淺析F-14戰鬥機的技術特點
進入60年代中隨著蘇聯超音速反艦導彈發射平臺的逐漸增加，特別是能攜帶空射超音速反艦導彈的中遠程轟炸機的大量裝備，對美國海軍航母戰鬥群的飽和攻擊已經從理論變為現實的威脅。為了應付這種威脅，美國海軍需要壹種能夠在遠離航母的空域長時間巡邏並能夠搭載遠距空空導彈在敵轟炸機攻擊之前就將其擊落的中型防空戰鬥機。但是越戰的經驗和F-111B研制的失敗也使海軍認識到不能僅強調戰機的超視距遠程空戰能力，新的艦載戰鬥機必須要有足夠的機動性。在這兩點基本要求上延伸出了VFX的戰技術要求，具體來說，海軍還要求飛機有良好的可維護性，能夠在滿掛彈藥和2000磅燃油的條件下著艦和足夠的載彈量以及電子對抗能力遂行近距支援任務。
眾所周知，VFX計劃的產物就是大名鼎鼎的格魯曼F-14“雄貓”，作為世界上第壹種第三代戰鬥機，它在氣動和結構設計上都獨具特色，外觀上有壹種特有的氣勢和美感，不僅極快地完成從設計到裝備部隊的過程而且擁有夢幻般的遠距空戰能力，再加上超人氣電影《壯誌淩雲》的推波助瀾，這壹切使它在世界各地擁有數量龐大的Fans群體。筆者此次不想簡單的介紹這種飛機的壹般性能，而是希望能夠對F-14設計上的特點和其中的理由作壹個比較詳細地介紹。
氣動布局
為了滿足海軍對飛機的高速截擊能力、巡邏時間和大負荷條件安全著艦的近乎自相矛盾的苛刻要求，在當時的條件下使用變後掠翼布局幾乎是唯壹可行的布局。如果要采用固定翼布局，要滿足著艦性能的要求，就必須要加大翼面積以降低翼載荷，但是翼面積越大波阻和摩擦阻力就越大，截擊能力和巡航經濟性就受到損害，於是必須要有更強勁的動力和更多的燃油，毫無疑問，這樣會產生更多的重量，就會要求更大的翼面積。雖然這並不是壹個沒有盡頭的循環，但是卻收斂於壹個成本和重量無法接受的結果，根據國會要求對F-15上艦研究的結果證明了這壹點。
在總結了F-111的教訓和過去數十年的研究經驗的基礎上，F-14的機翼堪稱戰鬥機變後掠翼系統的經典之作。F-14的機翼後掠角變化範圍為20度~68度，地面停放時可以鎖定在後掠75度位置，在後掠20度時翼展19.14米，後掠68度時翼展11.65米，停放時為10.15米，翼面積52.49平方米。機翼可動段有二段式前緣縫翼和三段式後緣襟翼，在後緣襟翼前的機翼上表面有四塊擾流片。在F-111的設計試飛過程中，美國人發現該機的轉軸位置選擇的過於靠內（約20%半展長處），隨著飛行馬赫數和機翼後掠角的增大，氣動中心不斷後移，最終後移量達到53%平均氣動弦長，換言之飛機的縱向靜安定度（註1）增加非常大（最大靜安定度達到近60%）。為了配平飛機需要很大的平尾負升力，產生很大的配平阻力，也嚴重的影響了飛機的機動性，實際上也對平尾面積和尾臂長的選擇產生影響，從而增加了重量和成本。在研制F-14時，格魯曼應用了蘭利研究中心的成果，把轉軸位置選擇在較靠外的30%半展長處（轉軸距機身對稱面2.72米），使氣動中心的移動量大大減小，在後掠50度時出現的最大後移量僅有16%平均氣動弦長，此後隨後掠角的增加反而逐漸減小，相應的整個馬赫數範圍內的縱向靜安定度都比F-111小得多。這是對采用變後掠翼布局的F-14的機動性要求的基本保證。
與多數變後掠翼飛機不同，F-14的翼套相當大，這是轉軸位置靠外造成的，在翼套的內部還收藏著壹片翼套扇翼，翼套扇翼伸出可以進壹步前移氣動中心，使超音速的靜安定性降低10%，降低平尾負荷和配平阻力。當收起翼套扇翼時，在大部分超音速範圍F-14能做6g以上的機動，而伸出翼套扇翼時還可以再增加約1g。翼套的前緣半徑較大，翼套上表面每側各有兩條結構加強翼刀，這樣的設計兼有結構和氣動的妙用，結構上加強了空心的翼套的強度和剛度，但氣動上則又有更為重要的作用。變後掠翼機的翼套後掠角很大，在壹定迎角（註2）的時候會像邊條壹樣拉出渦流，但是當外翼小後掠角狀態時這個渦流會在翼套前緣與活動機翼相交處離開前緣而流過機翼上方，會在活動翼上表面誘導上洗氣流，並且促使活動翼上表面氣流發生分離。分離壹般從翼套與活動翼相交處弦向的後緣開始，但隨著迎角的增大，很快就會向外和向前擴展，雖然實際上也會影響翼套的後緣，但是該處的分離非常緩慢。這種現象發生後再增大迎角，外翼的升力就不再增加，甚至可能下降，而翼套的升力則繼續增加，從而影響了飛機所能達到的最大升力系數（註3），並且更重要的是使縱向力矩系數的變化出現非線性，而且變得不穩定，有時也會在縱向不穩定後也破壞橫航向的穩定性。另外，由於分離從後緣開始發生，放後緣襟翼的增升效果也不理想。采用大的翼套前緣半徑可以推遲出現分離渦流到更大的迎角，而翼刀則可以保持已經發生的渦的位置，阻止它向外翼流動發展。翼套的後緣有壹圈柔性的整流裝置來保持後緣的密封，這個裝置由液壓活塞來保持正確的位置。而翼套後的機身收藏後掠的外翼的位置，則有壹個氣囊來保持氣動外形和機身的密封。
也許會讓人感到驚訝，作為1970年首飛的飛機，F-14的機翼掠動，翼套扇翼的伸縮和機翼增升裝置的收放全部是自動的，而且它們多數並不是由控制增穩系統的飛控計算機控制，而是由中央大氣數據計算機控制。在油門桿上有壹個四向電門，是機翼的主要掠動控制系統，可以選擇自動掠動或者將外翼鎖定在前後位置，另壹個選擇是需要使用炸彈作近距支援時，把機翼鎖在55度後掠角位置上，這是因為這個後掠角位置加速性好，持續機動能力強，而且低空速壓大，為避免受到過大載荷，機翼不宜多做掠動。飛行員還可以通過油門桿側面的手動桿應急手動無級調節後掠位置，但是為了限制翼根彎矩，飛行員對後掠角的調節受到掠動程序中手動後掠限動器的限制。事實上格魯曼設計這個以馬赫數為自變量函數的自動掠動程序的最初目的就是為了限制翼根彎矩，減輕機翼的重量，但是他們很快就發現對掠動程序進行合理的優化可以改善飛機的飛行性能。最後使用的程序基本上包括適用於4300米以下和適用於6100米以上兩種，實際上考慮了空氣密度不同造成的速壓和翼根彎矩的區別。眾所周知，小後掠角狀態可以獲得好的低速升力特性、高的升阻比，而增加後掠角可以明顯的推遲馬赫數增加時的阻力增加。絕大多數時候把按最大升阻比和阻力增加特性確定的隨馬赫數掠動的程序與按翼根彎矩考慮的掠動程序相疊加就最後得到輸出的後掠角，出現這樣的結果，不得不說格魯曼很走運，F-14這個設計的氣動效率最優值和結構受載有著高度的相容性，只有很少的情況必須要為結構作出氣動上的少許讓步。這套變後掠系統使F-14收到了很高的氣動效益，在亞音速巡航時可以獲得遠超過10的最大升阻比（在M0.6可以達到15，此時對應最大航時巡航，但因為速度較慢，並不出現最大航程），而在超音速的零升阻力系數僅略超過0.04。在3050米高度，0.9馬赫的條件下，F-14A擁有超過600英尺/秒的單位重量剩余功率，雖然單位重量剩余功率並不與實際的爬升率完全壹致，但是反映了飛機的爬升能力，變後掠構型使F-14A在自身重量較大，推重比不足的情況下能夠獲得比通常推測的更大的爬升率。當然，在前面也已經談到飛行員可以在手動後掠限動器限制的範圍內手動調節機翼的後掠位置，但是飛行員不可能知道在什麽時候取多大的後掠角有最佳氣動效率，而且自動變後掠機構能夠提供的7度/秒（1g）到3度/秒（7.5g）的變後掠速率通常也夠用，所以壹般並不經常使用手動變後掠。不過，自動變後掠程序並非為格鬥而優化，在格鬥中也許有經驗的飛行員會通過手動調節後掠角而獲得額外的優勢，比如減小後掠角以迅速的降低速度和獲得良好的盤旋性能或者增大後掠角以迅速的加速脫離纏鬥。
包含翼套扇翼、前緣縫翼和後緣機動襟翼在內的機動裝置對F-14的機動性有十分重要的作用。翼套扇翼最大可向外旋轉15度，其作用在前文中已經提到，但是需要說明的是，在F-14B/D型機上已經取消了翼套扇翼,筆者以為原因可能是由於控制系統的改進、飛機重心位置的變化和美國海軍對超音速機動性要求的變化使飛機已經不需要這個裝置。在機動中使用前緣縫翼據說跟格魯曼的試飛員曾經試飛過達索的幻影G有很大的關系，他們發現在亞音速機動中使用前緣縫翼可以極大的推遲抖振的發生，稍後會談到這些機動裝置綜合作用會有多大的效益。F-14的前緣縫翼最大偏角為17度，在起降時使用，用作機動縫翼時最大偏角8.5度；相似的後緣襟翼在起降時最大偏度為35度，而在機動中最大偏角為10度。後緣襟翼的結構比較復雜，在上表面有壹塊眉門，眉門伸出時可以保持上表面的連續，收起時可以形成起降高升力構型所需的單縫；下表面也有壹扇門可以在後緣襟翼處於收起或機動位置時保持機翼下表面的連續，而在起降高升力構型下則收起形成單縫。前緣機動縫翼和後緣機動襟翼的操縱原本是由飛行員通過操縱桿上的手輪控制的，但是實際上空戰中飛行員負擔太重，很難顧得上及時使用，在90批次之後就改為由中央大氣數據計算機全自動控制了。翼套扇翼也是由中央大氣數據計算機控制的，但是在M1.4以下可以由飛行員通過操縱桿上的手輪控制。在低速壓下的前後緣機動縫、襟翼和翼套扇翼的收放是互相聯系的，大致上是低速時當迎角超過7度時機動裝置完全伸出，在迎角小於4度時收回，起始伸出的迎角隨馬赫數增加而增加。機動裝置偏轉角度之間的關系是翼套扇翼向外旋轉的角度是後緣襟翼的1.5倍，前緣縫翼的偏轉角度是後緣襟翼的0.85倍。但是在低空低馬赫數時，外翼小後掠，翼套扇翼是不伸出的，因為飛機本身按機翼伸開時具有最小的縱向安定性設計，以減小平尾配平負荷從而獲得大的升阻比，如果此時伸出翼套扇翼會使飛機變為縱向靜不安定，這種現象在當時是應當避免的。翼套扇翼在M1.4以上會完全伸出，在後掠控制電門處於投彈位置時也會完全伸出。前後緣縫/襟翼也有使用的限制，在7620米以下高度為了控制結構承受的氣動載荷，把使用機動裝置限定在表速為426千米/小時的常數速壓線以下，而在7620米以上高度，由於這個表速所對應的馬赫數約為0.85，對應的機翼後掠角接近50度，前後緣機動裝置的效率很差，所以即使在更大高度速壓有所降低，也把前後緣機動裝置在M0.85以上時收起。另外，最內側襟翼受運動空間的限制，在後掠角大於21度時即鎖死。雖然使用機動裝置增加了飛機的復雜性，但是從性能的提高看還是值得的。在高度6100米，M1.3的條件下伸出翼套扇翼可使升力系數為0.4時的升阻比提高5%，平尾配平載荷降低38%。在亞音速機動裝置綜合作用下，不僅最大可用升力系數增加約有0.1，更重要的是抖振邊界升力系數隨馬赫數提高了0.2~0.4。在機動裝置收起時雖然最大可用升力系數也可以高達1.6，但是由於抖振十分嚴重，難以準確追蹤目標，多數情況只能用於防禦機動，而在使用機動裝置時最大可用升力系數與最大可用於跟蹤的升力系數基本重合，這主要是由於前緣縫翼極大的減弱了抖振強度。
F-14機頭直徑很大，主要是為了容納大直徑的雷達天線，在機頭長細比上作了折衷，既照顧了波阻，也可以在壹定程度上避免大迎角下機鼻上表面分理處不對稱的渦影響方向安定性。機身橫截面很獨特，為發動機短艙寬間距布局，機身扁平，翼套有壹定的上反角，發動機艙也是傾斜安裝，看起來略呈扁M形。發動機短艙寬間距布局雖然增大了幹凈構型下的摩擦阻力和波阻，但是在掛載武器的時候卻可以通過保形掛架掛載“不死鳥”導彈，和機身半埋掛載“麻雀”導彈，比起完全外掛武器減少了相當多的阻力。翼套內段的上反與外段的下反可以使較大後掠角時的升力分布仍接近橢圓，減少誘導阻力。為了適應高空高速截擊任務的需要，F-14選擇了二元外壓式四波系直通進氣道，有壹塊水平固定壓縮斜板，三塊可調壓縮斜板（最後的壹塊是擴壓段的）和壹個可調的放氣門。壓縮斜板按飛行馬赫數調節，放氣門則要跟據飛行馬赫數、發動機換算轉速（由溫度傳感器測得的總溫換算得到的發動機轉速）和飛行迎角來調節。各級斜板和放氣門均為帶反饋的閉環系統，該閉環系統精度較高，在小行程段誤差不大於0.6%，中行程段不大於0.35%，大行程段不大於0.8%。系統響應速度則根據需要不同，按飛行馬赫數控制的斜板由於飛行馬赫數變化較慢，作動筒速度分別為10.16毫米/秒，43.18毫米/秒，30.48毫米/秒，而放氣門還受到迎角和發動機轉速的控制，其中戰鬥機在空戰時油門運動頻繁，發動機轉速變化也很快，要求放氣門作動筒速度達到139.7毫米/秒。進氣道控制系統的指令更新也很快，更新周期為10毫秒，能夠較好的滿足實際飛行的需要。進氣道內側距機身25厘米，可以避免機頭附面層進入進氣道，進氣道的下唇口位置比機頭下緣更低，加上水平壓縮斜板的屏蔽作用，進氣道的大迎角性能較好。F-14的雙垂尾安裝在發動機短艙的上方，外傾5度，兩垂尾頂端距離為3.25米，發動動機短艙下有雙腹鰭，能夠滿足高空高速飛行的方向安定性要求。方向舵偏角為±30度，在大迎角時仍能控制飛機。全動平尾位置較主翼低，偏角範圍為+15度到-35度，可以差動控制飛機滾轉。為了減少後體阻力F-14A在設計過程中作了大量的研究，其中最具特色的是格魯曼專為F-14A設計的光圈式收擴噴管，這種至今僅見於F-14A的噴管具有重量輕、自冷卻和安裝性能高的特點，噴管調節時作前後移動，不需要鉸鏈，內外均十分光滑，在獲得高的內部性能的同時又可以降低阻力。發動機噴口間的整流設計也十分關鍵，最後選擇的整流方案較原設計短，剖面為楔形，中後部有壹段外伸體可以改善面積分布，該方案兼顧了亞音速和跨音速性能，使飛機的巡航時可減少約6.5%的廢阻力。整流體上下表面各有壹塊減速板，面積分別為2平方米和1.3平方米，可打開34度，但是在著艦時下減速板只能放到18度（壹說被鎖死）。
F-14的操縱舵面包括擾流片、全動平尾和方向舵，其中擾流片主要參與滾轉操縱，全動平尾同向偏轉可作俯仰操縱，差動可作滾轉操縱，方向舵在小迎角作偏航操縱，大迎角也作滾轉操縱。擾流片最大開度為55度，自動駕駛儀工作時為15度，當後掠角大於57度時，擾流片被鎖死，不再參與操縱。變後掠翼飛機采用擾流片是相當普遍的現象，主要是因為布置全翼展後緣襟翼的需要，采用擾流片也可以避免大動壓時的操縱反效，並且打開擾流片產生的阻力可導致有利於滾轉的偏航力矩，另壹點很重要的是在降落階段打開後緣襟翼前的擾流片可以明顯破壞襟翼升力效果，產生很大的滾轉力矩，對低速時保持有效操縱飛機很有意義。但是使用擾流板也存在著很多固有的問題，首先是擾流片通過擾動氣流引起升力變化來產生滾轉力矩，這個過程有明顯的時間延遲，時間延遲會影響操縱的準確度；其次是擾流片產生的滾轉力矩與擾流片偏度的關系是非線性的，偏度很小的時候，處在附面層內，幾乎不能產生滾轉力矩，然後隨偏度增加力矩增加很快，但最後力矩增長又趨於緩慢；然後是由於大迎角時機翼後緣附面層增厚，甚至局部分離，這會嚴重降低擾流片的操縱效率，使用前緣縫翼可以控制分離，部分彌補這個缺陷；最後是隨著後掠角的增大，擾流片擾動減弱，位置也更靠近重心，操縱效果將會下降，而且擾流片位置靠後，會產生附加的擡頭力矩，另外大後掠角通常對應的跨超音速飛行狀態，擾流片前將會出現激波，擾流片只能影響波後升力分布，操縱效能進壹步下降。擾流片的這些特點決定了F-14必須要使用差動平尾與擾流片相組合的滾轉操縱手段，差動平尾在中小後掠角是輔助的滾轉操縱手段，隨後掠角增大逐漸變為主要操縱手段。差動平尾差動量壹般不大（在F-14上最大差動權限為±7度，使用自動駕駛儀時為±5度），在低速壓時不能產生足夠滾轉力矩，而且機翼展開時轉動慣量和滾轉阻尼也較大，必須要與擾流片組合作用，相反的對應高速壓的大後掠狀態，本身舵效比較明顯，而且飛機轉動慣量和滾轉阻尼都減小很多，這時候為限制滾轉率和後機身扭矩，平尾差動權限逐漸下降到最大值的壹半。F-14的擾流片還有壹些輔助的功能：在降落時可附加偏轉8度，起直接升力控制的作用；在著陸接地後，左右同時打開55度增加阻力；在機動襟翼工作時下偏4.5度，減小縫隙，改善流態。與多數人的印象可能不同，戰鬥機的方向舵的偏航操縱能力主要用於機動中減小側滑（註4）和精確控制航向及抵抗側風降落等，而在F-14上方向舵的大迎角操縱能力十分重要。F-14擁有較高的使用迎角和壹些非常規的機動能力，但在大迎角下擾流片和差動平尾的效能不足，必須要用方向舵控制滾轉。