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[转]客观地看待IDF

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发表于 2009-4-3 16:30:27 | 显示全部楼层 |阅读模式
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
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