三無
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雨雁向南飞，风雨群柤失！
----从歼-10漫谈战斗机结构的一些小知识 一：减重的问题 由于缺乏地面和水面的直接支撑，重力对于航空航天器的影响程度之大，是其它交通载具，比如汽车、火车、轮船所完全无法相比的。相应的，重量控制也就必然成为飞机设计中的极端核心问题之一。 机翼产生升力的原理 飞机要克服重力在天空中飞行，需要通过机翼上下表面不同流动速度的空气产生压力差形成向上的升力，而这个过程中会伴随产生各种形式的阻力。重量越大，飞机需要产生的升力也就越多——这必然引起阻力的大幅度增加。另一方面，发动机推力克服飞机飞行阻力以后的剩余推力变得越来越小，而飞机的质量却增加了；参照牛顿第二定律F=MA就可以知道，这必然导致飞机加速、爬升能力的降低。 基于这种双重负面影响，对于任何一架飞机的设计来说，从最初的基本布局类型、大致尺寸选择，直到后期的详细设计以至于定型后的各种改进过程中；如何在保证功能和性能不缩水的情况下尽可能的减小重量，始终是飞机设计单位时刻关注的问题。 歼-10B结构上减轻了一定的重量，但1吨？呵呵 在刨掉发动机和各种机载设备以后，飞机本身的结构其实并不重。从二代机到三代机的发展过程中，飞机结构重量占飞机空机重量的比例从33-37%下降到了30-32%（注1）。从二代机中结构最笨重的型号到三代机中结构最轻巧的型号，差距也仅有7%。至于最近网络盛传歼-10B通过更换复合材料，结构减重达到1吨以上的消息，这仅仅是个谣言。 对于歼-10这样空重在8.6-8.7吨的三代机来说，其中机体结构重量只占2.8吨左右。即使是减重1吨，也意味着结构重量至少减轻1/3以上，结构重量系数下降8%以上，不到24%；哪怕是F22的结构重量系数也达到了27.8%（注2）。这种继承主要结构的三代机改型对四代机形成结构上的压倒性超越，在工程技术领域是没有任何可能性的，只不过是政治宣传罢了。 [注1、2，《先进战斗机结构选材与制造工艺需求分析》 北京航空工程技术中心] 即使是空重达到十几吨的重型战术飞机，要在改进型号中进行数百公斤级别的减重也是几乎不可能的，除非原始设计中留下了很大的减重余地。比如飞机的振动特性一直处理不好，不得不添加了很多的配重块进行调整。但这类减重余裕在本质上就是无效的死重，是飞机设计过程中所必须极力避免的情况。 在重量进一步减轻的同时，三代机的结构性能也是二代机所完全无法相比的。这在我国歼-10的发展过程中体现的极为明显；最主要的三个特征就是更高的允许速压、更苛刻的载荷谱、更长的实际使用寿命。 二：速压的问题 速压的准确定义有些枯燥和不好理解，读者可以近似的认为它是飞机在推开空气的飞行过程中，空气反过来对飞机形成的压力。速压 = 0.5 x 空气密度 x 速度的平方值；与空气密度成正比，与速度的平方成正比。即使是在中心区域，台风风力形成的速压一般也仅在66-85kg/㎡之间；而现代战斗机在最大速度飞行时候，承受的压力是台风中心压力的几十倍、上百倍以上。 最大允许速压指标是任何一种飞机结构在使用中的绝对底线，飞行员在任何情况下都绝对不能逾越，否则必定导致飞机结构破损、引发空中解体。事实上在接近最大速压的飞行中，战斗机出现外表面的蒙皮撕裂、铆钉脱落，内部的设备安装支架变形都是很常见的情况（注3）。 F14的一起低空高速飞行解体事故截图 对于提升飞机的最大速度性能来说，速压指标的大幅进步能带来的收益相对较小——因为速度与速压的平方根成正比。相比于歼-7、歼8系列的7500kg/㎡（注4），歼-10速压指标达到三代战斗机的主流标准9400kg/㎡，提升超过21%；体现在低空（取标准大气下海拔500米高度计算）高速性能上，则是从M1.04提升到M1.17。 [注：《中国飞机手册》] 第三代战斗机速压指标提升的最主要意义在于获得更高的升力，以改善机动性能——飞机的所有机动动作，都是通过消耗升力与发动机推力，以克服阻力和重力作用完成的。比如战斗机的盘旋动作就需要大量的升力进行支撑，升力越多盘旋动作完成的也就越快，所需要的半径也越小——机动性也就更好。大多数第三代战斗机都允许在盘旋过程中达到9G过载，此时升力已经达到战斗机重量的9倍。 战斗机进行高过载盘旋，此时升力数倍于重力 之前提到飞机的升力是由机翼上下表面形成的压力差形成的，而这个结论的数学表达形式正是升力公式的概念：每平方米机翼所产生的升力等于升力系数与速压的乘积。升力系数代表着飞机从自身承受的压力中榨取升力的效率。一架飞机是否能在各种速度、高度、过载、飞行姿态等条件下，都能以尽可能小的阻力代价获取尽可能高的升力系数，首先就要看它的气动外形和飞行控制系统设计水平如何了。 如果将战斗机比喻为职业拳击手，那么升力系数就是一个人的技能训练水平，而速压指标则代表着他的体重级别。因为升力的本质就是压力，想要获得多少升力，首先就要承担得起数倍、十数倍于此的压力。 在相同的技能水平下，中量级拳手向重量级选手挑战的结果，喜欢看拳击赛的读者自然很清楚——那只是单方面的殴打罢了。依靠结构的高速压指标，三代机可以在二代机不允许的高度、速度上进行更高过载的机动飞行，这对于空战中的主动权争夺是完全压倒性的优势。 气动上使用边条翼等三代技术的山鹰 即使是给二代机换上和三代机一样先进的气动外形、一样先进的飞行控制系统、一样先进的大推力发动机；仅仅是结构速压指标这一条，就决定了二代机的机动性能至少要落后20%以上。任何声称二代机通过改进就可以抗衡三代机的言论，都是政治宣传谎言。 三：载荷谱和寿命 机械产品的真实寿命极大程度上取决于它的使用强度，就好像一把菜刀一样，每天只是切切白菜萝卜，用上10年不难；但如果频繁干一些剁骨斩筋的重活，那么用上一个月就崩口卷刃只能报废也不奇怪。同理，一架战斗机如果长期进行频繁的大速压和剧烈机动飞行，巨大的气动压力和由此带来的反复变形必然会快速消耗掉飞机的结构寿命。 载荷谱就是用来确定飞机使用强度的一系列各种各样的相关标准。飞机结构的指标论证围绕着它展开，寿命结果也是依据它计算、修正而来。各种飞机都有不同的一大堆载荷谱，标明了它在一段时间的飞行过程中，各种任务条件下其结构会经受多少次各种类型、大小的载荷。上文中提到的“过载”就是其中相当重要的一个评判标准。 最大使用过载和最大允许速压不同，它是允许超载的。绝大多数战斗机的结构强度上都为此留有50%的额外余量；不过也有极少数例外，EF-2000就只有40%。这个余量既是安全性的可靠保证，也是飞机寿命储备的重要来源。比如最大允许9G过载的战斗机，结构可以保证很短时间内14.5G不解体；新设计的飞机，在结构强度试验做到67%指标的时候就可以允许首飞。葛文墉就曾经意外的在歼-7（最大使用过载7G）试飞过程中短时间进入过9.2G状态，超载30%以上，事后检查也并未发现飞机结构的可见变形和破坏。 苏-37（编号711）意外坠毁的最主要原因就是长期的飞行表演中，频繁的高过载机动提前透支了全部的结构寿命而未受足够重视，它最后阶段其实已经是以结构报废状态在飞行了 而从寿命储备的角度看，如果无法确定飞机将来会以怎样的强度和频率飞行，那么结构寿命的计算自然也无从谈起。苏-37（编号711）意外坠毁的最主要原因就是长期的飞行表演中，频繁的高过载机动提前透支了全部的结构寿命而未受足够重视，它最后阶段其实已经是以结构报废状态在飞行了。 歼-20的载荷要求非常苛刻 比如我国最新的国家军用标准中，对于机动载荷系数谱就有如下的规定（针对飞机设计，不代表实际飞行使用），教练机每1000小时飞行中，6G过载76次，最大过载7.5G出现在高级训练阶段，仅有1次。而战斗机的标准就要残酷的多，6G过载达到5051次，7G过载1115次，8G过载236次，9G过载的次数达到61次，10G过载（超载状态）达到15次——歼-20的结构寿命即遵循这一标准。很显然，同一款飞机按照这两种不同的标准进行使用，最后的实际寿命会相差极大——这也是教练机看起来更便宜但却寿命更长的根本原因所在。 [注：《GJB 67.6A-2008 军用飞机结构强度规范》] 事实上就算都是战斗机，不同年代、不同的型号，设计标准中载荷谱也都各不相同。随着飞机结构设计水平、军队训练强度的提升，载荷谱标准也一直都在变的越来越残酷。F-15A/B、F-16A/B设计年代相近，最初的寿命标准也都是4000小时；但F-15A/B/C/D的最大过载只是7.33G，F-16A/B的载荷标准就提升到了每1000飞行小时中20次9G过载的水平（注）。 [注：《关于新一代飞机的设计载荷》] [注：《浅析歼八飞机机体结构设计的四个问题》] 歼-10系列不仅拥有标称5000小时（7500次飞行/起落、20年服役期）的设计寿命（注），达到了苏-27SK/歼-11B（注）系列的2倍。而且作为一款完全按照西方三代机规范标准设计的型号，它在载荷谱的含金量上同样是国内其它任何三代飞机所完全无法相比的。这也是歼-10飞行部队普遍战斗力高昂的主要原因之一：同样训练一年，歼-10系列飞行员在各种极限状态下的飞行次数和累积时间可以是其它三代机飞行员的数倍甚至十数倍。 [注：《关于高教机寿命指标要求与实现寿命指标技术途径的探讨》] [注：《飞机结构典型故障分析与设计改进》] 同样训练一年，歼-10系列飞行员在各种极限状态下的飞行次数和累积时间可以是其它三代机飞行员的数倍甚至十数倍 四：苏-27的定性设计——当旧路走到极致 人类在每一个科学技术领域的认知进步，都要经历一个从无到有、从浅到深、从蒙昧到明晰的过程；这种规律反应在飞机结构设计上，就是从定性设计到定量设计的变化（注）。歼-10正是我国第一款实现结构定量设计的飞机。 [注：《现代飞机结构设计》] 传统的定性设计时代，设计单位的理论认识水平和计算能力都很低下。人们首先认定验收合格的材料与部件是不存在缺陷的，继而在这个基础上根据已有的理论（比如经典的工程梁理论）和经验，选出合理的方案；随后开始粗略的估算和选择结构部件的截面尺寸，再进一步对强度与刚度性能进行校核。如果强度、刚度不足，则加大截面尺寸增重补强；如果剩余强度太大，便反之进行减重。 这种设计方法在计算过程中简化的非常厉害，而且只能适用于一些外形和受力都比较简单的部件，计算结果很容易与试验结果出现较大偏差。如果设计人员的理论素养、经验水平和试验数量上不能达到非常高的水准，那么在复杂的结构设计中要获得出色的性能是不可能的。 定性设计的巅峰出现在苏-27的研制过程中。超大尺寸、对于结构强度和刚度特性非常不利的气动外形设计、以及新结构设计理论与相应计算能力的匮乏，种种不利因素耦合在一起形成了巨大的噩梦。在理论与计算水平严重不足的情况下，苏-27结构研制过程中对实际试验的依赖达到了空前绝后的地步。 比如该机最初仅按照90%的强度指标设计结构，随后按照100%的标准进行强度试验；在结构上的薄弱环节出现变形、断裂以后，再进行针对性的补强设计。这种甚至不惜大量参照客机设计经验疯狂减重、在试验和飞行中暴露缺陷、修改设计增重补救的循环一直贯穿着苏-27整个家族的前中期发展历程；上文提及的3次大速压解体仅仅是其结构事故中的冰山一角。作为苏-27家族第一批基本解决结构强度问题的改型，苏-27SK的空重从16.3吨增加到16.87吨，增重570公斤；寿命也从2000小时提升到2500小时。 尽管寿命等性能不佳，但不容置疑的是苏-27系列的结构最终获得了相当高的效率。在破坏性的疲劳强度试验中，苏-27结构的各处裂纹会以非常均匀、和缓的趋势发展，到部件最终断裂时会形成比较均匀的多个小块。试验结果证明苏-27对结构各处的寿命消耗速度是相当一致的，而且在对裂纹影响范围、扩展速度的控制上也卓有成效。这意味着苏-27获得了近乎于从F-16开始的西方三代机才有的损伤容限的结构功能，而后者必须依靠先进的多的理论、手段才能完成设计。 苏-27原型机静力测试 苏-27的研制过程我们必须敬畏，但总体方向却不值得效仿。落后的结构理论和计算手段，一方面使得设计者在极其频繁的设计修改中每一次都要依赖大量试验结果进行支持，另一方面又严重限制了试验内容设计安排、数据结果提取分析的水平。设计过程的低效，使苏-27研制过程中对于各种资源——尤其是试飞员生命的消耗达到了极难令人接受的地步。在当时的航空强国中，再没有任何其它国家在政治经济制度上能够容忍这样的做法。 苏-27的研制过程我们必须敬畏，但总体方向却不值得效仿 和苏-27不同，歼-10的结构走上了一条高效、安全，而且潜力无穷的定量设计道路。它不仅自身获得了巨大的成功，而且正在指引着今天的歼-20发展壮大。 五：新标准背后的理论、手段与定量设计 歼-10在结构设计中遵循的几个主要国家军用标准系列，比如GJB67-85、776-89、775-89，它们全部是美国空军标准的引进版本；分别对应Mil-A-8860A、83444和MIL-STD-1530。这些标准不仅代表了美国空军在70年代中期对飞机结构的认识水平，而且意味着一套全新的设计、制造、使用维护体系。 随着飞机结构设计的要求越来越高，人们必须在截面尺寸更小的部件上实现更高的强度、刚度指标。结构中可以分担受力的冗余部分越来越少，有效的减轻部件重量的同时也带来了巨大的风险：材料中隐藏的一道微小裂纹，或者加工时留下的一条明显刀痕，都有可能在巨大的压力和反复变形作用下迅速发展成足以导致整个部件彻底断裂的贯穿性裂纹。 上世纪60年代中期到70年代初，以高强度使用作为导火索，轻重量、高性能的结构设计矛盾在美国飞机上集中爆发。包括F-111和F-4在内的大量新飞机结构件出现严重的断裂现象，使飞机提前报废甚至是坠毁。比如1969年一架F-111机翼解体导致机毁人亡，而这架飞机只飞行了一百多小时。 检测结论逼迫人们承认，制造飞机的材料和部件中必然存在着大量的微观缺陷，并导致了50%以上的结构疲劳失效；改善材料和工艺水平可以减少、但无法消除这种现象。这使飞机结构设计中开始正式引入断裂力学理论，系统性的研究结构部件裂纹如何发生、扩展、并引起整个部件的断裂。 这些成果最终变成了相当详细的指导标准，使设计师在设计时不仅能掌握结构部件会在什么条件下破坏；而且还知道正常使用情况下，允许结构含有多少、何种类型、大小的裂纹，以及它的寿命变化。断裂力学理论实际上从40年代后期起就一直在高速发展，而长期没有得以应用在飞机结构设计中的原因只有一个：分析、计算能力不足。这一瓶颈最终被电子计算机的高速发展所打破。 歼-10的进气道结构，现代设计手段的高效、简易、直观是过去只能进行纸上作业时所无法想象的（图片来自公开论文） 计算机对于飞机结构的最大贡献在于有限元分析计算，这是一切先进设计的基础手段，也是现代定量设计与传统定性设计的根本区别所在。有限元法可以将一个结构部件划分成大量彼此连接的细小单元，每一个小单元只负责很简单的几个受力情况；通过计算这些小单元在各种条件下的变化趋势，就可以获得整个部件的近似性能数据。 通过这种原理，有限元分析可以解析外形和受力条件非常复杂的部件，这给飞机结构设计提供了极大的灵活性。但是要计算出高精度、高可信度的性能数据，对有限元计算过程中划分的单元数量要求极高，计算量极大，因此在高性能计算机出现前有限元分析一直难以实用。 断裂力学、有限元分析、传统设计经验的三者结合，使飞机结构设计进入了一个完全不同的时代；它所带来的不仅仅是Mil-A-8860A、83444和MIL-STD-1530等几个军用标准，还有大量《耐久性设计手册》这样的规范文件，更为后来的达索CATIA等航空航天专业设计软件提供了基础。从F-16开始的西方战斗机都遵循这一系列的标准规范，当然越往后的型号所遵循的标准版本也更新。 歼-10结构的成功，正是建立在这些西方技术和相关体制的引进基础上。1998年6月2日，成飞集团成为航空系统第一家获得档案工作目标管理国家一级标准的企业；作为标志性的例子，歼-10的图纸就是完全西方化的，不论是各种标注还是基本的画图风格——其严谨程度不亚于任何同时代西方三代机。 以标注为例，我国其他战斗机结构图纸上只有强度计算人的签名；而歼-10的结构图纸上则包括设计重量与疲劳强度的薄弱点数量。前者代表着每一个部件生产都实现了高度标准化，为精确重量控制和部件互换性能提供了基础。而后者则代表每一个部件都在大量的有限元分析基础上进行了彻底的疲劳试验，所有薄弱点的位置都是已知的。这些不仅是歼-10结构坚固耐用的根本所在，而且也是任何一种长寿命飞机设计制造中绝不可缺少的标准。 在引进西方设计标准规范、软硬件体系的基础上，歼-10结构上直接继承了西方70年代中期以后的设计经验；规避了国内没有独立战斗机结构设计经验风险的同时，直接达到了一个较高的水平。但是受时代和我国生产力水平的局限，歼-10上还是留下了不少遗憾——并且不止于结构方面；它们有些已经被克服，有些却仍然困扰着歼-10。 PS:.以色列LAVI总体布局存在大迎角大过载下失控的致命缺陷，真抄了lavi，那歼-10也就完了。强耦合的大面积鸭翼，居然配一个后掠翼，摆明了会出现配不平的毛病，真不知道美国人当初是怎么糊弄以色列人同意方案设计的。 ---向15秒极限冲刺——歼-10的抗过载发展 引语 歼-10在定型时，它允许9G飞行过载的10秒最大持续时间只有F-16的2/3，在三代机中只能算是二流水平；而直到数年之后，才通过相关设备、配套训练体系的改进达到15秒的西方主流水平。（所有数据均来自公开论文、专著明确指出的型号、性能指标） 一．战斗机飞行员基础过载能力仅耐受10秒钟4.25g过载，赵伟飞9G依靠3秒安全规律 在离心机中持续5G时失去意识的战斗机飞行员 对于任何一款三代机来说，强大动力的最大意义都是体现在加速和爬升能力上——尤其是外挂的武器弹药、燃油大幅加大了重量与阻力之后。限制新型战斗机较长时间发挥极限飞行性能的最大瓶颈，早已转移到飞行员对于过载的忍耐能力上。当驾驶者已经失去视力和意识，或者无力再继续进行高机动飞行的时候，飞机无论还有多少动力和机动性能剩余都已经毫无意义。 在飞行过程中，飞行员会承受多种方向上的过载。我们常常说的9G过载是通过升力产生，从机翼下方指向机翼上方的法向过载，又称为正过载，通常在飞机进行盘旋的时候出现；此时人体需要承担额外的重力，大小则取决于飞行动作的猛烈程度。类似的情况我们在日常生活中也可以遇到，比如电梯启动、加速上升时可以体验到身体有加重的感觉，当然在程度上是远远无法与战斗机极限过载相提并论的。 飞机盘旋时产生的2G过载情况 当正过载达到9G时，飞行员要承受自身（包括服装、头盔等物品）9倍的重量。这个过程中飞行员体内的血液会在重力下向腹部、腿脚移动，而一旦眼睛和大脑得不到充足的血液，那么很快就会出现因为缺氧而引起视力丧失，继而失去意识。 由于人体的眼睛和大脑分别有3秒、10~12秒左右的氧气储备，飞行员一般不会在3秒之内就出现视觉丧失的情况。2014年安阳航展上，中国红牛特技飞行队队长赵伟驾驶XA42表演机做9G飞行只持续3秒左右也正是这个原因，如果想进一步延长大过载时间，抗荷服、加压氧气面罩等都是必不可少的装备。 特别值得一提的是，3秒规律并不代表绝对安全。一旦进入极限过载的过程太过于剧烈，飞行员身体和心理上都缺乏准备和主动适应的过程，同样会在瞬间丧失视力甚至意识。几年前中央电视台曾经公开报道过一次歼-11BS由于电传飞控故障引起的飞行事故，飞机突然进行了剧烈的俯仰摆动，最大过载达到9.36G，猝不及防的飞行员瞬间就进入了灰视状态。 飞行员讲述事故经历 灰视状态代表着飞行员已经开始看不清东西，四周的视野已经开始逐步丧失。它不仅是飞行员抗过载耐力达到终点的标志，也是飞行员即将完全失去视觉（黑视）和意识的前兆。如果俯仰失控的程度更剧烈、持续时间更长一些，那么就很可能导致飞行员来不及与后方留下任何通讯就陷入昏迷，任由失控的飞机坠机或者空中解体，事故的真相也会难以查明。 而超过3秒以后还能不能维持住视觉和意识，这取决于一个人的心脏能不能在高重力条件下有效的把血液泵送进眼球和大脑。这种“基础抗荷能力”与身体条件、尤其是先天遗传因素有非常大的关系：比如它基本上与血压（心水平收缩压）成正比，与眼睛到心脏的距离成反比，因此基础血压偏低的人、个子太高的人，都注定无法成为合格的战斗机飞行员。当然，这也绝不意味着高血压的人就适合开飞机。 通过旋转形成过载的离心机，受试者耐力丧失以后，红圈内面板上的灯具会以四周到中央的顺序从视野中消失 在今天看来战斗机飞9G过载是一件很平常的事情，实际上这是人类花费了大量时间、金钱、人力、乃至于生命才换回的突破。从一般的统计规律看，战斗机飞行员如果没有装备的辅助，不使用特殊的动作技巧进行对抗；他们对于正过载的基础抗荷能力不到9G的一半，平均水平在4.25G（持续10秒）左右——即便美国也不例外。 从基础耐力的角度来说，4.25G同时也是三代机飞行员选拔的标准之一，5G已经是试飞员等精英飞行员的平均水平了，能够达到5.25G以上的人只是少数。还有极个别人可以达到7G标准，这属于爹妈从遗传基因层面带来的天赋压制，他人可羡而不可求。 二．歼-10过载标准源于F-16 早期的螺旋桨飞机虽然飞行速度低，但是由于飞行高度也低——这意味着空气密度很高，它们仍然可以获得足够的升力来完成较大的过载；不过8G左右的最大过载只能在瞬间出现，多数情况下都只能持续十几秒的4-6G过载。这种过载强度基本延续到了第一代和第二代喷气式战斗机上，不过它们的飞行速度、高度更大，过载的持续时间也更长。比如F-4战斗机的典型空战动作过载曲线中，4-6g过载时间超过60秒以上，其中5G以上过载时间接近30秒。 F-16的大后倾座椅 由于早期火控与武器系统的性能落后，飞行员要驾驶战斗机开火的操作步骤相当繁杂；不仅反应慢，而且机炮、导弹的命中率也很低。这都意味着一方在短时间内态势占优也往往难以进行有效攻击，空战中会出现大量中低空亚声速下近距离内进行反复的追逐、缠斗、咬尾的情况。而由于当时战斗机飞行性能以及抗过载技术的发展水平限制，这就代表战斗机必须进行大量4-6G过载强度的持续机动。 F-15就是针对这一点设计的，相较于F-4的5G过载持续时间不到30秒来说，F-15的5G过载持续时间达到100秒而且反复出现；虽然其最大可用过载7.33g，但实际使用中瞬间飞行过载频繁超过9G。F-15过于保守的过载指标明显限制了飞行性能的发挥，这种矛盾折射了它设计思想的时代局限性——更直接的说，F-15过载设计仍然遵循的是二代机标准。 F-15过载设计仍然遵循的是二代机标准，在高强度飞行后出现结构裂纹也就不足为奇了 按照航空加速度生理学对人体的定义，6G过载持续15秒时间以上就属于持续性高过载——在这个区间，飞行员丧失意识的几率和速度都极大幅度的提高了。这也是二代机与三代机设计中的一个核心区别：新一代飞机的持续机动过载从4-6G为主，瞬间过载8G左右；提升到持续机动过载6-9G为主，瞬间过载超过10G的水平。 真正把战斗机机动能力带入持续性高过载时代的型号正是F-16，自它以后，战斗机的过载能力必须达到6G过载持续45秒、9G过载持续15秒的水平才能在三代中算得上是一流。F-16性能突破的先决条件除了飞机自身的飞行性能大幅提高外，还要归功于美国上世纪60年代抗过载研究成果开始从实验室向实际型号研制转移；在抗过载座舱、新型抗荷服、代偿背心、抗荷加压呼吸、新型抗荷动作等一系列技术措施投入使用以后，飞行员才能承受长时间的高过载飞行。 F-16和F-4在1.2马赫下的转弯半径比较，F-16具有明显优势，当然飞行员承受的过载也比F-4大 高抬腿设计使F-16的仪表台尺寸在三代机中严重偏小 比如F-16在座舱的抗过载设计上就实现了巨大突破：它采用了后倾角度很大达到30度的座椅，它使飞行员形成背部斜躺而腿脚弯曲抬高的姿势；由于战斗机高过载飞行都会有15度以上的抬头角度（迎角），因此接近9G时飞行员后倾实际上达到45度。30度后倾座椅后来延续到了F-22上。 F-16的大后倾座椅有助于提高飞行员的G耐受值，但由于缺乏头部支撑，导致很多飞行员出现颈椎病 飞行员在半躺以后，过载增长速度的大小对人体的影响会变弱，人体有了更多的时间对高重力反应进行适应和代偿——这是个很简单的三角函数结果。其次是心脏到屁股和脚的高度差明显缩短了，有效的减轻血液向腿脚坠积的趋势，延长了飞行员维持视力和意识的时间；心脏和眼睛之间高度差的缩短在这个角度范围内反倒影响并不大。 后来的三代机绝大多数都遵循了F-16的过载指标。即使是高过载机动的持续时间上有所缩短，或是未必采用相同的大后倾座椅、高抬腿设计；但9G最大可用过载已是公认标准，而座舱抗过载设计也是依照相同的基本原理展开。歼-10就是一种典型的9G最大过载战斗机，在过载指标上它如今已经达到了F-16的指标；但是其间的过程并不顺利，在设计上也留有一些遗憾。 歼-10是一种典型的9G最大过载战斗机 三．歼-10抗过载能力组成揭秘 战斗机的抗过载研究成果颇为类似游戏中的属性点和装备加成。三代机飞行员的基础抗荷耐力算是游戏角色的基本天赋属性，一般以4.25G计算。抗荷服通过压紧大腿和腹部，可以有效减缓高过载下心脑循环中的血液流失，高性能型号可以提供2.5G甚至更高的抗荷效果。这两个效果要发挥对飞行员的体力消耗都不算很大，疲劳值较低，可以视作被动系的属性和装备效果。 歼-10的座舱抗过载设计优于苏-27 飞行员在抵抗高过载时，需要针对性的做出收紧全身肌肉的抗荷动作，可以达到1~2G的抗荷效果。通过呼吸面罩强行把大流量的氧气压入肺部，使飞行员血液含氧量大幅升高，也可以提供1.5~1.7G甚至更高的抗荷效果。但是抗荷动作和加压呼吸对飞行员的体力消耗很大，疲劳值相当高，是使用次数和时间都有限制的主动系技能和装备。 歼-10完成9G过载飞行，依靠的正是上述几种措施的综合应用。而直到近年才达到F-16过载水平的关键原因之一，就是从基础的座舱抗过载设计上歼-10就存在一定的差距；这使它必须在抗荷服等其它设备上获得更好的性能才能弥补劣势。 F-16的大后倾座椅对驾驶姿态和操作习惯改变非常大，飞行员难以正常使用设置在座舱中央的驾驶杆，而必须使用侧置的驾驶杆。由于和传统设计相差太大，我国军队对这种座舱布局一直抱有偏见，直到21世纪初空军航空医学研究所还有针对30度后倾座椅会不会针对记忆、辨识反应速度等认知能力形成负面影响的定性研究。在上世纪80年代，30度大后倾座椅在歼-10论证过程中不可能被军方接受也就容易理解了。 此外F-16的高抬腿设计也难以在歼-10上复制，它对驾驶舱仪表台尺寸的限制很大。F-16最初项目定位较低，只承担简单的昼间近距离格斗任务，机载设备较为简单；因此在取舍上偏重抗过载能力而牺牲了一部分仪表台安装面积，F-22就没有继承F-16的高抬腿设计。初始定位就带有完整中距空战能力、搭载繁多机载设备的歼-10对仪表台的安装面积要求要高的多——尤其是我国当时的航空电子水平有限，实现同样功能需要更大的设备体积和尺寸。 歼-10的座舱设计还是很传统 因为上述原因，虽然歼-10项目从预研起就把座舱抗过载设计作为重点之一，尽可能优化了飞行员的驾驶姿态，但终归未能突破传统座舱布局的限制；这使它的最终效果虽然明显优于苏-27，但和F-16相比还是有所不如。同时歼-10定型时配备的KH5抗荷服和KT8抗荷调压器（调节氧气面具和抗荷服的压力和流量变化）性能并不出彩，防护能力较低，使歼-10定型时只能达到6G持续30秒、9G持续10秒的水平。 特级飞行员严峰下飞机后脱掉抗荷服，不通风的抗荷服非常闷热 KH5抗荷服采用的仍然是侧管结构，这出于长期使用仿制苏联早期产品形成的技术路径依赖。侧管式防护服是美国在上世纪40年代开发的，它在服装的躯干与肢体四周设置了充气软管，软管外面缠绕张紧带。一旦管子开始充气，张紧带就会收紧防护服布料，均匀勒压人体表面，提供外来压力。 KH5抗荷代偿两用裤 西方三代机乃至于苏联后来开发的苏-27上，普遍使用的都是气囊式抗荷服，它通过气囊充气后的膨胀来直接挤压人体，施加体表压力。这种抗荷服有个极大的坏处，就是气囊本身不透气又要大面积覆盖人体，散热能力非常差；因此直到后来飞机的环控设备大幅度进步，可以为对防护服装内进行大流量的强制通风以后，它才得以广泛应用。而现代高性能战斗机之所以百分百配备气囊式抗荷服，则是因为它在减轻飞行员高过载下的加压呼吸疲劳方面具备压倒性的优势。 而现代高性能战斗机之所以百分百配备气囊式抗荷服，则是因为它在减轻飞行员疲劳程度方面具备压倒性的优势。飞行员加压呼吸的氧气往往要先进入防护服的充气管或者是气囊内，为防护服装提供压力。在气囊式防护服装中，飞行员吸气使胸腔扩张时，胸腹外部气囊的压力自然降低；而呼气使胸腔收缩时，胸腹外部气囊的压力自然增高。 这种胸腹外部压力变化的协调性，极大的减轻了飞行员进行加压呼吸时的胸腹肌肉疲劳程度。飞行员穿侧管式防护服时进行加压呼吸维持几分钟、十几分钟就会严重疲劳；而气囊式防护服不仅可以使飞行员耐受一个小时以上的加压呼吸，而且可以采用更高的呼吸压力、更大的氧气流量。 气囊式结构的KH7抗荷裤 事实上歼-10近年抗过载能力突破的关键之一，正是一套全新的综合囊式抗荷系统；它最晚在2002~2004年期间，就由空军航空医学研究所等相关机构在实验室离心机试验中达成了主要性能指标的突破。新型综合抗荷系统通过KH7气囊式抗荷服与KT9抗荷调压器（增大了加压呼吸时的压力与氧气流量）组合提供了额外的4G防护能力，其中仅KH7抗荷服的防护能力就提升了0.5G。 现阶段歼-10的抗过载能力组成如下：在抗过载座舱的基础上，三代机飞行员不低于4.25G的基础抗荷能力 囊式综合抗荷系统不低于4G的防护能力 不低于2G的抗荷动作效果，实现了6.5G过载持续45秒、9G过载持续15秒的三代主流水平。 四．自主研发新型抗荷动作，反应我军训练水平奋起直追 在基本的飞行天赋属性上，黄种人和白种人并没有种族上的先天差别，不存在白人就是比中国人强的情况。仅仅从剧烈运动下的空间平衡感、方向感和肢体协调能力来说，中国运动员在各类体操运动中从来就没少拿过世界冠军。但天赋之外的技能与装备加成，却也正是我国飞行员与西方水平差距最大的地方，尤其是这两者之间本身就存在着互相限制和互相促进的关系。 我国战斗机抗过载发展历史中，部队训练水平落后导致高过载飞行经验不足，训练部门对缺乏对人体生理需求的把握导致理论认识水平低下和观念守旧，在很长时间内都是一种常态。这不仅是阻碍个人防护装备发展的最大瓶颈，也是阻碍科学训练手段形成、普及、进化，提升实际战斗力水平的最大阻力所在。 2004年曾有空军部队对战斗机飞行员（包括三代机飞行员）进行抗过载知识和技能的摸底调查，结果没有人能说全各种抗荷动作的种类、名称、动作要领；只有28%的人接受过规范的抗荷动作训练，而且全部是改装新型战斗机体检时在空军航空医学研究所内进行的。97.4%的人对抗荷能力的理解只停留在几个G上，不知道还抗荷能力还包括抵抗G增长速率的大小与过载保持时间的长短。 这些飞行员在航校接触特技飞行时，没有一个教员传授过抗荷动作的原理和规范的抗荷动作，都是弯腰、鼓肚子、憋气。这种动作应对短时间的中低过载还可以，一旦碰上6G以上的高过载，尤其是持续过载，就会演变成飞行中最忌讳的瓦氏动作（Valsalva），会在更短的时间内因为缺氧而引起黑视、意识丧失。 我军新型抗荷动作训练器 伴随着我国空军在训练水平上的奋起直追，这些历史的欠账正被一一弥补；新型的科学训练内容、器材正在不断的填充向各支部队和训练院校。而近年开始普及的HP、PHP抗荷动作及其配套的抗荷动作训练器，正是空军战斗力建设正规化、现代化过程中的重要一环。 HP、PHP抗荷动作作为我国自主研究出来的新时期技术成果，最高可以达到2G以上的抗荷效果和西方现在通用的L-1、M-1等抗荷动作相比并不逊色。除了性能指标令人满意外，它还有着特别适合于我国国情的优势：技术难度低、体力消耗少；与日常体能锻炼结合紧密，有效矫正我军传统飞行员体能训练的错误倾向。 现代飞行员做抗荷动作的核心意图有两个，除了收紧肌肉压迫血管，阻止血液流向腹部和腿脚的传统功效外；还必须有力的控制自己的呼吸频率、深浅，以配合加压呼吸面具把氧气压入肺部的动作。飞行员在大过载下的呼吸技巧极其重要，不仅换气太慢、呼吸太浅、憋气太久会导致氧气摄入不足，引起黑视和晕厥，呼吸过度一样会导致黑视晕厥。 L-1等西方抗荷动作在我国的使用过程中，被证明抗荷效果确实很好；但是诸如在1秒钟以内完成标准的吸气、换气动作和全身肌肉协调收紧的要求，其技巧性和力量性要求都显得过于苛刻；不仅很多飞行员难于掌握，而且实际使用中体力消耗太快，反而不利于耐力的持久性。而HP、PHP抗荷动作的特点是依靠用力慢呼气来控制呼吸速度，根据不同过载强度适当用力收缩肌肉；这既使飞行员获得更多的反应时间，又能更灵活的分配体力消耗，目前HP、PHP动作已广泛应用于地面训练。 正在学习L-1抗荷动作的美军飞行员 尤其在HP、PHP动作在训练过程中，腿腹部的核心肌肉群发力过程与杠铃负重深蹲等无氧器械锻炼高度一致，这将促使飞行员进行更多的力量锻炼。以前飞行员的体能训练常常继承陆军风格，以长跑这类器材场地要求低、教练监护人员水平和数量要求低的耐力训练为主，认为能跑的久跑得远就是身体素质出色。 实际上过度的耐力训练会使人体心脏的自律细胞和传导组织被迷走神经活动所抑制，严重破坏人体在高过载条件下的血压代偿性调节能力，导致飞行员更容易黑视和晕厥。1998年的一份医学案例就属于这种情况，某位有着1000飞行小时资历的战斗机副大队长在改装新飞机时空中晕厥；离心机检查结果是他在3.25G过载下都只能在安全3秒内不黑视。在新训练体系越来越科学化的今天，这种反面事例必将不会重现。 结语： 事实上越是先进的装备，对人的素质要求也就越高；对于战斗机这样只有在人体生理极限条件下才能完整发挥作战效能的武器，尤其如此。歼-10极限过载能力的突破，反应的正是装备性能与人员素质的同步提升，是我国空军走向强大的重要标志。 ---从坠毁事件谈歼-10系列与各型发动机之间的历史纠葛 近日在成都突发了一起飞行事故，一架歼-10坠毁在成都。如无意外，这又是一起发动机故障引起的坠毁。本文解读歼-10系列与各型发动机之间的历史纠葛。 一：俄制AL-31F系列发动机挽救了歼-10项目 根据《中国航空工业大事记》的记载，歼-10的发动机选型会议是由航空工业部科技委于1983年6月9日-16日在北戴河召开的。会议上提供了三种发动机备选，分别是涡扇六改、涡喷15、太行发动机。无记名、加权平均的投票结果是航空工业部决定选择太行发动机，但国防科工委当时却否定了这一结果，选择了涡喷15发动机。 R-29-300发动机 涡喷15发动机是我国测绘苏联米格-23战斗机的R-29-300发动机的型号，虽然推力指标很高——与AL-31F相同；但是它的重量和尺寸、耗油率都太大，从性能上讲是很落后的，这也是它后来被淘汰的原因。科工委选择涡喷15的唯一理由就是他们认为这个型号较为可靠，换句话说，当时国务院（科工委是国务院部门）并不看好涡扇六改和太行发动机。 太行发动机曾经被科工委否定 至今为止我国所有投入服役的国产航空发动机，没有一台是严格意义上完全独立研制的。从一型叶片，一个轮盘开始研制，逐渐组成一级压气机转子、一级涡轮；再逐步扩展级数成为基本完整的高、低压气机和涡轮组合；继而组成发动机的核心机乃至于完整的燃气发生器进行试验，最后由此衍生出型号验证机，并最终完善成装备型号——这种事情在中国已公开的航空发动机中还从未出现过。 这种上游研究的长期欠缺，使我国无法在发动机领域形成扎实详尽的自有理论、试验基础和设计依据、手段。在型号研制过程中，研制人员不得不参考各型已有发动机，采用相似原则缩放设计甚或是直接测绘、逆向工程，将不同国家不同型号发动机的各个部分进行拼凑整合。 正是在这种背景下，涡扇6这个性能指标奇高（12.6吨推力）、研制难度空前的型号从1964年10月开始初步设计，却出现了在1966年便完成全部图纸，开始试制样机的神奇速度。在这种隐患重重的设计中，大量部件之间性能匹配与协调运转的缺陷又被隐藏在材料与工艺的不足下；数量严重不足的试制部件和样机更是使得这些盘根错节的故障根除起来极为艰难，穷尽手段仍然不见回天。 我国作为一个后起的工业追赶国家，不可否认在科研工程、工业生产中普遍存在很强的功利投机心态，往往是只要措施有效，便无所谓机理不明；这种得过且过的心态必然在未来发展中招致巨大的损失。航空发动机研制这种结构精密复杂、工况残酷恶劣，重量体积控制苛刻的大型工程就是典型，诸多因素环环相扣，牵一发而动全身；机理不清楚下凭借浅薄经验和主观猜测提出的设计方案、改进措施，其效果如何几乎只能取决于运气。 昆仑发动机身上有浓重的涡扇6血统 涡扇6在1982年下马的一刻，突然从停滞已有数年的研发状态中完成了24小时持久试车拿到了飞行合格证，堪称人间奇迹。虽然并未装机试飞过，但它的实际水平仍然可以通过后续的昆仑发动机看出来。昆仑发动机的高、低压气机结构分别来自斯贝和涡喷13发动机，而燃烧室、涡轮、加力燃烧室等其它结构继承自涡扇六发动机设计。该款发动机可靠性极差，装机以后反复出现燃油渗漏、喷火舌、冒烟等现象；而涡扇六上声称最终成功克服的高温、振动、喘振三大毛病，昆仑更是一个不少，由此引起的试飞坠毁事故最终导致歼八III的下马。 歼八III原型机 90年代末期的昆仑尚且如此，80年代初期的涡扇六真实水平如何，不望而可知。而众所周知的一点是，太行发动机正是来自于主持涡扇六、涡喷13发动机研究的单位；而它完成基础设计的时间，也正好在90年代末期以前。歼-10在那个被苏-27和其它诸多因素冲击得风雨飘摇的年代，试飞阶段的坠机事故极有可能就意味着整个项目的下马——就像歼八III一样；在命运与历史的绞缠中，俄罗斯的AL-31F发动机拯救了歼-10项目。 二：俄制AL-31F发动机系列的润滑设计存在较严重的可靠性缺陷 虽然AL-31F发动机是苏联研制苏-27时的配套工程，但严格的说它在当时也并不是一种全新设计的产物，而是在AL21涡喷发动机的基础上参照了大量RD33发动机设计发展而来。歼-10上装配的AL-31FN发动机是针对单发飞机安装要求而推出的一种小改型，主要的改进有两个：首先是将附件传动箱从发动机上面转移到下面，但附件传动机匣的位置仍然不变；其次拆掉了内外涵流道的分流隔板。从性能变化上说，AL-31FN的长度少了40mm，重量轻了23公斤，耗油率稍微高了一点；其它都保持不变——包括AL-31F的各种缺陷。 AL-31F发动机 大多数针对AL-31F发动机家族缺陷的评论都指向了材料性能较低、工艺落后，或者是涉及性能方面的设计过时：比如该发动机高温部件采用的还是定向凝固合金，工作温度较低；未能采用一体式压气机盘，压气机叶片与轮盘之间居然还采用着强度较低的螺栓连接方式；整体架构较为落后，风扇和总压气机级数过高等等。 实际上这些缺陷固然存在，但影响的主要是和性能有关的指标；包括发动机的推力大小、使用寿命、发动机整体重量等等。AL-31F家族最大的可靠性瓶颈来自于它的支承结构和在此基础上展开的润滑系统设计。涡扇发动机作为一种依靠部件旋转做功的燃机，它的核心运动部件包括风扇、低压压气机、高压压气机、涡轮都安装在转子上；而转子要把自身载荷传递给整个发动机匣，就要通过支承结构和轴承实现。 在涡扇发动机的运转过程中，支撑着转子高速旋转的轴承一直处于重载荷（相当于7~9.2吨）、高转速、高温度（可以达到260度以上）的状态下。因此对轴承进行大压力、高流量的润滑，减小摩擦并带走热量降低温度就成为保障发动机工作的基础前提。 一旦轴承得不到充足的润滑，转动阻力会迅速加大，温度迅速升高；局部的摩擦热量会使摩擦面上出现变形和摩擦显微焊合、乃至于局部融化，而这些微小的焊点随之又会在旋转作用下被撕裂。这种轴承部件之间粘着——撕裂——粘着的循环发展到最后，就是轴承丧失旋转精度、最终卡死抱轴，发动机也必然随之停车。 在较为落后的发动机设计中，润滑系统可靠性不高是普遍现象。比如我军1985年发动机空中停车事故中，发动机润滑系统故障引起的事故就占43%。美国TF34发动机在1983年发生了90次事故，润滑故障占28%。而AL-31F发动机由于支承设计较为复杂，比如它采用了双中介轴承、四轴承低压转子的设计；轴承的润滑可靠性一直很差，而同期的RD33发动机则少有此类问题。要彻底解决AL-31F的润滑可靠性问题难度非常大，因为完全改变支承设计的话，无异于重新设计发动机。 在AL-31F的设计中，发动机降转是润滑系统压力过低以后的保护动作；因此一旦出现发动机降转警报，就意味着AL-31FN发动机的轴系润滑已经严重不足，空中停车就会很快到来。比如中央电视台重点报道过的李峰驾驶无动力歼-10迫降事迹中，李峰第一次接到发动机降转报警后立刻开始返场；在这个过程中他在保持必要飞行高度的前提下将发动机转速控制到最低，以延缓发动机空中停车。当距离机场6公里时，出现第二次发动机降转警报；到3.8公里时，发动机就彻底停车。 李峰在表彰大会上发言 排除本次尚未得出结论的事故以外，歼-10自研制以来所有的坠毁事故中，除了一次是由于飞行员云间错觉引起外，全部是由于发动机问题导致的。根据海军发动机专业的公开文献，我国曾经多次就AL-31F系列发动机的润滑缺陷问题咨询俄罗斯的设计和生产单位。而俄方表示他们进行过设计方面的改进，但受资金的限制未开展试验验证，也无法给出从设计原理上解决故障的措施。 说到底，俄罗斯人对于AL-31F系列发动机的润滑缺陷就是两个态度：我自己不那么在乎，凑合就行了；你想改进，先拿钱来。这其中的关键原因之一，就是AL-31F的可靠性问题在歼-10这样的单发高性能战斗机上比较突出，但在苏-27平台上的影响却要小得多得多。 三：歼-10对发动机带来的要求苛刻，远远超出AL-31F设计预想 和苏-27相比，歼-10平台的不同除了单发动机以外，这种后期型三代机还异常的强调高敏捷飞行。高敏捷飞行的内容有很多，但通俗的解释起来就是通过允许、鼓励飞行员进行更粗暴、更狂野、更猛烈的极端性操纵，把飞机的机动性发挥到极限。 歼-10对发动机的负荷比苏-27要重 比如在进入、退出大过载状态方面，高敏捷飞机的速率就要大得多——早期三代机需要3-4秒才能从平飞状态进入到极限机动状态，或者从极限机动状态退出，而高敏捷飞机只需要2秒甚至更短。F-14、F-15、苏-27这样的早期三代机滚转性能都比较差，而歼-10这样的飞机设计指标上不仅最大滚转速度要达到270~300度/秒这样的人体耐受极限；而且尤其强调在最短的时间内达到最大滚转速度并急剧退出的能力。 这种设计对飞机的气动、控制和结构都有着很苛刻的要求。主持歼-10试飞工作的周自全就曾经在阐述结构试飞工作时评论：“与纵向阶跃操作一样急剧滚转加上急剧制动是对飞机结构最严格的考验”。这样的评价又何尝不适用于发动机，然而正是在这一方面，AL-31F表现是不合格的，尤其是在歼-10平台上。 在发动机的寿命标准中，时间其实是一个很宽松的标准，真正的要害在于使用强度。比如美国F100发动机最初服役时突然爆发的大面积故障，以至于引起F-15群体趴窝，就是因为发动机在实际使用中的强度远超过设计者的预想。F-15飞行员在高机动飞行中反复的频繁推拉油门杆，使发动机在各种过载变化、恶劣进气条件下的转速和温度都处于反复的剧烈变化中；使发动机部件承受的多变应力循环数达到设计标准的数十倍。 对于苏-27，AL-31F不仅故障率相对较低；而且由于采用了双发布局，即使一台发动机出现故障，仍有另一台发动机为其分担负荷。这使AL-31F即使出现降转，发展到彻底失去动力的过程通常也较为缓慢；即使出现空中停车，飞行员仍有很大可能性依靠单台发动机返航。这也是俄罗斯人不太在乎AL-31F润滑可靠性缺陷的原因——反正他们本国没有装备使用该系列发动机的单发机种。 俄罗斯苏-27战斗机采用双发，对发动机可靠性缺陷敏感性低 但歼-10作为单发机来说，它本身对发动机形成的负荷就要高于双发机；而作为强调高敏捷飞行的机种，歼-10飞行员对于发动机的操作频繁程度、发动机遭遇各种不利飞行状态的次数和时间都比苏-27更高的多。这些因素的耦合作用，使AL-31FN发动机在歼-10平台上遭遇到的工况要比苏-27远为恶劣，寿命消耗快、故障爆发多实际上是必然的结果。 同样的道理也适用于太行发动机在歼11平台和歼-10平台中的装备情况。中国是一个讲政治、讲形象的国家，虽然曾经在第一时间就被科工委所否决，但太行发动机仍然是应歼-10研制而安排的配套型号。这种背景下只要是歼-10系列还没有停产，那么装备歼-10进行服役并能够完成等同于AL-31FN发动机强度的战备训练，就是证明太行发动机真正达到实用水平的唯一证明标准。 歼-10B 1035号原型机安装了太行发动机 四：此次事故中歼-10所使用的发动机具体型号还存在疑问 截止目前为止，真正能够服役的歼-10上，全部使用的都是AL-31FN发动机。但是随着俄罗斯对AL-31F发动机家族的改进升级，AL-31FN这个型号里也很可能会出现性能更高的子型号。此前根据俄罗斯方面的报道，新出口给中国歼-10的发动机将会采用AL-31F-M系列发动机技术改进过的型号。但目前没有更多的消息来确认具体进度。 117S是AL-31F家族现阶段唯一能比较可靠实现14吨推力的型号 AL-31F的M系列发动机有三个改进阶段，M1通过更换KND-924压气机和新的数字发动机控制系统，提高进气量和涡轮温度后，将最大推力从12.5吨提升到13.3吨。M2阶段更换了燃烧室、采用了新材料涡轮、新的冷却系统和全权限数字控制系统，推力提高到14.1吨。采用带宽弦叶片的整体压气机盘的M3，则进一步将推力提升到14.6吨。这些改进都不影响发动机的互换性，而且可以在原有的AL-31F/FN发动机大修时升级而成，因此仅从外观、只报道粗略型号的新闻消息上无法判明具体情况。 采用带宽弦叶片的整体压气机盘的M3 不过从俄罗斯117S发动机（全加力14吨，应急推力14.5吨）近年来故障不断的表现看，这款更换了包括风扇、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等几乎所有核心部件的AL-31F魔改型号在设计制造上都还没有完全稳定下来。仍然继承原AL-31F系列命名和主要结构的M系发动机改型，在超过14吨推力状态下的可靠性和寿命表现肯定是不容乐观。 因此歼-10上即使应用新的AL-31FN-M系列发动机，其推力水平应该不会高于M1型宣传的指标；而结构部件不排除采用M2的设计，这样可以延长寿命并改善可靠性。关键的问题也在这里：这次失事的歼-10，使用的是AL-31FN，还是AL-31FN-M改型？从最好的角度设想，笔者只能期盼是前者了。 结语： 即使在几年以后太行发动机能够装备在批量服役的歼-10上，使用俄制AL-31FN系列发动机的歼-10仍然将占据绝大多数。更何况从技术规律上讲，也没有人有能力保证太行发动机装备歼-10以后，就一定能获得比俄制发动机更高的可靠性表现。因此在尽可能减少、避免此类事故方面，我国能做的仍然还是从加强对发动机（无论是俄制还是国产）的检查维护管理方面入手，投入更多的力量开发新的相关装备和技术措施，尽可能将故障和隐患发现并排除在飞机起飞之前。 ---从歼-10的经验教训推测歼-20的抗过载设计 导语 在歼-10上我国实现了战斗机9G持续过载达到15秒的三代主流水平。但最新型战斗机的抗过载要求并不止于此，西方国家现在甚至已经实现了超过10G过载持续45秒的研究水平。那么歼-20将会如何发展抗过载能力呢？ 一．歼-10的设计教训 歼-10的抗过载设计并不完美（摄影：威猛） 这个世界上从不存在设计完美的飞机，从项目总体论证到具体详细设计，一型飞机总要留下各式各样的缺陷，一些缺陷可以改进、弥补，另一些涉及面太广、改动成本太高的缺陷就只能付诸感叹，歼-10设计也是如此。 由于我国长期匮乏高过载飞行经验，设计方意图和用户意见常常冲突；在歼-10相关部分的论证设计过程中，就因此出现了明显的不协调和自相矛盾。从好的方面来说，歼-10项目从一开始对抗过载设计便非常重视，新歼项目还在向相关研究所下达预研通知时就强调了高过载座舱的设计技术，并在国内首次将加压呼吸功能作为飞行员抗过载措施的重要组成部分。这两项技术都是三代机能够进行持续性高过载飞行的关键所在。 从不够协调的方面来说，三代鸭式布局战斗机，是从飞行原理上最适合、总体性能设计中也最强调高敏捷飞行的。但歼-10在座舱抗过载设计上未能突破传统中置驾驶杆座舱的设计限制，导致性能和三代机中的F-16、阵风等型号存在一定差距；在以最短时间达到极限过载，过载增加速率特别大的高敏捷飞行条件下，这种差距甚至会被放大到超过1G以上。而对于那些自身基础抗荷能力好、对于抗荷措施改善效果更加敏感的高素质飞行员来说，这种差距还会表现的更大。 肺萎缩症状 从自相矛盾的方面来说，歼-10在早期配套抗荷服的选择方向上犯了严重的路线错误。侧管式抗荷服对于飞行员腿部、胸腹的加压过程非常死板，压力大小不会随着飞行员的呼吸协调变化；这使飞行员在进行加压呼吸时胸腹部肌肉特别费力，一般只能维持几分钟到十几分钟就会严重疲劳。 老式的KH5抗荷代偿两用裤 实际上侧管式抗荷服不仅限制了飞行员的抗载荷能力，而且还直接导致了2004~2005年前后，歼-10部队一度频繁出现飞行员肺萎缩的病例：很多歼-10飞行员出于对呼吸疲劳的难以忍受和畏惧情绪，常常不愿执行在过载飞行中进行加压呼吸的相关规定。然而加压呼吸强制向飞行员肺部中灌入带有额外压力的大流量气体，正是预防肺萎缩的最有效措施之一。 大过载下飞行员的肺脏由于高倍重力作用往下坠，腹腔内的器官又被抗荷服压住往上涌，肺叶本身就受到双重压迫。一旦飞行员吸入肺部内气体（高含氧量或是纯氧）中的氧气被肺泡吸收完，肺叶缺乏气体的支撑就会被压扁而无法自行恢复到舒张状态。西方也曾在上世纪6、70年代时大量出现这类问题，但随后就从装备改进和制度管理上进行了有效克服，到80年代以后已极少见诸报道。从整体历史上看，这也算是我军弥补训练欠账所必须交出的学费。 加压呼吸能有效预防高过载飞行带来的肺萎缩 即使是现在的歼-10早已完成换装新型环控系统和囊式抗荷服等改进，实现了堪称三代主流水平的9G过载持续15秒的能力，但是和最新一代战斗机的要求却仍然有着很大的差距。这种差距主要体现在三个方面：现有的抗荷服覆盖体表面积相对较小；没有抗荷背心提供胸部外的对抗压力，使加压呼吸的强度仍然处于一个较低的水平；整个抗荷系统的反应速度不够快，不能满足应对过载变化非常快的高敏捷飞行要求。 在战斗机抗过载性能的前沿研究中，西方国家现在已经实现了超过10G过载持续45秒的成绩。然而就像西方也很难直接将这种高水平成果直接移植到现有三代机上一样，歼-10由于座舱、环控等源于飞机平台的限制，未来的抗过载能力提升将较为有限。 但是歼-20则完全不同，作为全新设计的战斗机，它在新技术的应用上没有各种基于历史原因形成的限制。虽然在自研三代机的飞行员个人防护装备上，我国产品性能一度落后西方20~30年，在舒适性、重量、维护性等方面差距还要更大；但这其中有很大程度是来源于理论水平和观念认识上的欠缺，这在今天早已得到了很大的弥补。 可以相信的是，歼-20在过载设计上将会是我国有史以来理念最为先进、和西方前沿科研领域水平相差最小的一款型号，决定其性能的主要限制基本上只会来自于技术能力层面。事实上我们完全可以通过现有的三四代战斗机型号，来推测歼-20抗过载发展的一些基本脉络。 二．歼-20极可能采用F-16的30度后倾座椅 在国内21世纪以后的研究中，大后倾座椅的优势开始在军队科研系统内部也得到越来越多的认同。除了长期以来的一些偏见，比如“30度以上的后倾座椅会对飞行员的认知能力形成负面影响”被证明毫无根据外；超出9G强度的高过载试验也反复证明，大后倾座椅已经是达成期望指标的必需措施。比如我国十多年前在地面离心机试验中初步突破10G过载（持续10秒）的指标时，就是在45度后倾座椅上实现的；而如果在飞机上，这就正好等效于30度后倾座椅。 从歼-10的实际飞行经验和近年来的实验研究来说，歼-20采用比歼-10更大的座椅后倾角度几乎是可以肯定的。而这个角度的大致范围，是与现有的西方型号——比如F-16、F-22、阵风等战斗机保持一致，在30度左右；还是选取更大的45度角，又或是F-16最初设计时曾经考虑过的65度？ F-16的30度大后倾座椅 阵风50度座椅后倾设计方案 如果仅从地面离心机测试来说，二代机和部分早期三代机（比如F-15与苏-27）设计采用的传统13度左右后倾设计与30度后倾设计实际效果相差很小；抗过载能力明显增强的临界点正好出现在30度以后，达到45度时已经非常明显。尤其是对于素质较好的飞行员，45度后倾座椅会为他们提供1.6G以上的抗荷加成；即使是一般飞行员，普遍也能获得超过1G的益处。 这种增益还是在过载增加速率保持在一般三代机性能要求（3G/秒）下，即飞行员要花接近3秒钟从平飞进入最大过载状态下获得的数字。如果是按新一代的高敏捷飞行要求（6G/秒），战斗机必须在不到1.5秒以内从平飞进入到最大过载状态，45度座椅后倾角度的优势还将明显加大。 从实际飞行来说，飞机在高过载状态下一般会有15度以上的抬头迎角，也就是说30度后倾座椅在飞行中能够获得大于地面离心机测试中45度座椅的效果。这正是歼-10、FC-1等机型在传统座舱布局限制下尽可能改善抗过载能力的秘诀之一：将座椅后倾角度设计成略大于20度，既和传统座椅座椅相差不特别大，又能在飞行中形成接近40度的实际后倾角度，也能获得较为明显的抗过载能力提升。 虽然这种迎角的加成对于45度、65度座椅一样有效，但是座椅后倾角度太大也并不全是好事。第一个坏处是飞行员躺的太倒以后，座舱视野必然严重受限，这对于视距内的战斗非常不利；第二个坏处是座椅占据的纵向空间会大幅加大，对座舱设计来说很难容纳；而第三个坏处则更要命，它会严重加大弹射救生的技术难度和失败几率。 因此多数飞机设计师都认为，在抗过载能力与飞机总体设计之间取舍的最佳结果，就是采用30度左右的后倾座椅。这又带出了一个衍生问题：飞机最好使用侧置驾驶杆布局。 与歼-10相比，歼-20加大了座椅后倾角 三．F-16侧杆设计不佳，歼-20侧杆可能类似阵风 飞行员大幅后倾以后，右手再要够着离裆部有一定距离（保证人身安全）的中置驾驶杆就很不顺手了。F-16为此采用了侧置驾驶杆，但因为设计年代太早，它在人机工程学上的性能远达不到网络上一些人无限吹嘘的程度，甚至可以用糟糕来形容，这正是当年我国军队抵制侧杆设计的关键原因之一。 FC-1座舱，三代电传机的中杆行程较大，一般在120~130毫米间 F-16最早采用的是力信号回馈驾驶杆设计，飞行员完全扳不动驾驶杆，只能依靠右手握力的方向与大小来控制飞机。但是生理特性就决定了人对于力大小的敏感程度远低于对距离的敏感程度，尤其是在高过载下飞行员全身都要绷着劲，用力大小和方向就更难把握了。在后来批产时，F-16对于侧杆进行了改进，增加了位移信号回馈功能；飞行员终于可以把驾驶杆前后左右扳动了，但由于位移行程仅有3毫米，因此总的操控感仍然不理想。 F-16的侧杆 因为驾驶杆的操控问题，F-16的驾驶培训难度偏高；在整个三代机范围中，F-16系列的培训时间、双座机比例一直都保持在特别高的水平。这不仅带来了很大的经济成本问题，也带来了服役早期频发的飞行安全问题：当美国人残暴凶狠的飞行训练传统遇上不易控制拉杆程度而又相当敏捷的F-16，一系列机毁人亡的事故就出现了。在事故原因的调查统计中，飞行员由于瞬间飞行过载达到12~13G导致晕厥，最终坠机的情况并非个例。 客观的说，要处理好高过载下仅用手腕控制的驾驶杆操控特性，达到力度、行程的最优化；实现既控制灵活又不易推拉过度，行程足够大又不易在高过载下诱发飞行员手腕疲劳、扭伤的效果，确实有较大的设计难度。恰好我国早年对于侧杆的认识几乎全部来自于F-16，很多人将F-16的设计不足当成了侧杆本身难以克服的缺陷——这甚至还包括了611设计所的部分设计人员，因此歼-10最终选择了大行程的传统中杆设计。 侧杆设计在后来的阵风和F-22等型号上得到了非常大的完善，尤其是阵风。法国在航空领域的人机工程、个人防护设备等方面造诣极深，不少方面还超过美国；比如阵风战斗机的飞行员抗过载防护系统中，它所采用的电子调节式抗荷调压器就比F-22的机械反馈结构产品要先进整整一代；不出意外的话，歼-20抗荷系统中的抗荷调压器也将进化为电子控制结构。除了驾驶杆的操纵品质非常出色以外，阵风的驾驶杆、油门杆的安装位置还刻意进行了大幅度增高；以彻底消除飞行员的手臂疼痛问题——这是中杆飞机所做不到的。 三代机飞行员在高过载下飞行时，会受到高重力与加压呼吸的共同作用，血液向静脉内大量沉积导致血管扩张，这种现象很容易使飞行员产生强烈的手臂疼痛。对于操作飞机时手臂位置一定会特别低的中杆布局三代机，这种现象尤其严重和普遍，对飞行员在空战中的注意力集中和操作动作准确性影响很大。JAS-39就出现过这种问题，后来专门改进了飞行员的抗荷服装，为手臂施加外部压力以缓解血管扩张的现象。在训练强度较大的歼-10部队中这一问题也比较严重，而且现在还没有针对性的手臂防护措施。 阵风的驾驶杆和油门杆安装位置都高于正常标准，这一思路很可能会被歼-20吸取 611所虽然在歼-10和FC-1两个型号的研制过程中都是采用中杆布局，但是对驾驶杆的力、位移双重耦合回馈设计却已经很有经验。尤其是FC-1的飞控研制过程中，如何使驾驶杆在能够同时协调电传与机械飞控的情况下仍然具有良好的操控特性，对于611所的人机工程水平起到了很大的锻炼作用。以611所的研制历史和一贯能力表现来说，在今天研制出媲美阵风的侧置驾驶杆设计并不算是奢望。而在侧杆和油门杆的基本布局上，采取类似阵风的高安装位置设计不仅理论上是最佳的选择，而且歼-10的实际飞行经验也证明了其必要性。 四．歼-20新抗荷系统将采用新型结构抗荷服 在航空史上，人类研制过很多种结构的抗荷服；这其中一部分已经被证明没有实用价值而被放弃，另一部分虽然性能前景看好，但是由于种种限制仍不能投入实用，只能继续在实验室中发展。比如堪称“丧心病狂”的阻断式抗荷服，它在飞行员大腿根部设置了高压环形气囊，通过在短时间内完全阻断下肢的血液循环可以获得2.6G甚至更高的抗荷效果；但由于飞行员对它带来的巨大疼痛实在是无法忍受，因此从未实用过。 再比如很多读者都对动画《EVA》中充满液体的驾驶舱印象深刻，其实它的原型之一来自于麦道公司一种始终未能实用化的“拟人防护服”综合防护系统。该系统将人体置于平齐颈部高度的液体中，借助液体不可压缩的特性，均匀的对人体表面施压，理论上可以达到超过7G的抗荷效果。 麦道拟人防护服专利图，防护服内灌满了液体 抗荷服之父——加拿大科学家弗兰克在40年代发明了世界上第一种充水抗荷服 在上世纪四十年代，加拿大曾经研制过另一种水压结构的抗荷服。它在飞行员头部高度设置了水箱，在双层裤子中设置了一个充水夹层。在高过载时，裤子内的水压会同步增大，为人体提供1.7G的抗荷效果。因为使用起来太麻烦，水压抗荷服短暂装备后就被淘汰了，但这种技术仍在实验室中发展。早在90年代瑞士、德国、美国的联合实验中，类似的夹层结构充液服就完成了持续性12G过载试验，飞行员在9G下甚至还能完成吃东西的动作。 第四代战斗机的抗荷服性能提升来自于气囊覆盖面积的提升——它已经覆盖了飞行员的完整躯干和下肢。包裹的这么厚实，闷热可想而知 然而这些实验室中的高效抗荷方案，始终无法摆脱设备复杂沉重、可靠性差等各种缺陷，至今无法真正实用普及。在经历各种失败和挫折后，现代抗荷服的发展路线仍然只能围绕气囊加压式结构展开。比如歼-10现在配用的KH7，它就是典型的五囊结构，五个气囊分别对应腹部、大腿、小腿；而散热则通过气囊内的气体不断通风完成。 由于基本原理上无法得到突破，新一代抗荷服的性能提升主要依靠增大气囊对人体表面的覆盖面积来实现。在面积上，新抗荷服气囊对飞行员下身的覆盖面积将从45%提升到60~90%的范围；而在具体结构上，很可能从五气囊进化成多个可伸缩气囊。在不充气时，这些气囊会缩小成多个小囊，减少气囊对人体的覆盖面积，有利于透气散热；而在充气时，小囊膨胀并连接成一个大气囊，可以提供更大的体表覆盖面积，提升加压效果。 此外歼-20会进一步加强加压呼吸的效果，而关键措施之一就是配备囊式抗荷背心；通过在胸部外施压增加对抗压力后，飞行员呼吸时承受的氧气压力可以得到非常明显的提高。新型抗荷背心的结构非常可能类似F-22配备的CSU-17/P背心，采用方便穿脱的前开口、胸前双气囊和颈后小气囊组合结构。 CSU-17/P背心 五．歼-20将会有空前强大的环控系统 很多新的抗过载技术可以用于指导新型飞机研制，但却难以应用于已有型号改进。最明显的例子就是座舱抗过载设计，座椅、驾驶杆、油门杆、脚蹬、仪表台基本框架的设计在飞机定型以后都是难以进行较大幅度改动的。不仅如此，就连飞行员穿着的抗荷服也一样要受到来自飞机平台的限制。 和普通人在盛夏中觉得不适、抱怨连天的闷热相比，飞行员的闷热是以生理耐受极限为衡量标准的，因为战斗机座舱很多时候（比如低空高速飞行、高机动飞行）实在是太热了。即使是各国设计师们尽可能增大了座舱环控系统的通风量和制冷量，现在世界上仍然不存在完全解决座舱过热问题的战斗机。 低空高速飞行中，狭小的座舱将受到高达十几千瓦的热功率烘烤 以狂风战斗机为例，它在超低空以0.9倍声速飞行时座舱的热功率接近13千瓦。这其中由前机身和空气高速摩擦产生的热量达到9千瓦，其余则是雷达散热和太阳照射座舱带来的热量。读者可以试想自己和13千瓦的电炉挤在轿车内是什么感觉；何况战斗机座舱空间远比轿车小。这种问题还在变得越来越严重：四代机不仅强调持续性的超声速飞行，而且都标配功率特别大的有源相控阵雷达。 当人体的体表温度超过35度时，抗荷耐力就会开始大幅度下降，严重时幅度甚至可以达到2G以上，同时热应激还会使飞行员出现头晕、恶心、呼吸困难等一系列反应，丧失完成作战任务的能力。美国空军作战部就是因此而做出了规定，气温超过38度以后禁止战斗机在900米以下飞行，超过45度则完全禁止飞行。 越是先进的抗荷服覆盖人体的面积也越大，散热越是困难；为了保证飞行员体温不超标，座舱温度需要降的更低。西方研究证明，当飞行员穿着覆盖下身面积＞90%，以及有胸部气囊的新一代抗荷服进行高机动飞行时，座舱温度需要低到6度才能保证飞行员不因为体温过高而损失抗荷能力。如果欠缺一套通风和制冷能力特别强大的座舱环控系统，要在夏季低空飞行中满足这一要求是不可能的。 这就是为什么F-35飞行员飞行服采用网格面料的原因 面对这种情况，歼-20必然会在设计中强调两点。首先是前机身上的气动加热和雷达等电子设备产生的废热进行优化程度更高的处理，进一步减少它们对座舱的影响；比如努力提高液冷循环（将热量传递给燃油进行预热）的效率等。其次是吸取F-22环控设备的教训，不过度苛求环控系统的低重量、小体积、高度综合化；而是以绝对性能指标和可靠性为重，首先保证可靠性和座舱拥有足够的通气量和制冷量等关键指标。不出意外的话，歼-20上的环控系统很可能会是迄今为止单座战斗机中性能最为强大的。 结语 “武器装备的性能”与“人的因素”实际上从来就不是孤立、以至于对立的因素。尤其是在设计、制造、使用都非常复杂的高技术装备中，不利于使用者操作使用的武器不可能获得良好的实用性能。而欠缺技能精湛、经验丰富、理论水平优秀的使用者对项目论证、研制、改进过程进行准确的指引，一个国家就算拥有合格的工业科研能力也造不出性能优良的武器系统。 纵观历史，我国曾经长期被武器与人的两元对立论调所毒害。可喜的是，在歼-10的发展过程中，这种趋势得到了明显的扭转；我们完全有理由相信，歼-20将会在武器与人的结合上达到一个全新的高度
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