[转]客观地看待ＩＤＦ

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作者：中华军事网 文章来源：Cn-mil.com 点击数： 更新时间：2006-10-12 7:00:17   
  
    　　出于众所周知的原因，ＩＤＦ在大陆网友中的评价一直很差。笔者当年写“歼－７ＭＧ ｖｓ ＩＤＦ”一文时，也是带有不少感情色彩在内。现在重拾旧话，是希望突破局限，从客观的角度重新认识这种毁誉参半的战机。当然，分析中主观意见可能仍难避免，还请各位同好（特别是台湾来的网友）多多指正。

　　◆定位

　　在《ＩＤＦ之父——黄孝宗的人生与时代》一书中提到，“ＩＤＦ最主要的任务是保卫台海的领空，掌握防御区域内的空中优势。所以ＩＤＦ武器的系统设计属于一种‘空优战机’型。设计上优先考虑：紧急升空拦截的速度，飞行操作反应灵敏度，先进的空对空导弹以及电子系统，具有不论任何角度都能发射导弹，击落敌机（“天剑Ⅰ”型导弹）以及最先进中程超视距和射后不理的作战能力（“天剑Ⅱ”型导弹），具有全天候作战及高空俯视低空来袭敌机的能力等需求。同时面对现实的国际情况，为了要尽量争取国外政治和技术上的协助，ＩＤＦ在设计上不过份强调远程作战和攻击性的能量。”

　　换句话说，ＩＤＦ的原定设计目标其实是一种近程制空战斗机，或者说，和早期型的米格－２９Ｂ相似。从设计特点来看，ＩＤＦ的设计人员确实是在向着这个方向努力的

选的Ｆ４０４差远了。这后来也成为后来ＩＤＦ被抨击的主要靶子之一。

　　◇局部特点

　　一、机翼


　　虽然有通用动力公司的人作顾问，也提供了Ｆ－１６的设计图纸作参考，但ＩＤＦ的机翼设计却不像Ｆ－１６，反而和Ｆ／Ａ－１８类似，采用边条翼加中等展弦比小后掠机翼，其机翼１／４弦线后掠角非常小。这种设计意味着什么呢？  

　　大迎角时，边条翼涡流对机翼产生的有利干扰随机翼后掠角呈驼峰形变化，在大约４０度后掠角左右达到最佳。这主要是由于小后掠角机翼大迎角性能不好，失速迎角小，即使结合边条翼也效果不彰；而大后掠角机翼大迎角性能好，大迎角时其自身的前缘涡流同样可以起到边条涡的作用，边条翼虽然也起了作用，但相对作用较小。因此，第三代战斗机采用边条翼布局的多结合４０度左右的后掠翼，以期获得最大的有利干扰。例外的迄今为止就是Ｆ／Ａ－１８和ＩＤＦ。

　　中等展弦比小后掠机翼具有升力系数大，升力线斜率高的优点。对于要求从舰上短距弹射起飞的Ｆ／Ａ－１８而言，采用这种机翼设计可以理解。没有这种要求的ＩＤＦ采用这种设计，就颇为耐人寻味了。这种机翼即使有边条翼有利干扰，失速迎角也不会很大。但在失速之前，它的升力系数较大。在亚、跨音速区，其诱导阻力较小，最大升阻比大（主要是诱阻的作用）。但另一方面，大展弦比导致其超音速零升阻力系数大，超音速时焦点后移量大，配平阻力也将加大。由于影响超音速性能的主要是零升阻力系数和最大升阻比，因此这种机翼的超音速性能并不好。

　　由此我们可以得出一个推论：ＩＤＦ的设计性能优势区是中小迎角，亚音速范围。由于边条翼的涡升力作用不明显（很大程度上只起延缓机翼失速的作用），机翼大迎角升力特性相对较差，可以预计其典型的近距空战战术是基于常规机动。而对于超音速性能，ＩＤＦ顾及不多。如果要执行高速截击任务，ＩＤＦ就比较吃力了。

　　二、翼面积

　　笔者手中有３个数据，一个来自台湾网站：２４．２６平方米，一个来自国外一英文网站：２４．２平方米，另一个是大陆出版的九九年版《简明世界飞机手册》：２１．００平方米。考虑到手册的权威性，这里暂时采信手册的数据２１．００平方米。如果哪位同好有权威而准确的数字，请即指正。

　　这个翼面积相对较小，很大程度上是由于采用中等展弦比小后掠机翼所致。考虑到这种机翼的超音速性能不佳，笔者认为，机翼面积的选取有向超音速性能折中的意味。因为作为强调机动性的战斗机，低翼载是当时技术条件下追求的重要参数之一。只是飞机的零升阻力和诱导阻力都是和机翼面积直接相关的。为了降低翼载而加大翼面积，必然导致阻力增大，不利于改善飞机本来就不甚出色的超音速性能。

　　不过这样一来，ＩＤＦ的翼载明显偏大，正常起飞翼载即达４５３．５７（千克／平方米），空战翼载也达４１６．４３（千克／平方米）。即便按照最大的翼面积计算，也分别达到３９２．６２（千克／平方米）和３６０．４７（千克／平方米）。这将严重影响ＩＤＦ的盘旋性能，特别是瞬时盘旋性能。

　　三、根梢比

　　ＩＤＦ的根梢比不大，这也是这种机翼的典型特征。根梢比变化对机翼性能的影响类似后掠角。此外，根梢比小的机翼，翼尖气流不易分离，有利于飞机纵、横向稳定；但同时也造成机翼弯矩大，结构重量增加。ＩＤＦ原本采用全金属结构，这种设计对飞机重量无疑有不利影响。ＩＤＦ结构超重，这也是影响因素之一。虽然后来在尾翼和襟副翼上采用了复合材料，但飞机重量依然居高不下。

　　四、直轴平尾

　　直轴平尾是美式飞机的传统设计。台湾空军原来使用的Ｆ－５Ｅ就是直轴平尾，Ｆ－１６也是直轴平尾，应该说，这对ＩＤＦ的平尾设计提供了很好的参考和借鉴。这种平尾重量轻，受力简单，对机身结构设计有利。不过，由于后掠角不大，其颤振特性较差，一般都会采用切尖或配重方式来改善。只是，ＩＤＦ的设计人员似乎对此太大意了。早期六架原型机中，平尾没有采用两种改善方式当中任何一种。结果很快就付出了代价——１０００２号原型机和试飞员武克振上校丧生。印象中，似乎是跨音速飞行时机翼尾流引起平尾颤振，造成一侧平尾结构损坏，导致飞机失控。事后ＩＤＦ全部采用切尖平尾，并加大了平尾下反角。

　　由这件事也可以看出，飞机设计需要丰富的经验和大量的试验数据。“照猫画虎”是一条捷径，但在这背后必须要知道为什么要这么画，否则必然付出代价。大陆从歼－６开始，一直到歼轰－７都是采用斜轴平尾。估计很大程度上就是因为我们用了几十年，对这种平尾的特点已经摸透了，设计时得心应手，风险比陌生的直轴平尾小得多。

五、进气道

　　ＩＤＦ采用肋部进气的固定式正激波进气道。由于有边条提供预压和遮蔽，这种进气道的大迎角进气效率较好。只是，固定式正激波进气道的高速性能不好，超音速时阻力大增，发动机推力下降。ＩＤＦ采用这种设计固然有简化结构、减轻重量的企图，但采用此类设计的战斗机一般都不强调截击能力，而ＩＤＦ却不能不考虑——在ＩＤＦ之前，有Ｆ－５Ｅ和Ｆ－１０４Ｇ搭配，由Ｆ－１０４Ｇ担负拦截任务，ＩＤＦ却没有可供搭配的机型。就笔者所知的皮毛，当初方案论证时似乎有可调进气道方案，为何最终放弃？是否有考虑到设计超音速可调进气道的技术风险问题呢？大陆造了几十年战机，真正自行研制的超音速进气道恐怕还是刚刚公开的歼－１０——到目前为止还没听说有谁指出歼－１０的进气道是仿制谁谁谁的。以汉翔和“中科院”当年的技术水平和设计经验，自行设计超音速进气道实在有点勉为其难了。Ｆ－１６虽然设计出色，也同样是正激波进气道。以美国人的习惯，也不会轻易将进气道设计技术教给台湾。

　　说到底，其实是一个权衡取舍的问题。以ＩＤＦ的情况而言，采用固定进气道是利多于弊。不过，对于可能是今后十几年内唯一的制空战斗机而言（以当时的形势来看确实如此），要牺牲相当的超音速性能来换取更好的亚音速性能和更高的可靠性，设计人员需要有相当大的勇气和魄力才行。在此笔者深表佩服

六、发动机

　　ＩＤＦ遭人诟病最多的，就是它的发动机。“推力不足”几乎成了ＩＤＦ的一块招牌了。按照中国大陆一九九九年版《简明世界飞机手册》，ＩＤＦ发动机加力推力只有３７．２千牛，以此推算，ＩＤＦ根本不可能达到所说的性能水平。因此大陆网友一向将ＩＤＦ的性能斥之为“胡说八道”。而台湾方面的数据则大不相同，发动机加力推力达到４２．２千牛，总推力提高约１０千牛，自然不存在“推力不足”的问题。

　　根据笔者目前搜集到的资料，前面说的认识上的差距，实质上只是资料更新的问题。ＩＤＦ原型机装用的是ＴＦＥ１０４２－７发动机，其加力推力就是大陆手册上的数据。而ＩＤＦ批生产型装用的是ＴＦＥ１０４２－７０发动机，加力推力则是后来的４２．２千牛。大陆《航空知识》九十年代中曾详细介绍过ＩＤＦ，当时用的发动机数据就是ＴＦＥ１０４２－７的，性能数据却是ＩＤＦ批生产型的或是其设计指标，自然让人疑窦丛生。之后笔者所见的公开出版物和权威资料就再未更新过这个数据

七、机载设备


　　ＩＤＦ的机载设备多自国外引进。例如电传系统和仪表是美国爱理德·西格诺公司本迪克斯分公司提供，ＬＮ－３９惯导来自美国利登公司。只有ＧＤ－５３雷达虽是自通用电气的ＡＮ／ＡＰＧ－６７改进而来，却是台湾真正拥有“自主知识产权”的产品。这也是引进Ｆ－１６和幻影－２０００后，ＩＤＦ赖以生存的希望——因为前二者的火控系统改进必须依赖国外，只有ＩＤＦ的ＧＤ－５３配合ＴＣ－２可以不受限制地获得超视距空战能力。  

　　对于ＩＤＦ的“万国牌”设备，大陆网友颇不以为然。没错，这种采购模式容易受制于人。不过，换个角度看，如果这些设备全部自制，结果是什么呢？首先，迁延日久。以电传系统为例。世界上很多采用电传操纵系统的飞机在试飞过程中都摔掉了原型机，原因都是“飞行员诱发振荡”。这可以算是隐藏在飞控程序中的“高级错误”。要避免或排除这种错误，除了丰富的经验，还需要一些运气。即便象美国人那样轻车熟路，还是因为这个原因摔掉了ＹＦ－２２原型机。汉翔航太和“中科院”并没有研制此类设备的经验，若自行开发，风险和进度都是难以预料的。其次，耗资巨大。为了生产这些设备，必须建立昂贵的生产线。且不说是否有这个技术能力，单是前期投资就够吓人了。ＩＤＦ现在价格已经高达２４００万美元，要再把这笔投资加进去，那就真的是“跳楼价”了——只不过跳楼的是台湾空军罢了。

　　其实，ＩＤＦ走的和ＪＡＳ－３９是一样的路子。不过，ＪＡＳ－３９走得更好，单价还不到２０００万美元。

性能评估

　　这里相关参数的计算采用大陆的方式，而非西方方式。例如空战重量计算采用使用空重＋６０％机内油＋空战负载，而非西方常用的按机内半油方式计算。最大爬升率我们一般按正常起飞总重计算，西方则按空战重量计算，差距明显。这里同时按２种方法计算。

　　数据来源以中国大陆九九年版《简明世界飞机手册》为准，但发动机加力推力采用４２．２千牛的数据。

　　◇ＩＤＦ数据

　　翼面积：２１．００平方米
　　使用空重：６４８６千克
　　机内载油量：１９５０千克
　　正常起飞重量：９５２５千克
　　最大起飞重量：１２２４７千克
　　正常外挂载荷（对空）：９０７千克
　　最大外挂载荷（对地）：３９０１千克
　　最大爬升率：２５４（米／秒）
　　发动机总推力：８６１２千克

　　◇计算数据

　　空战重量：８７４５千克
　　正常起飞：推重比：０．９０４　翼载：４５３．５７（千克／平方米）
　　空战状态：推重比：０．９８５　翼载：４１６．４３（千克／平方米）
　　无外挂载油系数：０．２３
　　载重系数：（最大起飞重量－使用空重）／使用空重＝０．８９
　　估算零升阻力系数：０．０１３
　　估算正常起飞重量时最大爬升率：２３３（米／秒