空巾力量
F 一3 5 战斗机作为美国第一种海军、空
军和海军陆战队通用的联合战机， 在集成
众多先进技术的同时也承受了极高的性能
指标要求。各军种不同的需求之间矛盾难
以协调， 从F 3 5 诞生之日起便争议不断，
尤其是2 0 0 4 年超重问题曝光之后， F 一3 5 一
夜之间被推到了各参与国军界和舆论界的
风口浪尖之上。众所周知， 超重直接影响
飞机的飞行性能， 而优异的飞行性能则是
一型优秀战机的重要特征； 此外超重还会
间接影响航程／载荷性能， 以及J S F 计划
其他参与国重视的空战性能(对于某些想
买F 一2 2 而不得的国家， F 一3 5 无疑会成为
其倚仗的空优主力) 。就在F 一3 5 减重计划
紧锣密鼓实施之际， 与其相关的负面消息
却接踵而至。
0 8 年底围绕着F 一3 5 流传着两件事：
一
是据传在美国兰德(R A N D ) 公司进行的
兵棋推演中， F - 3 5 输给了苏霍伊战机。另
一件是美国军事评论家W i n s l o w W h e e l e r
和有F 一16 概念之父称号的P i e r r e S p r e y 对
F 一3 5 大加抨击， 认为其“ 是一只狗”
：
“ F 一
3 5 有2 2 4 6 0 千克的空战起飞重量， 但只有
1 9 0 5 6 千克的推力(此数据低于普惠F 一1 3 5
发动机官方文件的1 9 5 2 2 千克， 可能是安装
推力) ， 使得它的推重比在新式战机面前明
显处于下风。此外对于空军型(F 一3 5 A ) 和
海军陆战队型(F 一3 5 B ) 而言， 由于只有
乡一
4 3 平米的翼面积， 其起飞翼载将高达5 2 2 千
克／平方米。
” 两人据此得出结论：
“
F - 3 5
实际上比越战时的F 1 0 5 机动性更差”
。
但与此同时， 美国空军准将C h a r l e s
D a v i s 给出了官方辟谣声明， 称F - 3 5 在空
战模拟中不仅击败了包括苏霍伊战机在内
的各种空中威胁， 而且优势非常明显。针
对S p e r y 和Wh e e l e r 对F 一3 5 的恶评， D a v i s
回敬道： F - 3 5 不是狗， 而是一匹赛马。
此外， 就是这种貌似超重且动力不足
的飞机， 在飞行测试中的表现却让人大跌
眼镜： 第一架F - 3 5 A (A A — 1 ) 首飞时， 虽
然没有收起起落架且禁止打开加力， 伴飞
的F 一1 6 C 却难以跟上， 甚至需要间歇性的
打开加力才能完成追踪观测的任务。要知
道F 一1 6 C 是第三代战斗机中加速性最为优
异的型号， 在9 3 0 0 米高度， 其外挂两枚中
距导弹和两枚近距导弹从0 ． 9 马赫加速至
1 ． 6 马赫仅需5 9 秒(据1 9 9 3 年国际航空精
华本数据， 同样以推重比著称的M i G 一2 9 A
在相同构型下需8 6 秒) 。

空战推重比( 海平面高度、按S U 一2 7 S K 裁油系数标准)
相比之下， 空重仅1 2 9 7 3 千克的F 一1 5 C 以
满油6 0 0 0 千克、半油3 0 0 0 千克计算， 空重
1 3 8 0 0 千克的F ／A 一1 8 E 更是以满油6 6 0 0 千
克、半油3 3 0 0 千克计算， 其高载油系数创
三代乃至三代半战机之最。在三代轻型机
方面情况更加严重， 空重1 0 9 0 0 千克的
M I G 一2 9 A 按满油3 0 0 0 千克、半油1 5 0 0 千
克计算， 而比其轻得多的F 一16 系列却以满
油3 1 5 0 千克、半油1 5 7 5 千克计算。
具体到F 一3 5 A F - 1 ， 其内载油量即使
经削弱之后也达8 0 0 0 千克， 如果按其一半
4 0 0 0 千克作为空战载油， 其失当程度令人
瞠目(参考M I G 一2 9 A ) 。为统一标准使“ 空
重／油重” 为常数， 考虑到美机这个比值
普遍偏高， 我们在此以S u 一2 7 S K 为标准计
算。
S u 一2 7 S K 战机“ 空重／油重” 比值为
1 6 8 0 0 ／5 2 0 0 = 3 ． 2 3 ， 由此推算F 一3 5 A 合理
的满油标准为3 7 1 5 ～ 3 8 7 0 千克， 相应的半
油为1 8 5 7 ． 5 ～ 1 9 3 5 千克。参考M I G 2 9 A
的相关数据， 这是意料之中的。根据这一
原则， F 一3 5 A 的空战重量= 空重1 2 0 0 0 (或
1 2 5 0 0 ) + 内油1 8 5 7 ． 5 (或1 9 3 5 ) + 飞行员
l 0 0 + 两枚A I M 一9 或A I M 1 3 2 导弹
1 7 4 - 14 1 3 1 ． 5 ～ 14 7 0 9 。为使结果更有说服
力， 这里将1 2 0 0 0 ～ 1 2 5 0 0 千克作为基本空
重处理。
至此读者可能已经注意到了， 统一载
油标准之后， 决定空战推重比的是“ 空机
推重比”
， 即推力／空重。为便于读者对目
前第三代战斗机的推重比有一个大致的概
念， 且为说明统一计算标准的重要性， 笔
者将S u 一2 7 S K 、F 一1 6 A - M L U 的较准确值
和F 一3 5 A 的估计值一并给出以进行对比。
其计算标准仍参照S U 一2 7 S K 的载油系数。

- 3 5 气动布局分析
F 一3 5 外形就像一架缩水版的F 2 2 。其
空【l】力量
机翼是展弦比3 、前缘后掠角3 0 度的梯形
翼， 稍根比0 ． 4 左右， 这种翼型可以使展向
载荷更加接近理想的椭圆分布， 从而降低
诱导阻力。和S u 一2 7 、F 一1 6 采用的前缘后
掠角4 0 - 4 2 度的梯形翼相比， 跨／超音速
阻力特性稍逊而亚音速性能更好。F 一3 5 前
机身较宽， 机身投影面积很大， 大攻角飞
行时有较好的机身升力； 其后机身明显变
窄， 不仅维持了单发机的后体阻力优势， 也
很好的控制了平均机身横截面积， 其相对
机身横截面积(平均机身横向面积／翼面
积) 较小，
‘
u r 能彳丁减小跨／超音速阻力的
考虑。
在涡外力运辟】方面F 3 5 与F 一2 2 类似，
都使用1广机失侧棱、进气口上唇、进气道
侧棱的j 段绕合边条， 虽然宽度较窄但有
很长的有效长度； F 一2 2 的表演飞行中经常
出现划过翼根的强劲涡流， 可见三段绕合
的威力。在影响最大瞬盘的亚音速最大升
力系数方面可参考F 一2 2 的1 ． 8 3 ， 即认为
F 3 5 A 的升力系数一攻角曲线的顶点纵坐
标为1 ． 8 3 ； 实际上考虑到F 一3 5 A 和F 一2 2
的机翼平面形状差异， 这个i ． 8 3 甚至还可
能有所低估。
我们知道， 通常最大可用升力系数一
般要小于其理论值， 三代机只有F ／A — i 8
能将其全部发挥出来。笔者的意见是， F 一
3 5 和F ／A 一1 8 一样能将其全部发挥， 下面
作详细说明。
由右上图可知， 在攻角达到0 【2 之前，
C y 线性增加， 理论最大值为C y m a x ， 仅2
通常出现在3 5 - 4 5 度之间。熟悉飞机性能
的读者可能已经注意到， 绝大多数三代机
的攻角限制( 0 【1 )都小于这个数； 这是因为
早在机翼上表面发生气流分离之前， 飞机
的高攻角稳定性和可控性已经很成问题，
尤其是单垂尾战机， 其航向稳定性会因为
安定面被机身遮挡而受到很大削弱。实际
上即使是双垂尾战机， 如果不使用明显外
倾的双垂尾避开机翼和机身的阻挡， 并且
飞控系统也能跟上的话， 情况也不会有明
显改观， 如M I G 一2 9 A 的飞控设定攻角限制
只有2 6 度。因此最大可用升力系数
C y m a x
’ 小于C y m a x 。
但对于高攻角性能出色的机种如F ／A —
1 8 而言， 在攻角3 5 度还可机动飞行， 在4 5
度还可操纵， 在5 5 度才会出现漂移
(D r i f t ) 。其飞控设定的攻角限制( o 【1 )在4 5
度以上(新的F ／A 一1 8 E ／F 在5 0 度以上，
F 一2 2 超过6 0 度) ， 已经超过。【2 达到了o 【
3 ， 因而C y m a x
’ 等于C y m a x ， 这就是高
攻角性能出色的机种能用到理论最大升力
系数的原因。故现在的问题是： F - 3 5 的高
攻角性能究竟如何?

F 一3 5 明显外倾的双垂尾很有为高攻角
机动优化的味道， 平尾尾缘向后伸出不小
的尺寸， 利用发动机的引射效果可以改善
操纵效率； 和F - 2 2 类似的菱形机头截面进
一步提高了高攻角稳定性； 宽阔的前机身
在提高稳定性的同时也能贡献不少升力。
至于决定高攻角性能的另一关键— — 飞控，
因为有了编写F 一2 2 控制率的殷实家底，
洛· 马公司理应不会让人失望。早在X 一3 5
试飞阶段， 笔者曾根据这些有限的特征猜
测F 一3 5 将会是一种高攻角性能极佳的战
机， F 一3 5 A A — l 从0 6 年底以来的数十架
次试飞基本证实了笔者的推断。
F - 3 5 首席试飞员(同时也是唯一同时
飞过F 一2 2 和F - 3 5 的人) J o n B e e s l e y 在报
告中多次指出， 对于未来的F 一3 5 飞行员而
言“ 高攻角特性将会令他们吃惊”
。由于飞
控将攻角上限放宽到了5 5 度， 在高攻角测
试飞行中F 3 5 A A 一1 表现的和F 一2 2 非常
类似， 能完成后者的大多数过失速机动， 只
是因为没有推力矢量(T V C )的帮助而没有
F 2 2 那么灵敏。另外不出所料， 为F - 3 5
和F - 2 2 编写控制率的是同一班人马， 使得
F - 3 5 的操纵特性十分接近F 2 2 。在J o n
B e e s l e y 眼中，
“ 这就是一架小F 一2 2
”

总的来说， F 一3 5 A 有很大的可控攻角，
而飞控的限制也较为宽松， 攻角上限很高，
能在很大的范围内实现无顾虑操作。就此
估计F 一3 5 A 可以用到其理论最大升力系数
1 ． 8 3 应不为过(可能略有低估) 。
F 一3 5 A 瞬时盘旋速率
有了空战重量( 1 4 1 3 1 ． 5 ～ 14 7 0 9 千克)
和估计的最大可用升力系数( 1 ． 8 3 ) ， 已经
可以对F 一3 5 A 的瞬时盘旋速率进行估算，
其基本原理非常简单， 知道圆周运动的相
关动力学公式即可， 但须注意盘旋过载应
在9 G (人体所能承受的过载上限) 之下。
笔者在此不一步步推导了， 只给出大略的
过程：
在9 G 盘旋中， 即使为了保证高度不变
而不压满9 0 度坡度， 其升力线与水平方向
夹角的余弦值仍达0 ． 9 9 4 ， 很接近1 ， 故可
近似认为升力全部用于提供向心力。由圆
周运动公式： 升力= 1／2 升力系数× 空气密
度× 速度平方× 机翼面积= 向心力= 速度
× 角速度× 质量， 9 G = 角速度十速度。机翼
面积取公开数据4 3 平方米， G 取9 ． 8 牛顿／
千克， 空气密度取我国标准海平面大气密
度1 ． 2 2 5 千克／立方米， 联立这几个式子可
解得角速度下限3 0 ． 7 度／秒、上限3 1 ． 5 度／
秒。

言
外之意是， 在相同高度下， 如果A 和B 的
空速都是5 0 0 公里／时， 或者都是4 0 0 公里／
时， 那么A 有比B 更高的瞬盘值； 但如果
A 是4 0 0 公里／时、B 是5 0 0 公里／时， 则
胜负就有可能易手。空速占优可以扩大优
势或逆转劣势， 或让两架峰值近似的战机
表现出完全不同的实际瞬盘性能， 而决定
这一点的， 正是下文将要讨论的。
F 一3 5 A 的能量机动性
习惯上“ 能量机动性” 包括稳定盘旋性
能、加速性能、爬升性能等， 以及机动过
程中的能量损失率等。
一架有着优异能量
机动性的战机能够在超视距空战中快速占
位， 为空空导弹提供较大的初始能量以提
高有效射程， 同时也有助于其规避敌方攻
击。根据上文的分析， 在近距空战尤其是
机炮战中， 能量优势对战机的实际瞬时机
动性也有助益。
推重比是对能量机动性影响颇大的因
素， 让我们回顾一下上面计算的推重比。为
方便起见， 考虑到F 3 5 A 试飞中经常有F 一
1 6 的追踪观测， 二者有更多机会比较， 在
此仅列出F - 1 6 A — M L U 和F 一3 5 A (A F 1 )
(见表5 ) 。由表格可以看出， 即使相对于三
代机中的优秀型号， F 一3 5 A 优势仍十分明
显， 而高推重比往往意味着高单位重量剩
余功率(S E P ， 其数值等于该速度下的爬升
率) 。
17 3 5 A A 一1第一次试飞中未收起落架
就曾出现F 一1 6 跟不上的情况， F 3 5 的内
置弹舱使其在作战负载下增加的阻力很低，
实战优势更为明显。在另一次测试中， A A 一
1 携带两枚各重2 0 0 0 磅炸弹和两枚A I M 一
12 0 ， 总负载近5 0 0 0 磅。
一架空载的17 - 16
观测机(推重比更高的F 一1 6 C ) 仍需间歇
性的打开加力才能跟上以军用推力爬升的
A A — l 。以二者的军用推力台架值算之， 推
重比的差异并不如此明显

好帖马

顶

来围观神论，飞机最大飞行速度原来是海平面速度，美国人估计不说高空速度是为了不吓到你们

完爆所有苏式战机

仔细再看看，哪说最大速度是海平面速度了

F35应该能长时间飞出1.5马赫以上的实战速度，因为阻力小气动布局优秀（F222马赫以上），而很多三代机都只能1.2-1.5马赫的短时间飞行（F15无外挂俯冲3000千米的时速，但平飞也就2马赫）