引子
*本文摘自【航空大世界——空天风云】(1998年11月)，原标题【无尾战斗机怎么操纵？】
正文
没有尾巴的战斗机
虽然早在40年代，就有一些公司设计一些无尾的飞机，如诺斯罗谱的YB-49大型试验轰炸机，但是真正成功、并能投入实际使用的无尾军用飞机，目前世界上唯有美国空军研制的B-2隐形轰炸机。而这种飞翼布局的主要设计目的是为了获得更好的隐身特性。
如果一架战斗机能实现无尾布局，其好处将大大超过无尾对轰炸机带来的好处。
首先是将明显减少战斗机的重量。一般说来，因为尾部离飞机重心最远，所以尾部重量减少1千克对飞机的影响相当于机体其他部位重量减少2千克，而尾部重量一般要占到全机最大起飞重量的6%~7%。
此外，因为取消了尾部，全机的重量分布将更趋合理地转移到沿机翼翼展分布，从而可减少机翼的弯曲载荷，使结构重量进一步减轻。
另一个好处是可明显减少飞机的气动阻力。与常规布局的飞机相比，无尾战斗机的型阻可减少60%以上。
低阻力和低重量的组合效果，对于一架给定尺寸的飞机可以大大增加航程，而对于一架给定航程的飞机则可减小飞机尺寸和提高隐身性能。特别是对于专用途的战斗机，可以设计得更小、更轻、油耗更低。同时飞机的每干克制造成本也将因为取消尾部的重量减轻而大大降低。
飞机取消了尾部同时减少了操纵面、作动器和液压系统，从而也减少了维修性和具有更低的寿命周期成本。
正因为以上诸多的好处，美国空军、美国国防部预研局和NASA都十分重视无尾布局战斗机的研制。一些传统的战斗机设计制造商也早就在探讨无尾布局的可行性。随着美国JSF（联合攻击机）计划的进展，无尾布局越来越成为最有希望的竞争方案之一。与此有关的研究工作也都全面铺开，可以说目前在美国，从研究单位到军方和军用飞机制造商都掀起了一股无尾布局研究热。
无尾布局的推力矢量研究
推力矢量作为下一代战斗机高机动性的主要动力，美国军方和NASA早已投入大量精力用于开发这项技术。现在他们正在将这些研究成果扩展到针对无尾战斗机布局的研究上。
装有发动机喷口舵面矢量推力的X-31高机动性验证机自1993年下半年就开始进入「准无尾」布局飞行试验，到1994年初已完成第一阶段的试飞，其目的是验证飞机在超音速飞行时用推力矢量操纵飞机的可行性。
在这一阶段试飞中，飞机在M1.25速度下在11600米高空，完成了用推力矢量进行2g的转弯。为了模拟无垂尾状态X-31上的所有常规操纵面都被调整在抵消垂尾的稳定性的影响，因而使飞机在飞控计算机上显示出典型的无垂尾状态，飞机仅用推力矢量的舵面偏转来提供航向稳定性。
X-31「准无尾」布局现正在进行的第二阶段飞行试验，将直接针对无尾JSF布局的研究。试飞内容包括验证飞机在航空母舰上进近、精密编队和空对地攻击等的低速飞行。由于这些试飞要求的特定的闭环机动中进行飞机的操纵，其挑战性将更大。但研究人员认为，他们有信心取得乐观的结果，因为X-31已经在一些很接近地面的条件下，充分显示了推力矢量（在无垂尾状态下）有效的操纵功能。
目前，美国国防部预研局还在与波音公司研究将该机的矢量推力装置换装为GE公司的轴推力矢量喷管，用以进行「全无尾」的飞行试验。
NASA的F-15「先进技术一体化验证机」是目前用于无尾布局战斗机研究的又一重大计划。该计划的参加者还有美国空军、麦道公司和普惠公司，矢量推力系统是在F-15的F100-229发动机上安装的「俯仰/偏航平衡矢量喷管」系统。
这项计划的目的是要验证推力矢量对战斗机总体性能的影响，包括改善航程、减小巡航阻力和提高隐身性。
由于NASA的F-15「短距起飞/着陆/高机动性技术验证机」已经充分证明了推力矢量在低速飞行时的操纵能力，所以F-15验证机的下一阶段飞行计划也将主要集中于超音速无尾布局的研究。如果准备工作顺利，计划将于1998年中期开始。一开始也将先作「准无尾」飞行，F-15的垂尾尺寸先可能减小一半以上。如果试飞顺利，将全部去掉尾部进行试飞，然后由F-15E飞行员来进行与常规F-15E的对比试飞。
计划人员认为无尾布局应用推力矢量技术的最大挑战不是硬件本身。在美国，推力矢量已是一种非常成熟的技术，而且经过反复试验证明其性能是无可挑剔的。当前的挑战是这项技术与机体结合后的综合性能，其中尚有许多未知因素，如喷管的喷流与机头涡的干扰效应等。
关于喷流干扰的飞行试验马上要开始进行，但一开始矢量喷管的偏转角度将有所限制（偏航在2°-3°之内、俯仰在5°一6°之内），使飞机本身的操纵面保持在有效状态，以防万一。
F-15装的推力矢量喷管可提供士20°的各个轴向的偏转角。不论是亚音速还是超音速飞行，它的偏转速率最大可到每秒79°。
在第一阶段试飞中，飞行员可以通过装在F-15标准飞行控制系统中的飞行器管理计算机接通或断开矢量推力飞行操纵模式。在第二阶段（预计从1997年2月至1998年6月），飞机将改装一套完全一体化的飞行一推力操纵系统。该系统将与驾驶杆和脚蹬相连，矢量推力的操纵也全由飞行员来控制。
在完成以上两个阶段的计划后，F-15将正式进入超音速无尾布局研究性的试飞。
同样的矢量推力喷管还将装在美国空军的F-16D「变稳飞行模拟飞机」上进行试飞。试飞内容与F-15差不多，目的是积累不同重量级别无尾战斗机布局的飞行资料。
NASA和麦道公司前不久开始进行的X-36验证机是美国当前第一架实用性的无垂尾和无平尾的战斗机布局的验证机，也是第一次将矢量推力、新「操纵面」和新的操纵律软件综合应用的试验计划。设计人员将该机设计成即使发动机失效，或推力矢量作用受到限制时，飞机仍然是可操纵的，并有可接受的操纵品质。只是X-36是一架无人遥控验证机，最大飞行速度将限于M0.6以下。
新的操纵方式研究
无尾布局的一个潜在问题是，由于取消了尾部，飞机的一些操纵面同时也被取消了（如方向舵、升降舵）这就使飞机所剩下的操纵面的功能（或负担）大大加重了。
虽然矢量推力将承担相当重要的操纵任务，但它一来要消耗较大的功率，另外就是矢量推力系统也难免会出故障或受战伤，这时飞机的安全性将完全压在了所剩下的操纵面的功能上。如果在剩下的操纵面中，万一其中一个或几个再出现故障或受战伤，其风险性之大是可想而知的。
必须找到更好的，或者说作为余度保险的操纵方式也是无尾战斗机布局所要研究的课题之一。「主动气动弹性机翼」（AAW）就是其中方案之一。在常规布局的战斗机设计中，一般都要保证飞机机翼的刚度使机翼的气动变形（或柔度）最小。但NASA和美国空军研究人员发现，在无尾布局战斗机中，反而可以利用飞机的柔性作为一种对飞机的操纵方式，并准备在2000年前后进行一项AAW的飞行试验。
AAW的概念是用最佳设计的大展弦比机翼，通过机翼翼梢的气动变形来替代有尾布局中的滚转操纵方式。
在麦道公司进行F-18的首批试飞时，曾出现过「操纵反向」问题。即飞机在海平面高度作M0.6飞行时，飞行员输入滚转操纵信号后飞机出现了与飞行员意愿相反的滚转运动。经分析表明，这是当飞行员输入了左侧副翼下偏，企图作飞机右滚转机动时，由于左副翼下偏引起的载荷使左机翼产生了前缘向下的扭转，左机翼升力下降，结果引起了飞机的向左滚转。因而在试飞后，设计人员加大了机翼的刚度和采取了其他相应的措施。
现在，NASA研究人员决定要把原始的柔性较大的机翼重新装上F-18作为AAW的飞行验证机用。但不是通过副翼的偏转来改变机翼的变形，而是在机翼两端增设一个可控制调整片来操纵机翼的扭转，产生所需要的滚转力矩。风洞试验已经证明这种方法是很有效的。
罗克韦尔公司在美国空军的ATF计划竞争中就已经设计了一个大展弦比机翼方案，其目的也是用机翼的主动柔性控制来克服「滚转反向」问题。在这个方案中，公司也去掉了平尾，从而重量比常规战斗机可节约18%以上。虽然该方案在ATF竞争中落选，但风洞试验表明主动气动弹性机翼也是完全可行的。
鉴于以上经验，NASA决定将由麦道和罗克韦尔公司共同进行对F-18 AAW验证机的修改，使其具有更大的主动柔性控制功能。为此，机翼每侧的4个前缘和后缘操纵面都可独立操纵。
在AAW机翼中，每个控制机翼变形的操纵面的偏转角将是很小的（5°之内）。它们主要用于大动压状态，在低速和大高度时操纵面将恢复正常使用。
AAW 概念能否实施的主要问题看来还是在二次气动力和对结构的影响上。
新飞行控制律软件开发
设计先进的飞控操纵系统软件也是当前增强无尾战斗机布局安全性的研究方向之一。
美国空军现在已启动了一个「无尾飞机系统重构和自适应」研究计划，其英文缩写为 RESTORE，由莱特试验室主要负责。其目的是为 2000 年以后使用的无尾隐身战斗机（可能用于JSF上）发展一种可重新构型和自适应的操纵系统。
因为对于无尾隐身（或者说没有垂尾或很小的垂尾）战斗机来说，在纵向和航向都将是不稳定的设计。这就要求在飞机上的各种「操纵器」（操纵面和推力矢量）等共同协力来产生飞机所需要的各种力和力矩，一方面保证飞机在各轴向的可操纵性，另一方面要确保飞机不会超过设计边界。因而每个操纵器都将是多功能的，它们之间的干扰必将也是非线性的，都是综合系统不可缺少的一部分。
问题在于，作为一种战斗机很难避免其中一个或几个操纵器出故障或受到战伤而失效，这时，原先设计的飞控操纵系统的控制律将完全被打乱而失效。
RESTORE计划的目的就是发展一套软件使得一旦出现以上情况时，它能自己对剩下的操纵器系统进行现时重新构型，改写新的控制律，使飞机在剩下的操纵器下继续完成作战任务，或安全返回地面。
而传统的控制律都是预先设计的，飞机每一次任务的改变，控制律必须预先重新编制。所以 RESTORE计划如果能成功，它将大大增加飞机的作战灵活性或对任务的自适应性。因为当任务需要改变时，它可以很容易自行调整软件，给出新的操纵律。
这项计划并不是凭空而起，而是基于80年代飞行控制系统故障自探测和自修理研究的成果。这些成果已经得到程度不同的应用，只是设计人员认为把这个方法用于探测和弥补操纵面战伤的风险太大，而没有考虑。
现在由于无尾战斗机布局的可行性越来越大，加上近5年来研究人员在实时参数识别技术（包括对各种气动导数的实时计算技术）的进展，专家们认为在2000年左右RESTORE的技术问题很有希望得到解决，并可投入实用。当然，这项36个月、100万美元的计划仍具有极大的挑战性，特别是需要操纵功率能按照各个操纵作动器的速率和偏转限制保证飞机在3个轴向的稳定性，并在操纵功率受到因某一个、甚至几个操纵器故障或受战伤情况下能迅速判断出不稳定俯仰和偏航轴向的优先权，并制订出新的操纵律。
无尾战斗机怎么操纵？
美国国防部已经有越来越多的人对有人和无人驾驶的无尾布局战斗机表示出强烈的兴趣。
但对无尾布局的战斗机来说，最大的挑战是寻找全新的操纵方法，能产生足够的偏航力矩，以代替被取消的垂尾，完成飞机高敏捷性所要求的各种动作。而传统的各种操纵面在作不对称的偏转时，总是会产生一些交叉耦合运动，即同时会引起飞机在俯仰、滚转和偏航三轴向的运动趋势，如果想要得到单一的偏航运动，就要通过其他操纵面的综合运动将滚转和俯仰运动的趋势阻住（或者说回中）。这就大大增加了飞控操纵律的难度。
另外，推力矢量对于偏航控制确实是一种极有效的手段，但是研究人员认为它要受到飞行速度的影响，一般说来，飞机速度在200节以下，推力矢量角度在15°~20°范围内最为有效，但在飞行速度超过 200~250节时，空气动力操纵面将更为有效。
作为操纵效率的尺度之一，是看其操纵装置系统每千克重量所能产生的偏航力矩，而这个值是随飞行速度变化而变化的。
现在，无尾布局战斗机的设计人员正在向着两个方向寻求新的操纵方案。
一种方向是研究一些创新的「机敏」与「主动」飞机结构技术，例如使机翼表面能在不同飞行状态下主动的「变形」来控制绕机体的流场，这种设计将使设计人员完全抛弃传统的铰接式的操纵面方式，从而还可因为消除操纵面之间的缝隙，而带来更好的隐身特性。
另一种方向就是研究一些全新的操纵面和操纵律。可以肯定地说，对于取消了「垂尾」和「平尾」的飞机，其操纵面要比常规布局的飞机多得多，每个机翼上可能会有2~3个升降副翼、几个扰流片等，不仅是为了增加操纵余度，确保飞行安全，也是为了增加操纵的「机敏」性和改善飞行品质。
在B-2轰炸机和目前麦道/NASA联合研制的X-36无尾无人战斗机上都使用了一些新的操纵面，如开裂式副翼等。但它们本身所产生的操纵功率还有限，并较适应于大展弦比机翼和厚度较厚的亚音速机翼。对于超音速战斗机，由于机翼展弦比较小，各操纵面相对力臂较短，因而需要大功率的作动器，但机翼的厚度又相对较小，内部空间又无法安装足够功率的作动器，所以必须寻求新的操纵面。
对于无尾战斗机操纵方式的另一挑战是，在飞机一部分操纵面，包括推力矢量系统出现故障、或受到战伤时，飞控计算机必须能很快重新编写新的操纵律，确保飞机能用剩余的操纵面安全着陆，如果还有能力应继续完成作战任务。
美国国防部针对以上要求已经形成了两个针对无尾战斗机的研究计划，第一个称为「创新控制操纵器」计划，专门开发可以被无尾战斗机使用的实用性较强的新操纵装置，要求新的操纵方式结合飞机的重量、阻力、液压功率要求、隐身性和可维修性等因素给出综合的评述。
第二个称之为「重构系统」计划，目的是要研制出一套新的飞控计算机算法，或者说自适应飞行控制软件，能够随时对飞机上操纵硬件的变化作出最快的反应，并要求能适应各种级别飞行员的使用。
目前主要负责这两项计划的合同商为洛克希德·马丁公司的战术飞机系统分公司。该公司对无尾布局战斗机已经有比较深入的研究，开发了一系列的新的飞控计算机算法，并在 NF-16D可变稳定性试验飞机上进行了一系列模拟无尾的飞行试验，包括模拟平尾故障情况下用自适应飞控系统的着陆试验。
该公司的「创新控制操纵器」计划，已经进入到第二阶段。在第一阶段，他们基于F-117战斗机设计了一个无尾布局方案，对机体表面进行了「光滑」处理，改成一个很好的翼身融合体，去掉原机的斜置平尾，因而翼身融合部会一直延伸到机尾，并形成了一个锯齿形的后缘。他们在这个模型上试验了以下各种可以使用的操纵面，并对它们的使用作了初步鉴定。
全动翼梢
这种操纵面是通过翼梢产生的阻力产生偏航所需的力矩，由于它同时会产生滚转和俯仰耦合运动，这种耦合很难被控制，例如滚转力矩会随着迎角增加而反向。在迎角小于5°~10°时翼梢的偏转将仅根据后缘的受力产生常规的力矩。比如右翼梢作了向下的偏转，飞机将产生向左的滚转，飞行控制系统就可通过左升降副翼的下偏使飞机滚转回中，通过其他操纵面使飞机俯仰回中，最后飞机将只产生在右翼梢下偏阻力作用下的左偏航运动。
扰流片-开缝一折流板（SSD)
这种组合式操纵面是由机翼上表面的一个常规扰流片，与机翼下表面后铰接的折流板组成，折流板打开后会在机翼上产生一条开缝。折流板与扰流片通过机械连接联动，目的是减少扰流片的铰链力矩。这种装置有很好的气动效率。
当右SSD打开时，由于在机翼上的升力减少、阻力增加，将产生一个有力的向右的滚转和偏航运动，对俯仰运动的影响是非线性的，而且SSD会对后面的升降副翼产生很大的影响，甚至会引起它们的反效应，因而升降副翼和SSD的位置设置要非常小心。
SSD还可能会破坏机翼的承载结构。
前缘襟翼
这是效率最高的操纵面，它不仅能产生有力的偏航与滚转运动，而且还能有效地增加最大升力，问题是在偏度超过最大升力值后会出现反效应。
前缘襟翼主要处于前缘涡流区，因而最有效的工作范围应当在失速迎角前，偏转角为20°30°，用以改变机翼前缘吸力。内侧前缘襟翼主要用来控制飞机俯仰，外侧前缘襟翼主要用来控制飞机滚转和偏航。如右前缘襟翼下偏，由于前缘吸力增加，飞机将向左偏航，但滚转方向视飞机迎角或姿态而定。
升降副翼
其工作原理与常规的差不多，但由于安置于锯齿形的机翼后缘上，铰链轴本身是后掠的，所以它在偏转作俯仰或滚转操纵时还会产生一个侧力，产生附加的偏航力矩，而用它们作偏航操纵时也会产生附加的滚转力矩，所以一般要和扰流片同时使用。例如右侧升降副翼放下时，同时打开右侧的扰流片，可使飞机向右偏航，而滚转回中。
常规后缘襟翼
这种操纵面都设在机翼后缘的最内侧，而且只用于俯仰操纵，在无尾布局中实际上起到了常规水平尾翼的纵向操纵作用。
机翼下表面扰流片
这种操纵面在大迎角时可以产生有效的滚转力矩，但对偏航操纵起不了多大的作用。
可打开的方向舵
这种操纵面一般设置在后机身的两侧，很像一块侧置的扰流片，其铰链线就是其后掠线。平时贴在机翼表面，用时向上打开，而且不像一般飞机垂直尾翼上的方向舵能够左右摇摆。
打开右侧方向舵，会产生一个很大的向左的横侧力，但由于这个力离重心很近，因而产生的右偏航力矩不大。这种操纵面在大迎角时作用很小，而且随着飞机速度的增加，作动器的操纵力将会变得很大，以至大速度时（如300节以上）根本无法使用。经过反复试验后，最后选定了两种布局提交给空军莱特试验室，作为第二阶段研究用。第一种布局主要突出了「扰流片-开缝一折流板」操纵面；第二种则主要突出了全动翼梢，与另两个被淘汰的布局相比它们都相对简单得多，但仍具有足够的操纵功率。
在「重构系统」计划中，洛克希德·马丁公司已从过去在F-16战斗机上使用的「自修理飞行控制系统」软件的基础上发展了许多的算法，除了已在NF-16D变稳飞机上进行一系列试验外，正在进行在许多不可预见的环境下的应用研究，包括恶劣天气（结冰），超出飞行包线以外的机动、非对称的武器配置等。
要使新的「重构系统」能付诸实用，至少需要一个16位的、计算速率达到每秒200万~500万个指令的机载计算机。
洛克希德·马丁公司的最后研制阶段就是把「重构系统」实际运用到「创新控制操纵器」的布局上，进行全面的验证和模拟飞行，并找出一个最实用的方案。因而，公司已经同时在进行带有「创新控制操纵器」的跨音速风洞试验模型和低速大迎角/尾旋试验模型，目的使新操纵器和「重构系统」能适用于各种布局的飞机和各种飞行状态。
当然，新的操纵器和新操纵软件的使用肯定会增加操纵机构的复杂性和设计制造成本，但相比无尾布局由重量和阻力的减少带来的成本节约还是很合算的，同时，新的操纵方式还会带来明显的寿命周期成本的节省。
资料来源：
【航空大世界——空天风云】(1998年11月)
