追求最优的格斗敏捷性——F-16技术分析

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原作者：杨文轩 吴茜  

F-16C Block50全机各分系统简介
　　F-16的外形很有自己的特点。包含了典型的第三代战斗机特征，也形成了自己的特色。以下我们以第50批次的F-16C为例简要介绍全机的各项分系统。
　　F-16C是一种单发动机，单座，多用途战术战斗机，包含完善的空对空和空对地功能。机体最显著的特征是一个大尺寸气泡座舱，前机身边条，机腹进气，采用中等后掠角中等展弦比梯形翼，适中的根梢比，垂尾被尾撑垫起，翼身融合。前缘襟翼由计算机自动控制，可在大范围内改善性能。襟副翼位于机翼后缘，兼顾襟翼和副翼的功能。水平尾翼有很小的下反角，通过联动和差动提供俯仰和横滚控制。垂直尾翼和腹鳍一起提供航向稳定性。所有的控制面都是由两套互相独立的液压系统驱动的。这两套系统受电传飞控控制。
　　综合火控系统包括一台具备搜索跟踪功能的脉冲多普勒火控雷达，两台可显示导航、武器、雷达和其他信息的多功能显示屏，以及一个抬头显示器。一个挂载管理系统可向选中的多空能显示屏提供飞机所携带的物资（武器，干扰弹等），控制和投放信息。基本武装包含一门20毫米口径固定机炮和翼尖的两枚导弹。附加挂载可由翼下和机身中线挂点携带。
座舱
　　该机使用常规座舱布局，除了座椅向后倾斜30度，操纵杆在座椅侧面。

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发动机
　　飞机使用一台F110-GE129发动机。海平面台架推力约13.2吨。

燃油系统
　　全部燃油系统被分为7个功能子类：油箱系统，燃料转移系统，油箱通风和加压系统，剩余油量传感系统，油箱爆炸抑制系统和加油系统。

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环境控制系统
　　环境控制系统包含空调系统和加压系统，可提供可控的温度和压强，便于座舱加热、座舱制冷、通风、座舱盖除霜、座舱密封、抗荷服加压、油箱加压、和电子系统制冷。这些功能均可用座舱控制面板的开关控制。

电气系统
　　电气系统包括一个主交流电源系统，一个备份交流电源系统，一个紧急交流电源系统，一个直流电源系统，一个飞行控制电源系统，和一个外接交流电源的接口。

液压系统
　　两套液压系统（系统A和系统B）使用3000psi压强的液压油。两套系统由两套互相独立的发动机驱动的油泵提供动力。每套系统有一个自己的液压油油池。每个油池由各自的液压系统加压保证油泵正压。液压系统的冷却由一套同样是液压的油-液热交换器提供。该热交换器位于油池上游。

应急动力单元
　　应急动力单元是一套独立于其他子系统之外的，同时给液压系统A和电气系统提供动力的系统。应急动力单元在主发电机和备份发电机都失效时，或者两套系统油压降到1000psi以下时自动启动。如果手动操作，该系统可无视故障类型强行启动。

起落架系统
　　起落架系统主要由液压系统B操纵。前起落架由液压驱动动作桶实现收放。主起落架由液压驱动收起，但是由重力和气动载荷协助放下。所有起落架舱门都是液压动作的。收起时由电气装置决定次序，而放下时由机械装置决定次序。如果液压系统B失效，起落架可由压缩空气放下。

前起落架转向系统
　　前起落架的转向是由电力控制（直流集线器），由液压系统B驱动的。转向信号由方向舵脚蹬提供。如果方向舵脚蹬位置异常，前起落架自动转向方向舵位置。前轮转向被限幅在左右32度，但是地面转弯半径可以通过内置的刹车来进一步缩小。当前轮支柱处于伸展位置时，转向系统自动切断。如果起落架放下次序出现异常，或者起落架灯不亮，转向系统可能不会工作。

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轮刹系统
　　每个主起落架装有一个液压驱动的多盘刹车系统。两个轮刹系统由常规脚踩踏板提供刹车指令。刹车力随着踏板被踩下去的幅度的增加而缓慢增加。此外还有一套额外提供的停机刹车系统。一套防侧滑系统在爆胎时介入，且只能由脚踩踏板控制。

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空气刹车系统
　　空气刹车系统包含两个位于发动机尾喷口两侧，靠近机身的一对蚌壳式可开闭控制面，由液压系统A驱动。起落架收起时空气刹车会张开60度。起落架放下时空气刹车张开幅度被限制在43度以免下表面在着陆过程中接触跑道。该限制可通过手动按住座舱面板的空气刹车开关来强行越过。如果前起落架支柱伸出，空气刹车可在不手动强行越过限制的情况下张开到60度。

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拦阻系统
　　拦阻钩由电气系统给出控制指令，由压缩空气驱动。压缩空气由起落架/拦阻钩紧急压缩空气气瓶提供。气压足够强大，可以同时放下起落架和拦阻钩。一旦拦阻钩放下，压缩空气使拦阻钩和跑道表面保持接触。如果需要收起，拦阻钩可被升到一个足够的高度防止被拦阻索勾到。拦阻钩是一个半弹簧结构，可在勾住拦阻索的情况下让飞机在地面滑行。一旦放下，拦阻钩必须手动恢复到初始位置。

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襟翼系统
　　整个襟翼系统包含前缘襟翼和后缘襟翼。前缘襟翼覆盖全部翼展。偏转角度是马赫数、攻角和高度的函数。座舱的前缘襟翼控制面板如果调整为自动模式，那么其通常来讲其偏转就是自动的。除非两个主起落架都感受到了载荷，或者发动机处于怠速状态且滑跑速度高于60节，或者飞行控制系统处于备用增益模式。后缘襟翼（襟副翼）最大可向下偏转20度，向上偏转23度。如果当成襟翼来用，偏转角度向下；如果当成副翼来用，偏转角度可上可下。后缘襟翼是否放下取决于起落架控制杆位置和襟翼切换开关的状态。如果起落架控制杆放到“向下”位置，或者襟翼状态切换开关打开，后缘襟翼都会放下。在240节以下的任何速度，后缘襟翼都会下偏20度。下偏角度随着速度增加而减小，直到370节完全收起。

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飞行控制系统
　　飞行控制系统是一个由计算机控制，四余度的线传系统。该系统使用液压调整控制面的位置。电信号由控制杆，方向舵踏板和手动配平面板产生。冗余备份由电子支路，液压系统和电源共同提供。一个飞行控制面板提供控制信息和故障情况。
攻角-过载限制系统
　　F-16C的攻角上限并不是马赫数的函数，而是过载的分段线性函数。在9G机动时为15度，在7G机动时为20.6度，在1G平飞时为25度。注意这虽然是飞行控制系统设置的上限，但由于飞机自身的静不稳定特性，如果飞行员猛烈拉杆，控制机制依然不能保证攻角上限不被突破。此时手动俯仰超控电门可以介入控制。
手动俯仰超控电门
　　平时此装置以弹簧固定在“通常”位置，但可以手动拉到“超控”位置。如果飞机因为猛烈拉杆等原因攻角达到了29度以上，启动超控模式，飞行控制系统解除对攻角和过载的限制。虽然理论上可以获得某些性能的提升（如瞬时盘旋角速度峰值），但由于这是非正常操纵模式并且有一定危险性，飞行员操作手册并不讨论这一状态下的性能。
自动导航系统
　　自动导航系统可以提供机身纵轴（横滚轴）的姿态保持和航向选择功能，也可提供俯仰轴的姿态保持和高度保持功能。这些功能在多功能控制面板上由两个开关控制。手动配平和方向舵踏板输入都可以打断自动导航。
逃生系统
　　逃生系统包含座舱盖开闭系统，座舱盖手动破拆锤，引爆系统，弹射座椅系统和飞行员生存用品包。在地面如果飞行员需要紧急离机，座舱盖应能自动打开，否则只能手动破拆。飞行过程中在飞行员向上拉出两腿间的弹射起爆开关后，引爆系统能自动炸开座舱盖，弹射座椅弹射。在双座型上两个弹射座椅会互成一定角度弹射以免相撞。弹射后引导伞先展开，然后拉出主伞。飞行员落地后可使用生存用品包中的无线电台通报位置，还有一定量的食物和水。

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空战周期——评价机动性和敏捷性的综合判据
　　F-16是一种按照空战敏捷性优化的飞机。传统上，比较两架战斗机机动飞行能力的优劣，采用的是逐一比较单个数据的方法，例如稳定盘旋角速度峰值，瞬时盘旋角速度峰值，横滚角速度峰值，指定速度区间加速时间等。这往往和实际空战（哪怕是模拟空战）都有较大的出入。比如一架战斗机为了发挥瞬时盘旋角速度峰值，以某个特定的速度开始转弯，导致错过了横滚角速度峰值所对应的速度点，那么纸面上的横滚性能优势就只有理论上的意义了。再有比如某架飞机虽然瞬时盘旋峰值较高，但是角速度衰减也较快，导致往往被对手抢先完成盘旋机动。

　　示意图：在离轴发射能力达到90度的今天，抢先掉头180度有特殊的意义。此处以F-16和JAS-39为例说明。图A）JAS-39抢先完成90度转弯，但是双方都在对方后半球，谁也不能构成射击机会。图B）F-16抢先完成180度掉头，JAS-39位于其90度离轴攻击范围内。结论：瞬时盘旋角速度的衰减快慢，也是瞬时机动性的重要一环。关于F-16和JAS-39等机型的对抗演练，可见本文最后一章。
　　针对单向性能比较的误区，一种更为合理的格斗性能判据-空战周期（CCT）诞生了。在不同的场合下，这个判据的定义会有小幅度的差别，但通常来说都会包括下面四个阶段：
　　1） 横滚90度并拉杆进入转弯，达到最大转弯过载（有时候会忽略横滚过程，假设飞机直接“侧着身子”开始机动）。
　　2）  完成一定的角度的盘旋。以前通常以360度盘旋为基准。后因格斗导弹性能的发展，现在通常以180度为基准。在这个过程中允许损失能量，换句话说一直是“瞬时盘旋”的过程。
　　3） 反向横滚90度改平，推杆降低过载直到退出转弯。如果步骤1忽略了横滚过程，那么这一步也不包含横滚过程。
　　4） 加速恢复至步骤1）的初始速度。
　　这四步的总时间越短越好。具体来说，第1步和第3步要求飞机横滚反应快，加载-卸载速度快。注意这里的横滚反应不是单纯的要求横滚角速度峰值快，而更多的是强调角加速度。该动时要迅速动，该停时要迅速停，否则造成超调，往回调整，浪费的时间经常导致胜负易手。而加载-卸载速度则要求飞机俯仰敏捷性高，升力特性好。第2步要求飞机盘旋角速度峰值高，衰减慢。第4步要求飞机速度损失小，加速快。虽然通常情况下我们希望这四步的总时间尽量短，然而在某些场合下，可能只注重其中某一步的，如第2步的表现，因为毕竟盘旋是格斗占位的最直接的机动。

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　　下面我们以第50批次的F-16C（而非改装保型油箱的50+批次）为例，逐一分析F-16的设计特点，探究F-16为这四步做了哪些优化。下文中的F-16C如不特殊说明，均指这一批次。
　　由于第1步和第3步都要求高横滚敏捷性，F-16布局紧凑，而且是单发，横滚惯量很小。从单纯的横滚角速度峰值来看，F-16A阶段已经达到308度/秒，F-16C因为飞控进一步放宽，在增重的情况下依然达到了324度/秒。流畅光滑的机身和单发机的小后体阻力特性赋予了F-16很小的零升阻力，再加上单发机中少见的大推重比，F-16的加速性在三代机中首屈一指，有助于缩短第4步的时间。另请注意单纯提高加速性并不是改善第4步的唯一手段，或者说第4步时间短的飞机并不一定加速性很好。减小速度损失同样能有效缩短第4步的时间。
　　我们在这里把第2步单拿出来讲，是因为这一步更为重要。它不仅占据了整个空战周期时间的大头，而且反映了飞机气动效率中的关键一环。为了缩短盘旋时间，首先请大家了解一下盘旋过程中飞机的角速度的变化情况。战斗机的典型的速度-瞬时转弯角速度曲线如图1所示。

图1 典型的速度-瞬时盘旋角速度关系曲线

　　图中不难看出一个特点：转弯角速度，在某个速度下会达到最高点，此速度被称作“角点速度”。高于和低于这个速度都会导致角速度下降。大家知道在瞬时盘旋过程中（我国和前苏联也曾称之为“极限盘旋”）飞机的速度是不断衰减的。为了尽快完成转弯动作，战斗机显然不应该以明显高于角点速度的情况下开始盘旋，否则初始角速度太低。也不应该低于角点速度开始盘旋，否则不仅初始角速度低，而且持续衰减。通常情况下，战斗机应该以略高于角点速度的速度开始盘旋，这样不仅初始角速度较高，而且还有一个短暂的角速度上升过程，总体来说较为划算。当然，具体应该以什么样的速度开始盘旋，盘旋过程中攻角如何变化，每种飞机都不一样，需要复杂的泛函优化计算，本文从略，仅就科普的目的介绍结论。