回望“梟龍”的發展史, 它是一架罕見地融合了中國、美國、蘇/俄等國設計師智慧的戰鬥機。有意思的是, 當初中美合作為巴基斯坦搞“佩刀”II項目時, 格魯曼的專家提出要能與F-16相當, 能對付米格-29; 而後來, 與俄羅斯合作搞超-7時, 俄羅斯則勸中國這種戰鬥機應該比F-16要強。而“梟龍”的命運, 也與F-16息息相關: 因為美國賣不賣給巴基斯坦F-16, 對搞不搞“梟龍”至關重要……

從殲-7CP到“佩刀”II

提到“梟龍”, 很多人都知道, 它源自超-7項目, 或者說, 巴基斯坦的“佩刀”II項目。其實, 中方曾有一個研製殲-7CP的設想, 這個設想要早於“佩刀”II的提出。

對殲-7戰鬥機大改的設想, 首先源於巴基斯坦。上世紀80年代, 中國在殲-7基礎上, 結合英國馬可尼公司的航電系統, 改進出殲-7M戰鬥機, 該機受到巴方關注。

不過, 殲-7M還存在很多不足, 比如, 雷達探測距離近, 只有測距功能; 油量小航程近; 載彈量少, 機載武器數量有限。

1984年10月, 巴空軍高級代表團訪華, 同時帶來一份針對殲-7M上述問題的改進建議書, 包括裝備具備下視下射能力的多功能雷達, 安裝美國的F404發動機, 增加燃油, 加裝慣性導航系統、雷達告警器, 並具備空中加油能力等。

事實上, 在此之前, 航空工業成都飛機工業有限責任公司(編注:以下簡稱成飛)就得知了巴方的這一意向, 並首先開始了論證。當時, 中方的編號為殲-7CP, C代表中國, P代表巴基斯坦。如果最終中國自己單幹,就叫殲-7C, 正好與之前的殲-7A/B/D等型號接上。

殲-7CP方案外形上最大的特徵, 是由機頭進氣改為兩側進氣, 把機頭這塊“風水寶地”讓給了雷達。機身、機翼和尾翼基本不變。雷達方面, 最初打算從F-16的AN/APG-66, F-20的APG-69或F-5的APG-67之間挑選, 當時比較現實的選擇是APG-66。此外, 把渦噴-7改為F404發動機, 油耗降低, 也有利於增大航程。

巴方提出建議後, 雙方開始就該項目進行磋商,包括需要研製雙座型,飛機機體壽命從2000小時延至4000小時, 機內油量增至4000升, 需要整塊式風擋和氣泡座艙蓋,飛機加攔阻鉤等。當然, 這個攔阻鉤不是為了上艦, 而是像F-16那樣用來防止飛機衝出跑道的。

1985年5月, 巴方正式發出“佩刀"II項目招標書。巴方計劃採購150架“佩刀"lI飛機, 要求飛機單價低於600萬美元, 能對抗米格-29等。

招標書明確要美國公司做主合同商, 但其發展、改型和裝配工作由巴基斯坦卡姆拉航空聯合企業負責。顯然, 在巴方看來, 提高飛機性能, 繞不過美國公司, 而美國公司也不能離開成飛單幹, 因為美方沒有殲-7的資料, 另起爐灶沒那麼多錢。

在眾多美國公司中, 格魯曼公司最積極。因為“佩刀”II計劃有150架的訂單, 也有一定的國際市場。格魯曼當時還沒有這個級別的戰鬥機, 也可以此確立其在輕型戰鬥機領域的地位。

而當時, 中國仍按自己的計劃設計殲-7CP, 且一期方案的兩側進氣道木質模型已基本完成。格魯曼參與進來後, 想與成飛爭奪主導權。不過,其交出的兩個方案卻是重新設計機頭, 或從諾斯羅普直接買F-20戰鬥機的機頭裝上。

特別是後一個方案, 暴露了格魯曼對殲-7或米格-21缺乏基本瞭解。殲-7CP的工作仍在緊鑼密鼓展開, 低速風洞試驗在1985年12月20日完成第一輪選型試驗。飛機金屬協調樣機已形成, 正在進一步修改外形。

通用動力“攪局”

1986年, 中巴明確的指標包括: 大約5000磅(約2268千克)機內油量; 7到8個外掛點; 能空中加油; 總壽命3000小時以上, 首翻期1200小時(編注:航空裝備從開始使用到首次大修的工作時間); 最大過載9G; 安裝尾鉤、美國水平的座艙整體風擋。

而成飛和格魯曼商量的結果是: 由格魯曼按美軍標準設計一個機身13框格以前的前機身, 進氣口位於機腹兩側, 電子設備集中在前機身, 在美國製造好後, 運到巴基斯坦, 與中國向巴方提供的13框以後的機身對接。

總體看, 這仍是殲-7的大改。改進思路與殲-8II相似, 改機頭進氣為兩側進氣。最初中方的設計使用類似X-29的矩形兩側不可調進氣道, 但殲-7的機身太窄, 直接改兩側進氣使得座艙非常狹窄。

格魯曼根據該公司A-6攻擊機的設計經驗, 建議改成了肋下內傾(機腹兩側)的進氣道結構,這樣,座艙狹窄的問題就能得到解決, 且有利於大迎角下的進氣效率。肋下略帶內傾, 這一特徵也保留到了後來的全狀態“梟龍”戰鬥機上。

巴方最初的想法是, 只改機頭, 機翼、後機身基本不動, 主要是想少花錢多辦事。但隨著期望值越來越高, 只改機頭已無法滿足要求了。因為起飛重量增大, 如果機翼不變, 翼載荷降低, 機動性不可避免要下降。

而且, 機身加長, 摩擦阻力上升, 亞聲速巡航效率也會降低, 僅僅裝F404發動機很難滿足航程指標。另外, 由於改兩側進氣, 機頭也比較粗, 超聲速阻力增大, 最大速度只有大約1.6馬赫。

因此, 在“佩刀”II項目後期, 中美開始討論修改機翼。中方提出的方案是, 使用雙三角翼, 增大展弦比和翼面積, 改善亞聲速巡航性能。而美方提出的方法是, 加前緣縫翼, 降低阻力, 提高巡航升阻比, 這也可ー定程度上增大最大迎角。

1987年底, 正當成飛和格魯曼的合作漸入正軌之時, 巴方開始打退堂鼓。除了對飛機性能不夠滿意外, 主要是單價超過了當初預計的600萬美元, 如分攤研製經費, 單價接近1000萬美元。就在此時, 通用動力又來“攪局”, 他們給巴方F-16最低報價還不到1100萬美元。

當然, 後來證實這是商業欺騙, 真實的價格至少需要1700萬美元。不過, 巴方還是在1988年告知中方, 決定取消“佩刀"II項目。其實, 早在1987年底, 成飛內部殲-7CP完成各種吹風試驗3000餘次, 工作已告一段落。同一時期, 格魯曼也做好了“佩刀”II座艙模型。

超-7, 新的契機

巴基斯坦退出, 但成飛和格魯曼不想讓之前的成果付諸東流, 新加坡在此時拋出橄欖枝, 讓中美兩家飛機企業又看到新契機。

1988年3月, 格魯曼建議中美新三方聯合投資發展超-7, 並開始在媒體做宣傳, 這也是這個概念首次提出。不過, 後來的事實證明, 新加坡只是虛晃一招。

與之前只改前機身的“佩刀”正計劃相比, 超-7最大的不同在於同時改了機翼。超-7並未採用中方開始提出的雙三角翼, 而是使用了格魯曼提出的梯形翼加前緣縫翼構型。

當時, 後掠角40到50度的中等後掠角, 和展弦比接近3的中等展弦比的梯形翼, 是很多三代機的標配, 這種機翼極大改善了亞聲速巡航性能。

對機翼來說, 亞聲速巡航的阻力主要來自誘導阻力, 而後掠角小, 展弦比大, 亞聲速巡航的升阻比就比較高, 巡航效率也高。此外,前緣縫翼的使用, 也降低了阻力。這都是殲-7的57度後掠角三角翼不具備的優勢。

此外, 中等後掠角的梯形翼的升力線斜率, 要比大後掠角三角翼高, 也就是說, 在相同速度和迎角增量的情況下, 產生的升力會更大, 為提高起降性能, 增大外掛重量奠定了基礎。

但是, 中等後掠角的梯形翼相比大後掠角的三角翼, 失速迎角比較小(一般來說, 後掠角越大, 失速迎角也越大), 這樣的話, 最大升力係數反而不如三角翼。

不過, 三代機使用邊條配合梯形翼後, 可通過邊條產生的脫體渦, 推遲機翼氣流分離, 提高可用迎角, 進而提高最大升力係數。

為此, 超-7概念也增加了一個小型的邊條, 以改善亞聲速的機動性。但這個邊條比較小, 渦升力有限, 且沒有采用電傳操縱, 不能解決邊條帶來的非線性俯仰力矩。

要說明的是, 由於方案沒有明確買家, 格魯曼當時只是確定了機翼的平面形狀, 並未進行廣泛的吹風試驗。發動機方案主要包括美國的F404、羅-羅的RB199改進型、法國的M88、蘇聯的RD-33、中國的渦噴-14。

通過這個項目, 中國也瞭解了西方先進中等推力發動機的一些情況, 其中, 對RB199瞭解得最深入, 用戶手冊都拿到手了, F404也瞭解一些信息。

然而, 正當成飛和格魯曼艱難推進之時, 美國於1989年宣佈對中國實施制裁, 超-7項目就此擱淺。儘管超-7算是中美公司的“民間項目", 還有復活的可能, 但鑑於當時的政治態勢, 中方已敏銳地意識到美國公司的不靠譜, 轉而向蘇聯尋求技術幫助。

米格的“援手”

中國向蘇聯尋求幫助, 最初是衝著RD-33發動機去的。因為聽說這是一種推重比8一級的渦扇發動機, 推力和大小很適合超-7。

但詳細瞭解後才知道, 推重比8是俄標, 換算成西方標準, 推重比還不到7。而且, 它的發動機附件機匣都在上面, 不利於單發發動機的維護。要裝到超-7上, 就要挪到下面來。

此外, 中國雖是衝著發動機去的, 但米格設計局卻要摻和進來。當時, 米格有一個現成的33M方案, 腹部進氣, 中等後掠角的梯形翼, 加上邊條, 正常起飛重量9噸, 最大起飛重量13.5噸, 有8個外掛, 使用RD-33改進型發動機, 基本設計指標和超-7相當。

其性能, 特別是機動性要比超-7高一個層次。米格公司已經沒錢搞出來了, 但很想推薦給中國, 在中國得到重生。米格公司的專家認為, 90年代中期出來的單發戰鬥機, 當然要比F-16好。而當時中國只是想用有限資金滿足潛在客戶的需求, 沒想一下子搞那麼好的飛機。

中國在與蘇/俄磋商的同時, 也在遊說巴基斯坦, 讓他們繼續出資。而巴基斯坦當時的F-16又被美國掐脖子, 於是, 中巴雙方簽署了一個合作發展備忘錄, 超-7迎來新契機。

不過, 巴方也提出, 作為一種2000年後的飛機,超-7的性能要高一些, 性能上要達到F-16的70%。發動機基本選定俄羅斯的RD-33。此後中俄開始頻繁接觸。

1993年4月, 中方與米格設計局簽訂了超-7合作合同。同年5月, 中國航空技術進出口總公司與克里莫夫設計局, 簽訂了在RD-33基礎上將附件和機匣挪到下方的RD-93發動機研製和採購合同, 這一階段, 超-7已逐步定型, 格魯曼公司提出的前緣縫翼改為前緣機動襟翼, 垂尾和平尾也進行了相應改進。可以說, 在米格設計局的幫助下, 超-7已是一架全新的飛機了。

1998年,中巴正式簽訂合作研製新型輕型戰鬥機的合同。這一年,巴基斯坦因為進行核試驗,受美國製裁,採購F-16項目再次卡殼。同年,殲-10戰機首飛, 表明中國已基本掌握三代機各項技術。

“梟龍”的中國智慧

2003年8月25日, 超-7不再, “梟龍"01號機首飛, 2004年4月9日, “梟龍”03號飛機完成首飛。

其實, 首飛的“梟龍”總體設計上仍有些保守——使用了常規的進氣道, 帶鋸齒的小型邊條, 這一設計很顯然是源於米格的33M方案。而在“梟龍”裝不裝電傳操縱系統上,中國當時也很糾結。但是, 後來“梟龍”仍用了電傳系統。這是因為中國對電傳操控技術的突破, 使得這項技術越來越“白菜價”,另一方面,要有效發揮出“梟龍”氣動佈局的優勢, 就必須上電傳。因為邊條翼雖有很大優勢, 但靠傳統操縱系統卻無法滿足操縱需求。

另外, 使用電傳後, 還能大幅度放寬靜穩定度, 可降低配平阻力, 提高敏捷性, 降低結構重量等等。

而此時, 美國再次向巴基斯坦開放F-16的採購, 巴方對“梟龍”的需求又變得不那麼迫切了。不過, 這也讓中方有時間進一步改進, 這就導致新的全狀態“梟龍"的研製。

2006年4月28日, “梟龍”全狀態飛機04號機首飛成功。官方稱該機在01、03號原型機的基礎上, 進行了氣動、結構和系統的優化設計, 採用了DSI進氣道等創新技術, 應用了複雜薄壁零件多孔精密加工等綜合製造技術, 配裝了國內最先進的高度綜合化的航空電子和武器系統, 配置了國際領先的具有良好人機界面的座艙綜合顯示設備, 大幅度提升了“梟龍”飛機的整體性能和綜合作戰能力。

這之後, “梟龍”還有第一批次、第二批次生產型之分 ,但從目前公開的資料看, 氣動佈局尚未做大的改動。那麼, 目前這個“梟龍”的氣動水平,究竟如何呢? 儘管當初中方並未想要搞一款與F-16相當的戰鬥機, 但實際上,“梟龍”做到了。

“梟龍”可以稱為“小F-16”, 因為兩者的設計思想很相似, 不過細微之處有所不同。它們都採用邊條翼加中等後掠角、中等展弦比的梯形翼, 尾部也有邊條或稱尾撐, 實現亞聲速機動、亞聲速巡航性能為主, 兼顧超聲速飛行能力的佈局方式, 兼顧了能量和角度機動性, 可通過低翼載荷、較高的最大升力係數, 提高瞬時盤旋性能。

兩者的翼載荷基本相當, 而“梟龍”更小一些。這樣的話, 水平機動性能就取決於最大升力係數了。在這方面, "梟龍”超過了F-16。

從機翼看, 有兩點不同：

一個是後掠角。F-16為40度, “梟龍”為42度。42度的機翼比40度僅提高2度, 但兩個機翼的展弦比、根梢比不同, 也會帶來一些差異。單看“梟龍"機翼的最大迎角可能略大, 且超聲速阻力更小。

另一個是邊條。F-16使用了類似S形的邊條。S形邊條相對於三角形邊條和尖拱形邊條的最大優勢, 是大迎角下升阻比較大。所以,當時蘇-27、F/A-18都使用了S形邊條。當然,F-16的邊條相對面積小, 可能與當時的飛控技術有關。而全狀態“梟龍”, 使用了相對面積更大的尖拱形邊條, 尖拱形邊條的優勢在於提供的升力增量大, 加上“梟龍”的邊條面積大, 其提供的升力增量遠大於F-16。

這樣, 結合更大後掠角的機翼, “梟龍”的最大升力係數應超過F-16。這意味著, “梟龍”的瞬時盤旋能力, 可能會超過F-16的26度/秒盤旋速率。當然, “梟龍”是一種最大過載8G的飛機, 這對其盤旋性能有一定影響。

然而, “梟龍”的發動機不及F-16, 其能量水平較差, 穩定盤旋及加速能力可能會低於F-16。不過, 後期的F-16體重大增, 翼載荷超過了每平方米400千克。在這種情況下,“梟龍”的機動性可與F-16平分秋色, 甚至會更高一籌。

另外一大改進, 便是使用了DSI進氣道。這種進氣道ー方面降低了重量(估計有近百千克), 提高了總壓恢復係數, 相當於提高了發動機實際推力。這也是中國智慧的體現。■

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