東瀛魔翼

日本“心神”驗證機到真正五代機的距離有多遠

近日，日本高調(diào)公開了其最新一代驗證機“心神”的照片和視頻資料，其中不乏一些頗有價值的內(nèi)容。雖然現(xiàn)在的“心神”距離真正的五代機仍然很遙遠，但作為驗證機，它所揭示的發(fā)展?jié)摿θ匀恢档梦覀兠芮嘘P注。

研發(fā)定位

尺寸和噸位一直是影響戰(zhàn)斗機造價的關鍵因素之一。按照一般規(guī)律來說，戰(zhàn)斗機越小，其結構制造費用也越低；更輕的重量可以讓戰(zhàn)斗機選用推力更小、價格更低的發(fā)動機，而且耗油率上的經(jīng)濟優(yōu)勢會在批量裝備以后的使用中體現(xiàn)得極為明顯。這也是第二、三代戰(zhàn)斗機中都不乏空重控制在6～7噸內(nèi)的輕型飛機的原因所在。

但是，過小的尺寸噸位也會對飛機的作戰(zhàn)性能帶來很大的負面影響：飛機沒有足夠的機身內(nèi)部空間裝載燃油和電子設備，掛載的武器重量和數(shù)量也有嚴格限制。尤其是對于第五代戰(zhàn)斗機來說，“輕型五代”這一概念實際上不可能存在，因為在工程技術上已經(jīng)無法做到。無論是隱身性能的雷達反射特征控制要求，還是強化超音速飛行持續(xù)能力的低阻力要求，都迫使五代機必須采用彈倉內(nèi)置武器設計。如果飛機沒有足夠大的尺寸和噸位，根本無法在機身內(nèi)安排出足以容納多枚空空導彈、精確制導炸彈的空間用于設計彈倉。在某國對于新一代戰(zhàn)斗機的探索研究過程中，設計人員曾經(jīng)對低成本型五代機的噸位尺寸控制做過較為深入的研究。方案迭代的結果顯示，10噸空重已經(jīng)是五代機的下限；這個數(shù)字是在飛機采用重量最小的無尾三角翼布局，放棄超機動能力和損失一部分短距起降能力后才得到的結果。

對于日本的戰(zhàn)斗機研發(fā)來說，它的作戰(zhàn)環(huán)境和假想目標都非常明確，就是在東海、日本海上空與俄羅斯、中國的戰(zhàn)斗機交戰(zhàn)，并具備打擊上海等中國東部沿海地區(qū)、俄羅斯遠東邊界地區(qū)的能力。這種背景要求下，日本新一代戰(zhàn)斗機在執(zhí)行對地攻擊任務時，作戰(zhàn)半徑至少要達到800千米以上。從“心神”來看，日本新一代戰(zhàn)斗機采用了常規(guī)布局設計。由于多出一對平尾和飛機長度要更大等因素，其重量比無尾三角翼布局要高不少。即使是考慮到日本領先世界的材料工藝，可以通過高比例的先進復合材料大幅度減輕結構重量，其空重至少也要接近12噸才能滿足要求。但是根據(jù)現(xiàn)有信息，“心神”樣機的起飛重量也不過8噸左右，空重甚至不到6噸，顯然與此標準相差極大。筆者認為，“心神”樣機尺寸特別大、明顯屬于雙座設計的座艙蓋，是解釋這一矛盾的關鍵所在。

和單座飛機相比，雙座飛機會在性能上出現(xiàn)很明顯的損失：飛機不僅需要付出很大的重量代價來安裝多出的彈射座椅、儀表臺、更大面積的座艙蓋等設備，還損失了相當可觀的原本用于裝載燃油的機內(nèi)空間。事實上，隨著航電系統(tǒng)的高度綜合化、自動化，1名飛行員就足以駕駛戰(zhàn)機執(zhí)行復雜的作戰(zhàn)任務，這也是美國、中國、俄羅斯現(xiàn)有五代機均無雙座設計的根本原因。“心神”樣機采用雙座設計，噸位尺寸又特別小，這就只有一種解釋：現(xiàn)階段的“心神”既是承擔氣動外形/飛行控制系統(tǒng)試飛任務的驗證機，同時也是日本新一代教練機的原型機。這實際上是一種很聰明的策略，進可攻退可守。無論將來政治局勢對“心神”項目如何影響，日本都不會徹底荒廢掉這一項目的投資和技術成果。

在順利的情況下，“心神”樣機試飛完成后，會進一步投入全尺寸戰(zhàn)斗機型的研制。事實上。這就是照抄F-35戰(zhàn)斗機的發(fā)展經(jīng)驗——最早的X-35驗證機噸位和尺寸都比今天的F-35小很多，而且同樣沒有內(nèi)置彈倉。如果我們僅以現(xiàn)在的樣機來評斷日本“心神”的未來水平，那么就和用X-35來評斷F-35的作戰(zhàn)性能沒有兩樣了。即使是項目發(fā)展不順，日本也會將現(xiàn)有的“心神”樣機稍加修改——比如去除矢量推力結構后投入批量生產(chǎn)，作為新一代高級教練機使用。

氣動布局

日本在“心神”上采用常規(guī)布局設計和F-2戰(zhàn)斗機有很直接的關系。F-2戰(zhàn)斗機是三菱公司與洛克希德·馬丁公司合作研制的產(chǎn)品，實際上就是在美國提供F-16設計技術的支持下，日本半仿半研而成的放大改進型號。在F-2的研制過程中，三菱公司掌握了常規(guī)布局三代機的關鍵設計技術，比如邊條翼的渦流增升設計、電傳控制技術，為今天的“心神”驗證機奠定了基礎。

“心神”在氣動布局的總體設計上接近F-22，但是在機翼與尾翼的核心設計上卻截然不同。F-22采用棱型平面機翼設計，機翼的后緣帶有很大的前掠角度；這不僅使機翼獲得了更好的強度和剛度特性，而且機翼與機身的連接長度大大增加了，機翼受力能夠更多更均勻地分擔給機身。在機翼大幅加長以后，為了避免平尾向后超過噴管太多，引起重量的大幅度增加，設計人員將機翼的襟翼內(nèi)側切除了一個缺口，使平尾的前端正好切入進來。

切入式平尾設計使F-22不僅避免了嚴重超重的窘境，而且緊湊的外形也為側向隱身和減低整體阻力帶來了非常優(yōu)越的性能改善。但這一設計也存在嚴重的弊端：經(jīng)過前機身和機翼的氣流對平尾的干擾特別嚴重，這使F-22在俯仰控制時的非線性問題特別嚴重，并引起了一連串的問題，包括墜機。后來F-22電傳飛控軟件經(jīng)歷過反復多次更新，與此關系極大。

俄羅斯T-50在機翼、平尾的設計上很大程度參照了F-22，其優(yōu)缺點都大體類似。所不同處在于，由于在氣動研究和飛行控制領域上差距較大，俄羅斯人需要額外在進氣道前沿設置可動邊條，以便對渦流升力進行主動控制，從而有效削弱俯仰控制的非線性問題，保證飛行安全。

“心神”選擇梯形機翼，縮短了機翼根部的長度；這樣可以在飛機長度不增加的情況下，保證平尾與機翼之間不直接干涉。雖然這種設計是典型的三代機水平，而且對于機翼的結構特性和整機壽命沒有什么貢獻，但是大幅度減小了飛行控制上的風險，應該說是一種比較務實的做法。此外，在進氣道設計上，日本此次公布的視頻中采用了模糊處理。此前“心神”全尺寸模型上采用的加萊特進氣道已經(jīng)公開過，并無保密必要，因此本次樣機采用了DSI無附面層隔道設計的可能性很大。這種進氣道現(xiàn)在已經(jīng)得到了廣泛使用，除了重量優(yōu)勢特別明顯外，在隱身上也優(yōu)于F-22和F/A-18E/F的加萊特進氣道；雖然進氣道上下邊沿與機身側面的夾角會形成反射特征點，但這與加萊特那種附面層隔道形成的深腔效應反射相比簡直不值一提。不過，日本現(xiàn)階段對DSI進氣道的優(yōu)化能力到底如何，目前只能存疑。endprint

在氣動布局的其他方面，“心神”做得較好：整體流線相當簡潔、流暢自然，不僅在機身各平面的過渡上找不到處理不良的地方，而且在后機身的面積分布和收縮過渡上處理的也不錯。與其相比，“鶻鷹”的尾撐在機翼下方形成帶有強反射特征的直角棱邊凸起，不僅后機身面積過大，還需要設置尾錐來減弱尾噴管之間的干擾阻力。

從整體設計上來評價，“心神”現(xiàn)階段的氣動布局設計是比較合理的；雖無驚才絕艷的亮點，卻勝在沒有什么錯誤。如果“心神”在放大以后還能保持這種水平的話，它將具備較大的性能潛力；只要設計方優(yōu)化到位，在RCS、阻力、升力性能上都能做出不錯的表現(xiàn)。

飛控系統(tǒng)

從日本公布的采訪視頻來看，“心神”項目的論證過程中始終將超機動能力放在一個很重要的位置，這無疑會對其飛行控制系統(tǒng)提出很高的要求。

對于飛行控制系統(tǒng)的動力部分來說，飛機的大部分活動部件，比如水平尾翼、襟副翼、方向舵這些都需要液壓系統(tǒng)來進行驅動；液壓系統(tǒng)的功率越大，舵面偏轉的速度也就越快，飛機反應便越敏捷，越適合超機動飛行。比如F-22的液壓系統(tǒng)總功率達到560千瓦，是F-15的兩倍。而根據(jù)某國《2008—2009年航空科學技術學科發(fā)展報告》中公開的研究進展和性能指標進行推測，“威龍”的液壓系統(tǒng)總功率應該在600千瓦左右。

在功率指標越來越高的情況下，為了減小液壓系統(tǒng)的體積和重量，對于第五代戰(zhàn)斗機來說，液壓系統(tǒng)的工作壓力從210千克/平方厘米提升到280千克/平方厘米已經(jīng)是通行的設計標準，F(xiàn)-22、“威龍”、T-50的液壓系統(tǒng)都是采用這個標準作為恒定工作壓力。日本作為傳統(tǒng)的液壓強國，泵、閥、密封件等關鍵環(huán)節(jié)上一向技術先進，要做到這點不存在任何難度。

實際上，因為設計時間的差異，五代機的技術并不一定就全面比所有的三代機先進。比如F/A-18E/F液壓系統(tǒng)采用的就是210～350千克/平方厘米的可變壓力工作體制，一般飛行情況下使用低壓，而進行高機動飛行時自動轉換到最大壓力。“心神”的液壓系統(tǒng)是和目前五代機一樣采用28兆帕恒壓工作體制，還是采用35兆帕的智能變壓工作體制，還要等將來日方披露信息后才能知曉。

而對于負責信號傳輸處理的電傳部分來說，“心神”很有可能采用3～4余度數(shù)字電傳系統(tǒng)，無模擬電傳備份。這基于兩個原因：首先，現(xiàn)代數(shù)字電傳系統(tǒng)的可靠性已經(jīng)非常高，保留額外的備份系統(tǒng)沒有必要。其次，采用先進氣動設計的現(xiàn)代戰(zhàn)斗機本身控制律就較為復雜，而且研制過程中反復修改調(diào)參更是無法避免的現(xiàn)象；要在軟、硬件修改無法分離的模擬電路中完成這些工作，技術難度非常高，無謂花費的人力、時間、財力代價都太大。

“心神”樣機從一開始就具備矢量推力系統(tǒng)，日本官方宣傳視頻中也刻意強調(diào)了超機動飛行能力。通過這兩點分析，“心神”的電傳功能肯定會包括建立在飛行控制系統(tǒng)、發(fā)動機控制系統(tǒng)交聯(lián)基礎上的過失速區(qū)域控制能力。考慮到某國目前受限于發(fā)動機問題，“威龍”尚未使用矢量推力發(fā)動機，日本甚至有可能在一些關鍵技術上比該國更早開始試飛探索。

在F-22和JAS-39的時代，由于設計手段和設計人員的思維習慣、技能傳統(tǒng)所限，飛機控制律編寫都是在傳統(tǒng)的單回路設計方法上展開的。其設計難度大，而且效果越來越不能滿足先進氣動設計飛機進行復雜機動飛行的需要。日本在數(shù)學和自動控制理論領域一向有非常高的水平，“心神”在控制律設計中應用新的多變量控制理論，對飛控進行系統(tǒng)化的多變量、多回路綜合處理將會是必然選擇。

但是，電傳飛控的特殊之處在于，控制律軟件其實本質上就是設計單位將飛機氣動設計以數(shù)學形式展現(xiàn)出來，即所謂的飛控氣動一體。但是，現(xiàn)階段氣動水平研究仍然非常有限，對于過于復雜的流場（比如過失速下機翼氣流分離后的狀態(tài)）無法進行模擬計算，這一方面只能依靠風洞試驗和實際試飛的反復經(jīng)驗積累來指導氣動、飛控的設計修改。因此，就算在先進設計方法、工具上日本并不欠缺，甚至在具體性能比“猛龍”等新型先進戰(zhàn)斗機所應用的還要好一些，最終控制律的設計水平高低，依然極大地取決于研制單位的經(jīng)驗積累程度。在這一方面，日本的三菱公司要遠遠落后于某國的相關研究所。

總的來說，“心神”飛行控制系統(tǒng)的硬件系統(tǒng)和指導理論、設計工具都將會是相當先進完善的，但具體的性能仍然要以實際試飛為準。而且對于日本來說，要將“心神”的飛行控制發(fā)展到他們預期的完善程度，將是一個非常漫長而艱巨的任務。

結構設計

日本在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機結構制造上一直擁有著非常高的水平。比如在重型三代機的生產(chǎn)能力突破上，日本生產(chǎn)F-15J/DJ就要遠遠早于某國的“側衛(wèi)”系列。在這個過程中，日本掌握了非常強的鈦合金加工能力。

作為冷戰(zhàn)時期美軍在越戰(zhàn)遭受巨大損失后不惜血本搞出來的主力制空機型，F(xiàn)-15在結構設計上很少考慮成本問題。在F-15機體材料中，鈦合金比例達到26.5%，而且這些關鍵的承力部件往往制造難度非常大。比如F-15機身承力隔框就是用6AL-4V鈦合金在3.5萬噸鍛壓機上鍛造的，寬度達到3.05米。在其中心腹板的厚度只有1.5毫米的情況下，腹板兩側筋條厚度1.3～2毫米，高度卻達到64毫米。腹板兩面的凹槽共計42個。然而，形狀如此復雜的承力構件，精加工余量卻只有2.3毫米，加工難度之大遠非蘇-27可比。

然而，F(xiàn)-15J/DJ畢竟只是美國授權日本生產(chǎn)的產(chǎn)品，對于提升日本的自主設計能力幫助不大，這種局面在F-2戰(zhàn)斗機研制時得到了改觀。二戰(zhàn)以后，日本航空并未像德國一樣一蹶不振，而是迅速復蘇并自行研制了多款軍用飛機。有了這些設計經(jīng)驗作為基礎，日本在F-2研制過程中很快就吃透了F-16的相關設計規(guī)范，不僅掌握了傳統(tǒng)金屬材料結構的損傷容限設計等三代機結構技術，而且還利用自身全球領先的化纖水平優(yōu)勢，為F-2更換了復合材料機翼。

雖然此后日本一直沒有開發(fā)過新的戰(zhàn)術飛機，但是在航空復合材料結構設計制造上，其積累經(jīng)驗、探索先進設計理論的腳步卻從未停止過。日本擁有世界上最頂級的高性能纖維和基體材料提供商，他們在與各大航空企業(yè)合作的過程中既是原料提供者，又是復合材料結構的代工制造者，也是相關設計研發(fā)的參與者，同時更是復合材料結構出現(xiàn)失效后的反饋信息接受者。在飛機的復合材料結構設計制造領域，日本有著極強的技術能力。endprint

這些能力現(xiàn)階段并未直觀地體現(xiàn)在“心神”驗證機上。根據(jù)日本公布的視頻來看，這架驗證機為了降低成本，幾乎沒有使用復合材料結構，絕大部分結構都是鋁合金材料。但可以肯定的是，如果“心神”能繼續(xù)發(fā)展去下，它在結構設計制造方面不會遇見大的難題。

發(fā)動機選擇

“心神”在發(fā)動機上最為引人矚目的外形特征，就是采用折流板結構的矢量推力控制系統(tǒng)。這種系統(tǒng)由于結構簡單可靠，易于實現(xiàn)，以往也常用在驗證機上，比如著名的X-31驗證機。但對于裝備型號來說，折流板對于發(fā)動機的推力損失太大，自身形成的超音速干擾阻力又太高，極不適合于超音速飛行，因此從未實用過。

基于正常的技術規(guī)律來說，筆者可以肯定在未來的更為成熟的“心神”上，其矢量推力結構必然要更換為類似蘇-30MKI的軸對稱偏轉噴管，或者類似F-22的二元噴管設計。然而問題的關鍵也在這里，“心神”在發(fā)動機上究竟有多大的選擇余地？

“心神”現(xiàn)階段使用的是全重644千克的小型渦扇發(fā)動機。根據(jù)日本公布的結構示意圖，以及日本發(fā)動機引進歷史來看，其基本設計應該是源于英、法聯(lián)合研制的阿杜爾發(fā)動機。通過改善結構，比如增加風扇和壓氣機的級數(shù)；使用先進的材料減重，并達到極高的1900K渦輪前溫度，“心神”發(fā)動機的最大推力從不到3.5噸增加到了5噸。可以肯定的是，這臺小發(fā)動機受基本結構和尺寸所限，不可能再有大幅度的推力增加。

然而，10噸的最大推力絕不可能承擔起一款真正五代機的動力要求。對于“心神”的未來發(fā)展來說，目前看起來有一定可行性的唯一途徑，就是在F-2戰(zhàn)斗機所采用的通用電氣F110-GE-19發(fā)動機基礎上進行仿制改進，增加矢量推力結構。這款發(fā)動機日本不僅使用維護經(jīng)驗豐富，而且本身就具有一定的生產(chǎn)組裝能力。如果這一假設成真，在具體的矢量推力結構選擇上，雖不能確定日本人的觀點如何，但至少他們制造具備實用水平的兩元噴管應該不成問題。根據(jù)俄羅斯中央空氣動力流體研究院撰寫的《超音速飛機空氣動力學和飛行力學》所述，蘇聯(lián)早年在矢量推力的選擇上更傾向于兩元噴管，因為噴管和后機身一體化設計帶來的高速減阻效果十分優(yōu)越。但是，在關鍵的耐熱陶瓷材料上蘇聯(lián)始終無法突破，體積太大、重量超重數(shù)百千克以至于毫無使用價值。

不過，當“心神”達到這種高度時，必然會對美國F-35形成非常嚴重的沖擊。即使日本不對外銷售“心神”，僅僅是F-35對日銷量的萎縮，也會對美國造成嚴重的經(jīng)濟損失和干預能力下降。已有的事實證明，美國在這方面是非常敏感的。比如挪威在F-35與JAS-39改進型號猶豫的過程中，美國就通過停止向瑞典提供相關雷達部件的措施來破壞瑞典和挪威的交易。也難怪很多人認為，“心神”在很大程度上是一款政治型號，只是向外宣示日本軍事發(fā)展決心和實力，而且又能在美日軍貿(mào)中為自己添加重量的一個砝碼。

當“心神”從現(xiàn)在的驗證樣機發(fā)展成完全體的中型甚至重型五代機時，它的性能將會達到怎樣的程度？美國會支持日本發(fā)展到哪一步，最后能否容忍定型的“心神”戰(zhàn)斗機出現(xiàn)，沖擊F-35的對日銷售？目前披露出來的信息仍然太少，我們只能在保持警惕的同時，靜觀后續(xù)發(fā)展。

（編輯/一翔）endprint