！！对于歼10的技术分析！！

剩马克

歼－10的电子设备目前尚无公开资料，只有最大起飞重量资料：19277千克

机长：14.57米
　　翼展：8.78米
　　最大起飞重量：19277千克
　　根据网上照片，结合以上资料估算，其他尺寸资料为：
　　机高：约6米
　　机翼面积：约38平方米
　　垂尾面积：约8平方米
　　合理性验证：
　　根据测算的机翼根弦长与翼展资料求得前缘后掠角约53度；
　　机翼展弦比为2.03（参考展弦比：幻影2000为2.03，EF2000为2.205，阵风为2.58，LAVI为2.53？？注：由于来源不同，此处资料可能有出入）；
　　垂尾面积与机翼面积的比值为0.21（该比值正常范围在0.20~0.25之间）。据此认为估算资料在合理范围内。
　　重量资料估算：
　　这里需要用到两个参数，即有效载重比值和无外挂载油系数。
　　公式是：
　　有效载重比值＝（最大起飞重量－使用空重）/最大起飞重量
　　无外挂载油系数＝机内载油量 / （机内载油量＋使用空重）

　　第三代战斗机的有效载重比值分布在0.5~0.6之间，平均值为0.556；无外挂载油系数分布在0.25~0.3之间，平均值为0.283。笔者认为，以中国航空技术的现状和歼－10的设计目的而言，取平均值是合理的，不作修正，据此估算出其他重量资料为：

　　使用空重：8560千克
　　机内载油量：3380千克
　　正常起飞重量：约12500千克
　　空战重量：约11150千克

　　合理性验证：

　　正常起飞翼载约329千克/平方米，推重比约1.01；空战翼载约293千克/平米，推重比约1.13；动力系统系数（＝（发动机重＋60％机内油重）/（起飞重量－40％机内油重））约0.325，第三代战斗机相应系数分布在0.30~0.37之间。据此认为估算资料在合理范围内。

问题：为何歼－10弃边条翼正常式布局不用，而采用近耦式布局呢 ？

　　鸭式布局的主要优点是：能与机翼产生有利干扰，推迟机翼气流分离，大幅度提高大迎角升力，减小大迎角阻力；

　　通过采用主动控制技术(ACT)，可以减小鸭翼载荷，对减小平均阻力和提高平均升力有利；

　　对重心安排有利；

　　配合大后掠三角翼，纵向面积分布较好，机身后部外形光滑流线，超音速阻力小；

　　容易实现直接力控制，对提高对空/对地作战效能有利；低空操纵性较好，鸭翼位置靠近飞行员，有利於阵风抑制系统的应用。

　　但其缺点也是明显的：鸭翼在大迎角/鸭翼大偏度时有失速问题，一般采用大衡掠小展弦比设计以缓和这一问题，但也造成鸭翼升力系数降低；起降及大过载机动时受鸭翼平衡能力限制，不能使用机翼后缘襟翼或只能采用很小的偏度？？鸭翼采用大后掠小展弦比设计也加剧了这一问题，如果采用加大鸭翼面积的方法，又会加强鸭翼对机翼的下洗，导致机翼升力损失，只能采用静不稳定设计缓和这一矛盾；采用ACT和亚音速静不稳定设计时，由于在大迎角低头操纵力矩的要求和鸭翼载荷过大带来的平衡阻力增大和最大平均升力降低的问题，和正常式布局相比，鸭式飞机往往不能采用太大的静不稳定度，从而影响其优势的发挥；横向操纵效率不高；同时鸭翼偏转时形成锐角反射面，增大RCS，不利于飞机隐身。

　　相比之下，边条翼正常式布局由于在大迎角下边条翼对机翼的有利干扰更大，因而在大迎角升力特性方面具有更大的优势；

　　加上正常式平均能力强，可以采用更大的静不稳定度，机翼也可以全放襟翼增升。

　　因此，如果要强调大迎角机动性（不是目前流行的过失速机动，开始研制歼－10的时候还没这概念呢），边条翼正常式布局是更好的选择。换句话说，歼－10除了强调大迎角机动性外（鸭式布局无可否承认样具备良好的大迎角飞行质量，素质），还要兼顾其他方面？？是什么呢？

　　回顾鸭式布局的优点，有这么几个字眼很引人注目：“对重心安排有利”，“超音速阻力小”，“低空操纵性较好”，“有利於阵风抑制系统的应用”。

　　众所周知飞机重心位置对飞机性功能、飞行质量，素质等具有举足轻重的影响，设计时不仅要考虑飞机净形构型的重心，还要考虑外挂武器（特别是大型空地武器）后的重心移动。

　　不能说“对重心安排有利”就是强调对地攻击，但确实有利于提高对地攻击能力。

　　而“低空操纵性较好”、“有利於阵风抑制系统的应用”的优点则显而易见是有利於低空突防的。

　　至於“超音速阻力小”，意味着什么呢？

　　第三代战斗机强调的是高亚音速机动性，对超音速性功能则受限于发动机和当时航空技术而难以兼顾；

　　低空高速突防时由于外挂武器，也难以实现超音速。

　　只有在高速截击作战模式下，这个优点才能得到发挥。

　　一句话，歼－10采用鸭式布局，是综合考虑了格斗、截击、对地攻击等多种作战模式的结果，也就是说，它从一开始就是作为多用途战斗机设计的

a.前机身

　　从多幅照片判断，歼－10的前机身截面应该是普通的圆形（这点不敢苟同）。

　　这显然是为了配合雷达罩的截面

　　就前机身对气流进行整流压缩的效果看，这种设计确实不如F－16那种近似横椭圆截面的前机身。

　　但F－16的设计也并非象某些人吹的那样“达到最佳化，让后人难以更动”--这种截面的前机身在大迎角时会提高一个上仰力矩，对F－16这种正常式布局飞机而言，由于垂尾离重心较远，平均能力较强，问题还不大；

　　但对於静不稳定的鸭式布局飞机而言，大迎角时鸭翼的平均负担已经相当大，再来这么一个上仰力矩，无疑是火上浇油。

　　在推力向量控制（TVC）技术出现以前，解决方法无非是加大鸭翼面积、使用升降副翼，但都会付出升力性功能损失的代价。所以，采用鸭式布局腹部进气的战机中，只有LAVI沿用F－16的前机身设计，但其鸭翼面积相当大，可以预料其对机翼的下洗也将加大，造成机翼升力损失。

　　米格I.44验证机前机身设计类似LAVI，但已经预定采用TVC技术，可以大大减小鸭翼的平均负担。

　　而EF2000则和歼－10一样采用了圆形截面前机身

　　笔者认为，歼－10采用圆形截面前机身设计，可能是受雷达罩弄虚作假能力的限制，但在TVC技术引进之前，这种设计比F－16的设计更适合其自身的特点

　　b.进气道

　　从照片上看，歼－10采用矩形进气道，但进气口上唇口明显向前延伸，这和F－16、LAVI的进气口不同，倒是和EF2000的进气口有几分相象。

　　这块延伸板并不是仅仅起附面层隔离作用，由於歼－10采用圆形截面的前机身设计，难以利用前机身对气流进行整流压缩，这块前伸的固定斜板就是起这个作用的。
EF2000的也是同样道理。

　　当然，这种设计无疑要付出重大代价。

　　在国内公开报道歼－10之前，笔者一直认为歼－10采用了调节斜板的可调进气道，以配合AL-31发动机，保证良好的超音速拦截性功能。

　　但目前公开的资料却指出歼－10的最大M数只有M2.0，不免让人疑窦丛生。

　　以AL－31的推力，配合可调进气道，一架设计良好的超音速战斗机绝对不会只能有到M2.0。

　　那么，究竟原因何在？

剩马克

可能的原因如下：

　　a)最理想的情况，飞机超音速性功能良好，即使采用固定进气道也可以达到设计标志，因此放弃M2.0以上的飞行能力，取消调节斜板及相应机构，既可以减轻重量，又可以提高可靠性，何乐而不为？

　　类似的例子不是没有。

　　当年F－15研制过程中就发现，由於发动机推力大，即使不采用前缘机动襟翼也可以达到甚至设计标志，因此最後取消了原来设计的前缘襟翼，只采用了简单的前缘固定扭转设计 。

　　b)最坏的情况，飞机超音速阻力过大，可调进气道配合AL－31发动机也无法克服。

　　但这种情况可能性不大，因为如果出现这种问题，在原型机阶段就必须解决。

　　但照片上的歼－10已经是作战涂装，至少已经小批量投产、装备部队试用了，在这个阶段不应该出现这种问题 。

　　c)方向稳定性限制。

　　本来鸭式布局飞机的方向稳定性就有先天性的缺陷。

　　歼－10那个非常机灵的大型单垂尾，以及其非常靠后的位置，似乎透露了设计人员对其方向稳定性的担心。

　　可能在M2.0以上时，歼－10方向稳定性不足，而如果再增大垂尾面积来提高方向稳定性，其本身造成的机身弹性形变又抵消了增大的方向稳定性，因此限制了歼－10的最大M数只能达到M2.0，而这与飞机阻力和发动机推力无关。

　　这一点和米格－21的情况类似。

　　笔者认为，这种情况可能性最大。

　　d)最无聊的情况，那资料根本就是假的，只是用来掩人耳目。

　　c.鸭翼

　　由照片可见，歼－10的鸭翼采用的是简单的大后掠梯形翼。

　　这种机翼升力特性较差，必然会增大鸭翼配平均阻力；

　　但另一方面，这种大後掠机翼的失速性功能较很，失速迎角较大。

　　为了保证飞机的大迎角控制能力，选择这种机翼也在情理之中。

　　不过，前些年传说的鸭翼後缘襟翼并未在实机上出现？？在鸭翼後缘加装襟翼，确实可以大大提高鸭翼的平均升力，不过，也因此要付出重量增加、结构复杂的代价。

　　迄今为止，战斗机当中也只有“雷”采用了这种设计。

　　相比之下，EF－2000的鸭翼前缘後掠角要小一些。

　　笔者以为，这并不意味著它有更好的大迎角控制手段，而很可能是一种不得已的选择--EF－2000机翼太大，位置靠后，升力中心也靠后，带来的低头力矩不小，常见的大後掠鸭翼难以平衡，不得不选择升力特性较好而失速性功能稍差的中等後掠鸭翼，同时位置也前移到座舱前下方，先解决了平衡问题再说，至於因此造成的鸭翼干扰效果、大迎角控制能力下降，那也是无可奈何的事了。

　　即便如此，EF－2000起飞时仍然要靠升降副翼上偏来辅助平衡。

　　就这点来说，笔者认为，EF－2000设计并不见得比歼－10高明 。

　　d.机翼

　　歼－10的机翼采用小展弦比切尖三角翼。

　　估算前缘后掠角约53度，后缘略前掠。

　　估算展弦比2.03，和幻影2000相当，在所有现役、即将投产的战机中是最低的 小展弦比机翼的缺点是显而易见的：诱导阻力大（特别是在亚音速区更明显），升力线斜率低（对亚/跨音速区影响较大），不利于巡航、大迎角持续机动和起降。但同时这种机翼也具有零升阻力系数小，失速特性好，从亚音速到超音速时焦点移动量小的优点。因此其超音速加速性、平衡阻力均较小，大迎角升力特性好，阵风抑制能力强（因为升力系数低的缘故），而固有缺点由于采用鸭式布局和大推力发动机而得到相当程度的改善。

　　从机翼形状来看，前缘大后掠、后缘前掠设计正是造成歼－10展弦比小的原因。 笔者认为，这是由于：歼－10翼身融合程度较大，虽然降低了翼身干扰阻力，但也造成机翼根部的绝对厚度相当大，若不减小其相对厚度，必然造成超音速阻力大增。

　　为此必须加大机翼根部弦长，以获得较低的相对厚度，改善超音速性功能
　　总的来看，这种机翼最有利於超音速和低空飞行。

　　歼－10采用如此之小的展弦比，帮助超音速截击能力和对地攻击能力在其性功能标志中占有相当重要的地位。

　　歼－10的机翼还有一个很奇怪的特点，就是内翼段具有明显的下反角，而外翼段下反角大约为0，给人一个感觉就是二战前后曾经流行的“倒海鸥”机翼又复活了。

　　这当然不是当年的“倒海鸥”机翼，但这样设计目的何在呢 ？

　　笔者猜测，这种设计可能是一个不得已的选择。
鸭翼和机翼之间的垂直距离必须在一定范围内，其有利干扰效果最好。

　　从歼－10鸭翼上反、内翼段下反来看，可能就是要获得最有利的干扰效果，其最佳的垂直距离可能就是鸭翼到外翼段的垂直距离。

　　但留意一下就会发现，外翼段已经接近机身腹部，如果将其直接向内延伸构成完整机翼的话，其翼梁恰很占据主起落架的收藏空间。

　　为了避开主起落架，只能将内翼段向上延伸，于是成了现在这种“倒海鸥”形 再仔小一点，如果考虑到机翼翼梁贯穿机身，进气道必然从其上方经过，再为前起落架舱留出空间，不难从照片上勾勒出“S”形进气道的大致外形。

　　这也就是当初传说的歼－10采用“S”型进气道的由来，但由此可见，这种设计主要是出于机身内部布置的需要，而非主要出于隐身要求。

　　e.垂尾

　　和常见的单发鸭式布局战斗机一样，歼－10也采用了大面积单垂尾。

　　只是，这垂尾的面积实在有点大，并且位置也相当靠后，和前些时候出现的L－15完全是两种不同的风格。

　　单垂尾在大迎角时容易被机身气流遮蔽而失效，适当前移可以使部分垂尾伸出遮蔽气流之外，维持一定的控制能力。

　　歼－10的这种设计，显然是为了保证方向稳定性而在一定程度上牺牲了大迎角控制能力 。
　　众所周知，双垂尾可以提供更好的方向稳定性、更很的大迎角控制能力以及更小的RCS值（如果采用外倾设计的话）。

　　这里就有一个问题，歼－10为何不采用双垂尾设计？

　　这并不是一句“别人也是单垂尾设计”就可以解释的，更是象某人说的那样只是“为了降低成本” 。

　　笔者认为，这主要是由於鸭翼涡流的作用造成的。

　　如果鸭翼涡流正面冲击垂尾前缘，可能对垂尾和控制造成不良影响？？F/A－18正是由于边条涡冲击垂尾，造成垂尾抖振和前缘裂纹。因此垂尾的安装位置应该避免鸭翼涡流的正面冲击。

　　对鸭式双垂尾飞机而言，鸭翼和垂尾的相对位置无非两种：垂尾处於鸭翼翼根内侧，垂尾出於鸭翼翼尖外侧。

　　而双垂尾必须有一定的间距才能发挥良好的作用，换句话说，安装双垂尾需要一定空间。

　　苏－33/35/37/47/54均采用第一种方式，那是因为它们的鸭翼都安装在边条上，提供了足够的间距。至於第二种方式，目前只见于验证机，即米格I.44和HIMAT高机动性验证机。其中米格I.44的垂尾安装在很宽的后机身边条/尾撑上，并有一定外倾角度。即便如此，也未能完全置於鸭翼翼尖之外。笔者以为，这可能是一种不得已的折中？？如果再将垂尾外移，就要加宽后边条，这样后边条产生的低头力矩就大了，超音速飞行时将大大加重鸭翼的平衡负担。要避免这一点，就只能以从机翼中段延伸出来的独立尾撑来支撑垂尾，但这样却又增加了结构重量和阻力。事实上，HIMAT正是采用后一种安装方法。

　　歼－10的鸭翼安装在机身上，没有足够的间距，无法以第一种方式安装双垂尾。

　　若要采用第二种方式，那就只能象HIMAT那样采用独立双尾撑结构，但为此付出的重量等面的代价恐怕是这种轻型战机难以承受的。

　　因此，歼－10选用单垂尾设计也是可以理解的 。此外，还需要说明一点的是，单垂尾飞机同样也可以进行大迎角可控机动。

　　雅克－130就是单垂尾飞机，但在大迎角试飞中曾经达到42度迎角。

　　虽然笔者目前还搞不清楚其内在原因，但这件事本身已经证明了，如果设计得当，单垂尾飞机的大迎角飞行能力并不亚于双垂尾飞机 。

　　f.起落架

　　歼－10采用前三点式起落架。

　　根据照片估算，主轮直径约660mm，前轮直径约350mm。

　　对比歼－7的机轮尺寸：主轮直径600mm，前轮直径500mm，笔者判断歼－10的前起采用了双轮结构。

　　同时由这个对比也可以看出，我们的航空轮胎材料和工艺都有了很大进步，使得和歼－7差不多大小的机轮承载能力达到19吨级，相当於歼－7最大起飞重量的2倍多！

　　由此也可以判断歼－10采用的是高压轮胎，并不适合在前线野战机场起降。

　　再进一步推测，歼－10一开始就是作为一种远航程战斗机设计的，没有准备配置在条件较差的一线机场 。

　　从外观上看，歼－10的起落架结构和国外现役舰载飞机相比，仍显得比较单薄。

　　特别是它采用腹部进气，前起不能直接连接到机身承力构件上，可以承受的过载有限？？这也是“阵风”放弃腹部进气而改用肋部进气的原因之一。

　　传说中的舰载型是否存在不得而知，但就照片上见到的歼－10而言，肯定是不能上舰的。
　　
　　如果要以此为原型地产的开发舰载型，至少起落架系统要经过相当大的改进才行？？特别是前起

　　g.发动机

　　外界报道歼－10采用AL－31发动机，这应该是无疑问的了。

　　但问题是，是否同时应用了TVC技术？

　　从照片上看，由於尾撑和垂尾根部的减速伞舱的阻挡，即使加装向量喷管，其可偏转的角度也很小。

剩马克

再者，TVC发动机不是装上去就完了，向量喷管的偏转必须要和电传操纵系统整顿，这个工作量并不小，并且风险较大。

　　当初美、苏开发TVC技术时，都是利用双发战斗机进行验证的。

　　中国即使目前没有适合的双发飞机，至少也应该在空中试车台（这个我们是有的）上进行试验。

　　但到目前为止，国外也没有此类报道。 当然，直接上机试飞不是不可能，但风险太大，也没有必要。 因此，笔者认为目前歼－10已经开始应用TVC技术的说法可信度不高。

　　4．整体评估

　　歼－10研制始於80年代。

　　当时中苏交恶，自然谈不上引进苏－27的问题。

　　而歼－8II明显是一种带有应急性质的过渡战斗机。

　　因此，作为一段时间内唯一的主力战斗机研制的歼－10，一开始就已经注定了它“多用途战斗机”的命运。

　　“一支独秀”的结果是它必须担负包括制空、拦截、对地攻击在内的多种作战任务
　　为了满足多种任务要求，歼－10选用了高、低速性功能俱佳的鸭式布局。
　　
　　它通过选取较大的机翼面积和大推力涡扇发动机获得了较低的翼载和较高的推重比，结合鸭式布局，取得了良很的机动性。

　　同时在设计中尽可能地兼顾了高速和低空飞行的性功能要求，包括采用可调进气道，选用小展弦比机翼等，也为此付出了不小的代价。

　　但这是不可避免的。

　　多用途战斗机必然是多种要求的折中，面面俱到也即面面不到。

　　歼－10可能在任何一个方面都不是最优秀的，但其综合作战能力却已经有了阶段性的进步
　　就常规机动性而言，根据估算的资料，歼－10空战推重比略逊於F－16A（后者约1.15），优于F－16C，翼载则小于F－16任何型号。

　　由於F－16采用固定进气道，高空高速性功能无法和歼－10匹敌，只副词在中低空亚音速区双方互有长短：由於歼－10诱导阻力大，推重比略小，估计其中加速性、上升能力以及稳定盘旋能力可能略逊于F－16A，但必定优于F－16C，而暂态盘旋能力则优于F－16任何型号
　　至於时下流行的“过失速机动”，歼－10研制之时还没有这个概念，并不能要求太多。

　　但笔者以为，只要能够在大迎角/超大迎角时保证飞机三轴的稳定性，就有了进行过失速机动的基础。有些飞机不能进行过失速机动并不是由於控制失效，而是由于某个轴的稳定性丧失，进入发散运动状态（例如尾旋），造成飞机失控。不过，这就不是照片上所能看出来的了。只能希望歼－10能够具有这个基础。

　　最後的问题是隐身。

　　鸭翼的存在确实会增大飞机的RCS，这也是当初ATF论证阶段放弃鸭式方案的原因之一。
　　
　　不过，歼－10本来就是瞄准第三代战斗机的水平研制的，而且以我们当年的技术水平要满足隐身要求，可能也是有心无力。

　　尽管对於21世纪初的战斗机而言缺乏隐身能力确实是一个难以掩饰的缺点，但也是无奈之事，只能寄希望于隐身涂料，能达到欧洲三代半战斗机的隐身水平也就差不多了不管怎样，歼－10毕竟是在80年代末90年代初的技术水平上研制的，如果能够达到三代半水平，笔者认为就已经值得我们的业内人士骄傲了。

　　至於指望它超过F－22，那就未免有些脱离实际了，还是把这个重担交给传说中的歼－14。

月光笑侠

据说在法国开过阵风的飞行员对j-10大加唾弃..........

莫非就是吉利与标致的区别?

至尊宝

品味不同

中国小姐

那些石油大亨不一定喜欢～～～～～