導(dǎo)語(yǔ)：
圖：上為蘇27三視圖，下為米格29三視圖
很多對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)不是特別熟悉的人，常常分不清蘇27與米格29。這其中固然有不近距離接觸實(shí)物，兩者的尺寸差別很容易看不出來的原因；但更重要的是，它們的總體外形設(shè)計(jì)確實(shí)有很大的共同特征。這種現(xiàn)象的背后并非巧合，而是它們都是相同的指導(dǎo)方向下設(shè)計(jì)出來的產(chǎn)物。
蘇聯(lián)對(duì)于第三代戰(zhàn)斗機(jī)的研制歷史最早可以追溯到上世紀(jì)60年代末期。在針對(duì)米格21戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)該用一種什么樣的新型戰(zhàn)斗機(jī)取代時(shí)，蘇聯(lián)各設(shè)計(jì)局、研究院都拿出了大量的不同建議；比如米高揚(yáng)設(shè)計(jì)局的一些主管設(shè)計(jì)師就提出，在米格21的基礎(chǔ)上研制無尾三角翼布局戰(zhàn)斗機(jī)；而中央空氣流體動(dòng)力學(xué)院則認(rèn)為，采用帶中等后掠角和中等展弦比機(jī)翼的常規(guī)布局戰(zhàn)斗機(jī)更好。最終蘇27走上了中央流體院確立的方向，只是期間頗多曲折。
那么第一個(gè)問題來了，蘇27的機(jī)翼為什么要采用中等后掠角？在大多數(shù)情況下，稍微熟悉飛機(jī)外形的讀者朋友都會(huì)有這樣的直觀經(jīng)驗(yàn)：機(jī)翼又直又厚的一般都是亞聲速下飛行的低速飛機(jī)，比如絕大多數(shù)螺旋槳飛機(jī)；而那些翼尖拼命向機(jī)尾方向伸展、機(jī)翼厚度不大的飛機(jī)都是高速飛機(jī)，比如米格21就是典型。
圖：模型在風(fēng)洞測(cè)試中形成的激波，注意機(jī)翼的后掠角度要稍微大于翼根處形成的激波角度；通過將機(jī)翼藏在激波后方，可以有效的減低阻力。
決定后掠角度的關(guān)鍵因素在于激波阻力。當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，它的前端——不僅包括機(jī)頭，也包括機(jī)翼前緣始終都在穿越空氣、逼迫空氣上下左右分開；這個(gè)擾動(dòng)空氣的過程，必然形成振動(dòng)；而我們平時(shí)所能感受到的聲音，實(shí)際是物體振動(dòng)時(shí)擾動(dòng)空氣而形成的波動(dòng)。
當(dāng)飛機(jī)接近、達(dá)到、超過聲速時(shí)，擾動(dòng)波的傳遞速度還追不上飛機(jī)的速度；這就會(huì)使飛機(jī)前端在一段時(shí)間以內(nèi)的擾動(dòng)波都疊加在一起，形成激波并強(qiáng)烈的壓縮空氣。這些高密度的空氣就像一堵墻一樣阻礙著飛機(jī)的前行，而且形成這堵空氣墻的能量又全部來自于發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力。在超聲速飛行中，激波阻力就是最大的阻力來源；發(fā)動(dòng)機(jī)推力常常有超過75%的份額，都花費(fèi)在了克服激波阻力上。
激波有兩個(gè)非常重要的特性，首先是激波有正、斜之分。當(dāng)飛機(jī)的機(jī)頭、機(jī)翼前緣的形狀方愣、圓鈍，它們形成的就是方向垂直的正激波，要傳遞出一段距離以后才會(huì)變得傾斜，阻力也最強(qiáng)。而機(jī)頭、機(jī)翼如果是尖削、銳利的造型，它們形成就是傾斜的斜激波；一方面激波傾斜的越厲害阻力越小，另一方面速度越高，激波的傾斜幅度就越大。
因此在超聲速飛機(jī)的設(shè)計(jì)中，尖銳的機(jī)頭、前緣大幅度后掠的機(jī)翼、更薄的機(jī)翼厚度，都是用來使激波傾斜幅度加大，減小激波阻力的最重要手段。但是大后掠角度的機(jī)翼會(huì)使流經(jīng)機(jī)翼上方的空氣變得更少，而更薄的機(jī)翼形狀也會(huì)使空氣流過機(jī)翼時(shí)形成的升力更低；因此超聲速阻力和亞聲速下的升力表現(xiàn)就會(huì)在設(shè)計(jì)上形成明顯的矛盾。
圖：米格21的機(jī)翼屬于典型的大后掠小展弦比設(shè)計(jì)
米格21的機(jī)翼前緣后掠角度為57度，已經(jīng)屬于典型的大后掠角度。選取這一角度的理論依據(jù)來自蘇聯(lián)中央流體院在上世紀(jì)50年代末期時(shí)得到的結(jié)論：采用大約在55~60度左右的前緣后掠角度，既可以滿足2倍聲速時(shí)的低阻力要求；又可以采用帶有完全圓形前緣的較大厚度（大約5%）翼型，以基本保證起降和亞聲速機(jī)動(dòng)性能。從本質(zhì)上說，這是一種在當(dāng)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力非常有限的情況下，不惜大幅度犧牲低速升力表現(xiàn)以降低阻力的極端化設(shè)計(jì)。
而在探索蘇27這一代飛機(jī)時(shí)，蘇聯(lián)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)已經(jīng)取得了長(zhǎng)足的進(jìn)步，對(duì)于推重比在8~10的發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作已經(jīng)開始提上日程。在發(fā)動(dòng)機(jī)推力大幅度增加以后，新一代戰(zhàn)斗機(jī)已經(jīng)可以被設(shè)計(jì)的更大、更重以攜帶更多燃油設(shè)備和武器彈藥；并且通過將機(jī)翼前緣后掠角度降低到42-45度，戰(zhàn)斗機(jī)在擁有更好的亞聲速升力特性，以改善起降性能和飛行機(jī)動(dòng)性的同時(shí)，并不會(huì)造成高速飛行性能的損失。
然后是第二個(gè)問題，蘇27的機(jī)翼為什么要采用中等展弦比？展弦比的計(jì)算方式是翼展的平方除以機(jī)翼面積，它代表的是機(jī)翼向兩側(cè)伸展的程度。如果把人的軀干比喻成飛機(jī)機(jī)身，而雙臂比喻成機(jī)翼，那么雙臂水平伸展開時(shí)的展弦比就是最大的，而緊貼身體兩側(cè)時(shí)最小。顯然機(jī)翼伸展的越開流經(jīng)機(jī)翼的空氣就越多，產(chǎn)生的升力就越多；但在超聲速飛行時(shí)，展弦比增大也會(huì)帶來激波阻力的急速增長(zhǎng)。
在這種展弦比與阻力的權(quán)衡中，早期戰(zhàn)斗機(jī)由于推力小、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不宜過于復(fù)雜，因此往往會(huì)選擇大后掠、小展弦比的組合設(shè)計(jì)，比如米格21的展弦比就是2.22。而在后來的戰(zhàn)斗機(jī)中又出現(xiàn)了三種不同的技術(shù)方向處理這一矛盾：首先是變后掠翼飛機(jī)，它通過調(diào)整機(jī)翼的展開程度來改變后掠角度和展弦比，同時(shí)適應(yīng)高速飛行、大航程、長(zhǎng)航時(shí)、短距離降落等相互矛盾的情況。比如F111戰(zhàn)斗機(jī)的展弦比變化范圍就高達(dá)1.34（后掠角72.5度）~7.56（后掠角16度）。
圖：F111的變后掠翼設(shè)計(jì)使它的機(jī)翼后掠角度和展弦比都能在非常大的范圍內(nèi)調(diào)節(jié)
而蘇27并未選擇變后掠翼布局的原因，則是這種方案有三個(gè)缺陷。首先是變后掠翼需要復(fù)雜的液壓、機(jī)械結(jié)構(gòu)來完成調(diào)節(jié)功能，因此設(shè)計(jì)難度大、成本高；不過這個(gè)問題蘇聯(lián)當(dāng)時(shí)可以解決，在60年代末期完成定型的米格23戰(zhàn)斗機(jī)就是證明。但另一個(gè)缺陷則很麻煩，機(jī)翼展開到不同角度時(shí)，飛機(jī)氣動(dòng)特性改變很大；如果沒有自動(dòng)化程度很高的飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行輔助修正，飛行員會(huì)感覺到自己在同時(shí)開著幾種完全不同的飛機(jī)；這一點(diǎn)蘇聯(lián)不僅當(dāng)時(shí)無法解決，而且后來困擾了米格23一生。
第三個(gè)缺陷則根本無解，也是變后掠翼布局在新一代高機(jī)動(dòng)飛機(jī)中絕種的關(guān)鍵原因：要使設(shè)計(jì)收益大，參與改變的機(jī)翼部分必須要多，機(jī)翼的轉(zhuǎn)軸位置必須靠?jī)?nèi)，否則增加的升力表現(xiàn)根本不足以抵消變后掠機(jī)構(gòu)帶來的巨大增重——達(dá)到20%機(jī)翼重量左右。但這會(huì)使飛機(jī)的升力中心前后變化幅度特別巨大，如果保證了超聲速下的操縱性能和機(jī)動(dòng)性，亞聲速下飛機(jī)的迎角和過載一大，飛機(jī)的俯仰變化就會(huì)超出平尾的控制能力范圍引起失控。因此蘇27最終采用了將展弦比增大到3~3.5之間的固定翼設(shè)計(jì)。
最后一個(gè)問題，蘇27為什么一定要采用常規(guī)布局？米格設(shè)計(jì)局提出的無尾三角翼布局并非一種很糟糕的選擇，法國(guó)達(dá)索公司的幻影III在中東、印巴空戰(zhàn)中的表現(xiàn)就異常出色；實(shí)際上米格設(shè)計(jì)局提出這一方案的重要原因之一，就是米格21在中東空戰(zhàn)被幻影III打下的太多了。中央流體院反對(duì)這一路線的原因，還是在于它的固有缺陷不符合蘇聯(lián)人對(duì)新一代戰(zhàn)斗機(jī)的取舍要求。
圖：后期的幻影III戰(zhàn)斗機(jī)添加了固定鴨翼，一方面提供額外的抬頭升力并前移升力中心，另一方面作為渦流發(fā)生器改善機(jī)翼的升力表現(xiàn)。但注意它的襟翼，它起飛時(shí)仍然需要上偏襟翼，在飛機(jī)尾部形成較大的負(fù)升力來迫使飛機(jī)保持抬頭姿態(tài)。
無尾三角翼布局采用大后掠小展弦比機(jī)翼設(shè)計(jì)，機(jī)翼本身的升力效率不高，只是通過把更小的飛機(jī)重量（機(jī)身更短、沒有平尾）均勻分擔(dān)給更大的機(jī)翼面積；雖然能取得非常優(yōu)秀的瞬間盤旋性能，但這種優(yōu)勢(shì)消耗戰(zhàn)斗機(jī)能量非?？臁５橇硪环矫?，無尾布局飛機(jī)在大迎角大過載下升力效率低、迎風(fēng)面機(jī)大，阻力要高很多，因此在要求不損失速度和高度的持續(xù)性機(jī)動(dòng)能力中表現(xiàn)較差。
而在60年代時(shí)，戰(zhàn)斗機(jī)的火控與武器系統(tǒng)的性能仍然很落后，飛行員駕駛戰(zhàn)斗機(jī)開火的操作步驟相當(dāng)繁雜；不僅反應(yīng)慢，而且機(jī)炮、導(dǎo)彈的命中率也很低。這都意味著一方在短時(shí)間內(nèi)態(tài)勢(shì)占優(yōu)也往往也難以進(jìn)行有效攻擊，空戰(zhàn)中會(huì)出現(xiàn)大量中低空亞聲速下近距離內(nèi)進(jìn)行反復(fù)的追逐、纏斗、咬尾的情況。因此蘇聯(lián)在當(dāng)時(shí)還是更強(qiáng)調(diào)戰(zhàn)斗機(jī)的持續(xù)機(jī)動(dòng)能力。
此外無尾布局飛機(jī)缺乏平尾這樣的強(qiáng)力俯仰機(jī)構(gòu)，它只能依靠力臂很短的襟翼來完成俯仰控制。而且在機(jī)械飛控時(shí)代，飛機(jī)只能采用重心在升力中心之前的靜穩(wěn)定設(shè)計(jì)；無尾三角翼飛機(jī)的襟翼必須上偏形成很大的負(fù)升力，才能像蹺蹺板一樣把機(jī)頭支起來，這使它起飛降落的性能很不好，需要很長(zhǎng)的跑道。無論是后來的蘇27還是米格29，蘇聯(lián)的第三代戰(zhàn)斗機(jī)都是非常強(qiáng)調(diào)短距起降能力的。要緩解無尾布局飛機(jī)的缺陷，需要采用更先進(jìn)的電傳飛控系統(tǒng)作為硬件基礎(chǔ)，而這是蘇27研制初期并未考慮的技術(shù)。
在后期第三代戰(zhàn)斗機(jī)中，歐洲和中國(guó)都選擇了鴨式布局，通過全動(dòng)鴨翼分擔(dān)俯仰控制、并形成強(qiáng)力的渦流增升效果，可以徹底扭轉(zhuǎn)大后掠小展弦比機(jī)翼在亞聲速下的機(jī)動(dòng)性劣勢(shì)。但這種技術(shù)實(shí)際上是在無尾三角翼布局基礎(chǔ)上發(fā)展出來的加強(qiáng)型設(shè)計(jì)，對(duì)于氣動(dòng)研究和飛行控制的要求都特別高。尤其是它必須以全權(quán)限數(shù)字電傳為硬件基礎(chǔ)，這種布局無論是技術(shù)需求還是設(shè)計(jì)思想上，都大大超出了蘇27預(yù)研的時(shí)代背景，因此不可能在當(dāng)時(shí)蘇聯(lián)的考慮范圍之內(nèi)。
2.新技術(shù)的應(yīng)用要求
蘇27項(xiàng)目在最早的設(shè)計(jì)階段中，有大量方案和后來的蘇27看起來毫無瓜葛；哪怕是想象力最豐富的人，也很難憑第一印象找到它們之間的共通點(diǎn)。實(shí)際上這些只停留在模型、圖紙階段的方案，與后來因?yàn)閷?shí)機(jī)試飛表現(xiàn)不理想而被放棄的T10方案、真正演變成今天蘇27家族的T10C系列方案之間的共同價(jià)值取向并不在于具體的布局設(shè)計(jì)；而在于以蘇聯(lián)1970年12月召開的專門會(huì)議為代表的一系列決策過程中，明確提出的一些新技術(shù)應(yīng)用建議和要求。
圖：梟龍邊條上拉出的白色長(zhǎng)條，是因?yàn)榈蛪憾Y(jié)成的水霧，它代表著渦流的中心區(qū)域
實(shí)際上包括米格29在內(nèi)，都是這一系列歷史進(jìn)程的產(chǎn)物；這也是最后米格29為何與蘇27如此類似的根本原因。在當(dāng)時(shí)針對(duì)新一代高推重比和高機(jī)動(dòng)特性的前線殲擊機(jī)設(shè)計(jì)探索中，蘇聯(lián)提出了三條顯著增強(qiáng)飛機(jī)升力表現(xiàn)，而阻力增加很小、或是進(jìn)一步減低阻力的技術(shù)方向。第一條是要合理的利用機(jī)翼上表面形成的渦流，實(shí)現(xiàn)對(duì)渦流升力的控制。
飛機(jī)的飛行依靠升力，而升力的本質(zhì)又是空氣對(duì)飛機(jī)下表面的壓力大于上表面，形成的向上的壓力差?？諝鈩?dòng)力學(xué)的基本規(guī)律之一，就是流速低的地方壓力大，流速高的地方壓力?。粚?shí)際上機(jī)翼產(chǎn)生升力，就是通過迫使機(jī)翼上表面的空氣在相同時(shí)間內(nèi)要流動(dòng)更長(zhǎng)的距離而實(shí)現(xiàn)的。如果能夠?qū)崿F(xiàn)將漩渦氣流控制在一個(gè)合適的水平，這些渦流的高速旋轉(zhuǎn)將會(huì)非常大幅度的提升機(jī)翼上表面的負(fù)壓程度；這種現(xiàn)象引起的機(jī)翼升力增加，就是所謂的渦流增升。
不過戰(zhàn)斗機(jī)在亞聲速下依靠依靠脫體漩渦帶來的渦流升力收益，在超聲速下將迅速衰減；而且速度越高，渦流升力效應(yīng)越不明顯。這是因?yàn)殡S著馬赫數(shù)的增加，氣流分離的趨勢(shì)受到的抑制加重，而從渦流發(fā)生器（邊條）頂點(diǎn)上出發(fā)的激波又對(duì)其誘導(dǎo)出的脫體漩渦產(chǎn)生明顯的壓迫作用，結(jié)果就是脫體漩渦的強(qiáng)度被嚴(yán)重削弱、控制機(jī)翼的范圍也變得很小。
另外從渦流增升手段的本質(zhì)主要依靠提升機(jī)翼上表面的負(fù)壓這一點(diǎn)來說，超聲速下氣流繞過帶有迎角的機(jī)翼時(shí)會(huì)在上表面發(fā)生膨脹，由此產(chǎn)生一個(gè)壓力相當(dāng)?shù)偷牡蛪簠^(qū)域，這種情況下脫體漩渦提升負(fù)壓的能力也變得很不明顯。因此當(dāng)馬赫數(shù)超過M1.3~1.4，戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定的超聲速狀態(tài)后，就算能誘導(dǎo)出脫體漩渦，這種形狀非常細(xì)長(zhǎng)的渦流，實(shí)際上對(duì)飛行性能的改善也已經(jīng)沒有什么助益了。
最早成功利用渦流增升的飛機(jī)并不來自蘇聯(lián)，而是來自瑞典薩博公司的JA-37戰(zhàn)斗機(jī)；它采用鴨式布局設(shè)計(jì)，在大迎角下依靠氣流從渦流發(fā)生器（鴨翼）帶有較大后掠角度、“鋒利”（前緣半徑小，氣流容易分離）的氣動(dòng)面前緣上分離出穩(wěn)定的脫體漩渦并使其經(jīng)過機(jī)翼。高速旋轉(zhuǎn)的漩渦氣流控制住機(jī)翼的氣流分離趨勢(shì)，并極大提高了機(jī)翼上表面的負(fù)壓，從而產(chǎn)生非常大的渦流升力。
圖：蘇27家族三翼面改型，通過增加鴨翼，進(jìn)一步大幅度強(qiáng)化了渦流增升效果
當(dāng)時(shí)蘇聯(lián)對(duì)于渦流升力的探索重心并沒有放在鴨翼上，而是著重于在機(jī)翼與機(jī)身相連的根部設(shè)置邊條來形成脫體漩渦。這種設(shè)計(jì)又受到當(dāng)時(shí)的機(jī)翼研究潮流影響，出現(xiàn)了邊條與機(jī)翼整體融合成S型曲線前緣的機(jī)翼，與邊條與傳統(tǒng)直線邊緣的梯形機(jī)翼組合的兩種技術(shù)路線相互競(jìng)爭(zhēng)。我們后來看到的T10與T10C驗(yàn)證機(jī)就是分別是這兩種設(shè)計(jì)思想指導(dǎo)下的產(chǎn)物。
第二條新技術(shù)方向則是使用可變彎度的機(jī)翼前緣設(shè)計(jì)，即采用前緣機(jī)動(dòng)襟翼或者是前緣機(jī)動(dòng)縫翼設(shè)計(jì)。它們隨著飛機(jī)迎角的增加，自身的偏轉(zhuǎn)幅度也會(huì)不斷的變大；這使飛機(jī)的翼型能夠協(xié)調(diào)著飛行姿態(tài)、速度的變化而改變，始終使飛機(jī)能夠獲得最大的升力表現(xiàn)。事實(shí)上除了F15這種純粹仰仗高發(fā)動(dòng)機(jī)推力和大機(jī)翼面積來獲得高機(jī)動(dòng)性能的偷懶設(shè)計(jì)以外，前緣機(jī)動(dòng)襟翼/縫翼是幾乎所有高機(jī)動(dòng)飛機(jī)上都必不可少的設(shè)計(jì)。
圖：F16的前、后緣機(jī)動(dòng)襟翼控制策略
不過這一設(shè)計(jì)在當(dāng)時(shí)的蘇聯(lián)航空界中得到的認(rèn)可程度卻不是很高，有不少方案都拒絕采用，這和主管設(shè)計(jì)師的價(jià)值取向有關(guān)。比如蘇霍伊設(shè)計(jì)局的某些高級(jí)設(shè)計(jì)師就認(rèn)為，由此帶來的結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、增重，尤其是飛控設(shè)計(jì)難度的增加，負(fù)面代價(jià)比得到的升力收益相當(dāng)，甚至更大。當(dāng)然最終的試飛結(jié)果表明，前緣機(jī)動(dòng)襟翼/縫翼的效果是無法取代的。
第三條新技術(shù)方向則是要求采用扁平狀的機(jī)身外形，這樣可以使機(jī)身也起到類似機(jī)翼的作用，既減小了阻力又能為提供升力做出貢獻(xiàn)。而另一方面由于飛機(jī)側(cè)向面積的減小，它對(duì)于航向穩(wěn)定性的負(fù)面影響也減低了。再加上機(jī)翼與機(jī)身連接處的融合過度性質(zhì)，實(shí)際上機(jī)身已經(jīng)成為機(jī)翼的一部分，這就是所謂的升力體設(shè)計(jì)。這正是所有米格29、蘇27設(shè)計(jì)過程中諸多方案在外觀上最為明顯的共通點(diǎn)：它們幾乎全都采用了扁平的、與機(jī)翼融為一體的升力體機(jī)身下安置發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙的總體結(jié)構(gòu)布局。
圖：在米格29上“扁平機(jī)身+發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙”的設(shè)計(jì)特色實(shí)際上更為顯眼一些
當(dāng)然這并不是說只有類似蘇27這樣的設(shè)計(jì)才是升力體布局，實(shí)際上把發(fā)動(dòng)機(jī)艙藏在機(jī)身內(nèi)的F22也是很典型的升力體設(shè)計(jì)。而且就機(jī)身扁平化這一點(diǎn)來說，寬高比大很多的雙發(fā)布局比起單發(fā)布局本身就占很大優(yōu)勢(shì)；單純論技術(shù)水平看，蘇27的升力體設(shè)計(jì)和F16的翼身融合設(shè)計(jì)相比其實(shí)都在伯仲之間，不相上下。
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