引子
*本文摘自【航空大世界——空天風雲】(1998年11月)，原標題【無尾戰鬥機怎麽操縱？】
正文
沒有尾巴的戰鬥機
雖然早在40年代，就有一些公司設計一些無尾的飛機，如諾斯羅譜的YB-49大型試驗轟炸機，但是真正成功、並能投入實際使用的無尾軍用飛機，目前世界上唯有美國空軍研制的B-2隱形轟炸機。而這種飛翼布局的主要設計目的是為了獲得更好的隱身特性。
如果一架戰鬥機能實作無尾布局，其好處將大大超過無尾對轟炸機帶來的好處。
首先是將明顯減少戰鬥機的重量。一般說來，因為尾部離飛機重心最遠，所以尾部重量減少1千克對飛機的影響相當於機體其他部位重量減少2千克，而尾部重量一般要占到全機最大起飛重量的6%~7%。
此外，因為取消了尾部，全機的重量分布將更趨合理地轉移到沿機翼翼展分布，從而可減少機翼的彎曲載荷，使結構重量進一步減輕。
另一個好處是可明顯減少飛機的氣動阻力。與常規布局的飛機相比，無尾戰鬥機的型阻可減少60%以上。
低阻力和低重量的組合效果，對於一架給定尺寸的飛機可以大大增加航程，而對於一架給定航程的飛機則可減小飛機尺寸和提高隱身效能。特別是對於專用途的戰鬥機，可以設計得更小、更輕、油耗更低。同時飛機的每幹克制造成本也將因為取消尾部的重量減輕而大大降低。
飛機取消了尾部同時減少了操縱面、作動器和液壓系統，從而也減少了維修性和具有更低的壽命周期成本。
正因為以上諸多的好處，美國空軍、美國國防部預研局和NASA都十分重視無尾布局戰鬥機的研制。一些傳統的戰鬥機設計制造商也早就在探討無尾布局的可行性。隨著美國JSF（聯合攻擊機）計劃的進展，無尾布局越來越成為最有希望的競爭方案之一。與此有關的研究工作也都全面鋪開，可以說目前在美國，從研究單位到軍方和軍用飛機制造商都掀起了一股無尾布局研究熱。
無尾布局的推力向量研究
推力向量作為下一代戰鬥機高機動性的主要動力，美國軍方和NASA早已投入大量精力用於開發這項技術。現在他們正在將這些研究成果擴充套件到針對無尾戰鬥機布局的研究上。
裝有發動機噴口舵面向量推力的X-31高機動性驗證機自1993年下半年就開始進入「準無尾」布局飛行試驗，到1994年初已完成第一階段的試飛，其目的是驗證飛機在超音速飛行時用推力向量操縱飛機的可行性。
在這一階段試飛中，飛機在M1.25速度下在11600公尺高空，完成了用推力向量進行2g的轉彎。為了模擬無垂尾狀態X-31上的所有常規操縱面都被調整在抵消垂尾的穩定性的影響，因而使飛機在飛控電腦上顯示出典型的無垂尾狀態，飛機僅用推力向量的舵面偏轉來提供航向穩定性。
X-31「準無尾」布局現正在進行的第二階段飛行試驗，將直接針對無尾JSF布局的研究。試飛內容包括驗證飛機在航空母艦上進近、精密編隊和空對地攻擊等的低速飛行。由於這些試飛要求的特定的閉環機動中進行飛機的操縱，其挑戰性將更大。但研究人員認為，他們有信心取得樂觀的結果，因為X-31已經在一些很接近地面的條件下，充分顯示了推力向量（在無垂尾狀態下）有效的操縱功能。
目前，美國國防部預研局還在與波音公司研究將該機的向量推力裝置換裝為GE公司的軸推力向量噴管，用以進行「全無尾」的飛行試驗。
NASA的F-15「先進技術一體化驗證機」是目前用於無尾布局戰鬥機研究的又一重大計劃。該計劃的參加者還有美國空軍、麥道公司和普惠公司，向量推力系統是在F-15的F100-229發動機上安裝的「俯仰/偏航平衡向量噴管」系統。
這項計劃的目的是要驗證推力向量對戰鬥機總體效能的影響，包括改善航程、減小巡航阻力和提高隱身性。
由於NASA的F-15「短距起飛/著陸/高機動性技術驗證機」已經充分證明了推力向量在低速飛行時的操縱能力，所以F-15驗證機的下一階段飛行計劃也將主要集中於超音速無尾布局的研究。如果準備工作順利，計劃將於1998年中期開始。一開始也將先作「準無尾」飛行，F-15的垂尾尺寸先可能減小一半以上。如果試飛順利，將全部去掉尾部進行試飛，然後由F-15E飛行員來進行與常規F-15E的對比試飛。
計劃人員認為無尾布局套用推力向量技術的最大挑戰不是硬體本身。在美國，推力向量已是一種非常成熟的技術，而且經過反復試驗證明其效能是無可挑剔的。當前的挑戰是這項技術與機體結合後的綜合效能，其中尚有許多未知因素，如噴管的噴流與機頭渦的幹擾效應等。
關於噴流幹擾的飛行試驗馬上要開始進行，但一開始向量噴管的偏轉角度將有所限制（偏航在2°-3°之內、俯仰在5°一6°之內），使飛機本身的操縱面保持在有效狀態，以防萬一。
F-15裝的推力向量噴管可提供士20°的各個軸向的偏轉角。不論是亞音速還是超音速飛行，它的偏轉速率最大可到每秒79°。
在第一階段試飛中，飛行員可以透過裝在F-15標準飛行控制系統中的飛行器管理電腦接通或斷開向量推力飛行操縱模式。在第二階段（預計從1997年2月至1998年6月），飛機將改裝一套完全一體化的飛行一推力操縱系統。該系統將與駕駛桿和腳蹬相連，向量推力的操縱也全由飛行員來控制。
在完成以上兩個階段的計劃後，F-15將正式進入超音速無尾布局研究性的試飛。
同樣的向量推力噴管還將裝在美國空軍的F-16D「變穩飛行模擬飛機」上進行試飛。試飛內容與F-15差不多，目的是積累不同重量級別無尾戰鬥機布局的飛行資料。
NASA和麥道公司前不久開始進行的X-36驗證機是美國當前第一架實用性的無垂尾和無平尾的戰鬥機布局的驗證機，也是第一次將向量推力、新「操縱面」和新的操縱律軟體綜合套用的試驗計劃。設計人員將該機設計成即使發動機失效，或推力向量作用受到限制時，飛機仍然是可操縱的，並有可接受的操縱品質。只是X-36是一架無人遙控驗證機，最大飛行速度將限於M0.6以下。
新的操縱方式研究
無尾布局的一個潛在問題是，由於取消了尾部，飛機的一些操縱面同時也被取消了（如方向舵、升降舵）這就使飛機所剩下的操縱面的功能（或負擔）大大加重了。
雖然向量推力將承擔相當重要的操縱任務，但它一來要消耗較大的功率，另外就是向量推力系統也難免會出故障或受戰傷，這時飛機的安全性將完全壓在了所剩下的操縱面的功能上。如果在剩下的操縱面中，萬一其中一個或幾個再出現故障或受戰傷，其風險性之大是可想而知的。
必須找到更好的，或者說作為余度保險的操縱方式也是無尾戰鬥機布局所要研究的課題之一。「主動氣動彈性機翼」（AAW）就是其中方案之一。在常規布局的戰鬥機設計中，一般都要保證飛機機翼的剛度使機翼的氣動變形（或柔度）最小。但NASA和美國空軍研究人員發現，在無尾布局戰鬥機中，反而可以利用飛機的柔性作為一種對飛機的操縱方式，並準備在2000年前後進行一項AAW的飛行試驗。
AAW的概念是用最佳設計的大展弦比機翼，透過機翼翼梢的氣動變形來替代有尾布局中的滾轉操縱方式。
在麥道公司進行F-18的首批試飛時，曾出現過「操縱反向」問題。即飛機在海平面高度作M0.6飛行時，飛行員輸入滾轉操縱訊號後飛機出現了與飛行員意願相反的滾轉運動。經分析表明，這是當飛行員輸入了左側副翼下偏，企圖作飛機右滾轉機動時，由於左副翼下偏引起的載荷使左機翼產生了前緣向下的扭轉，左機翼升力下降，結果引起了飛機的向左滾轉。因而在試飛後，設計人員加大了機翼的剛度和采取了其他相應的措施。
現在，NASA研究人員決定要把原始的柔性較大的機翼重新裝上F-18作為AAW的飛行驗證機用。但不是透過副翼的偏轉來改變機翼的變形，而是在機翼兩端增設一個可控制調整片來操縱機翼的扭轉，產生所需要的滾轉力矩。風洞試驗已經證明這種方法是很有效的。
羅克韋爾公司在美國空軍的ATF計劃競爭中就已經設計了一個大展弦比機翼方案，其目的也是用機翼的主動柔性控制來克服「滾轉反向」問題。在這個方案中，公司也去掉了平尾，從而重量比常規戰鬥機可節約18%以上。雖然該方案在ATF競爭中落選，但風洞試驗表明主動氣動彈性機翼也是完全可行的。
鑒於以上經驗，NASA決定將由麥道和羅克韋爾公司共同進行對F-18 AAW驗證機的修改，使其具有更大的主動柔性控制功能。為此，機翼每側的4個前緣和後緣操縱面都可獨立操縱。
在AAW機翼中，每個控制機翼變形的操縱面的偏轉角將是很小的（5°之內）。它們主要用於大動壓狀態，在低速和大高度時操縱面將恢復正常使用。
AAW 概念能否實施的主要問題看來還是在二次氣動力和對結構的影響上。
新飛行控制律軟體開發
設計先進的飛控操縱系統軟體也是當前增強無尾戰鬥機布局安全性的研究方向之一。
美國空軍現在已啟動了一個「無尾飛機系統重構和自適應」研究計劃，其英文縮寫為 RESTORE，由萊特試驗室主要負責。其目的是為 2000 年以後使用的無尾隱身戰鬥機（可能用於JSF上）發展一種可重新構型和自適應的操縱系統。
因為對於無尾隱身（或者說沒有垂尾或很小的垂尾）戰鬥機來說，在縱向和航向都將是不穩定的設計。這就要求在飛機上的各種「操縱器」（操縱面和推力向量）等共同協力來產生飛機所需要的各種力和力矩，一方面保證飛機在各軸向的可操縱性，另一方面要確保飛機不會超過設計邊界。因而每個操縱器都將是多功能的，它們之間的幹擾必將也是非線性的，都是綜合系統不可缺少的一部份。
問題在於，作為一種戰鬥機很難避免其中一個或幾個操縱器出故障或受到戰傷而失效，這時，原先設計的飛控操縱系統的控制律將完全被打亂而失效。
RESTORE計劃的目的就是發展一套軟體使得一旦出現以上情況時，它能自己對剩下的操縱器系統進行現時重新構型，覆寫新的控制律，使飛機在剩下的操縱器下繼續完成作戰任務，或安全返回地面。
而傳統的控制律都是預先設計的，飛機每一次任務的改變，控制律必須預先重新編制。所以 RESTORE計劃如果能成功，它將大大增加飛機的作戰靈活性或對任務的自適應力。因為當任務需要改變時，它可以很容易自行調整軟體，給出新的操縱律。
這項計劃並不是憑空而起，而是基於80年代飛行控制系統故障自探測和自修理研究的成果。這些成果已經得到程度不同的套用，只是設計人員認為把這個方法用於探測和彌補操縱面戰傷的風險太大，而沒有考慮。
現在由於無尾戰鬥機布局的可行性越來越大，加上近5年來研究人員在即時參數辨識技術（包括對各種氣動導數的即時計算技術）的進展，專家們認為在2000年左右RESTORE的技術問題很有希望得到解決，並可投入實用。當然，這項36個月、100萬美元的計劃仍具有極大的挑戰性，特別是需要操縱功率能按照各個操縱作動器的速率和偏轉限制保證飛機在3個軸向的穩定性，並在操縱功率受到因某一個、甚至幾個操縱器故障或受戰傷情況下能迅速判斷出不穩定俯仰和偏航軸向的優先權，並制訂出新的操縱律。
無尾戰鬥機怎麽操縱？
美國國防部已經有越來越多的人對有人和無人駕駛的無尾布局戰鬥機表示出強烈的興趣。
但對無尾布局的戰鬥機來說，最大的挑戰是尋找全新的操縱方法，能產生足夠的偏航力矩，以代替被取消的垂尾，完成飛機高敏捷性所要求的各種動作。而傳統的各種操縱面在作不對稱的偏轉時，總是會產生一些交叉耦合運動，即同時會引起飛機在俯仰、滾轉和偏航三軸向的運動趨勢，如果想要得到單一的偏航運動，就要透過其他操縱面的綜合運動將滾轉和俯仰運動的趨勢阻住（或者說回中）。這就大大增加了飛控操縱律的難度。
另外，推力向量對於偏航控制確實是一種極有效的手段，但是研究人員認為它要受到飛行速度的影響，一般說來，飛機速度在200節以下，推力向量角度在15°~20°範圍內最為有效，但在飛行速度超過 200~250節時，空氣動力操縱面將更為有效。
作為操縱效率的尺度之一，是看其操縱裝置系統每千克重量所能產生的偏航力矩，而這個值是隨飛行速度變化而變化的。
現在，無尾布局戰鬥機的設計人員正在向著兩個方向尋求新的操縱方案。
一種方向是研究一些創新的「機敏」與「主動」飛機結構技術，例如使機翼表面能在不同飛行狀態下主動的「變形」來控制繞機體的流場，這種設計將使設計人員完全拋棄傳統的鉸接式的操縱面方式，從而還可因為消除操縱面之間的縫隙，而帶來更好的隱身特性。
另一種方向就是研究一些全新的操縱面和操縱律。可以肯定地說，對於取消了「垂尾」和「平尾」的飛機，其操縱面要比常規布局的飛機多得多，每個機翼上可能會有2~3個升降副翼、幾個擾流片等，不僅是為了增加操縱余度，確保飛行安全，也是為了增加操縱的「機敏」性和改善飛行品質。
在B-2轟炸機和目前麥道/NASA聯合研制的X-36無尾無人戰鬥機上都使用了一些新的操縱面，如開裂式副翼等。但它們本身所產生的操縱功率還有限，並較適應於大展弦比機翼和厚度較厚的亞音速機翼。對於超音速戰鬥機，由於機翼展弦比較小，各操縱面相對力臂較短，因而需要大功率的作動器，但機翼的厚度又相對較小，內部空間又無法安裝足夠功率的作動器，所以必須尋求新的操縱面。
對於無尾戰鬥機操縱方式的另一挑戰是，在飛機一部份操縱面，包括推力向量系統出現故障、或受到戰傷時，飛控電腦必須能很快重新編寫新的操縱律，確保飛機能用剩余的操縱面安全著陸，如果還有能力應繼續完成作戰任務。
美國國防部針對以上要求已經形成了兩個針對無尾戰鬥機的研究計劃，第一個稱為「創新控制操縱器」計劃，專門開發可以被無尾戰鬥機使用的實用性較強的新操縱裝置，要求新的操縱方式結合飛機的重量、阻力、液壓功率要求、隱身性和可維修性等因素給出綜合的評述。
第二個稱之為「重構系統」計劃，目的是要研制出一套新的飛控電腦演算法，或者說自適應飛行控制軟體，能夠隨時對飛機上操縱硬體的變化作出最快的反應，並要求能適應各種級別飛行員的使用。
目前主要負責這兩項計劃的合約商為洛克希德·馬丁公司的戰術飛機系統分公司。該公司對無尾布局戰鬥機已經有比較深入的研究，開發了一系列的新的飛控電腦演算法，並在 NF-16D可變穩定性試驗飛機上進行了一系列模擬無尾的飛行試驗，包括模擬平尾故障情況下用自適應飛控系統的著陸試驗。
該公司的「創新控制操縱器」計劃，已經進入到第二階段。在第一階段，他們基於F-117戰鬥機設計了一個無尾布局方案，對機體表面進行了「光滑」處理，改成一個很好的翼身融合體，去掉原機的斜置平尾，因而翼身融合部會一直延伸到機尾，並形成了一個鋸齒形的後緣。他們在這個模型上試驗了以下各種可以使用的操縱面，並對它們的使用作了初步鑒定。
全動翼梢
這種操縱面是透過翼梢產生的阻力產生偏航所需的力矩，由於它同時會產生滾轉和俯仰耦合運動，這種耦合很難被控制，例如滾轉力矩會隨著迎角增加而反向。在迎角小於5°~10°時翼梢的偏轉將僅根據後緣的受力產生常規的力矩。比如右翼梢作了向下的偏轉，飛機將產生向左的滾轉，飛行控制系統就可透過左升降副翼的下偏使飛機滾轉回中，透過其他操縱面使飛機俯仰回中，最後飛機將只產生在右翼梢下偏阻力作用下的左偏航運動。
擾流片-開縫一折流板（SSD)
這種組合式操縱面是由機翼上表面的一個常規擾流片，與機翼下表面後鉸接的折流板組成，折流板開啟後會在機翼上產生一條開縫。折流板與擾流片透過機械連線聯動，目的是減少擾流片的鉸鏈力矩。這種裝置有很好的氣動效率。
當右SSD開啟時，由於在機翼上的升力減少、阻力增加，將產生一個有力的向右的滾轉和偏航運動，對俯仰運動的影響是非線性的，而且SSD會對後面的升降副翼產生很大的影響，甚至會引起它們的反效應，因而升降副翼和SSD的位置設定要非常小心。
SSD還可能會破壞機翼的承載結構。
前緣襟翼
這是效率最高的操縱面，它不僅能產生有力的偏航與滾轉運動，而且還能有效地增加最大升力，問題是在偏度超過最大升力值後會出現反效應。
前緣襟翼主要處於前緣渦流區，因而最有效的工作範圍應當在失速迎角前，偏轉角為20°30°，用以改變機翼前緣吸力。內側前緣襟翼主要用來控制飛機俯仰，外側前緣襟翼主要用來控制飛機滾轉和偏航。如右前緣襟翼下偏，由於前緣吸力增加，飛機將向左偏航，但滾轉方向視飛機迎角或姿態而定。
升降副翼
其工作原理與常規的差不多，但由於安置於鋸齒形的機翼後緣上，鉸鏈軸本身是後掠的，所以它在偏轉作俯仰或滾轉操縱時還會產生一個側力，產生附加的偏航力矩，而用它們作偏航操縱時也會產生附加的滾轉力矩，所以一般要和擾流片同時使用。例如右側升降副翼放下時，同時開啟右側的擾流片，可使飛機向右偏航，而滾轉回中。
常規後緣襟翼
這種操縱面都設在機翼後緣的最內側，而且只用於俯仰操縱，在無尾布局中實際上起到了常規水平尾翼的縱向操縱作用。
機翼下表面擾流片
這種操縱面在大迎角時可以產生有效的滾轉力矩，但對偏航操縱起不了多大的作用。
可開啟的方向舵
這種操縱面一般設定在後機身的兩側，很像一塊側置的擾流片，其鉸鏈線就是其後掠線。平時貼在機翼表面，用時向上開啟，而且不像一般飛機垂直尾翼上的方向舵能夠左右搖擺。
開啟右側方向舵，會產生一個很大的向左的橫側力，但由於這個力離重心很近，因而產生的右偏航力矩不大。這種操縱面在大迎角時作用很小，而且隨著飛機速度的增加，作動器的操縱力將會變得很大，以至大速度時（如300節以上）根本無法使用。經過反復試驗後，最後選定了兩種布局送出給空軍萊特試驗室，作為第二階段研究用。第一種布局主要突出了「擾流片-開縫一折流板」操縱面；第二種則主要突出了全動翼梢，與另兩個被淘汰的布局相比它們都相對簡單得多，但仍具有足夠的操縱功率。
在「重構系統」計劃中，洛克希德·馬丁公司已從過去在F-16戰鬥機上使用的「自修理飛行控制系統」軟體的基礎上發展了許多的演算法，除了已在NF-16D變穩飛機上進行一系列試驗外，正在進行在許多不可預見的環境下的套用研究，包括惡劣天氣（結冰），超出飛行包線以外的機動、非對稱的武器配置等。
要使新的「重構系統」能付諸實用，至少需要一個16位元的、計算速率達到每秒200萬~500萬個指令的機載電腦。
洛克希德·馬丁公司的最後研制階段就是把「重構系統」實際運用到「創新控制操縱器」的布局上，進行全面的驗證和模擬飛行，並找出一個最實用的方案。因而，公司已經同時在進行帶有「創新控制操縱器」的跨音速風洞試驗模型和低速大迎角/尾旋試驗模型，目的使新操縱器和「重構系統」能適用於各種布局的飛機和各種飛行狀態。
當然，新的操縱器和新操縱軟體的使用肯定會增加操縱機構的復雜性和設計制造成本，但相比無尾布局由重量和阻力的減少帶來的成本節約還是很合算的，同時，新的操縱方式還會帶來明顯的壽命周期成本的節省。
資料來源：
【航空大世界——空天風雲】(1998年11月)
