从气动设计看F-4 VS 米格-21

万磁王

原作者：候知健

处处被动，敏捷不足——F-4战斗机在越战中失利的根源
　　虽然F-4在二代机中的空中格斗能力算不上很好，但综合所有方面的性能来说，它确实是二代机中作战效能最为强大的机型。也正是因为这个原因，它不仅从美国海军走向了美国空军，而且统治了整个西方空军。至今在一些国家，经过改进后、装备较为先进的雷达和主动中距导弹的F-4改型战机仍然承担着主力型号的角色；虽然其综合性能不及真正的三代机，但这已经是米格-21无论如何都达不到的高度了。

多次创造飞行记录的F-4原型机

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　　F-4战斗机设计时和米格-21不同，它的基本设计取向从一开始就是为了满足多种作战任务需求而确定的。因此这种飞机的吨位尺寸很大，搭载有复杂、精密、完善的机载电子设备，配备双人机组；为了满足挂载大量武器弹药执行攻击、轰炸任务并有足够的使用寿命，F-4的结构强度和刚度储备也非常高；而作为舰载机来说，F-4不仅需要拦阻钩等专用起降设备和结构设计，而且必须采用一些很复杂的升力增加手段，比如向前、后缘襟翼喷射高速高压气流，来保证飞机具有很高的低速起降能力。
　　这些强大的功能和性能指标，无不要战斗机付出足够的重量和体积作为代价。F-4因此成为一种名副其实的重型战斗机，其空重接近14吨。然而作为一种美国飞机，F-4虽然超重却并不用为动力发愁，两台J79-GE-17涡喷发动机提供了高达8120x2共计16.24吨的推力，其最大海平面爬升率达到251米每秒，在二代机中属于佼佼者。
　　而在气动设计上，F-4选择了下单翼布局，机翼为前缘45度后掠的后掠翼，这两个核心设计都是为了满足舰载需求。飞机靠升力——也就是飞机上下表面的压力差进行飞行；在最大的极限状态下，一架飞机要短时间内经受最大过载1.5倍的升力。比如一架9G的飞机，它要经受相当于自身14.5倍重量、由下而上的气动压力而短时间内不解体；这意味着机身、机翼下方高压区的强度和刚度要求比上方的低压区要大得多。
　　而下单翼布局中，机翼主要承力结构和机身的主要承力结构都在下侧连接为一体；舰载机可以仅付出很少重量代价、采用较简单结构设计的前提下，就能将主起落架的轮距做的很大，轮胎更靠近外侧，这可以使舰载机降落时因为姿态不佳——比如一侧主起落架先接地时引起的侧倾等事故率大幅度降低，因此在早期舰载机设计中特别流行。

F-4战斗机主起落架的轮距相当大

　　F-4虽然是强调高空高速的二代机，但是为了改善起降性能，它的机翼实际上很注重低速升力表现。F-4机翼的前缘后掠角度比只注重高速低阻的米格-21要小很多，45度设计和后来的常规布局三代机相差不是很大，比如苏-27就是42度设计，而F-15则是相同的45度。而且在翼型厚度上F-4并不小，达到5%。后掠翼设计则是为了加大展弦比，提高巡航升力的效率，改善载荷航程性能。不过由于单位面积上机翼的重量负载要高出20%，F-4在持续时间较短的盘旋中面对米格-21时并占不到什么便宜。

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　　虽然在美丑问题上，争论者的主观认识对其观点影响特别大；但对于F-4来说，无论是东方还是西方的主流审美观念中，它似乎都已经彻底沦为为丑陋的典型代表。抛开美学理论来说，从机身上表面向后延伸的单尾撑，向上挑起的机翼外段、向下倾斜的平尾，这三者的组合形成了异常强烈的视觉刺激，构成了F-4外形的核心特征。

F3H飞机，F-4的尾撑设计延续于此

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　　F-4的高置单尾撑设计主要是为了兼顾稳定性与机动性能。飞机非常强调升力中心与飞机重心的协调性；升力在前而重心在后，必然导致飞机形成不稳定倾向——这在电传时代以前就是机毁人亡的同义词。而一方面，发动机正是战斗机中重量最大、对飞机重心影响程度最高的部件；另一方面，平尾和垂尾离重心越远，偏转以后形成的控制力矩也越大，对飞机的操纵性和机动性越有利——这就是最简单的杠杆原理。
　　在这种发动机需要前移，而尾翼需要后移的矛盾中，从机身上延伸一定长度的尾撑就成为了较好的协调设计手段。这一点在后来的三代机中非常普遍，比如F-15就非常典型。但F-4的高置单尾撑与F-15的侧置双尾撑相比，最大的缺陷不在于美丑之别宛如泥云，而在于它严重破坏了飞机的大迎角飞行性能。机翼上反、平尾下反都是因此而追加的补救措施，虽然有一定效果却远远不足以从根本上弥补缺陷。而这正是F-4在空中格斗中表现不佳的关键原因之一。

F-4战斗机敏捷性差和大迎角能力差是其空战中的致命缺陷

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　　在尺寸吨位、设备搭载与发动机推力的选择和支持匹配上，F-4项目不仅良好的满足了作战需求，而且应该说对于空战是非常有利的：加速猛、爬升快，雷达火控性能好，信息感知能力强，具备超视距攻击能力，实际上F-4是第一种可以依靠自身能力脱离地面引导、指挥进行作战的战斗机。
　　但在政治局限性极大的越南战争中，承担中低空护航任务的F-4从一开始就处于被动地位，加速性和爬升性往往无从发挥。而它的雷达火控性能虽好却也只是相对当时的技术水平而言，仍属于普通脉冲体制的工作模式注定它无法分辨地面反射雷达信号的杂波，对于低高度目标没有发现能力。这个问题对超视距攻击能力的限制，完全不亚于当时的敌我识别困境。
　　虽然存在种种不利因素，对于在某些只懂得言必SEP却不知道SEP究竟有什么用的能量机动爱好者来说，既然F-4战斗机拥有如此傲视群雄的能量特性，它就毫无疑问必然会成为二代机中的空中格斗之王。然而无论是越南战争中的实战经验，还是美国空军“侵略者”中队的T-38/F-5与F-4的对抗训练，又或者美国海军TOPGUN学校A-4攻击机与F-4的对抗训练，都证明这是只是一厢情愿的臆想。

F-4折叠起来的机翼外端没有设置副翼

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　　F-4在面对这些主要机动性能指标比如加速、爬升、盘旋能力都不及自己的对手时，仍然屡屡落于下风的原因基本上都和滚转相关。一方面是F-4自身的滚转能力较差，另一方面后置高平尾设计使F-4在大迎角时很容易进入失控的状态：机头大幅度翘起以后，平尾会被卷入流经前机身和机翼的紊乱气流中，不再处于外界的“干净”气流内。这两种缺陷的耦合，使F-4陷入了滚不快、滚的时候迎角和过载一旦拉的太大就极容易进入尾旋的糟糕境地。
　　从滚转能力上来说，F-4的控制手段比米格-21更多，除了副翼还有机翼上表面的扰流板；而且下单翼布局由于重心高于机翼平面，存在天然的不稳定趋势，看起来似乎比米格-21还有优势。但一方面F-4的副翼效率较低——这是后掠翼的共性；而且F-4作为舰载机要采用机翼折叠设计，减少甲板和机库占用空间，在当时对滚转性能不是很重视的情况下，机翼外段出于简化结构等考虑，没有设置气动操纵面，副翼位置已经到了机翼中央区域了，控制力矩严重偏小。另一方面F-4作为双发动机水平并列安置的重型战斗机，转动惯量天生就比较大，更是进一步在其滚转性能的恶化程度上雪上加霜。

F-15的尾撑很低

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　　F-4采用单置高尾撑，而不是后来F-15战斗机那种侧置双尾撑设计的原因有两个。第一个是当时人们对大迎角飞行的掌握研究还在非常粗浅、而且重视程度上也非常不够的阶段，对于机翼尾流干扰平尾的风险预估严重不足，这使高置单尾撑的重量和结构简化优势获得了胜利。另一方面，F-4作为舰载机需要以较大的姿态角度降落，高置单位撑在离去角较大、避免擦地的性能上要显著优于侧置尾撑。

F-4作为舰载机需要以较大的姿态角度降落，高置单位撑在离去角较大、避免擦地的性能上要显著优于侧置尾撑

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　　但从F-4基本设计确定之初，机身机翼尾流干扰平尾的现象就开始困扰F-4战机了。由于基本布局不能做出大的改变，麦克唐纳公司基本上只能通过两个地方进行改进。首先是F-4的机翼外端做了12度的带锯齿上挑设计，一方面锯齿涡流阻止了机翼附面层向翼尖的流动，推迟了气流分离和失速，一方面上挑的翼尖设计使翼尖涡流的位置明显抬高了。另一方面F-4的水平尾翼则采用了较大幅度的23度下反设计，主要目的是使它进一步向下远离机翼尾流尤其是翼尖涡流；当然由于存在垂直方向上的较大分量，它对提升F-4的方向稳定性也有一定好处。
　　这些改进措施都是有效的，但不能从根本上解决F-4的气动布局缺陷。在视距内格斗时，F-4面对高敏捷性的对手常常会处于尴尬的两难境地。一方面直到对方的能量储备消耗到相当低的水平之前，F-4根本锁不住对手，对手进行急剧滚转减速则F-4很难控制自己不冲到前面去；而如果对手选择大幅度的非对称机动，在较大迎角、过载下做滚转动作剧烈改变自己的姿态和航线脱离F-4的攻击路线，F-4又跟不上这样的变化。而另一方面F-4一旦陷入对方的锁定时，却又在短时间内无法进行有效的摆脱；而对于F-4的对手来说，在消耗完能量之前就足以对F-4形成多次有效攻击了。

外翼段上挑，平尾下反并不能从根本上解决F-4的气动布局缺陷

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敏捷的高速掠袭者——米格-21在越南战场上的成功之道
　　然而当时整个越南战场的大背景极为特殊：美军受到苏联和中国的约束，不能对越南北部形成强有力的直接打击，这使越南始终保留了战斗机的生存、起降能力和非常强的战场探测和防空能力。在防空导弹被大量投入使用的越南战场上，携带大量炸弹等攻击武器，负责执行对地任务的F-105等飞机必须在中低空进行飞行，而F-4也不得不随之在相同的高度进行护航。
　　这不仅使F-4从一开始就陷入了被动挨打的不利境地，米格-21很容易就能从高空、侧后方进行高速掠袭；而且由于F-4自身设计上的缺陷，甚至还出现过一些米格-21单机切入F-4编队进行混战的例子。F-4在越南战争中的教训，深刻的体现了战场主动权与战斗机敏捷性的重要性。

锐利轻巧的米格-21战斗机

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　　米格-21源自于苏联中央空气流体动力研究院在50年代初期的超声速空气动力学研究。从研制历史来说，它是由一款E-4系列验证机直接演变而来的战斗机型号。它的核心设计取向只有一个：在有限发动机推力支持和原始的超声速干扰阻力研究指导下，以较低的工程风险和成本获得一架速度能够达到两倍声速飞行速度，并且在高速下拥有良好操纵性的飞机。
　　虽然并未像美国那样公开发布研究成果并命名为“面积律”，在1947年以后，流体院已经在研究中发现：飞机高速飞行时产生的大部分激波阻力，尤其是在M1附近时，都是通过机身、机翼、尾翼等结构件之间相互影响而产生的；在不同的速度条件下，相互影响的规律也各自不同。针对这种情况流体院做了大量试图获得最小阻力组合的努力，并获得了一条重要原则：将机翼安装部位的机身舱段设计为圆筒形的话，可以将机翼和机身之间形成的干扰阻力降低到一个相当弱的水平。
　　在流体院的指导下，米格设计局直接采用了单台发动机、机头进气的机身设计，这使得E-4系列整个机身都成为圆筒状，大幅度简化了设计难度。由于跨声速面积律和超声速面积律的不同，机头进气的E-2/4系列并没有采用收腰（即所谓“蜂腰”）设计：收腰以后阻力会在有限的跨声速范围（M0.8~M1.4）内有限降低——圆筒机身对于这一设计的收益并不敏感，但是在超过M1.5的超声速下阻力反而会增加较大，这与设计初衷相违背。

E-2验证机

E-4验证机