F-15 鹰(Eagle) 战斗机

F-15 鹰(Eagle) 战斗机

F-15鹰式战斗机(F-15 Eagle)，是全天候、高机动性的战术战斗机，针对获得与维持空优而设计的它，是美国空军现役的主力战机之一，F-15是由1962年展开的F-X(Fighter-Experimental)计划发展出来，1969年由麦道(McDonnell Douglas)公司得标，1972年7月首次试飞，1974年首架量产机交付美国空军使用，直到现在。

设计特点

由于战斗机黑手党的介入，以及用能量机动理论作设计指导，使得F-15有了正确的设计方向，为后来优良的机动性打下坚实的基础。为了进一步了解F-15的设计特点，下面对能量机动性和相应飞机设计参数之间的关系作个简单介绍。

盘旋能力是一个重要的机动性指标。那么拥有什么样的盘旋能力才能在空战中占据优势呢？能量机动理论对此的描述是，在假定其他影响因素（包括飞机稳定性、操纵品质、武器、飞行员技术等）相同的情况下，两架以同样速度飞行的飞机进行最小半径盘旋同时不损失高度的一方通常具有优势；或者说，在不损失高度和速度（亦即能量）的前提下，盘旋半径小的通常具有优势。

在稳定盘旋中，机翼所提供的升力不仅要平衡飞机自身的重力，还需要提供盘旋所需的向心力——需要特别指出的是，这里的“平衡”不仅包括大小，还包括方向。升力与飞机自身重力之比，就是我们所谓的“过载”，以重力加速度G表示。和我们通常想象的不同，在稳定盘旋条件下，过载唯一决定于飞机的坡度。例如，当飞机坡度为60度和78.5度的时候，对应的过载分别是2G和5G。而根据物理知识，在给定了过载以后，飞机的盘旋半径和速度平方成正比。换句话说，在过载一定的前提下，两架不同的飞机同速飞行时具有相同的盘旋半径。当然，这个说法不完全正确，因为过载和盘旋半径还要受到机翼最大可用升力系数和平飞时翼载的限制。在给定的高度和速度条件下，机翼最大可用升力系数决定了盘旋中所能产生的最大升力，翼载则决定了最大升力中用于提供向心力的比例有多大。正因为如此，不同的飞机盘旋能力千差万别。

飞机进行2G和5G稳定盘旋时分别需要的侧倾坡度

此外，还有两个参数限制了飞机的盘旋能力。首先，在给定的高度和速度条件下，飞机阻力随机翼升力系数的增大而迅速增大（其增大速度和幅度取决于机翼设计和马赫数），因此即使机翼产生的升力足够，而发动机可用推力不足以平衡由此产生的巨大阻力的话，飞机就会掉高度，这在空战中是相当不利的。因此要进行大过载稳定盘旋，发动机推力必须足够大。此外，还有一个往往被人忽略的因素就是飞机的配平能力。机翼的高升力会产生巨大的俯仰力矩，如果纵向配平能力不足，飞机就会失控。

稳定盘旋条件下，飞机升力的垂直分量必须等于重力。如果为了拉出大过载而压坡度过大，使得Ysin（γ）小于重力，飞机就会掉高度，此时飞机将进入非稳定盘旋状态

以上这些被约翰.伯伊德等人以理论形式描述出来，就是“能量机动性”。其中有一个关键性参数，即单位重量剩余功率（SEP）。其计算公式为：（飞机推力-阻力）X速度/飞机重量，其绝对值恰好等于相应高度的飞机爬升率。从飞机的飞行力学关系可知，飞机加速性能和爬升性能都直接与SEP成正比。飞机的其他性能参数如稳定盘旋性能、升限等也都与SEP有关。只有瞬时盘旋性能只与最大可用升力系数及翼载荷有关，与SEP无关。了解了这些，我们不难明白F-15低翼载、高推重比的由来，以及这种设计所产生的作用。

对于静稳定飞机，此时飞机升力作用于飞机重心之后，形成低头力矩。如果平尾产生的负升力Y1不足以平衡这一力矩，飞机将低头而无法拉出大过载。对于静不稳定飞机则相反，飞机将出现上仰发散，直至失速由此图也可看到，如果推力的水平分量Pcos（α）小于阻力X，飞机将减速，导致升力下降，无法平衡重力而掉高度。

也许有人已经注意到，上面所提到的基本上都和稳定盘旋性能相关，而瞬时机动性却几乎只字不提。这是因为在F-15设计的年代，由于武器射击条件的限制，飞机设计强调稳定机动能力。而瞬时机动性成为飞机设计重点以及相关的角度空战战术的提出，则是80年代的事了。

在正确的设计思想指导下，脱颖而出的F-15几乎是当时美国空军“空中优势战斗机”概念的完美体现，深得空军高层的欢心。后来空军一心一意将原作为格斗战斗机设计的F-16变成一架战斗轰炸机，主要原因之一就是为了避免F-16和F-15抢资源。

视界

由于越战的教训，F-15相当重视视界问题——飞行员的看法是，如果在座舱里看不到外界，那么这飞机就不是一架战斗机。事实上，在近距格斗中，飞行员的视界相当重要，直接关系到飞行员的态势感知（SA）能力。据统计，80%被击落的飞行员都不知道攻击来自何方。而且根据伯伊德后来的总结，朝鲜战争期间F-86取胜的重要原因之一是该机的视界比米格-15好。

为了提供良好的视界，F-15采用了大型气泡式座舱盖，整体式风挡，座椅位置也安排得较高，飞行员几乎1/3个身子露在机身外，使得飞行员具有上半球360度环视视界，正前方下视角达到15°，相当出色。

F-4视界很差，尤其后方视界

F-15 水泡座舱 视野非常好

机身

F-15机身为全金属半硬壳式结构，分为三段。前段包括机头雷达罩、座舱和电子设备舱，主要结构材料为铝合金。中段与机翼相连，前三个框为铝合金结构，后三个为钛合金结构。后段为发动机舱，全钛合金结构。进气道外侧有凸出的整流罩，从机翼根部前缘向前延伸，大迎角下可以产生涡流，推迟机翼失速和提高尾翼效率，相当于边条翼，但由于整流罩前缘半径较大，具有较大吸力，气流不易分离，其效果不如边条翼好。整流罩结构经过机翼向后延伸，形成尾部支撑桁架（尾撑）结构，除了提供尾翼安装空间外，大迎角下还能产生一定的低头力矩，改善飞机的大迎角性能。

单块式减速板位于机身背部，最大开度35度，可以在任何速度下打开，并不会改变飞机的俯仰姿态。但是试飞结果显示，在高速下打开减速板可能会诱发颤振。为此麦.道修改了设计，减小了高速时减速板的开启角度，并将其面积从1.9平方米增大到2.9平方米。

F-15 减速板

F-15的机尾采用双发小间距布局，减小了飞机阻力。由于后机身有尾撑结构，可能对喷管和后体产生严重的不利干扰，麦.道对此进行了大量研究。麦·道提出了MCAIR-1至MCAIR-4四种设计方案，其中MCAIR-1为不带尾撑的基准构型。风洞试验表明，MCAIR-3和MCAIR-4方案阻力均明显下降。尽管MCAIR-4方案阻力最小，但由于强度不足，不能承受尾翼载荷，麦.道最终选择了MCAIR-3方案，使得F-15的巡航性能和机动性均有较大改善。

F-15尾部发动机

机翼

F-15的机翼设计是依据半经验和当时的线性理论方法选择机翼参数组合，利用飞机设计一体化系统（CADE）进行分析研究，然后选择有利方案进行吹风试验，选定最终的机翼参数。经过长达1年的吹风试验，对800个机翼变量进行了试验，包括74种机翼外形和54中变弯度措施。

最后确定了两种方案：方案一，展弦比2.5，根梢比5，前缘后掠角50°，带前缘锥形襟翼；方案二，展弦比3，根梢比2.5，前缘后掠角45°，固定前缘锥形扭转。经过各类改进之后，方案二入选。最终F-15的机翼方案为：切尖三角翼，无前后缘机动襟翼，采用前缘固定锥形扭转设计。前缘后掠45度，机翼相对厚度为6%/3%（翼根/翼尖），展弦比为3，根梢比为5，翼面积56.48平方米，下反角1°，安装角0°。机翼上仅有后缘高升力襟翼和副翼共4个操纵面。

F-15采用切尖三角翼翼形的原因是很显然的，三角翼在改善机翼结构、增大机内容积方面有较大优势，同时可以使飞机在跨音速区的阻力增加变得更加平缓，飞机跨音速时焦点移动量也较小，减小了配平阻力。不过，在F-15原型机试飞照片上，我们可以看到，该机并没有翼尖斜切结构。但在试飞过程中发现，F-15在9,144米高度、M0.85~M0.95速度范围内进行6G或更大过载的机动时，机翼会出现颤振现象。为了改善颤振特性，机翼翼尖切去了大约0.8平方米左右，形成现在所见的切尖设计。

F-15 机翼平面形状为中等后掠角切尖三角翼

为了改善飞机亚音速性能，F-15采用了前缘固定锥形扭转设计，而没有采用当时已经得到普遍应用的前缘机动襟翼——这种设计主要是从重量、制造工艺和系统复杂性方面考虑的。由于F100发动机推力相当高，即使固定锥形扭转将导致飞机超音速阻力增大，根据计算，F-15的超音速性能仍可达到空军的指标。权衡利弊之后，麦·道决定放弃前缘机动襟翼的选择。而F-15放弃后缘机动襟翼，则是由于后缘襟翼放下以后，增加的配平阻力超过了因此减小诱导阻力所带来的好处。

机翼采用高达3的展弦比，配合较小的根梢比，有利于推迟翼尖分离，明显减小了机翼诱导阻力；同时较大的展弦比提高了机翼升力线斜率，改善了机翼升力特性。这和能量机动理论中减阻增升的要求是一致的。当然，展弦比增大，超音速零升阻力系数也增大，增大了跨/超音速的波阻。这个缺点，则利用强大的发动机推力和其它方面的设计来弥补。

较小的机翼相对厚度是有效降低波阻的措施之一。当相对厚度由6%减小到3%时，波阻明显减小但缺点是增重和亚音速时促使前缘分离提前发生。为此F-15选择了沿展向变化相对厚度的设计。但是这样一来，机翼的刚度却有点问题。前面提到的机翼颤振问题，以及F-15滚转率不高的缺陷，都与此不无关系。

F-15 机翼厚度由翼根向翼尖逐渐减薄

F-15的翼面积在当时而言，选择得相当大。这主要是为了降低翼载、提高大迎角机动性。因为正是翼载则决定了稳定盘旋中最大升力用于提供向心力的比例。当时选择翼载主要依据两个条件：速度M0.9，高度9,150米，机动过载5G（升力系数0.7）时的发动机剩余推力（Ps）要求；速度M2.2高度12,200米，机动过载1G（升力系数0.04）时的Ps要求。

机翼结构为多梁抗扭盒型破损安全结构，前梁为铝合金，后三梁为钛合金。内侧整体油箱的下蒙皮采用钛合金壁板，其余为铝合金机加工整体壁板。机翼前后缘、襟翼、副翼均为全铝蜂窝夹层结构。机翼的破损安全结构，配合承力蒙皮，只要有一根翼梁仍然完好，就可以支持飞机继续飞行，大大提高了飞机的生存能力。

尾翼

麦·道的 F-15 早期方案也是单垂尾布局，但到后期设计时放弃了，改为大间距双垂尾布局。两个垂尾安装在后机身两侧的尾撑上，以消除相互之间的不利影响。由于在任何迎角、侧滑角条件下，都有一个垂尾出于相对“干净”的来流之中，从而提高了飞机的航向稳定性。

垂尾采用大展弦比、中等后掠角设计，前缘后掠角 37°，外倾 2°，高度较大，大迎角下可以明显改善飞机的航向稳定性，从而保证 F-15 可以有效的进行大迎角机动。但是这种大展弦比高垂尾在高速时受载扭转，效率将会大大降低。需要说明的是，F-15 早期垂尾采用小展弦比设计，在尾撑下面加装有腹鳍，以提高方向稳定性。后来经过风洞试验，增大了垂尾展弦比，面积加大 12%，取消腹鳍，形成我们今天所见的设计。这样的好处是在保证航向稳定性的同时，使亚音速巡航阻力减小了 5.5%。

F-15 的平尾为大后掠全动式低平尾设计，前缘后掠角 50°，具有前缘锯齿和翼尖斜切设计。低平尾布局主要是为了减小机翼下洗流的影响——F-4 由于采用高平尾设计，导致飞机大迎角飞行品质不好，很容易失速进入螺旋。因此美国空军对其后继机的大迎角飞行品质相当重视。锯齿和斜切则是为了解决平尾颤振问题，同时锯齿上产生的涡流还有助于提高平尾效率。平尾安装位置相当靠后，借助于尾撑结构，使之可以安装到发动机喷管附近，其尾臂长度达到 5.424 米，远远超过同代的其它飞机，如 F-16（4.41 米）、苏-27（4.64 米）。这显然是从 LFAX-8 方案继承来的（相对而言平尾位置有所前移），以获得较好的控制能力。从能量机动理论我们可以知道，即使机翼可以拉出足够的过载，如果飞机配平能力不足，那么同样无法实施大迎角高 G 机动。

F-15 垂直安定面和平尾都是全金属蜂窝夹层结构。两者的抗扭盒为钛合金结构，蒙皮则是全厚度铝夹芯和硼纤维层合板构成的蜂窝壁板，前后缘为全铝蜂窝结构。方向舵梁肋为碳纤维复合材料，蒙皮则由硼纤维层合板和铝夹芯构成。平尾和方向舵均可以左右互换。

进气道

F-15 的进气道设计要求是：大机动和高 M 数时性能良好；所有飞行状态下进气畸变小；重量轻。最初设计时有机翼短舱方案和两侧进气后机身并列方案。由于短舱方案较重，滚转惯性矩和发动机停车时的偏航力矩均较大，最终选择了两侧进气后机身并列方案。

进气道是可调外压式四波系超音速进气道，采用水平压缩斜板，除了具备基本的对气流进行预压缩功能外，在大迎角状态下还能改善进气状况，起到和腹部进气道类似的效果。由于二级压缩斜板超音速总压恢复较低，不能满足 M2.2 机动的要求，F-15 最终采用了三级斜板形式。

为了在超音速大迎角范围内保持理想的激波系统，F-15 考虑采用可变捕获面积进气口，后来发现这种设计还有减阻、改善进气道与发动机匹配等好处。当时提出了 4 种方案，最后选定的方案是：可变捕获面积，三级斜板（同时转动），随迎角和 M 数调节，引气系统位于喉道槽缝。为此，F-15 的进气道上罩（包括侧壁）被设计成可以转动的，形成 F-15 独有的特征。由于上罩转动对发动机和飞机性能均有影响，因此其调节规律需要考虑到所有相关因素的影响，以取得最佳的综合效果。

F-15 设计阶段曾研究过两种不同的进气道侧壁外形，以求减小溢流阻力和改善侧滑时进气道性能。一种是全侧壁方案，另一种则是内外侧壁切除量不同的方案。根据试验，切小的侧壁在飞机侧滑时明显改善了飞机总压恢复和畸变，而全侧壁则在超音速小迎角时总压恢复最高。由于 F-15 强调高速拦截能力，超音速性能是设计重点。因此最终还是采用了全侧壁方案，气流畸变问题用附面层吸除孔板来解决。

为了配合进气道性能，F-15 前机身也作过修形。其原始设计在大迎角和侧滑时会导致前机身下部分分离气流进入进气道。为此，F-15 取消了前机身下部直线段，增大下部圆角，同时将机身最大宽度线由进气道中部上移到进气道上部，并减小机头下垂度。这种设计减轻了下部分离，改善了进气道总压恢复和畸变。

总之，这种四波系可调进气道大大减小了阻力，提高进气道总压恢复，对 F-15 的超音速性能助益犹大，但为此付出的重量和复杂性代价也不小。这也是空军高层和战斗机黑手党激烈斗争的结果之一——若不是强调 M2.5 的最大速度和超音速拦截能力，这种复杂的超音速进气道存在的意义也就不太大了。事实上后来的格斗战斗机 F-16，就是采用了简单的固定正激波进气道。

F-15进气道