“玄凤”超四代战斗机

当今，第四代战斗机的研制已日趋成熟。第四代战斗机区别于前三代的最主要的特征是超高综合性能：隐身(低可探测性)，高机动性、超声速巡航、超视距空战能力。以隐身技术为代表的全新技术的第四代战斗机彻底改变了空战的理念。但是，随着交战双方彼此都投入了所谓的四代机后，双方隐身性能的大大提高势必会降低雷达的探测距离，以及远程武器的命中率。因此，四代机的隐身性将会显著削减“超视距空战”的效果，近空格斗又将成为空战的焦点。“玄凤”超四代战斗机的概念设计，拥有第四代战斗机的所有典型特征，在保证高隐身性能的前提下，将战斗机近距格斗中的大迎角机动性和机敏性能提高到一个新的层次，将成为主宰四代机空战的王者。

气动布局

自适应前掠机翼

前略翼通常后掠翼的使用是为了在一定程度上推迟激波阻力的到来。但较后掠翼，前掠翼具有更多的优势。第一可使失速从翼根开始：机翼的前掠可以使气流有一个平行于机翼前缘、指向翼根的分量，即气流向机翼的内侧偏转。所以气流分离从根部开始。这种特性可以使前掠翼的副翼效率保持到更大的迎角，飞机大迎角下的横侧操纵性得到根本改善，而后掠翼飞机普遍在大迎角下副翼效率不足。

自适应外段主翼常规飞行器的翼面操纵采用较为复杂的铰链系统，不仅增加飞行器质量，操纵时还易引起结构的振动、噪声和疲劳，并且增升和操纵效率难以得到很大的提升。因此“玄凤”提出将柔性自适应机翼作为外段翼。

自适应翼型：主翼由蜂窝结构智能材料构成，即在可以进行平面变形的蜂窝结构中增加智能变形材料，通过电流对智能材料的刺激，带同蜂窝结构进行相应的变形。它可以根据来流速度自适应的改变翼型，以满足在各种飞行状态都有最适合的翼型。如：在起飞阶段采用低速平凸翼型，在空战时采用对称翼型，在亚声速经济巡航时采用超临界翼型，在超声速飞行时采用高速翼型。

自适应翼梢弯曲：柔性翼尖在亚声速巡航时可以弯曲上反，起到翼梢小翼的作用，降低诱导阻力系数。超声速机动时，主翼外段翼梢下反弯曲，以提高飞机横向操纵性，增加飞机的机敏性。

自由边条布局

边条的前缘涡可以产生可观的涡升力，并且由于边条涡与机翼的有利干扰，可以有效推迟机翼分离的发生和发展。

“玄凤”提出全新自由边条的概念。利用蜂窝结构柔性材料，可以实现边条对称或者非对称的下反弯曲，起到铰链边条的作用。

柔性下反弯曲调节：当迎角大到一定程度时，边条涡在机翼后缘可能发生破裂并向前发展，出现失速。此时，自由边条可以通过对称的柔性下反弯曲有效地延缓涡的破裂并且避免上仰的线性度很好的俯仰力矩。

当飞机在大迎角飞行时，其他操纵面效率较低，自由边条可通过非称下反弯曲来提供可靠的稳定和操纵力矩。

调整与主翼的距离：在亚声速飞行时，边条紧贴主翼，充分增大升力。在跨声速过程中，边条逐渐向机头前移。在超声速下，边条翼完全前移成为鸭翼。这个前移的过程抑制了焦点的后移，在超声速下提高了配平能力，减小配平阻力，加强了超声速飞行的灵活性、操纵性和机敏性。并且此时的截面分布也有利于实现“面积律”的原则，降低了超声速飞机的激波阻力。

前缘涡襟翼

区别于普通襟翼，它的前缘是尖的，利用尖前缘迫使气流沿襟翼分离形成旋涡，同时使气流在涡襟翼的铰接线上再附体，局限了旋涡始终在襟翼表面，保持了机翼表面的气流不分离。另一方面，旋涡在涡襟翼上表面可以产生很大的吸力，这个吸力将有个向前的推力分量，增大了升力，减小了阻力。

自由尾翼

亚声速飞行时，自由尾翼横向展开，充当全动平尾的作用，区别于普通全动平尾的是：自由尾翼由于主动控制技术的采用，得益于纵向放宽静稳定度的设计，面积小于普通平尾。在低速大迎角时，平尾的横侧操纵效果比前翼更好，飞机将具有良好的稳定性、机动性与敏捷性。

跨声速飞行时，随着飞行速度的增大，自由尾翼向上收起，成为v型垂直尾翼。由于传统布局的飞机气动焦点会急剧后移，导致低头力矩显著增大，配平困难，操纵迟缓。而采用自由尾翼后，向上收起的尾翼可以使全机焦点前移，有效缓解跨声速焦点后移带来的飞行品质恶化。

飞机进入超声速飞行后，对于飞机的航向稳定性要求变得突出，此时，与水平面成一定夹角垂直立起(考虑隐身要求)的自由尾翼起到了垂直安定面的作用，在飞控系统的辅助下，加强了飞机在超声速下的航向稳定性。

推进系统创新点

作为未来的全面综合战术战斗机的推进系统——“曙光”，是一种先进的组合循环发动机。它定位为一种高推重比、低耗油率的高性能发动机，有别于传统的补燃加力涡扇发动机，提出了全新的脉冲爆震加力的概念。

“曙光”采用新型的脉冲爆震发动机与传统的涡轮风扇发动机相结合的循环方案，将两者的结构特点、工作过程合理的融合，充分发挥各自的性能优势，得到稳定和强大的推力。它将一个由12个扇形分管的多管脉冲爆震发动机置于一个小涵道比、无混合段的涡轮风扇发动机的外涵道中，由内外函机匣之间的一个与转子平面同轴线的旋转进气阀控制外涵的12个扇形爆震管按一定时序和频率开闭，同时起到推力壁的作用，将爆震管产生的间歇轴向力传递到机身。内外涵道采用共同的进气道和两级风扇，但采用两套独立的供油系统、控制系统以满足两种不同循环在同一时刻所需求的不同燃油流量和膨胀比。发动机的径向轴承采用新技术的磁悬浮轴承，减小机械摩擦的同时，还可以使用电磁力来直接控制发动机的转速，加快发动机的转速响应。

在不开加力的状态下，涡轮风扇发动机独立工作，外涵道中的脉冲爆震发动机的供油系统、控制系统静息，旋转阀封闭端口偏转安装角90度，成为外涵道的导流叶片。当打开加力，外涵道的供油系统、控制系统、旋转阀开始旋转，涡轮风扇发动机与脉冲爆震发动机同时工作，外涵道的12个脉冲爆震发动机在前两级风扇的机械压缩功的帮助下产生可观的“加力”推力。相较传统的补燃加力，这一设计可以有效减少加力飞行时的耗油量，在相同的加热量下，可获得更大的加力比。

“鳐”保型伴随无人机

保型尾挂设计

“鳐”型无人机最大的特点是采用了保型设计，机身扁平，机体的外形与载机“玄风”战斗机的后机身轮廓互相匹配和适应，下表面的轮廓线几乎与“玄凤”战斗机背部曲面完全融合，以最大限度的降低载机在携挂其飞行过程中的低可探测性和阻力。

“鳐”保型无人机挂在“玄凤”战斗机后背，会造成全机重心后移一定的幅度，产生一个抬头力矩增量，全机静不稳定度变大。这个时候，“玄风”战斗机的配平将由平尾、鸭翼和矢量喷管共同承担。显示了传统气动面+主动控制技术+矢量推力结合的优越的配平能力。双模式工作机翼

“鳐”的机翼即是“鳐”型无人机的气动面，在其外挂飞行的过程中，又可作为“玄凤”的垂直尾翼，提高“玄凤”的航向安定性。在背部外挂飞行时，“玄凤”的尾翼则始终处于平放位置，即水平尾翼工作状态，而“鳐”的主翼向上反45度立起，充当垂直安定面的作用。这样即有效满足了“保型”安装减阻和隐身的需要，又提高了母机飞行的航向安定性。被载机释放后，“鳐”的机翼进一步横向展开，进行独立的机动飞行。

进排气和动力方案

“鳐”采用一台带小涵道比涡轮风扇发动机，推重比大，耗油小，结构简单。进气道采用简单的亚声速进气道，和发动机一起安装在机身背部，进气口位于机首处机鼻上方，在各种来流条件下均能保证较好的进气效率。“鳐”式无人机的尾喷管后缘还装有类似F-117的v形隐身隔板，以降低红外特征和雷达特征。飞行性能和战斗任务

“鳐”保型无人机由于其气动外形限制，飞行包线的右半部分比普通有人驾驶战斗机狭小，极限飞行性能不高，且不具备真正意义的超声速飞行性能，但有赖于可观的推重比和很低的翼载荷，使其低速转弯半径和灵活性较高，结合其体积小、隐蔽性好的固有特点，战斗中能够发挥意想不到的效果。

“鳐”的主要任务有以下几种：近距格斗“支援协助”任务、中远程空战探测和干扰任务、战场侦察、检测、目标指示及战斗评估等辅助作战任务。

责任编辑寒兰