殲20雖服役卻無法超音速巡航，問題還是出在發動機上

目前，殲-20已經加入解放軍的戰鬥序列。關於殲-20的性能，長期以來也都是人們關注的焦點。

超音速巡航作為五代機的標誌性技術之一，而當前殲-20所使用的發動機又不怎麼給力，因此殲-20能否超音速巡航一直是一個爭議點。在去年的建軍90周年閱兵上，受閱的殲-20梯隊長機飛行員張昊在受訪時說到，「我們這個殲-20戰機機動能力特別好，這個飛機我們當時就形容，就叫」靜如處子，動如脫兔」。就是在亞音速下也不錯，一進了超音速就是它的天下了，就機動能力特彆強。整個操縱性較以往的三代機有非常大的一個明顯提升。」

張昊的這句話被很多人理解為殲-20具備超音速巡航能力的官方證詞。但事實真是如此嗎？我們還是得回到戰機設計的基本邏輯來分析。今天，貞觀防務就來說說這事。

其實，飛行員的話中已經很明確是 「超音速機動」，而不是網友腦補的 「超音速巡航」。原話一開始就破題說： 「殲-20戰機機動能力特別好」，接下來兩句： 「亞音速下也不錯」與 「超音速就是它的天下」都是說明機動能力到底好在哪裡。後面還補充 「就機動能力特彆強。整個操縱性較以往的三代機有非常大的一個明顯提升。」，更明確指出亞音速與超音速下的機動性與操縱性，而不是航程、滯空時間之類的 「巡航性」指標。網友會誤解的原因是不了解 「超音速機動」與 「超音速巡航」其實是兩碼子事。那究竟有什麼不一樣呢？

通用動力在F-16衍生的超音速巡航戰機研究計劃中，藉由機身拉長、省略尾翼、主翼改為76.6度的低展弦比雙三角翼(A)，加上截面積變化更符合面積律(B)，其超音速的波阻可降低15%(C)，其2馬赫的最大升阻比可從4.1提高到5.5，將近35%(D)，可看出後掠角與展弦比對超音速氣動性能的影響

首先，不論 「超音速機動」還是 「超音速巡航」都需要克服激波阻力，由於激波阻力是如此之大，人類在二次大戰後才得以駕機穿過，而有了 「音障」一詞。對機翼而言，克服激波阻力最主要的方法是後掠角要大且展弦比要小，不過這兩點卻會降低亞音速的升阻比，使其與亞音速的機動性與巡航性能相衝突。英國有論文中將機翼後掠角分成4大類：

1，後掠角

2，35度

3，50度

4，後掠角>60度：超音速飛機。

成飛原總師、殲-10總師宋文驄在2001年發表的論文中提到， 「一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究」就提到小展弦比但是中後掠角的主翼，搭配前翼與邊條翼能對超音速阻力、低速最大升力與亞/跨音速升阻特性的矛盾取得統一。因此，殲-20選擇了49度後掠，展弦比2.3的主翼，也就是屬於跨音速為主的第2類，但逼近第3類；歐洲的「颱風」則有53度後掠，展弦比2.205的主翼，也就是超音速為主的第3類，但離第2類沒有太遠。雖然隔了 「50度」這個門坎，但相差沒有很大，都是兼顧超音速與跨音速性能，但傾向前者的選擇。這其實與飛行員所說的 「亞音速下也不錯」與 「超音速就是它的天下」是相呼應的。

殲-20(上)與 「颱風」(下)相比，由於前翼相對位置較後，必須有較大的相對面積才能提供相同比例的抬頭力矩

前翼與激波阻力無關，但對於降低超音速的配平阻力還是有幫助的。這是因為機翼在超音速的流場分布與亞音速不同，使升力中心會由25%翼弦後移到50%。對於靜穩定的飛機（升力中心在重心後方）這會增加低頭力矩，則飛機需要襟翼產生抬頭力矩才能維持平飛，襟翼上打產生的阻力就是 「配平阻力」。前翼在超音速一樣有升力後移現象，但即便後移到50%翼弦，其升力中心還是在主翼與重心的前方而產生抬頭力矩，因此抵銷掉部分低頭力矩，也就減輕了配平所產生的阻力。

然而，前翼位於迎風位置，其單位面積產生的阻力會比尾翼來得大，因此 「颱風」將前翼往前移到座艙前方，使其以最小的面積產生相同的抬頭力矩；但殲-20的前翼仍在座艙後方，就需要較大的面積併產生較大的阻力。另外，降低配平阻力其實對高G機動狀態有較大影響，因為機翼產生的升力越大，配平面角度也加大，配平阻力就會增加。 「颱風」藉由前翼的抬頭力矩將升力中心前移，可使超音速的持續轉彎率提高6%，也就提高了超音速機動性。

美國NASA最近委託洛·馬公司建造的低噪音超音速實驗機，僅採用一具F414發動機就能達到超音速巡航，原因是不需考慮亞/跨音速機動，其機身可盡量細長，翼展可盡量縮短來降低阻力。注意其採用前翼+尾翼的三翼面架構

「超音速機動」與 「超音速巡航」的差別在於前者是在超音速進行高G轉彎，後者則是在超音速長時間飛行。對於戰機而言，不論是亞音速或超音速要進行高G持續機動，都需要開啟加力來克服大幅增加的機動阻力。因此，小展弦比、中後掠角與前翼只要讓殲-20可以在超音速持續轉彎，就算達到了 「超音速機動」要求。但由於加力的單位耗油率會增加1倍以上，因此戰機必須在超音速以軍用推力，也就是不開加力的最大推力維持平飛，才可稱為 「超音速巡航」。而由於超音速的阻力係數可比亞音速多出100%以上，戰機在維持亞/跨音速性能的前提下，對機翼與機身小幅修改所降低的阻力不過15~30%，剩下的阻力就必須靠軍用推力的提高來克服。

普·惠對比較大涵道比(0.85)與小涵道比(0.15)兩種發動機：(A)大涵道比在亞音速巡航的最經濟耗油率比小涵道比低了9%，但軍用推力的耗油率則多出10%，(B)大涵道比在超音速的加力推力較大，但軍用推力則少了45%，(C)大涵道比在超音速巡航的耗油率多出13%，(D)大涵道比會使發動機直徑增加20%而導致戰機增加阻力

戰機發動機的超音速推力與涵道比(BPR)有關，在開啟加力狀態下，大涵道比由於氣流量較大，再次燃燒可榨出較多推力，這就是為什麼西方所謂的第四代戰機喜歡用中/大涵道比的渦扇發動機，以在亞音速降低耗油，在超音速用加力達到衝刺與機動需求；但在不開加力的條件下，大涵道比發動機由於旁通氣流的壓力差較小，其軍用推力會比小涵道比發動機少掉45%以上，也就使前者難以支撐戰機的超音速巡航。另外，普惠公司在進行F-22發動機的前期研究時，還發現小涵道比發動機在超音速有以下優點：

1，大涵道比在低推力狀態有較高的能源效率，這就是為什麼亞音速較為省油。但當推力提高時，其耗油率會比小涵道比略高10%；

2，在產生相同推力的情況下，大涵道比需要較大的直徑，使戰機下圍 「變胖」而增加阻力。

英國的EJ200發動機選擇0.4的小涵道比以提高軍用推力與降低超音速戰鬥(加力)狀態的耗油率，但由於無加力的耗油率增加(左邊箭頭)，因此用提高壓縮比來降低耗油率(右邊箭頭)

因此，普惠後來為F-22開發的F119發動機採用了0.25的小涵道比。後來雖然戰機在設計過程增重的關係，將涵道比略微提高到0.3，但仍屬於小涵道比，使F-22在原型機階段就達到1.4馬赫超巡。歐洲 「颱風」採用0.4涵道比的EJ200發動機，可以1.2馬赫進行15-20分鐘的巡航。而殲-20不論採用涵道比0.78的太行發動機，或是涵道比0.59的AL-31發動機都會有涵道比偏高的問題，即便透過部分改良來提高加力狀態的最大推力，仍解決不了超音速軍用推力不足的問題。

洛·馬將YF-22修改為F-22量產版時，將後掠角由48度縮減為42度，成為地道的第2類跨音速為主的構型。但由於其靜止的軍用推重比就高達0.81（半油狀態計算），小涵道比使其超音速軍用推力還會再增加，仍能突破超音速阻力而達到超音速巡航狀態

據報道，殲-20計劃啟動時，中國同步發展了小涵道比的渦扇-15作為其發動機，其性能指針就跟西方的 「超巡發動機」不會差太多。再搭配小展弦比、中後掠角與前翼所提升的超音速機動性，就能成為超音速長時間巡航並戰鬥的先進戰機。但渦扇-15進度延遲，目前就只能在超音速進行機動，而不是進行巡航了。（文/Flak）

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