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追求最优的格斗敏捷性——F-16技术分析
编辑:admin  发布日期:2021年06月11日 00时00分00秒

原标题:追求最优的格斗敏捷性——F-16技术分析 F16C 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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

角速度先上升再下降,但根据上文的分析,上升时间很短暂,而之后的下降衰减过程才是盘旋过程的主体。

图2表示了一种典型战斗机在整个空战周期中的角速度变化情况。

所以衰减速度的快慢,在相当程度上决定了完成指定角度盘旋的时间的长短。

如何降低角速度的衰减率,成为了令设计师绞尽脑汁的问题。

一架机动性敏捷性优越的战斗机,和对手相比,需要做到在完成相同的盘旋转弯机动时,角速度衰减率较慢;或者等价的说,付出相同的角速度衰减率时,可以做出更猛烈的盘旋转弯。

在经过飞行力学相关的公式推导之后,得到了下面的结论:在相同高度,相同速度,做出相同过载的盘旋时,速度衰减慢的,转弯角速度衰减率较低。

换句话说,“低角速度衰减”和“低速度衰减”等价了起来 。

显然,这需要发动机提供大推力,同时机体的阻力要尽量小。

如果两架互为对手的飞机具有几乎相同的推重比,那么再经过公式推导后发现,决定胜负的参数为:做出相同盘旋动作时(在相同高度,相同速度,做出相同过载的转弯)的升阻比,亦即机动状态的升力和阻力之比 。

F-16拥有优越的机动升阻比。

例如,在海平面高度,携带全部机炮炮弹,无外挂,内载可供2.8分钟加力的燃料时,F-16C在0.6马赫,6.5G机动时的机动升阻比为6.9,而其“老对手”米格-29系列同标准下的数值小于或等于6.6(该数值对应于系列中此项最优的米格-29A,下同)。

在3000米高度,0.9马赫,9G机动过载,其余条件不变时,F-16C仍有高达6.8的机动升阻比,而米格-29系列同标准下的数值小于或等于5.3(此数据系根据气动力曲线理论求得,实际上米格-29在此速度下的强度不允许进行9G机动)。

大的机动升阻比赋予了F-16C较低的角速度衰减和能量衰减,能更好的维持在角点速度附近转弯,提高自己的平均转弯角速度,降低转弯耗时。

较小的速度损失也减小了对转弯结束后加速的依赖,缩短了每个动作之间的衔接。

另需注意,角速度先上升(T21)再下降(T22)的原因是,飞机以超过角点速度的速度开始盘旋。

这个速度超前量越大,则初始角速度越低。

不难想象,速度衰减慢的飞机,可以用较小的速度超前量,却依然花费相同的时间衰减到角点速度,保证在这个角速度速度上升阶段依然取得角速度优势,使得这个优势对任意时时刻都成立。

某些科普文中的“快速衰减到角点速度取得优势”的说法其实具有误导性。

因为速度衰减慢的飞机可以通过减小速度超前量的方法,和速度衰减快的飞机用相同的时间衰减到角点速度,而且还有更高的初始角速度。

以上主要讨论了第2步(盘旋)所需的性能特性。

下面简要介绍包含第1步和第3步的综合表现。

F-16C的标准空战周期 当今美俄几种典型第三代战斗机的技术手册纷纷解密,使得各科研院所系统的、定量的计算和比较几种战斗机的性能成为可能。

在4500米高度,F-16C和另外两种飞机的空战周期对比如表1所示。

计算条件为外挂中距导弹和近距导弹各两枚,50%机内燃油(不计某些飞机的超载油箱,如苏-27)。

第2步转向幅度为180度。

表格的前4列分别是4步所需的时间,而最后一列是某个特征点(相同速度与过载。

根据上一章节的讨论,此条件可保证可比性)的速度损失率,绝对值越小越好。

机型T1(秒)T2(秒)T3(秒)T4(秒)总时间(秒)特征点速度损失率(米/秒2) F-16C0.59.30.710.721.27.8 苏-27SK0.69.90.811.923.28.2 某算例机型0.59.50.713.42412.2 表1 F-16C和两种机型的标准空战周期 这几型飞机都有较高的敏捷性,其中F-16C综合性能最优。

值得注意的是,除F-16C的其余几种飞机的单项性能不一定明显逊于F-16C,个别性能甚至优于F-16C(如瞬时盘旋角速度峰值)。

但F-16C通过较低的角速度衰减取得了最短的盘旋时间,通过较低的需用攻角和高横滚敏捷性缩短了第1和第3步的时间,较高的加速性和较小的速度损失缩短了第4步的时间,为缩短总时间奠定了基础。

根据发动机装机推力曲线,F-16C的推重比和其余几种飞机相比并没有明显优势,甚至在某些速度段处与劣势。

而这些性能优势是建立在发动机推力以外的精妙的细节设计的,再次表明飞行器设计是一个整体,单纯发动机的强大并不能确保整体性能的优越。

有读者认为过于追求亚音速升阻特性的常规布局,换句话说稳定盘旋性能较优的布局,瞬时盘旋性能很可能存在缺陷,一个经常被提起的例子就是F-16。

诚然,F-16家族的瞬时盘旋角速度峰值并不拔尖,但F-16是一种条件较为特殊的个案,原因是F-16的攻角限制不同于其它机型,非常复杂且严格。

通常三代机的攻角限制是空速的函数,低马赫数时允许使用较高的攻角限制,高马赫数时较低。

而F-16受当时严格保证航向稳定性和安全性的思路的影响,其攻角上限是过载的函数。

具体来说,过载越高,则攻角限制越严。

虽然纸面上其攻角上限是25度,不明显逊色于其他三代型号,但这是1G平飞中才允许使用的。

随着过载增大,允许攻角上限递减,9G机动中的攻角上限只有15度,接近这个数值时飞控计算机会强制飞机“低头”阻止攻角进一步增大。

考虑到气流分离之前,升力与攻角呈近似线性关系,这样做无疑会浪费其优越的亚音速升力特性。

F-16虽然能量机动出色,但受攻角限制造成的升力浪费,瞬时盘旋性能一般。

某些三代型号,如“幻影2000C”和“歼10A”等海平面瞬盘可以达到30度/秒,但这是以28~29度攻角达成的。

相比之下,F-16C以15度攻角达成25~26度/秒的瞬盘已经实属不易,从一个侧面证实了其气动布局极高的升力斜线率。

如果“幻影2000”等也使用15度攻角限制,那么它的瞬盘就很普通了。

正是因为F-16对攻角的依赖不高,无需拉大攻角就能完成高角速度的机动,因而付出的阻力代价较小,根据前文的讨论可知,角速度衰减较慢。

在空战周期的概念下,瞬时盘旋角速度峰值不占优的F-16,却往往凭借较低的角速度衰减,抢先完成盘旋机动,再次表明飞行器的性能是一个整体,剥离的单个的数据对比实际意义有限。

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