F35飞行性能探析Word文档下载推荐.docx
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从1996年jsf项目提出以来，F-35的空重指标不断变化，但基本上是越变越重。
从2002年的26500磅（12023千克）到2006年的29036
磅（13150千克），增幅达9.6%。
相比之下，历史上研发过程中重量控制不佳的典型型号，如F/A-18，增幅也不过8%。
那么这个13150kg的数字可信度到底如何呢？
下一步变化趋势又如何呢？
结合F-35研发团队的年度报告，笔者作了如下分析：
在洛.马的官网上，F-35A的空重确实是刚才提到的数字。
但在JSF项目团队的年度进展报告却另有说法，见图一和图二：
图1三种F-35的空重都被打上了星号
图2F-35AA-1的实测数据
图1是F-35三种型号的估计数据。
注意到三种型号的“空重”均被标上了星号，而其它数据则没有星号。
显然，洛.马在其官网直接使用了打上星号的数据。
而星号表明其尚处于变化中，不确定度比其余数据更大。
果然，F-35AA-1各部分重量分布实测数据（见表2），与前面“星号数据”似乎出现了矛盾。
在GRANDTOTAL一项中，13496.1磅（实测值，不计发动机）占据了全部重量的61%，
可知AA-1实机在不算发动机的情况下，重22124磅（10038千克）。
剩下的工作就是估算F135发动机和其附件的重量。
以F135推力43000磅（19.5吨）的台驾值计算，因F135为了降低成本，在F-119基础上增加了廉价材料用量，不可避免的会导致推重比下降。
由于F-119推重比在10以上，为使结果更有说服力，从严估计，姑且认为F-135推重比为9（与F414相当）。
可得F135重量估计值2167千克。
加上原先不算发动机的重量10038千克，估测的空机重量为12205千克。
和“星号数据”13150千克有945千克的落差。
如何解释这945千克呢？
未被计入的重量
可能读者已经注意到了，前面已经指明了估算目标“发动机及其附件”的重量。
而计算中没有考虑发动机附件。
这不失为低估重量的一个可能因素。
但笔者认为这种可能性是很小的。
首先，美/法/中国等国的发动机重量计算标准是算上附件的，只有俄式标准不算附件。
其次，虽然“附件”这个概念比较宽泛，不一定隶属于发动机，但其重量的量级一般为几千克至几十千克。
比如为了方便地勤人员装弹，从04年开始，F-35的弹仓设计中比原先多了一个机械装弹机构，这算是很重的附件了，但也只有36千克。
笔者认为，最有可能造成这945千克差异的，是因为不同国家空重（emptyweight或grossweight）的计算标准与想象的有所出入。
“机体+发动机”并不符合某些国家空重的定义。
美军习惯上用operationweight来定义emptyweight，因为这是可用于战斗的状态（combatready）。
例如F-16CBlock25，根据其飞行员手册，空重17400磅包括了飞行员、翼尖的两枚AIM-9导弹（tipmissiles）、死油和全部的机炮炮弹等。
而AA-1的实测数据不大可能包括这些“杂七杂八”的东西。
下面估算F-35的相关数据。
F-16各型别的死油共200~300千克左右，占其机内总燃油的6.3%~9.5%。
如果按照相同
比例，以F-35A略超过8000千克的机内燃油量，其死油将达到500~760千克。
飞行员+随身装备通常按100千克计算。
其所用的毛瑟27毫米机炮虽然备弹量只有380发，少于M61的515发，但直径也明显高于后者的20毫米，参考M61的全部备弹重120千克，毛瑟27不会有明显差别。
F-35目前未能集成AIM-9X转而使用AIM-132。
两枚AIM-132重174千克。
但考虑到F-35没有翼尖挂架，其空重计算中是否会包括类似于F-16的tipmissiles还不得而知。
但无论如何，死油+飞行员+炮弹是一定要算上的。
附加重量在700~960千克之间。
让我们看一下最后的结果，12205千克加上700~960千克，按美军标准，其operationweight为12805~13165千克，已相当接近前面的“星号数据”13150千克。
在这附加的700~960千克中，死油占了大头。
据此，笔者推测，实测数据与“星号数据”并未矛盾，其精确度值得信赖。
但是在实际计算中，比如估测其全机推重比、翼载荷等，则需考虑到“星号数据”已经包括的重量，不可重复计算。
F-35A最近的重量变化
JSF项目超重问题的一大根源在于过高的航程/载荷指标。
单发机体空间本已十分有限，
如果硬要塞下内置弹仓和与其体重不相称的8吨燃料，机体必然会变得肥胖。
而在JSF减重
计划中，降低航程/载荷指标也是重要措施之一。
这样可以节省机内空间、减轻结构重量，甚至减小机身横截面积，降低气动阻力。
同时“死油”等也会少些。
2006年底试飞的F-35A（AA-1）并未采取任何减重措施。
第一架采用减重措施的F-35BSTOVL比原先减少了900千克空重。
在去年12月19日，第一架采用减重措施的F-35A（AF-1）下线。
见图3
图3第一架采用重量优化措施的F-35A（AF-1）下线
和AA-1相比。
AF-1主起落架比原先更细，起落架舱内缩且更为平整。
可与图4的AA-1对比：
图4F-35A（AA-1），注意其起落架与AF-1的差别
减重措施在STOL型取得了900千克的收益。
而CTOL由于结构上的差异，不能完全照搬这个数字。
不过有一点可以肯定，就是F-35A已经得到明显的减轻，AA-1的实测数据不再适用。
就此判定现在的F-35A（AF-1）空重（operationweight）理想值为12吨，而上限为12.5吨应不为过。
为方便讨论，下文中的“空重”使用传统概念，不计及飞行员、死油、炮弹等重量。
请读者注意区别。
.评价推力/重量比的传统误区
推重比是衡量飞行性能的重要参考数据之一。
目前军事爱好者中流传的推重比估算方法，通常是假定飞机携带其油箱容量一定比例的燃料（50%或60%最大容量），并在空重基础
上，加上飞行员、两枚格斗导弹的重量，并以发动机台架最大推力除之，即可得到一个有一定参考价值的空战推重比。
实际推力是速度和高度的函数
这里有一个很重要的问题常被忽略。
发动机安装到飞机之后，其实际推力是飞行速度、高度的函数，甚至与台架推力有较高的偏差。
如果全然不顾这些变化，其计算结果的参考价值自然大打折扣。
以下就美、俄的两种典型战斗机用涡扇发动机AL-31F和F100-PW220为例
说明。
AL-31F和F110-PW220的装机推力随速度关系见下表：
（高度海平面）
台架
M0.2
M0.4
M0.6
AL-31F推力（千克）
12500
11620
11734
12249
F100-PW220推力（千克）
10787
9528
10707
11570
M0.8
M1.0
M1.1
M1.2
13061
14286
14795
16320
12704
13611
14519
14065
注：
F-100-PW220取F-16的皮托管进气道数据，AL-31F取Su-27的四波系可调进气道数据
面是F-100-PW220的横向比较，同一速度（734公里/时，相当于标准大气海平面0.6
马赫）下不同高度的发动机推力值：
高度（千英尺）
5
15
25
30
40
50
60
F100-PW220推
力（千克）
10299
7713
5218
4537
2768
1815
907
可见，在海平面高度，低亚音速段，二者的实际推力都低于台架值，但随着速度增加，推力缓慢恢复。
其中F100-PW220得益于全权限数字电子控制系统（FADEC）的帮助，恢复的稍快。
但二者差别不大，都在0.5马赫~0.7马赫恢复台架值，随后便超过台驾值。
飞行速度超过1马赫之后，Su-27的四波系可调进气道开始发威，推力增长十分迅速，而F100-PW220甚至出现了推力下降。
从另一个表格易见推力随高度迅速递减。
可见，发动机实际推力对速度、高度和进气道特性十分敏感。
计算一架飞机在全包线范围内的推重比绝非易事。
改善实际推力曲线（而非单纯的台驾值）也是航空发动机近年发展的重点。
考虑到F-35的DSI进气道更偏重于中、低速性能，更加接近于F-16的皮托管进气道；
再加上师出同门（F100系列和F135均为普拉特.惠特尼的产品），因此笔者假设F135的装机推力具有和F100-PW220相似的推力曲线，即实际推力与台架推力的比值与F100-PW220相当。
考虑到数十年来普.惠努力采用了众多新技术改善推力曲线，这种粗糙的处理方法无疑会严重低估F135的性能，但可以使结果更有说服力。
计算结果如下表所示：
高度：
海平面
F135
推力（千克）
19500
17219
19355
20923
22971
23517
26247
M1.225426
这个表格将会在后面用到。
下面，我们先把推力放在一边，着重讨论一下推重比的分母：
重量。
传统重量计算方法对高载油系数战机不甚公正
前面提到，一个通行的计算“空战重量”的方法，是空重+50%内载燃料+其他（如飞行
员、两枚格斗导弹）。
但这里必须指出，所谓的“50%内载燃料”是一根很大的橡皮筋，也是玩弄手法的良好道具。
举个比较极端例子，如果改装一架飞机，其余性能不变，仅仅缩小其内载油箱容积。
那么在纸面上，该机的推重比无疑会明显提高，但这真的能反映出飞机性能的增长吗？
亦或，扩大其内载油箱容积，我们是不是也能得出其机动性下降的结论呢？
这便是“50%内载燃料”不合理之处。
在笔者看来，较为公平的做法，是“相同载油系数”而非“相同油箱容量的百分比”。
如果忽略发动机单位油耗（SFC，SpecificFuelConsumption）的差别，战机的留空时间取决于其载油系数。
（实际上还要考虑巡航升阻比的差异，但空战不比巡航，发动机不会维持在和巡航状态相同的转速/推力之下。
再考虑到现代战机采用了各种增升措施，这方面的差距已经比发动机SFC的差异更低，故忽略之）。
让A飞机带着能飞10分钟的燃料，去和带着能飞20分钟燃料的B飞机比较推重比，显然是不公平的。
简而言之：
重飞机多带油，而轻飞机少带油。
那么具体应如何操作呢？
载油系数=油重/（空重+油重+其他）=1/（（空重/油重）+1+其他/油重）。
让我们观察一下上式的分母：
第三项是其他/油重。
一般来说，这个“其他”是很小的。
飞行员+两枚AIM-9导弹也
不足280千克，对于数以吨计的载油而言，第三项对分母的贡献远小于其余两项。
言外之意，若追求载油系数的公平，只需（空重/油重）为常数，即油重与空重呈正比，则可取得近似度很好的结果。
另外，笔者需着重指出：
一直以来，美式战机相对较高的载油系数，使其在军事爱好的估算中吃了较多的亏，并引起了相当大的误解。
而俄式战机则尝到了不少甜头。
如空重16800千克的Su-27SK，虽然机内设有超载油箱，空战任务却是以满油5200千克，半油2600千克
计算的。
这也是为何其携带2枚R-27，两枚R-73时只有23500千克的起飞重量。
相比之下，空重12973千克的F-15C却以满油6000千克，半油3000千克计算；
空重13800千克的F/A-18E更是以满油6600千克，半油3300千克计算的，其高载油系数创三代乃至三代半战机之最。
空重10900千克的MIG-29A按满油3000千克，半油1500千克计算；
而比其轻得多的F-16系列却以满油3150千克，半油1575千克计算。
具体到F-35A，以其12吨~12.5吨的空重（AF-1），内载油量即使经削弱之后，也接近8000千克。
如果按其一半4000千克作为空战载油，其失当程度令人瞠目。
为统一标准，根据上面的分析，令空重/油重为常数。
考虑到美机这个比值普遍偏高，我们在此以Su-27SK为标准，公正对待。
Su-27SK该比值为16800/5200=3.23。
可知F-35A合理的满油标准为3715~3870千克。
相应的，半油为1857.5~1935千克。
参考MIG-29A的相关数据，这是意料之中的。
F-35A空战重量（千克）：
12000（或12500）+1857.5（或1935）+100（飞行员）+2*87（两枚AIM-9或AIM-132）=14131.5（或14709）
另外，读者可能已经注意到了，统一标准之后，决定空战推重比的，是“空机推重比”，即推力/空重。
三.F-35A部分飞行性能推测
为了方便读者对目前的高机动性第三代战斗机的推重比有一个大致的概念，且为说明统一计算标准的重要性，笔者将Su-27SK，F-16A-MLU的较准确值和F-35A的估计值一并给出，易于对比。
其计算标准仍参照Su-27SK的载油系数，一视同仁。
空战挂载为：
Su-27SK2*R-73（220千克）；
F-16A-MLU2*AIM-9（174千克）；
F-35A2*AIM-132（174千克）。
空战重量计算如下：
Su-27SK：
16800+2600+100+220=19720千克；
F-16A-MLU：
7400+1145+100+174=8819千克；
F-35A（AF-1，推测值）：
14131.5千克~14709千克；
空战推重比高度：
海平面按Su-27SK载油系数标准
机型
Su-27SK
1.18
1.19
1.24
1.33
F-16A-MLU
1.08
1.21
1.31
1.44
F-35A（AF-1）
1.16~1.21
1.31~1.37
1.42~1.48
1.56~1.63
1.45
1.50
1.66
1.54
1.65
1.60
1.60~1.66
1.79~1.86
1.73~1.80
即使使用了低估的发动机性能曲线，F-35A仍然展示出了相对于典型第三代战斗机的优势。
实际上，即使使用减重之前的AA-1重量数据代入计算，F-35A优势依然明显。
当然，推重比不是飞行性能的全部。
下面简要分析F-35的气动布局。
F-35外形就像一架缩水版的F-22。
从机翼来看，采用展弦比3前缘后掠角30度的梯形翼，稍根比0.4左右，可以使展向载荷更加接近理想的椭圆分布，降低诱导阻力。
和Su-27、
F-16采用的前缘后掠角40~42度的梯形翼相比，跨/超音速阻力特性稍逊而亚音速性能更好。
F-35前机身较宽，机身投影面积很大，大攻角飞行时有较好的机身升力，而其后机身明显变窄，不仅维持了单发机的后体阻力优势，也很好的控制了平均机身横截面积，其相对机身横截面积（平均机身横机面积/翼面积）较小，可能有减小跨/超音速阻力的考虑。
在涡升力运用方面，F-35与F-22类似，都使用了机头侧棱、进气口上唇和进气道侧棱的三段绕合边条，虽然宽度较窄但有很长的有效长度。
F-22的表演飞行经常出现划过翼跟的强劲涡流，可见三段绕合的威力。
在影响到最大瞬盘的亚音速最大升力系数方面，可参考F-22的1.83，即认为F-35A的升力系数-攻角曲线的顶点纵坐标为1.83。
实际上，考虑到F-35A和F-22的机翼平面形状差异，这个1.83甚至还可能有所低估。
但我们知道，通常最大可用升力系数一般要小于其理论值，三代机只有F/A-18能将其全部发挥出来。
而笔者的意见是，F-35和F/A-18一样能将其全部发挥，下面作详细说明。
可用升力系数的讨论
机翼升力系数（Cy）-攻角（α）曲线如图5所示。
图5升力系数曲线
在攻角达到α2之前，Cy线性增加。
理论最大值为Cymax。
α2通常出现在35度~45度之间。
熟悉飞机性能的读者可能已经注意到，绝大多数三代机的攻角限制（α1）都小于这个数。
这是因为早在机翼上表面发生气流分离之前，飞机的高攻角稳定性和可控性已经很成问题，尤其是对于单垂尾战机，航向稳定性因安定面被机身遮挡而受到很大削弱。
实际上，即使是双垂尾战机，如果不使用明显外倾的双垂尾避开机翼和机身的阻挡，并且飞控系统跟不上的话，情况也不会有明显改观（如MIG-29A，攻角限制26度）。
因此，最大可用升力系数Cymax'
小于Cymax。
但对于高攻角性能出色的机种，如F/A-18而言，在攻角35度还可机动飞行，在45度还可操纵，在55度才会出现漂移（Drift）。
其飞控设定的攻角限制（α1）在45度以上（新的F/A-18E/F在50度以上。
F-22超过60度）。
其α1已经大于α2，达到了α3（如图5所示）。
因而Cymax'
等于Cymax。
这就是高攻角性能出色的机种能用到理论最大升力系数的原因。
故现在的问题是：
F-35的高攻角性能究竟如何？
F-35明显外倾的双垂尾很有为高攻角机动优化的味道；
平尾尾缘向后伸出不小的尺寸，利用发动机的引射效果可以改善操纵效率；
和F-22类似的菱形机头截面进一步提高了高攻角稳定性；
宽阔的前机身在提高稳定性的同时也能贡献不少升力。
而决定高攻角性能的另一关键——飞控，因为有了编写F-22控制率的殷实家底，洛.马理应不会让人失望。
早在X-35试飞阶段，笔者曾根据这些有限的特征猜测F-35将会是一种高攻角性能极佳的战机。
从2006年底，F-35通过数十架次的试飞，基本证实了笔者的推断。
F-35首席试飞员（同时也是唯一同时飞过F-22和F-35的人）JonBeesley在报告中多次指出，对于未来的F-35飞行员而言，“高攻角特性将会令他们吃惊。
”由于飞控将攻角上限放宽到了55度，在高攻角测试飞行中，F-35AA-1表现的和F-22非常类似，能完成后者的大多数过失速机动，只是因为没有推力矢量（TVC）的帮助而没有F-22那么灵敏。
另外不出所料，为F-35和F-22编写控制率的是同一班人马，使得F-35的操纵特性十分接近F-22。
在JonBeesley眼中，“这就是一架小F-22”。
总的来说，F-35A有很大的可控攻角，而飞控的限制也较为宽松，攻角上限很高，在很
大的范围内实现无顾虑操作。
就此估计F-35A可以用到其理论最大升力系数应不为过，按
1.83计算（可能略有低估）。
估算F-35A的瞬时盘旋速率
有了空战重量（14131.5千克~14709千克）和估计的最大可用升力系数（1.83），已经
可以对F-35A的瞬时盘旋速率进行估算。
其基本原理非常简单，圆周运动的相关动力学公式在中学
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