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　　1991 年可以算是軍用航空史上劃時代的一年。這一年，美國空軍下一代戰(zhàn)斗機選型終于塵埃落定，第四代超音速戰(zhàn)斗機完全浮出水面。這一次選型對于未來戰(zhàn)斗機發(fā)展的意義，無疑是極其深遠的。 俗話說“成王敗寇”，但 1991 年那次競爭的結(jié)果好像完全顛倒了過來。對于競爭結(jié)果的爭論，即使在二十五年后的今天也沒有平息。競爭獲勝的洛克希德 YF-22 卻沒有贏得更多的贊譽，倒是落敗的 YF-23 成了眾多人士心中的王者。出現(xiàn)這種現(xiàn)象一個重要的原因是，YF-23 超前衛(wèi)的氣動設(shè)計實在是太漂亮了！

　　1986 年 10 月 31 日，美國空軍宣布，7 個競標方案中洛克希德和諾斯羅普的方案評價最高，得以進入競爭試飛階段增升效率最好的襟翼是；波音、通用動力、麥·道的方案次之增升效率最好的襟翼是；格魯門和洛克韋爾的方案最差。由于格魯門和洛克韋爾是獨立參與競標，在方案被淘汰后就退出了 ATF 計劃。其余 5 家公司則根據(jù)中標方案確定了聯(lián)合團隊的主導(dǎo)權(quán)，分別以洛克希德和諾斯羅普為首，展開原型機的研制工作。美國空軍賦予洛克希德方案 YF-22A 的編號，諾斯羅普方案為 YF-23A。當時美國空軍并沒有給予兩種原型機官方綽號，現(xiàn)在我們所知的綽號實際是兩個集團自行賦予的“閃電 II ”和“黑寡婦 II”。不知是巧合還是有意，其前身都是兩家公司在二戰(zhàn)時的代表作。根據(jù)空軍要求，兩個團隊均需要研制兩架原型機，分別裝用普拉特·惠特尼 YF119 和通用電氣 YF120 發(fā)動機，以便進行全面評估。

　　1989 年，裝用 YF119 發(fā)動機的第一架 YF-23A 原型機 PAV-1（民用飛機注冊號 N231YF，美國空軍序列號 87-800）運抵加利福尼亞州愛德華茲空軍基地。除了“黑寡婦 II”的綽號，該機還有另一個昵稱“灰色幽靈”。1990 年 6 月 22 日，該機在基地進行了公開展示。

　　1990 年 8 月 27 日，愛德華茲基地 4 號跑道，PAV-1 在保羅·梅斯的操縱下開始它的首次試飛?；?4,100 英尺（1,250m）后，PAV-1 騰空而起。到達 1,000 英尺（305m）高度后，保羅·梅斯保持 10°迎角，將油門收回軍用推力狀態(tài)。此時已在空中準備伴隨護航的 F-15 必須開加力才能跟上 PAV-1，F(xiàn)-16 則已經(jīng)跟不上了，而 PAV-1 的起落架甚至尚未收起！PAV-1 爬升到 25,000 英尺（7,620m），收起起落架，開始進行基本系統(tǒng)功能測試，進行了如俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航等一系列機動動作。然后保羅·梅斯準備和 F-15 護航機編隊飛行。但在此過程中，PAV-1 進行一個 1.5G 的左轉(zhuǎn)機動時，左主起落架突然開鎖，導(dǎo)致起落架艙門打開并被高速氣流吹壞。在 F-15 飛行員確認 PAV-1 沒有其它問題后，保羅·梅斯操縱飛機返航。整個首飛歷時 55 分鐘，最大速度達到 M0.7，最大飛行高度 35,000 英尺（10,668m）。這次首飛比 YF-22A 早了足足一個月，YF-23A 可以算是先聲奪人。

　　YF-23A 展現(xiàn)了與 YF-22A 完全不同的設(shè)計概念，也體現(xiàn)了諾斯羅普/麥·道設(shè)計團隊對未來空戰(zhàn)要求的理解。YF-23A 的總體布局在很大程度上繼承了當初諾斯羅普概念設(shè)計方案的特點。其菱形機翼加 V 形尾翼的布局，介于傳統(tǒng)正常式布局和無尾布局之間。單座，雙發(fā)，中單翼，腹部進氣。 和 YF-22A 一樣，YF-23A 最終并沒有采用呼聲一度頗高的鴨式布局。事實上在 1986 年方案投標階段就能看出美國人的選擇傾向了。七家公司的方案無一采用鴨式布局。在一定程度上，這是受了幾年前七巨頭討論會上通用動力的影響，哈瑞·希爾萊克說的增升效率最好的襟翼是：“鴨翼最好的位置是在別人的飛機上?！?/p>

　　拒絕鴨式布局的原因之一是配平問題。如果按照能夠進行有效的俯仰控制原則來設(shè)計鴨翼，那么鴨翼就無法配平機翼增升裝置產(chǎn)生的巨大低頭力矩。如果需要配平增升裝置，那么鴨翼必須增大，對機翼的下洗也隨之增大，反過來削弱了增升效果。而且為了防止深失速，可能還需要增加平尾。另一方面，從跨音速面積律來說，大鴨翼很難滿足跨音速面積律的要求，增大了機身的設(shè)計難度，也增大了超音速阻力，這對于強調(diào)超音速巡航的 ATF（特別是 YF-23A）來說，尤其難以接受。

　　而拒絕鴨式布局的另一個重要原因是隱身問題。對于一種同時強調(diào)高機動性的戰(zhàn)斗機來說，鴨翼的位置、大小、平面形狀很難和隱身要求統(tǒng)一起來。對于隱身設(shè)計來說，一個重要原則是盡量減少（但不可避免）機體表面（特別是迎頭方向）的不連續(xù)處，而鴨翼設(shè)計恰恰難以做到這一點。如果還希望把機翼前后緣對應(yīng)的主波束數(shù)量減至最少（也就是前后緣平行），將帶來更大的設(shè)計困難。

　　雖然根據(jù)美國空軍的要求，ATF 都必然有隱身和機動性兼顧的特點，但各個公司設(shè)計思想不同，飛機性能偏重也必然不同。從 YF-23A 最終選擇了 V 形尾翼而非 F-22A 的傳統(tǒng)四尾翼布局來看，諾斯羅普設(shè)計人員追求隱身的意圖相當明顯，這種設(shè)計可以大大減小飛機的側(cè)面雷達反射截面積。由于減少一對尾翼，飛機重量和阻力也可減小，對于提高超音速巡航能力也有助益。但隨之而來的就是操縱面的效率問題和飛控系統(tǒng)的復(fù)雜化。

　　如果從跨、超音速阻力方面來考慮，飛機橫截面積增大不利于按照跨音速面積律來設(shè)計飛機。適當?shù)乩L機身，有助于平滑飛機的縱向橫截面積分布，減小跨、超音速阻力。但機身加長，必然導(dǎo)致飛機縱向轉(zhuǎn)動慣性增大，這對于提高飛機敏捷性和精確控制能力是不利的。蘇-27 的機身長度和 YF-23A 相近，有飛過蘇-27 的飛行員說，該機操縱慣性較大，并不是那么好飛的。 YF-22A 的實際機身長度比 YF-23A 要短很多，俯仰軸轉(zhuǎn)動慣量較小，配合其四尾翼設(shè)計和推力矢量控制系統(tǒng)，該機的俯仰軸的敏捷性要明顯優(yōu)于 YF-23A 。

　　YF-23A 的機身長度卻明顯長于 YF-22A（后者由于尾撐和平尾的原因，實際機身長度只有 18 米多），這意味著即使在飛機最大橫截面積相當?shù)那闆r下，YF-23A 也可以獲得更平滑的橫截面積分布（也就是更小的跨、超音速阻力），當然也獲得了更大的縱向轉(zhuǎn)動慣量。不難看出，為了解決橫截面積增大帶來的阻力問題，YF-23A 和 YF-22A 的選擇截然不同：前者選擇了速度性能，而犧牲了敏捷性和精確控制能力；后者則恰恰相反。這也在一定程度上反映了兩大集團對未來戰(zhàn)斗機的定位。

　　由于大迎角時邊條對機翼以及機翼對邊條的有利干擾均較大，因此邊條翼布局在大迎角時比鴨式布局的升力特性有更大優(yōu)勢，這一點也應(yīng)該是影響諾斯羅普選擇 YF-23A 整體布局的因素之一。 就傳統(tǒng)邊條而言，其展長的增大（面積也增大）對提高大迎角時的升力有明顯好處。但展長越大，大迎角下產(chǎn)生的上仰力矩也越大，成為制約邊條大小的一個因素。但顯然 YF-23A 的邊條不同于我們通常在三代機上所見的傳統(tǒng)邊條。其設(shè)計相當有特點，為三段直線式窄邊條，從機翼前緣一直向前延伸到雷達罩頂端。這種邊條倒是和 YF-22A 的邊條頗有類似之處。

　　就公開資料來看，YF-23A 的邊條具有以下幾個功能：產(chǎn)生邊條渦，在機翼上誘導(dǎo)出渦升力，改善機翼升力特性；利用邊條渦為機翼上表面附面層補充能量，推遲機翼失速；起到氣動“翼刀”的作用，阻止附面層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離（事實上由于 YF-23A 機翼根梢比很大，高速或大迎角下可能會有明顯的翼尖分離趨勢）；控制大迎角下機頭渦的分離，提供更好的俯仰和方向穩(wěn)定性，直到第三代超音速戰(zhàn)斗機，大迎角下機頭渦不對稱分離的問題仍未解決，這是限制飛機進入過失速領(lǐng)域的一個重要因素。

　　但如果從傳統(tǒng)觀點來看，YF-23A 的邊條太小，能否產(chǎn)生足夠強的渦流，起到希望它起的作用？如果確實可以，那么一種可能性就是該機邊條的作用原理有別于傳統(tǒng)邊條，另一種可能就是還有其它的輔助措施來協(xié)助改善機翼升力特性。有資料提及，“機頭和內(nèi)側(cè)機翼所產(chǎn)生的渦流對尾翼沒有什么影響”，這可能意味著 YF-23A 機翼內(nèi)側(cè)可能有某種措施以產(chǎn)生渦流，起到和邊條渦類似的作用。在 YF-22A 的進氣道頂部各有兩塊控制板，用于控制機翼上表面的渦流。YF-23A 可能也有類似設(shè)計，其機翼內(nèi)側(cè)有進氣道附面層的放氣狹縫，不排除附面層氣流經(jīng)過加速后由此排出，借以改善機翼上表面氣流狀態(tài)的可能性。

　　YF-23A 的 V 形尾翼設(shè)計相當獨特。為了保證 4 波瓣雷達反射特性，平尾前后緣在水平面內(nèi)的投影分別和機翼前后緣平行。這使得該機尾翼看起來相當巨大?？紤]到大部分雷達反射發(fā)生在與水平面成 ±30°的范圍內(nèi)，YF-23A 采用了將尾翼外傾 40°的設(shè)計，以確保雷達波不會被反射回接收機，但相應(yīng)的尾翼效率也降低了。相比之下，YF-22A 采用外傾 27°的設(shè)計，處于隱身設(shè)計的邊緣，屬于隱身和機動綜合權(quán)衡的結(jié)果。按照公開的說法，YF-23A 出于大迎角機動性的要求，其尾翼采用寬間距布置，完全避開了邊條和機翼內(nèi)側(cè)渦流，因此改善了劇烈機動狀態(tài)下俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制。

　　就隱身而言，YF-23A 的尾翼設(shè)計顯然是成功的，但其氣動效率卻不免令人擔心。偏航、俯仰、滾轉(zhuǎn)，三軸控制全部包攬。一物多用固然好，但重要卻往往被人忽略的一點是：尾翼的總控制能力是有限的，某個軸占用較多的控制能力，必然會削弱其它軸的控制能力。當飛機陷于比較復(fù)雜的狀態(tài)時，YF-23A 的尾翼未必能兼顧?？纯春髞?F-22 的過失速試飛情況就知道了，操縱面的控制負荷是相當重的，而且還要加上推力矢量控制才行。當然，換個角度想，可能諾斯羅普壓根兒就沒有考慮超大迎角飛行的控制問題。能夠保證大迎角范圍內(nèi)不出現(xiàn)氣動發(fā)散的情況（諾斯羅普稱，風洞數(shù)據(jù)顯示 YF-23A 可以在所有迎角范圍內(nèi)穩(wěn)定飛行，但 YF-23A 的試飛迎角最終也沒有超過 25°），是諾斯羅普在這方面所作的極限了。畢竟機動性并不是 YF-23A 的第一優(yōu)先目標，過失速機動性就更不用說了。

　　總的來看，YF-23A 是比第三代超音速戰(zhàn)斗機上了一個臺階的常規(guī)機動性是它設(shè)計的基礎(chǔ)，然而也是諾斯羅普在這方面所作的極限。在 1980 年代中后期出現(xiàn)的敏捷性、過失速機動性等新概念，在 YF-23A 的設(shè)計中基本沒有考慮。它的設(shè)計重點放在隱身和超音速巡航方面。強調(diào) YF-23A 的隱身能力，有利于發(fā)揮諾斯羅普自身的技術(shù)特長，從效費比的觀點來看，把 B-2 的隱身技術(shù)運用到 YF-23A 上也是合理的。強調(diào)超音速巡航能力，則應(yīng)該是屬于諾斯羅普對未來空戰(zhàn)要求的判斷。

　　這樣的設(shè)計思想，使得YF-23A在性能上呈現(xiàn)出一種“平均水平上有重點的突出”的特點，特別是和 YF-22A 相比更是如此。YF-23A 的設(shè)計思想更接近于當年百戲列戰(zhàn)斗機中“截擊/ 轟炸機”的概念，而有悖于諾斯羅普傳統(tǒng)的均衡設(shè)計思想（這一思想從 F-5 到 P-530 再到 YF-17 一脈相承）。這種突然轉(zhuǎn)變是頗為令人矚目和驚訝的。沒人知道其中的原因，但均衡設(shè)計的戰(zhàn)斗機長期競爭失利（雖然失利根本原因并不在此）和 ATB 計劃的成功，可能是促使諾斯羅普改變其傳統(tǒng)設(shè)計思想的重要因素。加上諾斯羅普對機動性、速度、隱身重要性的認識，最終形成了我們所看到的 YF-23A。

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