动作战性能，提高抖振边界和增加抗失速抗尾旋性能。襟翼下偏还可以引起低头力矩，减少亚音速飞行时的配平阻力。从风洞模型中AMA－955机翼刻线来看，后缘内段是简单襟翼，而外段是副翼。简单襟翼增加的升力不大，但机构简单，重量轻，适合AMA－955这种大展弦比机翼且对着陆性能要求不高的飞机（可以短距起降）。两侧副翼可以和襟翼同角度下偏，起到全翼展襟翼的作用，增加升力，也可以差动偏转，形成滚转操纵力矩。前后缘襟翼和后缘副翼的动作由计算机飞行控制系统控制，可以根据不同飞行状态控制机翼可动部分偏转角度以优化机翼外型和增加升力系数。也许是为了增加气动控制面的控制力矩，所以把机翼后缘控制面向后延伸，形成了独特的锯齿形。

有趣的是机翼是铰接在机身上的，所以起飞和着陆时类似F－8“十字军战士”那样可以抬起，增加机翼升力，结合升力风扇和TVC喷口可以实现短距起降，而且飞机不必抬头过多（这招在航母上非常管用），在机动时则可以实现直接升力控制，虽然不用抬起也可以实现。从MA模式过渡到MS模式时抬起还可以增加一些升力，避免因速度突然减小而出现掉高度的问题。机翼在停放时可以两段折叠，方便在航母或机场机库中存放。

AMA－955潜载机弹射过程时机翼是两段折叠的，翼展尺寸减少到12米。一般情况下Vosgulov级潜水航母内至少可以放置8架。虽然可以在水下弹射，但危险系数较高，可能更多情况下是浮出水面弹射。其实早在1942年9月一天夜里，日本就用伊－25潜艇搭载的零式水上飞机偷袭了美国。

从总体上看，AMA－955的设计更多的放在了亚/跨音速机动性上。虽然翼面积较小，但是由于载油系数低，空战标准重量不高，可能在70吨左右，单位翼载荷事实上是很低的。较小的翼面积也减少了摩擦阻力，对提高速度有利。加上较小的后掠角和较大的展弦比，使得亚音速机动时诱导阻力减少，可用升力系数较大。因为在机动飞行时，诱导阻力和ny（法向过载）的平方成正比，在同样高度－速度下，当ny=5时诱导阻力将增加到1g时的25倍，所以，尽可能减少诱导阻力就能有效改善战斗机的SEP特性。F－14之所以能在推重比不如F－15，但在模拟格斗机动时战胜后者，就在于变后掠翼能明显减少诱导阻力，所以对发动机可用推力的要求也降低了。而AMA－955不开加力时的发动机最大推力达到15；459。2kg，这样高的可用推力可以克服高G盘旋时产生的巨大诱阻，再加上可用升力系数大的机翼，使得AMA－955可以拉出高G过载的稳定盘旋，增大盘旋角速度，减小盘旋半径，对空战是非常有利的。采用展弦比为5的机翼另一方面可能是对小速度下升力不足的担心。在飞行包线左端主要是进行过失速机动的区域，也是利用MS模式进行机动的区域。此时的飞机由于做各种角度机动，使得能量迅速减少，高度和速度较小，特别是从MA模式过渡到MS模式，所以做完机动后要迅速对飞机补充能量，否则很容易被导弹锁定击落。大展弦比的机翼可用升力系数大，可以较快恢复速度补充能量。使用新型OTM材料也解决了大展弦比机翼的强度和重量问题。第七计划科内部设计方案选择变后掠翼的原因可能也差不多，直至Wyvern使用推力惊人的发动机使得整机推重比达到10以上才完美解决了这个问题。

由于采用大幅度放宽静稳定度设计，鸭翼使气动中心前移，AMA－955在亚音速大迎角机动时会面临配平机翼产生的抬头力矩问题。再加上飞机展弦比很大，虽然失速前升力线斜率较高，但是大迎角性能不佳，容易引起机翼失速。翼根扇形整流罩在大迎角下产生的脱体涡可以推迟机翼失速，但是效果不理想。为了解决大迎角时的上仰问题，一是通过机翼前缘机动襟翼下偏，改善机翼上的气流分离。二是外翼段后掠角减小至25度，减小了根梢比，以抑制上仰，减少诱阻。三是在翼尖安装翼梢小翼，其作用虽然一方面增加了少许航程，但对战斗机来说效果不大，最主要是为了减小诱导阻力，改善翼尖流场。尾撑在大迎角下也能产生一定的低头力矩，以抑制前机身抬头。此外机翼还加了前缘锯齿，除了抑制展向流之外，还利用锯齿涡为外翼段气流补充能量，提高副翼效率，改善飞机大迎角滚转操纵性能。但比较奇怪的是锯齿内侧被削去一块，从“ㄥ”变为“<；”形，这样就减弱了锯齿的作用。通过以上种种措施，再加上鸭翼和平尾进行配平，保证了AMA－955亚/跨音速的机动性，特别是在过失速机动中，配合推力矢量喷口，飞行员还能对飞机保持有效稳定控制和机头精确指向能力，可以快速改变机头指向，从而完成武器系统的瞄准和射击。

超音速时，由于飞机气动焦点后移，机翼升力产生的低头力矩相当大，需要很强的配平能力。如果飞机不能提供足够的俯仰配平力矩，要么进入上仰发散状态而失控，要么被机翼升力产生的低头力矩压回去，无法拉到需要的迎角。而大幅放宽了静稳定度的AMA－955焦点虽然后移，但距离重心近，产生的低头力矩相对较小，在超音速时接近中立稳定，加上鸭翼的抬头作用，配平阻力不大，平尾偏转的角度也小，降低了迎风面积（高速飞行时气动操纵面偏转会产生极大阻力），所以还可以在超音速机动时拉出大的过载。由于折流瓣式偏折喷口效率较低，不可能像Wyvern的二元推力矢量喷管那样可以一直对飞机进行配平，从这方面说明了AMA－955在超音速下的配平能力还是相当不错的。在从亚音速过渡到超音速飞行的过程中机翼还可以在飞控系统自动控制下向内折叠，形成∧形，这样做减小了展弦比，可以减少激波阻力，机翼起到部分垂直安定面作用，有助于方向安定性，较低音速时后缘襟翼也有一定的方向操纵能力。最主要的是避免了升力中心过度向后移动，从而使飞机趋于稳定，减少了低头力矩。亚音速MS模式下机翼也形成∧形，但作用是为了减少应力，所以常常看到机翼上下煽动的样子。

AMA－955两个垂尾相距较远，在超音速下彼此处于对方马赫线之外，不利干扰小。垂尾位置比较靠前，在大迎角时避开了机翼低能量分离尾流和机身涡流对垂尾的不利影响，但是外倾角达到30°，又对方向稳定性产生较大影响。加上垂尾面积小，尾臂较短，可能引起航向稳定性不足的问题，配平阻力也比较大。一般的做法是适当加大垂尾面积或者安装腹鳍，AMA－955则是通过增加平尾下反角（40°左右），其侧向投影相当于增加垂尾面积的作用，增加了方向稳定性，这样做也减少了机翼下洗气流的影响。但是平尾下反角太大也有不利之处：1。对纵向配平能力有影响。这个可以通过和鸭翼一起配平来解决；2。在起降时平尾翼尖会和地面碰撞。只要在起降时平尾升至水平位置就可以避免这个问题，虽然增加操纵系统复杂性，但对于变形战斗机来说不算什么；3。平尾和垂尾夹角近90°，对隐身不利。AMA－955安装有RP－51型主动隐形系统，顺带解决了这方面的问题，基本对隐身性能没什么影响。

进气道

AMA－955发动机舱相隔1米，这种宽间距布局可以使进气道与机身有足够间隙，避免在大迎角机动时附面层进入的问题。发动机之间的机身有较大的投影面积，在机翼失速后机身升力还能继续增长。缺点是增大了机身最大截面积和浸润面积，摩擦阻力和干扰阻力增加，对超音速性能有不利影响。发动机舱中间可以挂载重磅武器，比如云爆弹（外国称为燃料空气炸弹，即FAE），也可以挂T矿弹或Kh－41反舰导弹。中轴线上还有一门75毫米激光速射炮，进气道是直通式，可以减小气流畸变，但是一眼就可以看到压缩机叶片，没有类似FA－18E/F上风扇状的雷达堵塞器，对隐身性能影响较大，可能是通过使用吸波材料解决。就像SU－35的进气道和压缩机叶片表面涂有一层铁磁雷达吸波材料，可以使进气道产生的雷达反射降低10～15分贝，既不会影响气流量，也不影响防冰系统正常工作。

按照以往的习惯，ZAFT可变型航空MS一向是由海因克尔、MAN和容克公司提供发动机，虽然在发动机寿命方面较低，但是可靠性一直不错，可以从野战机场甚至是土跑道起飞。曾经有AMA－955吸入过飞鸟，飞行员只是感到微微一震，之后飞机未受到任何影响，回到机场才发现叶片上有鸟撞痕迹。遥想当年F－15A由于F－100发动机导致大部分趴窝，1975年全任务率只有40％，被誉为“机场皇后”。

Heinkel－Hirth011A等离子喷射引擎装置了发动机全权数字控制系统（FADEC），可接受自动飞行系统的操纵，飞行操纵更为人性化。加速性能也很好，从慢车状态到全加力状态只需要7秒。如果某个地方发生故障，只需要把有问题的模块拆下更换即可，这一工作可以在机场进行，而且发动机85％的部分可以在损坏后修复，甚至更换压缩机叶片也很简单。AMA－955可以做很多匪夷所思的动作，要求发动机有很高的抗气流畸变性能，以及较大的喘振裕度，而Heinkel－Hirth011A具有自动喘振限制和点火系统，对极限状态下的进气畸变核武器发射的燃气烟雾耐受性极佳。在潜艇内可以维护，以及实现零长弹射（ZEL），弹射时对水蒸气不敏感等等优点。

凭借发动机的优异性能，AMA－955不开加力就能超过音速，但是意义不大。因为超声速巡航是在作战状态下，以超过M1。4的速度持续飞行30分钟以上，实质是结合大推力低油耗发动机，通过先进的气动设计，大幅降低超音速零升阻力系数，提高超音速升阻比。AMA－955要兼顾到变形，所以气动设计甚至达不到第三代战斗机的水平，燃料搭载系数低也限制了超音速能力。当然AMA－955换成热核发动机后可以实现无限制时间的超音速巡航。

Heinkel－Hirth011A等离子喷射引擎尾喷口和X－31A一样，采用的是折流瓣式偏折喷口，通过偏转导流叶片来提供俯仰和偏航所需的控制力。根据X－31A的使用情况，2号和3号导流叶片位于机身的下半部中间位置，把它们打开到60°的最大外侧位置时可充当减速板使用。最大偏转角度为35°，但由于它不像二维和三维推力矢量喷管那样“包覆”住喷流，所以在大多数情况下最大只能将气流方向改变而15°，而在某些低能量状态以及发动机尾喷口面积较小的情况下气流改变还达不到15°。导流叶片与尾喷流的偏转角速度之比大致为1。5比1，因此其推力矢量的偏转角速度最大可达40°/秒。导流叶片在同时偏转26°以上可能发生相互碰撞，因而必须在控制软件中做适当的设置，导致该机推力矢量的控制律与飞行控制系统的结合相当复杂。折流瓣式偏折喷口的固有缺点是推力损失问题，X－31A在导流叶片