鷂式家族垂直起降的秘密：外形看似古怪實則經典無比

作為一種成功的垂直/短距起降飛機，鷂的氣動設計可謂經典。鷂家族的基本氣動設計自P.1127以來就沒有大的變化。實際上，儘管經過了幾十年的改進和發展，我們仍然可以輕易從外形上分辨出鷂家族的成員——從最早的P.1127到今天的 AV-8B「鷂」II，無一例外。

從P.1127到鷂II一脈傳承的氣動布局

那麼，鷂在設計上究竟有什麼特點，使得它能夠「以不變應萬變」，在誕生幾十年後仍然能夠適應新的作戰需要呢？這樣的設計特點對於它的成功究竟起到了什麼樣的作用呢？我們不妨來看看。

總體布局

鷂採用單座正常式布局，機翼為帶大下反角的中等後掠上單翼，倒T形尾翼構型，全動式平尾同樣具有大下反角，後機身下部設計有單腹鰭。裝1台「飛馬」系列發動機，兩側進氣，4個肘節式矢量推力噴管位於機身中部。起落架為自行車式結構。

鷂屬於傳統的靜穩定設計飛機。不過在茶隼階段，曾經出現過由於掛載武器後重心後移，導致縱向靜穩定度不足的情況。為了保證在所有的武器掛載方案下，鷂都能具有適當的靜穩定度，鷂的重心比茶隼又向前移動了一段距離。這種做法無可厚非，不過若以現代戰鬥機的標準來看，這樣無疑會使得鷂的敏捷性下降——當然，這無礙於它的主要任務對地攻擊和偵察。

座艙

馬丁?貝克 MK12H彈射座椅，安裝在鷂GR.5/7 上

鷂的座艙為增壓座艙，具有加溫和空調設備。風擋經過加強，以防低空飛行時發生鳥撞事故，同時風擋前有液壓驅動的雨雪刷和除冰裝置。艙蓋後為滑動結構，手動向後開啟。座艙高度較低，但前向視界良好，足以滿足對地攻擊和偵察的要求——這種設計主要是為了減阻的需要，但到了海鷂和鷂 II 時，座艙被明顯加高，以改善飛行員全向視界，當然也為此付出了重量和阻力的代價。座椅為馬丁?貝克的「零-零」彈射座椅，足以保證飛行員各種狀態下救生的需要。

鷂GR.3與海鷂FRS.1側麵線圖對比，海鷂和以後的鷂II座艙提升以改善視界

由於鷂的主要用途是進行近距空中支援，而非遠程空中截擊，採用單座布局就足以滿足任務要求，也因此可以減輕飛機重量。在控制重心方面，單座型顯然比雙座型要簡單得多。而由於取消了一名飛行員而節省下來的重量和空間，則可以用於容納更多的燃油和設備。實際上，這些問題都是在鷂的雙座教練型研製過程中所面臨而必須解決的，而其結果必然是要付出性能下降的代價。

機身

鷂的機身採用全金屬半硬殼式結構，主要結構為鋁合金，在後機身蒙皮、發動機周圍等高溫部位和其它特殊部位使用鈦合金。

某種意義上說，鷂的機身就是為了包住「飛馬」發動機而設計的。由於垂直起降時發動機推力軸線必須通過重心，鷂的發動機安裝位置相對常規噴氣式戰鬥機而言非常靠前。加上低速狀態下大進氣量的需要，半圓形兩側進氣道也設計得相當大。其後果就是，鷂的前機身看起來非常臃腫，直接導致了飛機阻力的增大。鷂的平飛速度始終無法突破音速，這個必須但又無奈的機身設計是要負上一定責任的。

「飛馬」發動機基本上佔據了整個中機身，4個矢量推力噴管通過機身兩側的弧形槽伸出，排放發動機噴流。中機身基本上是個「U」形結構，通過發動機上面的機身大開口，可以方便地對機翼和發動機進行維護。在發動機位置前後，則是前起和主起艙。

鷂更換髮動機需要拆除整個機翼

鷂的油箱位於進氣道夾層內、發動機前噴口和後噴口之間的機身段(機翼整體油箱)、後噴口之後的機身段。在後機身油箱和發動機後噴口之間，還有一個噴水增推所用的脫鹽水箱。

鷂早期型(GR.1/3)的機身結構圖

後機身內設有航電設備艙，可以通過兩側維護艙門進行維護操作，其下方機身處是前鉸接的阻力板。其後則是電氣和空調設備艙。

機翼

由於鷂最初的用途是低空攻擊和偵察，降低低空高速飛行時紊流的影響就非常重要。在沒有主動控制技術的年代，選擇較大的翼載是比較常見的策略。另一方面，由於鷂主要採用垂直/短距起降方式，機翼升力在這種方式中的重要性相對下降，因此也無需加裝前緣襟翼以改善低速性能。多方面的因素綜合起來，霍克最終為鷂選擇了較小的機翼，以便在滿足各種要求的同時，減小阻力和減輕重量。但必然要付出的代價是——續航能力和飛行性能的下降。到後來鷂II採用大機翼設計，並加裝前緣邊條時，很大程度山就是針對原有機翼設計的缺點的。

茶隼

鷂

不過，鷂最初的機翼設計有個比較大的問題是，高馬赫數下機翼升力係數不足。當時要求鷂在400節空速、10,000英尺高空、空重16,800磅的條件下，最大可用過載為6g。但以最初的設計，最大可用過載只能達到5g。即使採用了後緣機動襟翼，也只能達到5.5g。研究人員提出，可以通過矢量推力來滿足可用過載的要求。但這個建議遭到皇家空軍飛行員的堅決反對。因為他們認為，儘管這樣可以滿足過載要求，但由於推力轉向將導致飛機縱向推力不足而迅速減速，這在空戰中是不可接受的。最後霍克設計人員不得不屈服於空軍的壓力，進行了大量風洞試驗和試飛，對比了大量機翼前緣和渦流發生器設計，最終才設計出今天鷂的機翼。——由這段小插曲我們可以看到，至少皇家空軍的飛行員是不贊成在空戰中使用鷂的矢量推力能力的。那麼皇家海軍飛行員又怎麼看呢?那段馬島空戰中海鷂使用矢量推力擊落幻影III的繪聲繪色的描寫(恐怕很多人對鷂的機動性的良好印象就是來自這段描寫)，究竟是否確有其事?實在是值得我們好好研究的。

注意鷂GR.3機翼前緣翼刀之後的一排渦流發生器

言歸正傳。鷂的機翼為懸臂式上單翼。翼根相對厚度 10%，翼尖相對厚度 5%。機翼 1/4 弦線後掠角 34°。採用整塊式鋁合金三梁結構，蒙皮為鋁合金加整體壁板。機翼通過 6 個接頭與機身連接，可整體拆卸(拆下機翼後，發動機就可以從機身上部開口吊出，而不必拆除機身其它部分)。副翼和襟翼為膠接鋁合金蜂窩結構。機翼前緣設計有鋸齒，上表面有渦流發生器，可以改善機翼的失速特性——似乎那個年代的英國飛機非常喜歡這種設計，在英國的「三角標槍」亞音速截擊機上同樣可以看到這個特點。此外，鷂還設計有可拆卸式轉場翼尖。其作用是通過增大機翼展弦比，減小誘導阻力，從而增大飛機航程。迄今為止，只有鷂採用了這種設計。

這架鷂就安裝了可拆卸式轉場翼尖，用以增加航程

鷂的機翼有一個最明顯的特點是巨大的下反角——達 12°。早期的 P.1127 原型上機翼的下反角並沒有這麼大。和通常人們的想法不同，採用這麼大的下反角，其主要目的不是為了方便收藏護翼輪(雖然的確有這個作用)，而是為了減小飛機在大迎角時出現的「荷蘭滾」趨勢。

此外，由於起落架的設計，使得鷂的機翼在地面狀態時具有較大的迎角，這使得它在短距起降時，無需象傳統飛機那樣抬機頭(實際上對於採用自行車式起落架的飛機而言，要做到這一點也是相當困難的)，就可以獲得所需的迎角，產生足夠的升力。

尾翼

鷂的垂尾設計具有濃郁的不列顛風格

鷂的垂尾和平尾都安裝在後機身尾錐處，呈倒T形布局。垂尾前緣呈S形，具有濃郁的不列顛風格。在垂尾頂部裝有埋入式甚高頻天線。方向舵採用膠接鋁合金蜂窩結構，有配平調整片。平尾為單塊全動式，後緣也採用了膠接鋁合金蜂窩結構。其安裝角可調，下反角15°，安裝位置與機翼在同一平面上。和普通飛機的平尾不同，鷂的縱向靜穩定性主要是由平尾外側的氣動力來保證的，而平尾內側，由於附近有強烈的發動機噴流，使得當地迎角與平尾偏轉角以及飛機迎角幾乎毫無關係。換句話說，用常規手段操縱平尾時，其內側幾乎不可能產生預期的氣動作用。

起落架

鷂的起落架採用典型的自行車式設計，液壓助力收放，並採用高壓氮氣作為應急動力源。裝有自動防滯系統。前起落架為搖臂式結構，可轉向，單輪，向前收入機身。前起落架兼有承重和轉向的作用。由於鷂的特殊結構，前起承重比較大，因而前輪尺寸也比常見的戰鬥機前輪要大。在自主滑行時，前起可左右轉向 45°，而當拖曳滑行時前起則可向左右任意方向偏轉 179°。當前起收起時，其液壓支柱也會壓縮，以減小佔用的機內空間。主起落架為支柱式結構，雙輪，向後收入機身，裝有應急剎車系統。翼尖護翼輪向後收入翼尖內側的整流罩內。所有機輪全部採用低壓輪胎，以便可以在疏散基地或草地上起降。當起落架放下鎖定後，起落架主要艙門都將關閉，以免起降過程中異物進入起落架艙。到了鷂 II 時代，護翼輪的位置被向內移動，縮短了輪距。這實際上是針對最初的用戶美國海軍陸戰隊在兩棲攻擊艦上使用改進的，可以減小轉彎半徑，改善地面(甲板)滑行性能。當然，重量也不可避免地增大了。

鷂II鼻輪

鷂GR.3護翼輪

海鷂主輪特寫

自行車式起落架是鷂的典型外部特徵之一。前面已經提到，由於悉尼?凱姆的堅持，P.1127研製初期曾經試圖開發其它類型的起落架，但最終都不得不回到自行車式起落架上面來。其主要原因之一就是發動機噴流的影響。當然，良好的滑行穩定性和操縱性也是必須要考慮的。事實上，就象我們在前面提到的，在鷂的發展過程中，起落架問題曾經困擾了設計人員好幾年(1960～1967年)。

在P.1127第一架原型機試飛前，就已經發現了起落架存在操縱問題。當時是由於前起轉向操縱機構存在較大的死區，造成前起要麼不偏轉，要麼就偏轉很大角度，非常難以控制——滑行試驗中這個問題曾經導致主起落架嚴重受損。後來在第二架原型機(XP836)上改進了前輪轉向機構，設定了±3°和 ±30°兩種偏轉範圍，但情況只是稍有好轉而已。另一方面，由於垂直/短距起降時推力升力分擔了部分飛機重量，使得起落架承載減小，結果反而降低了起落架的操縱效能。此外，高速滑行時的側風也造成P.1127的方向操縱困難，甚至導致主起損壞。其結果是，在XP836試飛期間，飛機產生嚴重的地面偏航問題，飛行員不得不經常要求設計人員檢查起落架!

起落架問題直到P.1127(RAF) 也就是鷂的時候，才得以徹底解決。全新設計的前輪轉向離合機構使得前輪在全部轉動行程內都具有良好的轉向性能，並且也保證了蹬滿舵情況下飛機最小地面轉彎半徑不變。主起落架改為不可轉向，並增設自動防滯系統。最關鍵的改進是，主起減震支柱改為兩段式結構。當飛機起降時，主起支柱可以自動縮短 7 英寸，使得護翼輪和前/主起同時承載，形成穩定的支撐結構，並保證了良好的方向控制能力。即使在有側風的情況下，這種結構同樣可以保證機翼水平和飛機穩定滑行。

飛控系統

鷂具有兩套飛行控制系統，一套用於常規飛行控制，另一套則用於利用推力升力低速飛行時的控制。不過，在座艙中只有一套常規控制設備，從而減輕了飛行員的負擔。

常規飛行時，利用傳統的氣動操作面進行飛行控制。其中，副翼和全動平尾採用不可逆液壓助力器進行操縱，方向舵則採用人力進行直接操縱。在第一代鷂式飛機上，所有的操作面全部通過連桿(後期改為鋼索以減輕重量)連接到操縱系統上。由於方向舵沒有助力操縱裝置，所以機載自動穩定系統只能提供俯仰和滾轉兩軸穩定。但到了鷂 II，除了加裝方向舵助力裝置外，還採用了全自動飛行控制系統，並應用了主動控制增穩技術，在常規或低速飛行狀態均可保證飛機的穩定性。

在利用推力升力進行低速飛行階段，由於作用到操縱面上的氣動力很小，傳統控制手段已近乎失效，反作用力控制系統成為實現飛機姿態控制必然的選擇。該系統從發動機高壓壓氣機引氣，然後從設置在機頭、機尾和翼尖的反作用力噴口噴出，產生所需的操縱力矩。出於簡化操縱的考慮，這套系統仍然利用傳統操縱系統來控制，飛行員只需按照常規進行操縱，而不會明顯感覺到操縱方面的差異。實際上，位於機尾和翼尖的反作用力噴口是和飛機副翼、平尾以及方向舵聯動的。當飛行員控制任何一個操縱面偏轉時，相應的噴口也同時打開——但不一定有氣流噴出。反作用力控制系統有一套中央控制裝置，只有當發動機噴口偏轉超過 20°時，才會開啟引氣系統，產生反作用力操縱力矩。這套聯動系統保證了飛機在所有的空速範圍內，包括在過渡飛行中，仍然具有足夠的能力對飛機姿態進行穩定的控制。

控制垂直起降飛行的主要是油門桿和噴口偏轉操縱桿，本圖描繪了在不同飛行階段時的兩個操縱桿相對位置

作為第一種成功的垂直/短距起降飛機，鷂在開發反作用力控制系統的過程中經歷了不少挫折和困難——雖然之前有不少試驗機以及「飛行床架」取得了一定的經驗，但畢竟試驗機和實用機是有相當差距的。

P.1127最初採用的反作用力控制系統沒有中央控制裝置，引氣系統處於常開狀態，以12磅/秒的流量向各個控制噴口供氣。因此，這時候的控制系統只有4個噴口，控制方式也和後來的鷂有所不同：橫向控制採用差動方式，和現在類似;俯仰控制通過差動改變前後俯仰控制噴口的流量(以維持總升力不變)來產生控制力矩;偏航控制則是通過左右轉動俯仰控制噴口來實現的。這種方式不僅降低了發動機的推力，而且飛機各軸的控制能力都不足。

鷂的反作用力控制系統示意圖

鷂的反作用力控制系統噴嘴機械結構

隨後引氣系統進行了改進，引氣流量可以在9～15磅/秒之間變化，以減小控制系統帶來的發動機推力損失，在理論上也可以保證各個軸的控制功率達到最大。但由於偏航控制是通過轉動俯仰噴口來實現的，因此偏航控制所能利用的引氣力量只能達到7～10磅/秒，當正側風的風速超過10節時，控制系統就不足以產生足夠的偏航控制力矩了。

控制問題一直到1961年9月，P.1127換裝具有中央控制裝置的引氣系統才得以基本解決。這套系統可以通過控制中心關閉所有引氣閥門，從而減小了對發動機的引氣需求，降低了噴口溫度，同時增大了發動機的安裝推力。這樣，飛機無需轉動機頭和機尾的俯仰噴口來產生偏航控制——因為它們不再處於常開狀態，獨立出來的偏航控制噴口具有足夠的控制功率，改善了飛機的方向穩定性。

在 P.1127(RAF) 階段，為了提高垂直/短距起降時的操縱品質，飛機又加裝了俯仰和橫向自動穩定系統。到了這時候，飛控系統已經和鷂的生產型沒什麼差別了。

進氣系統

鷂的進氣系統設計是一件頗富挑戰性的事。首先，進氣道要滿足低速甚至向後飛行狀態下發動機以最大推力工作的要求，也就是說，不能(或者儘可能減少)因為進氣量不足造成的發動機推力損失;其次，進氣道要滿足高速飛行時低進氣阻力的要求，因為根據低速要求設計的進氣道，一方面在高速時會出現進氣量過多的情況，這時部分多餘的空氣會從進氣道倒流出來，形成「溢流阻力」，另一方面這種進氣道唇口前緣半徑較大，也會帶來相當大的阻力;第三，要滿足飛機總體布置的要求，由於發動機必須安裝在重心附近，使得鷂的兩側進氣道長度相當短，要通過這麼短而彎曲的進氣道將空氣儘可能平順地送進發動機，減小畸變，難度相當大。

在P.1127第一架原型機上，安裝的是「鐘口」形的固定金屬進氣道，由於外形碩大，被人戲稱為「大象耳朵」。這完全是為了滿足低速條件下的進氣要求設計的。而首先進行常規試飛的的XP836則安裝了適合高速飛行的小進氣道。但作為實用飛機，這兩種進氣道的功能必須儘可能完美地綜合到一架飛機上。為此採用變截面進氣道是最可行的選擇。

鷂著名的「大象耳朵」進氣口

不過，英國人似乎從來沒有考慮過採用帶激波錐的三元進氣道——雖然採用這種進氣道的 P.1「閃電」式截擊機早已於 1954 年8月1日首飛。他們想了一個看起來不錯的辦法：採用橡膠製造的進氣口，在低速時膨脹，擴大進氣口喉道截面積，同時加大唇口前緣半徑，以減小氣流畸變;高速時橡膠受進氣口強大吸力的作用而收縮，唇口前緣半徑也減小，可以滿足高速時低阻力的需要。但這個辦法也只是「看起來不錯」而已。某次試飛，速度達到 335 節時橡膠進氣口發生異常抖動，直到速度降至250節仍無法消除。在後來的試飛中，設計人員發現僅僅依靠橡膠自身的彈力和氣動力根本無法保證進氣口的充分擴張和壓縮。加上橡膠進氣口多次脫落，到了茶隼階段橡膠進氣口終於被金屬進氣口取代。和最理想的變截面進氣道相比，金屬固定進氣道雖然性能上有差距，但可以保證低速時發動機不會有明顯的推力損失，也可以兼顧高速飛行時的需要，而結構要簡單得多。後來發展到P.1127(RAF) 階段，進氣道又進行了兩次改進，主要是為了提高飛機的巡航性能和高空操縱品質，為此在進氣口周圍增加了輔助進氣門(最初是12個，後來增加到16個)和附面層排放活門。進氣道的構型到此基本確定下來。

根據內外氣壓自動控制開合的進氣口輔助進氣門

鷂的進氣口輔助進氣門剖面圖

需要指出的是，除了進氣方面的問題外，鷂的「大象耳朵」還帶來了另一個意想不到的問題——方向穩定性問題。由於進氣道體積龐大，使得重心前的前機身阻力相當大，嚴重降低了飛機的方向穩定性。而在低速階段垂尾的效率很低，無法提供足夠的方向穩定力矩。其結果是，鷂在垂直/短距起降階段的方向穩定性相當差，只能依靠反作用力控制系統和自動穩定系統加以控制——這個問題是鷂的基本設計所造成的，所以從P.1127到今天的鷂II，都無法從氣動設計上加以解決。

推進系統

推進系統是所有垂直/短距起降飛機的核心，它的原理、構型實際上決定了載機的特點。換句話說，當一種垂直/短距起降飛機選定了推進系統之後，它今後可能遇到的問題、性能上的優、缺點等，在很大程度上已經確定了。

對鷂而言，它的核心就是「飛馬」發動機。從最早的「飛馬」1到最新的「飛馬」11-61 MK.107，先後發展了16種改型，推力從 113,00磅提高到23,800磅。鷂的發展史在某種程度上就是「飛馬」發動機的發展史。

鷂GR.1/3安裝的飛馬發動機示意圖，底部的管子是中央引氣系統

「飛馬」發動機的基本工作流程如下：空氣從兩側進氣道流入發動機，首先通過低壓壓氣機(風扇)增壓。經過增壓的空氣在這裡分為兩路。約58%的空氣(此時溫度在100℃左右)經過一對前噴管排出，產生前噴管推力；剩餘的空氣進入高壓壓氣機，再次增壓後流入燃燒室，與燃油混合燃燒，然後向後排出，流經高壓渦輪和低壓渦輪時，驅動它們帶動各自的壓氣機旋轉增壓，最後高溫燃氣(650℃)由一對後噴管排出，產生另一部分推力，並與前噴管推力相互平衡。為了克服低速時壓氣機產生的強大陀螺效應，低壓壓氣機和高壓壓氣機採用同軸反轉技術，從而使得二者的陀螺效應相互抵消。

飛馬發動機工作時工況說明圖

本質上，「飛馬」就是一台渦扇發動機。兩對矢量噴管是它與普通渦扇發動機的根本區別——正是這兩對噴管使得它能夠產生足夠的推力升力，保證鷂完成垂直/短距起降飛行。因而，確保4個噴管同步轉動是保證鷂正常飛行的基本要求。為此，「飛馬」專門設計有一個空氣衝壓馬達(動力源來自發動機引氣)，通過連桿和鏈條傳動來實現噴管的同步。噴管的控制也很簡單，在座艙油門手柄旁邊設計有一個噴管轉動角度控制手柄，為了適應飛行員的習慣，其操縱方式和油門相同——向前推為加速(對應噴管向後轉動)，向後拉為減速(噴管向前向下轉動)。