YF-23A是第一個V形尾翼設(shè)計的未來戰(zhàn)機(圖)
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尾翼 V形尾翼設(shè)計并非諾斯羅普首創(chuàng)。1956年法國C.M.175教練機就采用了V形尾翼。洛克希德的F一117A也是如此(不過比較特殊，只提供方向控制)。但在強調(diào)機動性的未來戰(zhàn)機上采用V形尾翼設(shè)計，YF-23A是第一個。
YF一23A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。考慮到大部分雷達反射發(fā)生在與水平面成±30度的范圍內(nèi)，YF一23A采用了將尾翼外傾40度的設(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一22A采用91、傾27度的設(shè)計，處F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一23A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)，二軸控制全部包攬。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。看看后來F一22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火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(fēng)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一23A的試飛迎角最終也沒有超過25度)，是諾斯羅普在這方面所作的極限了。畢竟機動性并小是YF-23A的第一優(yōu)先目標，過失速機動性就更不用說了。
飛控系統(tǒng)和推力矢量控制 隨控布局經(jīng)過長期驗證在ATF設(shè)計階段已經(jīng)相當成熟。YF一23A應(yīng)用隨控布局技術(shù)、為此采用電傳飛控系統(tǒng)并不令人意外。不過由于最終競爭失敗，外界對該機的飛控系統(tǒng)細節(jié)了解極少。 前面已經(jīng)提到，YF一23A在設(shè)計上具有鮮明的“一物多用”的特色。由于減少了操縱面和相應(yīng)的控制機構(gòu)，有助于飛機減輕重量和減小阻力，對于改善飛機隱身特性也是相當有利的。但除了操縱面負荷問題外，這種設(shè)計必然面臨的一個考驗就是飛控系統(tǒng)的復(fù)雜化。固然，在已經(jīng)成功的B一2上也可以見到類似的設(shè)計，不過必須看到的是，對于不需要進行復(fù)雜機動的轟炸機而占，這種一物多用的設(shè)計問題不大；然而戰(zhàn)斗機即使在常規(guī)條件下的機動，其操縱面的偏轉(zhuǎn)控制也是相當復(fù)雜的，一物多用的設(shè)計必然會加大飛控系統(tǒng)的復(fù)雜程度和研制風(fēng)險。如果還要考慮超常規(guī)飛行的話，飛控系統(tǒng)的設(shè)計難度可想而知。飛控軟件的編制是飛控系統(tǒng)設(shè)計難點之一。自電傳飛控系統(tǒng)實用化以來，大多數(shù)一流戰(zhàn)機都在這上面栽過跟頭。1992年4月25日，YF一22A因為飛控軟件問題造成“飛行員誘發(fā)振蕩”，撞地損毀。后來F一22試飛階段還不斷對飛控軟件進行改進升級。連基本按照常規(guī)設(shè)計的YF一22A飛控系統(tǒng)都有這么多麻煩，非常規(guī)設(shè)計的YF一23A飛控系統(tǒng)就更難說。在對設(shè)計風(fēng)險的判斷上，美國空軍還是比較準確的。
如果YF一23A采用了推力矢量控制系統(tǒng)，一物多用帶來的控制面負荷問題町能會得到緩解，對改善機動性和敏捷性也有好處。但諾斯羅普最終放棄了推力矢量，以確保其首要目標——隱身能力。因為如要應(yīng)用推力矢量控制技術(shù)，就必須更改后機身設(shè)計，不僅增大了飛機重量，也導(dǎo)致飛機雷達反射截面積(主要是后向)增大和紅外隱身能力下降——因為必須取消那個溝槽式尾噴口設(shè)計。這并不符合諾斯羅普的設(shè)計思想。
進／排氣系統(tǒng) 進氣道和發(fā)動機一級壓氣機是噴氣機前方雷達反射截面積的主要來源，設(shè)計稍有不慎即可導(dǎo)致為隱身所作的努力全數(shù)付諸東流。通常在中、高空飛行的飛機，如F-117、B-2，其主要威脅來自下方，因此可將進氣道和噴管置于機體上表面，以機身遮擋主要雷達反射特征。但對于制空戰(zhàn)斗機而言，這一威脅定律顯然不適用。如果住所有方向上的威脅具有同等可能性，在這種情況下依據(jù)什么原則來設(shè)計飛機呢?并沒有一個人人滿意的答案。從YF一23A的設(shè)計來看，在沒有適用的隱身規(guī)則的情況下，其進氣道設(shè)計選擇了遵循機動性和進氣要求。
發(fā)動機進氣道是一個空腔結(jié)構(gòu)，本身就是良好的雷達波反射體。而發(fā)動機一級壓氣機高速旋轉(zhuǎn)的葉片不僅是強反射源，其反射波頻譜甚至足以成為飛機型號的識別特征。要解決隱身問題，就必須首先解決這兩個麻煩。解決途徑之一是遮擋。F-111、幻影那種三元進氣道，其激波錐可以在一定程度上遮蔽進氣道內(nèi)部和壓氣機的反射波，但問題是激波錐本身就是一個強雷達散射源。另一個也是更常采用的途徑是S形進氣道，并在進氣道內(nèi)敷設(shè)吸波材料。不過S形進氣道并不是想象中那么簡單，設(shè)計不當可能導(dǎo)致嚴重的總壓損失。沒有大量的驗證，設(shè)計時少不了要吃苦頭的。
YF-23A的進氣口位于機翼下方靠近前緣的位置，類似蘇一27的設(shè)計，這顯然是處于大迎角條件下進氣要求的考慮。其橫截面為梯形，除了垂直面上的斜切結(jié)構(gòu)外，在水下面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和側(cè)滑條件下進氣效率的作用。在進氣口前方，設(shè)計有多孔式附面層吸除裝置(機翼下表面未噴漆區(qū)域)，并經(jīng)機翼上表面排出一一由于進氣口靠近機翼前緣，附面層厚度不大，因此不需要采用大型的附面層隔道，有助于減小雷達反射特征。在發(fā)動機艙卜表面還設(shè)計有輔助進氣門(位于附面層排放狹縫旁邊的帶鋸齒后緣的梯形板)，用于在起降和低速狀態(tài)下滿足發(fā)動機的進氣需要。根據(jù)隱身原則，進氣道自進氣口開始向內(nèi)、向上彎曲，從正前方根本不可能看到壓氣機葉片，可獲得較好隱身效果。此外，YF-23A采用了固定式進氣道設(shè)計，以避免可調(diào)式進氣道的調(diào)節(jié)斜板之間的縫隙和臺階產(chǎn)生的雷達反射。壓縮斜板為二波系設(shè)計，并按照YF-23A的預(yù)計巡航速度作了優(yōu)化。
YF-23A的發(fā)動機噴口設(shè)計帶有明顯的B-2風(fēng)格。溝槽狀噴口位于V形尾翼之間扁平的“海貍尾巴”上，以耐熱材料作為襯墊。噴口頂端鉸接一塊無邊形調(diào)節(jié)板，用于調(diào)節(jié)噴口大小。在海貍尾巴、V形尾翼、溝槽側(cè)壁的屏蔽下，來自燃燒室的熱噴流在溝槽段與冷空氣混合降溫(二元矩形噴口使得噴流更容易與周圍空氣混合)，然后再排出機外，紅外特征較之常規(guī)戰(zhàn)斗機明顯降低。除了隱身作用外，筆者推測，YF-23A的噴口設(shè)計可能還具有引射增升的作用，V形尾翼則起到了類似端板、增強增升效應(yīng)的作用。不過這一推測沒有獲得資料證實。
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