戰斗機翼型使用和發展綜述

袁 兵，劉 杰，魏中成，劉 沛，池江波

(成都飛機設計研究所，成都 610091)

0 引言

戰斗機主要是用于保護我方運用制空權以及摧毀敵人使用制空權之能力的軍用機種，以空／空作戰為主要模式。進入21世紀以來，歐美等國基于先進作戰理念的戰斗機相繼問世。2005年F-22戰斗機開始在美國空軍服役，2006年美國F-35戰斗機首飛。2010年俄羅斯T-50戰斗機首飛，蘇-57已于2021年裝備部隊。為了應對未來日益復雜空中戰場環境，新一代戰斗機的研發已經成為各主要軍事大國的發展重點，是搶占新軍事制高點的重要競爭領域。

關于新一代戰斗機布局的具體特征并未形成定論。楊偉[1]提出跨代戰斗機是未來空中作戰體系中具有遠程、穿透、強感知、強火力和快速決策能力的強有力的骨干節點平臺。張繼高[2]提出隨著推力矢量等技術的突破，戰斗機向放寬航向靜穩定度擴展逐漸具備條件，未來戰斗機的氣動布局很可能是飛翼氣動布局形式。王海峰[3]提出隨著作戰需求和軍事科技的進一步發展，下一代作戰飛機隱身需求逐步趨向全向、全頻段，飛機布局進一步扁平化，可通過推力轉向獲得控制力矩，完美解決了下一代作戰飛機隱身及飛控的需求。張文宇等[4]對國外下一代戰斗機發展情況進行了研究，初步分析判斷未來戰斗機在飛行性能上傾向于超聲速高機動能力，隱身能力將向飛機全向發展。

目前，新一代戰斗機相關研究主要集中在戰斗機能力需求方面[5-17]。要形成跨代優勢的戰斗機設計，其所用翼型設計上也需要有所創新和突破。本文以戰斗機氣動布局為著眼點，分析其所用翼型的發展趨勢，進而展望新一代戰斗機對翼型的需求。

1 戰斗機氣動布局發展及其翼型發展趨勢

氣動布局是實現戰斗機飛行性能的基礎，飛行器氣動布局的每一次技術進步，都會對飛行器的性能帶來巨大的飛躍。縱觀戰斗機的發展歷史，戰斗機氣動布局的發展規律大致如下。

第一代戰斗機氣動布局。此時發動機的推力較小，戰斗機只能在中、低空進行亞聲速飛行，且飛行也被限制在小迎角范圍內。該代戰斗機氣動布局采用平直機翼，代表機型有美國的P-51（圖1）和前蘇聯的雅克-3等。

圖1 P-51Fig. 1 P-51

第二代戰斗機氣動布局。此時戰斗機以渦輪噴氣發動機為動力，最大飛行速度達到超聲速，飛行高度達到高空，飛行仍也被限制在中小迎角范圍內。此時戰斗機為了突破聲速，氣動布局上開始采用后掠機翼。代表機型有前蘇聯的米格-21戰斗機（圖2）等。

圖2 米格-21Fig. 2 A MiG-21 fighter

第三代戰斗機氣動布局。此時戰斗機以渦輪風扇發動機為動力，在保持高空高速飛行能力的基礎上，實現了大迎角機動。該階段戰斗機氣動布局的機翼前通常布置有前邊條或者鴨翼，利用邊條渦或鴨翼渦與機翼前緣渦之間有利干擾耦合，提升飛機中大迎角的升阻特性和失速特性。同時采用機翼前緣機動襟翼，抑制氣流分離。代表機型有美國的F-16戰斗機和法國的陣風戰斗機（圖3）等。

圖3 陣風戰斗機Fig. 3 Schematic diagram of Rafale fighter

第四代戰斗機氣動布局。此時戰斗機以大推力渦輪風扇發動機為動力，可實現超聲速巡航；裝備推力矢量噴管，實現可控的失速和過失速機動；機翼與機身上部采用融合設計形成升力體，可提高升力、降低阻力；氣動布局主棱邊采用平行原理，武器內置，垂尾外傾，雷達反射截面相比上代戰斗機明顯降低。代表機型有美國的F-22戰斗機（圖4）和俄羅斯的Su-57戰斗機等。

圖4 F-22戰斗機Fig. 4 Schematic diagram of F-22 fighter

機翼是實現戰斗機飛行性能最主要的部件，翼型是組成機翼的基本元素。對于戰斗機這類小展弦比薄機翼，雖然平面形狀對機翼的氣動特性起著主要作用，但是翼型的設計仍然十分重要。其中，翼型的彎度關系到戰斗機的亞、跨聲速機動能力，翼型的前緣形狀與機翼三維分離渦的生成和發展關系密切，從而影響戰斗機的大迎角升阻特性。與此同時，翼型的跨聲速升阻比、阻力發散邊界和超聲速阻力特性對戰斗機的跨聲速巡航以及超聲速巡航能力有重要的影響[18-19]。

不同的氣動布局形式滿足不同代戰斗機能力需求，不同能力需求也牽引著戰斗機機翼翼型的發展。為應對不同的性能需求，現有戰斗機所用翼型的發展趨勢大致如下。

第一代戰斗機氣動布局主要注重飛機平臺的中小迎角下的亞聲速飛行性能，因此選擇的翼型的頭部豐滿，厚度較厚，通常大于10%，彎度通常大于3%，具有低速升阻比大和升力特性好的特點。表1給出了典型第一代戰斗機氣動布局使用的翼型。圖5給出了前蘇聯雅克-18使用的CLARK-YH翼型示意圖。

表1 典型第一代戰斗機氣動布局采用的翼型[20-21]Table 1 Typical airfoils used by first-generation fighters[20-21]

圖5 CLARK-YH翼型示意圖Fig. 5 CLARK-YH airfoil

第二代戰斗機氣動布局主要注重飛機平臺超聲速飛行性能。因為此階段戰斗機所用的發動機推力水平有限，盡可能減小跨超聲速阻力是氣動上主要的設計點。第二代戰斗機采用的翼型為減小激波阻力，翼型通常采用厚度較小的對稱翼型，翼型厚度約為3%～6%，同時取消彎度。表2給出了典型第二代戰斗機氣動布局使用的翼型。圖6給出了NACA 0006翼型的示意圖。

表2 典型第二代戰斗機氣動布局采用的翼型[20-21]Table 2 Typical airfoils used by second-generation fighters[20-21]

圖6 NACA 0006翼型示意圖Fig. 6 Schematic diagram of NACA 0006 airfoil

第三代戰斗機氣動布局側重超聲速的氣動特性，同時兼顧跨聲速升力和失速特性。此階段戰斗機所用的發動機推力水平相比上一代已有明顯的提升，機翼可以采用一定彎度范圍內的翼型。一方面其對超聲速阻力的影響在有限的范圍內，平臺阻力仍然滿足超聲速飛行性能要求，同時提升全機的跨聲速飛行性能。表3給出了典型第三代戰斗機氣動布局使用的翼型。圖7給出了NACA 64A204翼型的示意圖。

表3 典型第三代戰斗機氣動布局采用的翼型[20-21]Table 3 Typical airfoils used by third-generation fighters[20-21]

圖7 NACA 64A204翼型示意圖Fig. 7 Schematic diagram of NACA 64A204 airfoil

第四代戰斗機氣動布局要求同時具備優異的亞、跨、超聲速飛行性能，此外還需求過失速機動、高隱身等能力。對于該代戰斗機翼型，在隱身的約束條件下，氣動上還需要在跨聲速條件下具有高的巡航升阻比和高的阻力發散馬赫數，以保證戰斗機的航程；在超聲速條件下具有低的超聲速波阻，以提高戰斗機的超聲速巡航能力；在跨超聲速設計點，縱向俯仰特性滿足戰斗機的巡航配平阻力小的需求。隨著綜合設計優化技術的發展，該代戰斗機翼型不再采用標準的翼型或者簡單的修形翼型，針對該代戰斗機多設計點多學科的設計要求，通過綜合優化技術形成適用于該代戰斗機平臺使用的專用翼型。目前第四代戰斗機翼型作為一項核心技術并沒有公開，無法查到相應的翼型數據。

從戰斗機翼型的發展來看，一方面從起初僅單一注重的低亞聲速或超聲速氣動特性，發展到兼顧考慮亞跨超聲速氣動特性；另一方面從起初僅單一考慮氣動性能需求，發展到現在兼顧考慮隱身等多學科的設計需求。同時，為適應上述發展需求，戰斗機氣動布局從起初采用標準的翼型逐漸發展到采用滿足多設計點多學科設計要求的專用翼型。表4給出了不同戰斗機氣動布局對翼型性能的需求和不同代翼型的典型特點。圖8給出了不同代戰斗機氣動布局翼型厚度/彎度的發展規律。

表4 不同戰斗機氣動布局對翼型性能的需求和不同代翼型的典型特點Table 4 Performance requirements on airfoils for different aircraft aerodynamic configurations

圖8 戰斗機翼型厚度/彎度的發展規律Fig. 8 The development of fighter airfoil thickness and camber

2 新一代戰斗機的翼型發展需求

未來戰斗機面臨的探測設備將覆蓋雷達、紅外、光學等多種頻譜，涉及P波段到Ka波段的寬頻段范圍，為了應對未來日益復雜空中戰場環境，下一代戰斗機需要對現有戰斗機形成跨代優勢，將要求具備更高的隱身特性、更好的機動能力、更大的作戰半徑。

為實現未來戰斗機將具備寬頻隱身、大航程、高機動等能力需求，氣動布局一方面需要進一步綜合考慮隱身等專業的設計需求，另一方面需要盡可能的提高多設計點下平臺的氣動效率。

目前洛克希德·馬丁公司公布的下一代戰斗機概念方案強調寬頻帶的隱身性能和超聲速性能；其概念方案機身細長，具有尖銳的機頭棱邊，機翼后緣帶拐折，尾翼大幅度外傾，如圖9所示。諾斯羅普?格魯門公司和波音公司公布的下一代戰斗機概念方案突出全向隱身特性，在氣動布局上采用了無尾飛翼布局方案，如圖10和圖11所示。

圖9 洛克希德?馬丁公司公布的新一代戰斗機概念方案示意圖Fig. 9 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Lockheed Martin

圖10 諾斯羅普?格魯門公司公布的新一代戰斗機概念方案示意圖Fig. 10 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Northrop Crumman

圖11 波音公司公布的新一代戰斗機概念方案示意圖Fig. 11 Conceptual sketch of the next generation fighter announced by Boeing

從已經公布的下一代戰斗機氣動布局概念方案看，氣動布局均表現出機身扁平且翼身高度融合的特征。同時這些方案要么采用大傾角垂尾要么直接取消垂尾。

對于未來的戰斗機，垂直尾翼已成為戰斗機進一步提高性能的障礙。取消飛機垂尾所帶來的最直接的問題是如何為飛機提供橫航向穩定性和如何進行飛機的操縱控制。隨著推力矢量、創新控制舵面、集成/自適應飛行控制系統以及高運算能力的數字處理器技術的應用，研制高機動的無尾戰斗機已經成為可能。

為了使新一代戰斗機在各種高度、各種姿態下的隱身性能和氣動性能都得到較好的兼顧，超扁平無尾氣動布局成為最可能的選擇。與其他氣動布局形式相比，超扁平無尾氣動布局有以下幾個優勢[22]：一是取消垂尾，高度融合式的氣動布局形式能明顯減小飛機的雷達反射截面積（RCS），增強飛機的低可探測性；二是無尾消除了多翼面帶來的阻力以及翼面之間的不利氣動干擾，同時機翼與機身高度融合，可減小全機的浸潤面積，提高全機的氣動效率；三是取消了垂尾后，機體結構獲得簡化的同時，其重量也可明顯減輕。

超扁平無尾氣動布局形式無垂直安定面，且機身超扁平與機翼高度融合。為適應新一代氣動布局形式，翼型有以下幾個方面需求。

2.1 綜合考慮氣動隱身性能的需求

隱身技術是提高未來戰斗機生存能力和突防能力的有效手段，尤其是提高縱深打擊能力的有效途徑。為了實現新一代戰斗機平臺的RCS水平比當前第四代隱身戰斗機降低一個數量級以上，并且向寬頻段、全方位隱身方向拓展，新一代戰斗機必須綜合考慮隱身的設計需求。

傳統戰斗機的機翼前緣處的曲面設計通常接近柱面形狀，而隱身飛機較多地采用了薄尖劈形棱邊設計，示意圖見圖12。這種設計可通過修形把鏡面散射變為弱散射，提高機翼的隱身特性[23]。圖13給出了不同前緣對某翼型氣動特性的影響。圖14出示了不同翼型前緣的空間流場結構示意圖。結果表明，兼顧氣動性能的戰斗機機翼前緣半徑不宜太小，良好的氣動與隱身性能對戰斗機翼型的要求是不同的。因此，尋求氣動與隱身性能的協調優化設計已成為新一代戰斗機翼型設計的關鍵。

圖12 不同翼型前緣示意圖[23]Fig. 12 Two types of airfoil leading edges[23]

圖13 不同前緣對翼型氣動特性的影響Fig. 13 Effect of leading edge radius on the aerodynamic characteristics of airfoils

圖14 不同翼型前緣的空間流場結構示意圖Fig. 14 Flow fields around airfoil leading edges of different radius

2.2 適用于機翼機身高度融合的氣動布局形式

超扁平無尾氣動布局形式機翼和機身高度融合，這種設計一方面飛機在相同的容積下的浸潤面積更小，極大地減小了飛機的阻力[24]；另一方面采用一體化翼面設計方法，飛機的機身合為機翼的一部分，也可以產生升力，進而提高飛機的升阻特性，同時機翼機身融合體可以消除傳統戰斗機布局機翼機身形成的角反射器，減小飛機側向RCS，提高全機的雷達隱身能力[23]。伴隨著相關技術的進步和成熟， 超扁平無尾氣動布局形式具有高效率的氣動特性和良好的雷達隱身能力，已經成為未來戰斗機發展的一個重要的方向，因此新一代戰斗機的翼型設計需要適應這種新型氣動布局的特點。

超扁平無尾氣動布局形式戰斗機平臺可分為內翼部分和外翼部分，示意圖見圖15。其中內翼部分一方面要求實現傳統戰斗機機身的功能—滿足發動機、武器、燃油和航電設備等機載系統的裝載需求；另一方面還需要提供一定的升阻特性或保證全機的縱向安定度和匹配全機巡航狀態縱向力矩。外翼部分是實現全機氣動特性的主要部件，其翼型要求在跨、超聲速飛行條件下，具有較小的激波阻力，同時還要求具有良好的低速大迎角失速特性。外翼部分翼型的設計思路與內翼部分截然不同。為適應這種機翼和機身高度融合的超扁平無尾氣動布局形式，翼型的發展需綜合考慮飛機內翼部分和外翼部分的設計需求。

圖15 某超扁平無尾氣動布局形式戰斗機的內外翼示意圖Fig. 15 Sketch of the inner and outer wings of a fighter with ultra-flat tailless aerodynamic layout

2.3 綜合考慮超扁平無尾氣動布局機翼控制舵面的設計需求

超扁平無尾氣動布局無法像常規布局飛機使用方向舵或全動垂尾等傳統舵面進行飛機的偏航控制。目前，針對無尾氣動布局的航向控制措施主要包括開裂式方向舵、嵌入阻力方向舵、全動翼尖方向舵等阻力類舵面，這些航向控制措施均布置于機翼（示意圖見圖16），通過增加單側機翼阻力產生偏航控制力矩。開裂式方向舵和嵌入阻力舵通常布置在翼型的中后段，全動翼尖方向舵通常布置在機翼翼尖，對于采用超聲速薄翼型的戰斗機，這些機翼位置的結構高度無法滿足舵面機械結構的布置及實現。

圖16 機翼偏航控制舵面示意圖Fig. 16 Schematic diagrams of wing rudders surface for yaw control

新一代戰斗機翼型一方面需要在綜合考慮這些控制舵面工程實現性的前提下，盡可能減少對飛機平臺氣動特性的影響；另一方面還需要通過優化設計盡可能提高這些舵面的航向控制能力，以滿足超聲速無尾氣動布局機翼控制舵面的航向操控能力需求。

2.4 具備優良的動態特性滿足新一代戰斗機高機動的能力需求

未來空戰中，對抗雙方如果具有相同的遠距探測能力、隱身特性以及武器攻擊能力，戰斗將以遠距空戰開始而以近距空戰結束[25]。在近距空戰中，過失速機動能夠使飛機迅速減速和快速改變機頭指向，可以轉換近距空戰中的攻防站位，或迅速改變飛機姿態減小被導彈擊中的概率。對于未來先進戰斗機，高機動能力仍然是空戰中克敵制勝的重要保證。

在戰斗機的機動過程中，不同翼型對全機的動態特性有重要影響[26]。為滿足新一代戰斗機高機動的能力需求，未來戰斗機翼型需具備優良的動態特性。圖17出示了前緣對翼型動態氣動性能影響。

圖17 不同翼型的動態氣動特性[27]Fig. 17 Dynamic aerodynamic characteristics of different airfoils[27]

2.5 智能可變翼型實現先進戰斗機寬速域的設計需求

戰斗機變體技術是根據飛行條件和作戰任務等需求自適應改變氣動外形，使飛行器在多設計點保持優良性能，是新一代戰斗機兼顧亞聲速久航遠航和超聲速飛行需求的重要途徑。一直以來，變體技術受限于驅動能源需求高、結構復雜、重量大、可靠性不足等技術難點，并未在戰斗機上廣泛應用。但隨著智能材料、結構設計、飛行控制設計等學科技術水平的高速發展，變體技術的工程應用逐漸成為可能。

智能可變翼型的前緣、后緣、彎度和厚度等關鍵參數，可實現先進戰斗機在寬速域條件下的優異性能[28-30]。將變體技術應用于翼型的設計是該領域研究的熱點。在相關技術成熟后，新一代戰斗機翼型還需要綜合考慮智能變體的設計需求。

3 結 論

本文在回顧第一代到第四代戰斗機氣動布局特點基礎上，總結了每一代戰斗機氣動布局所用機翼翼型的設計特點及發展變化趨勢。從戰斗機跨代發展來看，翼型一方面從起初僅單一注重的低亞聲速或超聲速氣動特性，到兼顧考慮亞跨超聲速氣動特性；另一方面從起初僅單一考慮氣動特性，到現在兼顧考慮隱身等多學科的設計需求。

未來戰斗機將具備寬頻隱身、大航程、高機動等能力需求，提出超扁平無尾氣動布局是新一代戰斗機最可能采用的氣動布局形式。為適應新一代戰斗機的能力需求和氣動布局形式，新一代翼型設計中有以下幾點設計需求：

1）進一步綜合考慮氣動隱身性能的需求；

2）綜合滿足機翼機身高度融合的氣動布局特點；

3）考慮新型機翼控制舵面的設計需求；

4）具備優良的動態特性；

5）考慮變體技術的應用。

對于新一代戰斗機的發展，亟需發展具有綜合優良性能的新一代翼型。未來戰斗機翼型的發展將更加注重氣動、隱身、控制、結構、智能材料和變體技術等多學科多目標的綜合設計優化，保證戰斗機具備更優越的作戰性能指標和操縱性能，以應對新一代戰斗機的發展需求。