張亦馳

5月8日，中航工業(yè)發(fā)布了題為《大國起飛》的宣傳片，紀念航空工業(yè)大中型軍民用飛機研制生產(chǎn)基地創(chuàng)建60周年。宣傳片中首次披露了一款神秘飛機的外形。該機被蒙布覆蓋，只能看到前方的大致輪廓。從輪廓來看，這似乎是一種飛翼布局的飛機，由于該視頻是介紹中國的大中型軍民用飛機研制生產(chǎn)基地，這被外界廣泛視為中國討論已久的遠程轟炸機。

采用飛翼布局是當今隱身轟炸機、無人攻擊機的重要趨勢，中國未來遠轟如果采用這個方案是符合潮流的。不過，飛翼布局成功用于遠程轟炸機，需要解決一系列控制上的難題。從目前的情況來看，中國已經(jīng)擁有足夠的技術(shù)儲備，將飛翼這種不容易馴服的布局運用于大型轟炸機上。

飛翼優(yōu)勢明顯

其實不僅僅是疑似中國遠轟，最近美國洛克希德·馬丁公司公布的“黃貂魚”艦載無人加油機也使用了飛翼布局。盤點一下最近幾年出現(xiàn)的先進隱身無人機，美國的B-2以及最新的B-21，也無一例外的采用了飛翼的布局方式。這源于飛翼布局的幾個先天優(yōu)勢。

第一個優(yōu)勢是亞音速升阻比高。這是人們早在上世紀40年代就開始探索飛翼布局飛機的主要動力。飛翼布局接近全升力體概念，幾乎每一平米的面積都用來提供升力。它把傳統(tǒng)飛機的垂尾、平尾機身都取消了，又由于采用了典型的翼身融合設計，大大降低了濕面積（該面積大，空氣摩擦阻力就越大），飛機的摩擦阻力較小。該布局還減少了頭部的迎風面積，也減少了機翼與機身的干擾，大幅度降低干擾阻力和誘導阻力，全機亞音速巡航阻力只有同條件下常規(guī)飛機的三分之一。從另一個角度看，升阻比和飛機的浸潤展弦比有關(guān)。相同展弦比下，浸潤面積小的飛機，巡航升阻比就高。此外，較大的機翼面積使得單位面積翼載荷大大降低，同時整個飛機的重量分配更加合理。

中航工業(yè)《大國起飛》宣傳片中的神秘飛機引發(fā)大量猜測

升阻比高，意味著相同飛行重量下，巡航阻力更小，而且需要的發(fā)動機功率小，降低了對發(fā)動機推力的要求，而且相同技術(shù)水平下動力也更為省經(jīng)濟，飛機的航程就更遠、航時更長。

這一點可以對比下B-2和B-52。B-52盡管是幾十年前的設計，但實際上它的升阻比不小，估計超過25。對于亞音速飛機來說，巡航時的主要阻力為誘導阻力，而減小誘導阻力就需要增大機翼展弦比，減小后掠角。目前一些長航時無人機幾乎都采用了大展弦比平直機翼，就是出于這個考慮。從翼型上來說，使用帶彎度的翼型，增大前緣半徑，增大相對厚度，都有利于降低誘導阻力。而B-52恰恰將這些設計發(fā)揮到極限，使用了非常有利于巡航經(jīng)濟性的大展弦比機翼，是迄今為止轟炸機中機翼展弦比最大的機型，較好的解決了巡航速度和巡航經(jīng)濟性的矛盾，是這種布局的典型代表。其最大航程在美國現(xiàn)役三種轟炸機中最遠。不過，即便如此，B-2以小得多的展弦比，獲得了和B-52相當?shù)纳璞龋w現(xiàn)出了飛翼的優(yōu)勢。B-52H的航程比B-2更遠，是因為燃料攜帶量多，而且其渦扇發(fā)動機的涵道比比較大，經(jīng)濟性較好。

第二大優(yōu)勢是隱身性能好。通常而言，飛機最強烈的雷達反射源主要是一些腔體反射（例如進氣道、尾噴管、座艙、雷達罩）、二面角（例如機翼與機身、機翼與掛架，垂尾與水平尾翼等）以及機身、機翼前緣形成的曲面或鏡面反射以及機翼、尾翼前后緣的邊緣繞射。

傳統(tǒng)設計的B-52轟炸機升阻比并不小

由于飛翼布局翼面與機身融合度高，表面由光滑連續(xù)曲面構(gòu)成，幾乎不存在空腔、銳角、凸起等強烈的雷達反射源。特別是取消了垂直尾翼，減少了飛機一大雷達反射源。加之在設計時，盡量遵循面、線平行的原則，盡量減少雷達散射截面積的波峰數(shù)量。如果采用先進的復合材料和吸波涂層，背負進氣道再配合S形處理或者進氣道格柵等技術(shù)可以進一步提高飛機的隱身能力。

還是以B-2A轟炸機為例，其平面圖輪廓由12條互相平行的直線組成，整個外翼段都為等弦長機翼，機翼前緣與機翼后緣和另一側(cè)的翼尖平行。翼尖進行了切尖以平行于另側(cè)機翼前緣。機身尾部后緣為W形鋸齒狀，邊緣也與兩側(cè)機翼前緣平行。

第三個優(yōu)勢是內(nèi)部空間利用率相對較高。由于采用了翼身融合的飛翼設計沒有尾翼，沒有傳統(tǒng)意義上的機身，從機體內(nèi)部看，翼身融合部分空間都被充分利用。和其它布局相比，相同的幾何尺寸下，飛翼布局裝得設備、油料多，但這也是相對而言。

B-2A block30版通過旋轉(zhuǎn)彈艙可以在內(nèi)置彈艙掛載16枚Mk84 JDAM炸彈炸彈（或者16枚ISOW、IASSM等導彈）。如果不使用旋轉(zhuǎn)掛架，最多可以攜帶80枚500磅的Mk82或者GBU-38 JDAM炸彈。而最新完成“1760內(nèi)部武器艙”升級（IWBU）的B-52H，使用數(shù)字接口和旋轉(zhuǎn)式發(fā)射架，內(nèi)部武器艙也只是能攜帶20枚AGM-158B（JASSM-ER）巡航導彈。或者24枚500磅重的JDAM炸彈。要知道，B-52H的最大起飛重量超出B-2轟炸機70噸。當然，載油量上，B-2和B-52的差距就比較大了。而且B-2整體的載荷系數(shù)也不如B-52高，這主要是因為B-2考慮到隱身約束，機翼展弦比相對較小，不能外掛的緣故。

B-2是美國三種戰(zhàn)略轟炸機中起飛重量最小的.但載炸彈數(shù)量并不少

美國三種轟炸機數(shù)據(jù)對比圖

飛翼布局優(yōu)點很多，最大缺點是不易控制

關(guān)鍵是控制問題

其實，飛翼的優(yōu)勢早就被人們注意到了。1928年，諾斯羅普設計了美國第一架飛翼布局飛機，從1928年到1955年間，諾斯羅普和他創(chuàng)建的公司陸續(xù)制造了一系列飛翼飛機，其中包括N-1M、N-9M、JB-1、JB-10、XP-56、XP-79、XB-35、YB-35和YB-49等。但最后都無果而終。因為在當時的條件下，很難解決飛翼的控制問題，YB-49的試飛員就抱怨飛機很不穩(wěn)定、難以控制，無法保持一條穩(wěn)定的航線。

飛翼由于取消了垂尾（YB-49實際上還有小型的垂尾），航向穩(wěn)定性較差，基本處于中立狀態(tài)，航向上控制比較難。因此，飛翼首先要解決的是航向控制問題。

這里首先要說說穩(wěn)定性的問題。所謂穩(wěn)定性，就是當飛機受到擾動后，仍然能夠保持穩(wěn)定的趨勢。飛機的穩(wěn)定性通常可以分為三個軸來說，縱向穩(wěn)定性、橫向穩(wěn)定性和側(cè)向穩(wěn)定性。縱向穩(wěn)定性也就是在俯仰方向上的穩(wěn)定性。橫向穩(wěn)定性則是滾轉(zhuǎn)方向上的，側(cè)向穩(wěn)定性又稱航向穩(wěn)定性。而側(cè)向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性往往相互干擾，相互耦合，所以經(jīng)常談到橫側(cè)向穩(wěn)定性。

我們先來看看最常提到的縱向穩(wěn)定性?？v向穩(wěn)定性，又叫俯仰穩(wěn)定性，是指飛機受擾動后繞橫軸保持穩(wěn)定的趨勢。飛機在受到擾動而產(chǎn)生俯仰運動時，會自動產(chǎn)生抑制俯仰運動的力，該力使飛機恢復到原來的飛行姿態(tài)。

對于縱向上穩(wěn)定的飛機來說，也就是重心位于焦點之前的飛機，如果受到由下方向上的擾動氣流，會導致飛機迎角增大，這時候由于迎角增大，飛機升力增大，便會相對于重心產(chǎn)生一個低頭力矩，促使飛機回到原來的狀態(tài)。如果是縱向靜不穩(wěn)定的飛機，重心在后，焦點在前，遭到由下向上的氣流擾動時，會進～步增大抬頭力矩，于是飛機就是不穩(wěn)定的。

橫向和航向穩(wěn)定性與之同理。常規(guī)布局的飛機的縱向穩(wěn)定性主要是靠水平尾翼起作用，鴨式布局則依靠鴨翼進行配平，無尾飛機則依靠機翼后緣襟副翼產(chǎn)生俯仰力矩。飛機的橫向穩(wěn)定性則依靠副翼或者襟副翼控制，而航向穩(wěn)定性由垂直尾翼、尾鰭保證，航向由方向舵控制。

N-1H是諾斯洛普公司早期的飛翼布局嘗試

飛翼在航向上是中立的，也就是說受到擾動后無法產(chǎn)生回轉(zhuǎn)力矩。為了解決飛翼的航向穩(wěn)定性和航向控制問題，人們找到了很多控制措施。最常見的當屬開裂式阻力方向舵。它位于機翼外短后緣，通過位于機翼上下表面的兩個阻力片同時開啟，增加一側(cè)飛機的阻力，進而讓其向一側(cè)產(chǎn)生偏航力矩。不過，開裂式方向舵在小偏角下的偏航操縱效率較低，為保證其能夠迅速產(chǎn)生足夠的操縱效率，其往往預置一個小的偏角。而且當兩側(cè)的阻力方向舵同時小偏角對稱張開時，還能在一定程度上增加飛機的縱向靜穩(wěn)定性，但是這會削弱飛機的隱身效果。因此在處于隱身突防階段時，開裂式方向舵盡量不張開。而兩側(cè)的開裂式方向舵同時大偏角打開，還能起到減速板的作用。B-2就在機翼外段后緣安裝了諾斯羅普專利減速板-方向舵負責偏航控制。即便使用了開裂式方向舵，B-2為確保起降階段的航向穩(wěn)定性也使用了額外的設計，主起落架艙門打開時，相當于一對腹鰭，以增加航向穩(wěn)定性。

即便是使用開裂式阻力方向舵，仍然需要頻繁的調(diào)整，這是靠人工幾乎無法完成的，也是傳統(tǒng)飛翼一直得不到應用的主要原因。這就必須依靠計算機控制的電傳操縱系統(tǒng)。這一點和放寬縱向靜穩(wěn)定性的三代機類似，很多三代機縱向穩(wěn)定性很小，或處于中立狀態(tài)，甚至是靜不穩(wěn)定的，那就必須依靠電傳操縱系統(tǒng)。

航向穩(wěn)定性解決了，再來看看縱向穩(wěn)定性。傳統(tǒng)飛機中，平尾負責縱向配平，當然，鴨式布局的飛機則依靠鴨翼配平。而飛翼并無平尾，那靠什么進行縱向配平呢。這個問題也不難，畢竟之前已經(jīng)有無尾戰(zhàn)斗機成功解決配平問題。法國的“幻影”3、“幻影”2000等無尾三角翼布局戰(zhàn)斗機，依靠機翼后緣襟副翼或者升降副翼配平。但是襟副翼配平的問題在于距離重心位置較近，配平力臂小。為了進一步提高配平力臂，上述三角翼飛機都采用大后掠角設計，一進一步增大弦長，進而拉大了機翼后緣距離重心的距離，即便如此，配平時的舵偏角較大，導致配平阻力較大。

而傳統(tǒng)飛翼的后掠角較小，后緣距離重心較近，配平控制力矩比較小，這就對縱向配平提出了更高的要求。為此B-2轟炸機通過W型的尾部，有意增大了舵面距離重心的距離，一定程度上彌補了縱向配平力矩不足的問題。

由于縱向和航向配平都依靠機翼后緣裝置進行，這很容易導致多個方向發(fā)生耦合。這些舵面都布置在飛翼后緣，它們往往并不是單獨工作、單獨發(fā)揮作用的。有時候一個舵面要同時擔負多個舵面的作用，比如，它可能既是升降舵又是副翼；既是方向舵，也要當減速板。有的舵面的一個動作，可能都會帶來縱向、航向和橫向三個方向的耦合。這就需要在控制系統(tǒng)中“解耦”，涉及到復雜的控制問題了。因此可以說，飛翼最關(guān)鍵的是解決控制問題，這既有硬件上的創(chuàng)新，更多的是要解決軟件和控制理論上的難題。

雙后掠還是單后掠？

從航空工業(yè)發(fā)布的視頻看，該機前緣似乎存在一個折線，似乎采用了類似于X-47B的雙后掠角設計。不過，這也很可能是因為觀察角度，加之飛機機翼有一定的扭轉(zhuǎn)或者前緣半徑不同所致。實際上，美國的B-21轟炸機在最初以這種形式半公開時，從正面看，其前緣也不是一條直線。但是后來曝光的概念圖顯示，其機翼仍然是單后掠設計。

這也引發(fā)另外一個話題，飛翼到底是采用雙后掠好，還是單后掠好。

YB-49使用了小型垂尾。但是航向穩(wěn)定性仍然不佳

飛翼布局平面形狀的設計主要考慮點是前緣后掠角，外翼弦長、前緣轉(zhuǎn)折點。其中前緣后掠角又最為關(guān)鍵，對于雷達散射截面積（RCS）的波峰分布、縱向的靜穩(wěn)定性以及不同速度區(qū)間的氣動效率起決定性作用。

美國新型B-21轟炸機模型，底座上有諾斯羅普·格魯曼、波音和洛克希德·馬丁這三家公司的LOGO

美國的B-21轟炸機在半公開時，從正面看，其前緣也不是一條直線

網(wǎng)上流傳的中國“利劍”隱身無人機

單后掠可以確保將對方雷達波折向極為有限的角度，使得對方雷達不易跟蹤，隱身效果更好。這種構(gòu)型可以采用嚴格的邊緣平行原則，前向RCS波峰主要集中在兩個方向，機翼對機身具有明顯的屏蔽作用，側(cè)向和前向的隱身性能較好。

但是在氣動效率上，卻并不那么完美。這種設計內(nèi)翼段的弦長較短，要考慮安裝發(fā)動機、彈艙，相對厚度較大，上表面容易出現(xiàn)較強的激波，降低氣動效率；內(nèi)翼后部的舵面位置靠前，力臂短，縱向操縱能力較低。一些中小型無人攻擊機，其展弦比較小，誘導阻力比較大，翼梢的氣流分離對橫向操縱性能影響大，因此，多采用根梢比大于1的外翼（也就是翼根弦長大于翼梢的寬度）。此外，這種設計還會犧牲一些隱身性能，特別是后向隱身性能。B-2采用了等弦長的外翼，展弦比較大，誘導阻力相對較小，外翼氣動效率較高，還嚴格遵守前后緣平行的原則。

對于單后掠角設計，增大后掠角對高速時的氣動效率和隱身性能有利。而小后掠角能有效提高低速升力特征，改善起降性能，但是不利于縱向靜穩(wěn)定性，縱向操縱難度大。

雙后掠機翼設計出現(xiàn)在一些飛翼布局方案中

如果采用雙后掠設計，也就是內(nèi)外翼前緣后掠角不同的布局形式，則能夠在氣動上兼顧高、低速的飛行效率，提高縱向靜穩(wěn)定性，但是前向RCS的波峰分布會更多（至少是單后掠的兩倍），降低了隱身性能，但是仍然是可以接受的，畢竟一些戰(zhàn)斗機的RCS波峰更多。

雙后掠設計可以通過增大內(nèi)翼段的后掠角，提高裝載效率，降低剖面相對厚度，減小內(nèi)翼段上表面激波，提高氣動效率。如果配合較小后掠角的外翼，擴大了展弦比將，提高升阻比，可以滿足航程和續(xù)航時間的要求。

航空工業(yè)發(fā)布的視頻中，神秘飛機在視覺上感覺是雙后掠，一方面，確實有可能采用了這種設計，也有可能是錯覺。這可能是內(nèi)外翼前緣半徑不同導致的。飛翼的內(nèi)翼前緣通常采用鷹嘴型，外翼大多采用較大的前緣半徑。前緣半徑對飛機的隱身、低速大迎角特征有很大影響。大的前緣半徑可以確保在較大的迎角范圍內(nèi)保持氣流附著，避免氣流分離，增大失速迎角。但是前向和側(cè)向RCS都會比較大。減小前緣半徑則恰恰相反。因此，飛翼有可能在內(nèi)翼段使用小前圓半徑的鷹嘴型前緣，而外翼段使用大前緣半徑，使得從下方看上去后掠角不同。

迄今為止，大多數(shù)飛翼布局飛機都采用單后掠布局。歐洲的“塔拉尼斯”、“神經(jīng)元”、美國的B-2A和B-21轟炸機、夭折的A-12艦載攻擊機，RQ-170“哨兵”無人偵察機和中國的“利劍”無人機等都是單后掠設計。

而美國的X-47B則使用了雙后掠方案。美國在LRS-B計劃的競標階段，諾斯羅普·格魯曼公司也曾提出了雙后掠的概念方案，波音公司提出的方案，飛翼前緣也有微小的折角。從某種程度上講，中國的“暗劍”無人機也能看做是一個大后掠角飛翼增加一對中等后掠角的雙后掠飛翼構(gòu)型。之所以它的基礎是一個大后掠角小展弦“飛翼”，是因為超音速飛行需要較大的機身長細比和大的前緣后掠角。

中國的遠轟采用單后掠還是雙后掠設計，恐怕還要設計人員根據(jù)任務需要來選擇，在隱身和氣動效率之間進行折衷。

發(fā)動機不是問題

從技術(shù)上看，研制飛翼布局的遠程轟炸機，中國已經(jīng)沒有不可逾越的障礙，包括發(fā)動機。

之前，中國曾試驗成功“利劍”無人機，這就是一種相對較小的飛翼布局隱身飛機，中國能研制這種飛翼布局的飛機，恰恰說明研制方在控制理論、控制軟件等方面取得了重大突破。盡管“利劍”的體量遠遠無法和遠轟相比，但是有這個基礎，中國研制大型飛翼轟炸機從理論上也不會有太大問題。新型轟炸機的研制，必然是以航空工業(yè)大中型軍民用飛機研制生產(chǎn)基地為主，整個航空工業(yè)的大協(xié)作。

B-2A轟炸機安裝四臺F118發(fā)動機

中國最新型渦扇-10“太行”發(fā)動機的非加力型號可用于國產(chǎn)新型轟炸機

B-1B轟炸機采用的F101發(fā)動機是F110和F118發(fā)動機的基礎

發(fā)動機一直是中國飛機的老大難問題，但是對于中國遠轟來說，可能最容易解決的就是發(fā)動機了。對現(xiàn)有“太行”發(fā)動機進行簡單改型即刻滿足基本的需要。

由于飛翼布局具有較高的升阻比，對發(fā)動機推力要求不高。我們再來看看B-2和B-52。最大起飛重量220噸的B-52，用了8臺17000磅級別推力的發(fā)動機。而最大起飛重量150噸級的B-2A，只是安裝了4臺最大推力19000磅（8.6噸左右，推重比5.94。該數(shù)據(jù)來源為美國空軍官網(wǎng)。通用電氣公司官網(wǎng)、美國空軍協(xié)會數(shù)據(jù)為17300磅）的F118-GE-100發(fā)動機。這種發(fā)動機實際上就是F-15和F-16戰(zhàn)斗機的發(fā)動機F110的無加力型，后者的最新型號F110-GE-132的加力推力已經(jīng)達到142千牛（約14.5噸）。F118和F110都是在F101的基礎上改進而來，使用了新的低壓壓氣機。可以理解為B-2A使用了4臺去掉加力的戰(zhàn)斗機發(fā)動機。

中國如果發(fā)展飛翼布局的遠程轟炸機，發(fā)動機裝載受到布局限制，也不易使用大涵道比的設計，可以同樣考慮這一發(fā)動機選用思路，而且使用現(xiàn)有“太行”發(fā)動機改型，就能解決問題。

根據(jù)公開資料顯示，渦扇-10“太行”發(fā)動機的較新型號加力推力已經(jīng)達到14噸級，在這種發(fā)動機基礎上，取消加力燃燒室，其推力級別與F118相當，可以滿足B-2這個量級的遠程轟炸機的動力需求。而且其改裝研制的難度，要小于利用其核心機研制大涵道比發(fā)動機，可能是遠轟目前最靠譜的裝備之一了。從這一點來看，中國研制渦扇-10的決策解決了很大問題。當然，未來傳說中的渦扇-15研制成功，在其基礎上研制無加力版，則能進一步提高遠轟的性能。

[編輯/行健]