<P> 雏鹰问世</P>
<P> 1966年4月,美国空军要求麦克唐纳·道格拉斯、北美·洛克韦尔和费尔柴尔德·共和3家公司参与F-X计划竞争。
在F-X计划进行期间.NASA作为技术发展研究的先行者,也在进行相关战斗机构型研究。研究工作主要在兰利研究中心进行。当时它一共提出了4个方案,包括LFAX-4(可变翼方案)、LFAX-8(LFAX-4的固定翼方案)、LFAX-9(双发上单翼方案)和 LFAX-10(和苏联米格—25外形相似的方案)。1967年,兰利中心发布了它们的研究成果,即LFAX-8。</P>
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<P> 1968年,美国国防部正式要求 NASA参与F-15发展计划。促使国防部作出这个决定的关键人物是约翰·佛斯特博士,当时他正担任国防部研究工程局总监。佛斯特认为,首先 NASA提出的飞机方案使得F-15采用的先进技术更加具体化,可以作为厂家方案的技术上限;其次,NASA及其解决问题的专业意见有助于最大限度地减小F-15发展过程中的风险和问题。此后.NASA的4个方案被进一步深入研究。合作期间,各厂商设计团队相继访问NASA,针对其各个构型的优点、缺点以及技术成熟程度进行不断改进。最终,LFAX-4方案被格鲁门公司采用,成为海军F-14“雄猫”战斗机的基础。而LFAX-8方案则给麦·道公司设计团队留下了深刻印象。他们的设计方案选择了以LFAX- 8为基础。事实上,这个方案已经具有后来F-15的部分特征了。这些特征包括:缩短动力组件长度以减轻重量;发动机安装位置前移以便平衡;采用水平调节斜板的发动机进气道,以便在大迎角下获得良好的进气性能;平尾安装在远远向后伸出的尾撑上,以获得更好的安定性和控制能力;发动机间距和整流罩经过优化设计,以减小亚音速巡航阻力。不过.麦·道设计团队也对该方案进行了修改。由于空军更加强调高亚音速机动性,麦·道的方案中机翼采用了前缘锥形扭转设计。而为了安装大型雷达天线 (NASA的方案中机头整流罩太小),麦·道决定采用大型机头整流罩。尽管NASA为此警告说,这种整流罩会增大飞机超音速阻力。
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<P> 需要说明的是,最早F-X并未确定采用哪种机翼构型。但在1968年下半年伯伊德与其上级参加国会答辩时,海军已经正式确定研制可变翼的 F-14。伯伊德意识到如果F-X同样是可变翼,国会必然会以节省开支为由要求空军采购海军的F-14。于是他在来不及和上司商议的情况下,在回答议员询问时抢先回答说,F-X将是一种固定翼战斗机。一句话挽救了F-X,也确定了该机的机翼构型。
同年9月30日,经过长期争论之后空军终于发布了详细的F-X方案需求(RFP)。RFP指出,新型战斗机应该具有低翼载、高推重比(1:1),在马赫数0.9附近具有良好的机动性能;装备脉冲多普勒雷达,具有下视下射能力;足够的转场航程,无须空中加油即可自行部署到欧洲基地;最大马赫数要求达到2.5(不过,这一要求只在理论上达到过,后由于代价高昂且极复杂,F-X/F-15在挂弹后最大马赫数被限制在1.78);单座构型(主要是为了节省相应的附加结构和系统重量)相对双座机,预计可以减重约 2.27吨;360度环视视界;最大空战起飞重量不超过18.144吨;良好的可维护性(每飞行小时维护人时为 11.3)。另外还有一些和疲劳寿命、可视性、自启动能力等相关的要求。这一方案需求递交给几家竞争公司——波音、费尔柴尔德·共和、通用动力、格鲁曼、洛克希德、麦克唐纳·道格拉斯、北美·洛克韦尔、诺斯罗普等。
10月24日,空军将F-X定名为 F-15。事实上,早在上个月航空系统分部工程总监R·F·塞姆勒就要求为新战斗机指定一个编号。按顺序来说,新战斗机应该被命名为F-13。但在此之前海军已经拒绝了这一编号,选择F-14作为其VFX的编号。这一次空军同样拒绝了“13”,而选择了F- 15。
到12月30日,空军F-15系统计划办公室(SPO)已经收到麦克唐纳·道格拉斯、北美·洛克韦尔和费尔柴尔德·共和3家公司的投标方案,标价均为1540万美元。每个竞标者都被要求在1969年6月30日前确定最佳设计方案和技术方案,并在之后的两个月内确定造价。
这3种方案并没有显著不同,只是北美和费尔柴尔德的方案均采用单垂尾设计。其中后者得到来自长岛的国会议员的大力支持,因为该方案如果中标将在长岛生产。经过详尽的评估之后,1969年12月23日美国空军系统司令部(AFSC)宣布,麦克唐纳·道格拉斯所提出的设计方案(公司代号199B)在F-15计划竞争中获胜,成为该计划主承包商。同一天F—15被正式命名为”鹰”。
1970年1月1日F-15发展合同 (合同号F33657-70-C-0300)正式生效。麦·道开始进入全尺寸研制阶段。
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<P> 初始合同要求生产20架用于工程发展,其中包括10架试验型F-15A(生产序列号71-0280/0289)和2架TF- 15A(后改称F-15B)双座教练型(71— 0290/0291),还有8架全尺寸发展型 (FSD)飞机,全部是F-15A(72-0113/ 0120)。由于麦·道曾经研制过”鬼怪”战斗机,使F-15早期研制工作于其中获益良多。乔治·格拉夫被任命为设计小组负责人,负责工程研制工作。项目经理唐·马文则负责处理组织工作的实际问题,并确保项目进度。
1971年4月8日F-15评审工作最终完成。次年6月26日第一架原型机 YF-15A出厂(71-0280,代号F-1。需要说明的是,在官方文件中F-15没有原型机,首批出厂的就是预生产型,但在某些非正式场合,这批用于试飞的预生产型有时也被称作YF— 15.以区别于后来的生产型,下同)。整个项目进展速度快得令人吃惊。当然,这一切很大程度上要归功于早期的大量预研工作。该机随后被分解,由c—5运输机运往爱德华兹空军基地。
1972年7月27日,麦·道公司首席试飞员欧文·L·保罗斯驾驶YF-15的F—1号机从爱德华兹空军基地起飞,开始这只“雏鹰”的首次飞行。此次飞行持续时间50分钟,最大飞行高度3658米,最大空速250节。一周内,该机试飞4次,累计飞行时间4小时48分,飞行马赫数最大达到1.5,最大飞行高度13716米。此后,9架单座原型机(F-2/10)和2架双座原型机 (TF-1/2)相继试飞(详见附表1)。自此,F-15长达30余年的辉煌历史拉开了序幕。
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需要指出的是.在F-15的试飞过程中,遥控模型扮演了相当重要的角色。事情起因是1971年4月负责研究发展的空军部长助理格兰特·汉森签发一份备忘录,其中提到空军当年由于失速和尾旋损失不少飞机,原因是相关的研究没有跟上。此后NASA德莱登研究中心开始研究以缩比模型进行相关试飞的可行性。10月,3/8比例的F-15遥控研究机(RPRV)项目正式批准。RPRV是铝、木、玻璃纤维混合结构,重1.099吨,价格仅25万美元,远低于一架原型机的价格(680万美元),且试飞风险和效果都要优于有人驾驶飞机。
1973年10月12日,第一架F-15 RPRV由NASA所属的NB-52投下,进行首次试飞。这一次RPRV由直升机在空中回收,以后改为由飞行员遥控,以滑橇进行水平着陆。至1975年底, RPRV共进行了27次试飞。试飞迎角范围从20°~53°(由于风险太大,这在全尺寸原型机试飞中几乎是难以完成的),这使得NASA的工程师得以对F-15的大迎角飞行特性的数学模型进行检测。试飞结果显示,F-15具有较好的抗尾旋能力。当然,在人为故意操纵的情况下,RPRV可以进入尾旋状态,从而使研究人员可进一步获取F-15尾旋特性。后来试验范围进一步扩大,试飞迎角为70°~88°!
至1981年6月中旬RPRV共完成 53次试飞。在后期试飞中RPRV进行了很多改装,以试验改装措施对于提高飞机抗尾旋能力的效果。尽管最终这些措施未应用到F-15.但RPRV项目获取的高质量尾旋数据对于后来美国战斗机研制却是极其宝贵的财富。
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<P> 设计特点</P>
<P> 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,也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,本文对能量机动性和相应飞机设计参数之间的关系作一简单介绍。
盘旋能力是战斗机的一个重要机动性指标。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通常以进行最小半径盘旋时不损失高度的一方具有优势;或者说,在不损失高度和速度(亦即能量)的前提下,盘旋半径小的一方通常具有优势。
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。和我们通常想像的不同,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°和78.5°时,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。正是因为如此,不同飞机的盘旋能力也是千差万别的。
此外,还有两个参数也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。
以上这些被约翰·伯伊德等人以理论形式描述出来,这就是“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,只有瞬时盘旋性能与最大可用升力系数及翼载荷有关,与SEP无关。了解了这些,就不难明白F-15低翼载、高推重比的由来以及这种设计所产生的作用。
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,飞机设计强调的是稳定机动能力。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20世纪80年代的事了。(待续)
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