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F-14的机翼后掠角变化范围为20度~68度,地面停放时可以锁定在后掠75度位置,在后掠20度时翼展19.14米,后掠68度时翼展11.65米,停放时为10.15米,翼面积52.49平方米。
机翼可动段有二段式前缘缝翼和三段式后缘襟翼,在后缘襟翼前的机翼上表面有四块扰流片。
在F-111的设计试飞过程中,美国人发现该机的转轴位置选择的过于靠内(约20%半展长处),随着飞行马赫数和机翼后掠角的增大,气动中心不断后移,最终后移量达到53%平均气动弦长,换言之飞机的纵向静安定度(注1)增加非常大(最大静安定度达到近60%)。
为了配平飞机需要很大的平尾负升力,产生很大的配平阻力,也严重的影响了飞机的机动性,实际上也对平尾面积和尾臂长的选择产生影响,从而增加了重量和成本。
在研制F-14时,格鲁曼应用了兰利研究中心的成果,把转轴位置选择在较靠外的30%半展长处(转轴距机身对称面2.72米),使气动中心的移动量大大减小,在后掠50度时出现的最大后移量仅有16%平均气动弦长,此后随后掠角的增加反而逐渐减小,相应的整个马赫数范围内的纵向静安定度都比F-111小得多。
这是对采用变后掠翼布局的F-14的机动性要求的基本保证。
与多数变后掠翼飞机不同,F-14的翼套相当大,这是转轴位置靠外造成的,在翼套的内部还收藏着一片翼套扇翼,翼套扇翼伸出可以进一步前移气动中心,使超音速的静安定性降低10%,降低平尾负荷和配平阻力。
当收起翼套扇翼时,在大部分超音速范围F-14能做6g以上的机动,而伸出翼套扇翼时还可以再增加约1g。
翼套的前缘半径较大,翼套上表面每侧各有两条结构加强翼刀,这样的设计兼有结构和气动的妙用,结构上加强了空心的翼套的强度和刚度,但气动上则又有更为重要的作用。
变后掠翼机的翼套后掠角很大,在一定迎角(注2)的时候会像边条一样拉出涡流,但是当外翼小后掠角状态时这个涡流会在翼套前缘与活动机翼相交处离开前缘而流过机翼上方,会在活动翼上表面诱导上洗气流,并且促使活动翼上表面气流发生分离。
分离一般从翼套与活动翼相交处弦向的后缘开始,但随着迎角的增大,很快就会向外和向前扩展,虽然实际上也会影响翼套的后缘,但是该处的分离非常缓慢。
这种现象发生后再增大迎角,外翼的升力就不再增加,甚至可能下降,而翼套的升力则继续增加,从而影响了飞机所能达到的最大升力系数(注3),并且更重要的是使纵向力矩系数的变化出现非线性,而且变得不稳定,有时也会在纵向不稳定后也破坏横航向的稳定性。
另外,由于分离从后缘开始发生,放后缘襟翼的增升效果也不理想。
采用大的翼套前缘半径可以推迟出现分离涡流到更大的迎角,而翼刀则可以保持已经发生的涡的位置,阻止它向外翼流动发展。
翼套的后缘有一圈柔性的整流装置来保持后缘的密封,这个装置由液压活塞来保持正确的位置。
而翼套后的机身收藏后掠的外翼的位置,则有一个气囊来保持气动外形和机身的密封。
也许会让人感到惊讶,作为1970年首飞的飞机,F-14的机翼掠动,翼套扇翼的伸缩和机翼增升装置的收放全部是自动的,而且它们多数并不是由控制增稳系统的飞控计算机控制,而是由中央大气数据计算机控制。
在油门杆上有一个四向电门,是机翼的主要掠动控制系统,可以选择自动掠动或者将外翼锁定在前后位置,另一个选择是需要使用炸弹作近距支援时,把机翼锁在55度后掠角位置上,这是因为这个后掠角位置加速性好,持续机动能力强,而且低空速压大,为避免受到过大载荷,机翼不宜多做掠动。
飞行员还可以通过油门杆侧面的手动杆应急手动无级调节后掠位置,但是为了限制翼根弯矩,飞行员对后掠角的调节受到掠动程序中手动后掠限动器的限制。
事实上格鲁曼设计这个以马赫数为自变量函数的自动掠动程序的最初目的就是为了限制翼根弯矩,减轻机翼的重量,但是他们很快就发现对掠动程序进行合理的优化可以改善飞机的飞行性能。
最后使用的程序基本上包括适用于4300米以下和适用于6100米以上两种,实际上考虑了空气密度不同造成的速压和翼根弯矩的区别。
众所周知,小后掠角状态可以获得好的低速升力特性、高的升阻比,而增加后掠角可以明显的推迟马赫数增加时的阻力增加。
绝大多数时候把按最大升阻比和阻力增加特性确定的随马赫数掠动的程序与按翼根弯矩考虑的掠动程序相叠加就最后得到输出的后掠角,出现这样的结果,不得不说格鲁曼很走运,F-14这个设计的气动效率最优值和结构受载有着高度的相容性,只有很少的情况必须要为结构作出气动上的少许让步。
这套变后掠系统使F-14收到了很高的气动效益,在亚音速巡航时可以获得远超过10的最大升阻比(在M0.6可以达到15,此时对应最大航时巡航,但因为速度较慢,并不出现最大航程),而在超音速的零升阻力系数仅略超过0.04。
在3050米高度,0.9马赫的条件下,F-14A拥有超过600英尺/秒的单位重量剩余功率,虽然单位重量剩余功率并不与实际的爬升率完全一致,但是反映了飞机的爬升能力,变后掠构型使F-14A在自身重量较大,推重比不足的情况下能够获得比通常推测的更大的爬升率。
当然,在前面也已经谈到飞行员可以在手动后掠限动器限制的范围内手动调节机翼的后掠位置,但是飞行员不可能知道在什么时候取多大的后掠角有最佳气动效率,而且自动变后掠机构能够提供的7度/秒(1g)到3度/秒(7.5g)的变后掠速率通常也够用,所以一般并不经常使用手动变后掠。
不过,自动变后掠程序并非为格斗而优化,在格斗中也许有经验的飞行员会通过手动调节后掠角而获得额外的优势,比如减小后掠角以迅速的降低速度和获得良好的盘旋性能或者增大后掠角以迅速的加速脱离缠斗。
包含翼套扇翼、前缘缝翼和后缘机动襟翼在内的机动装置对F-14的机动性有十分重要的作用。
翼套扇翼最大可向外旋转15度,其作用在前文中已经提到,但是需要说明的是,在F-14B/D型机上已经取消了翼套扇翼,笔者以为原因可能是由于控制系统的改进、飞机重心位置的变化和美国海军对超音速机动性要求的变化使飞机已经不需要这个装置。
在机动中使用前缘缝翼据说跟格鲁曼的试飞员曾经试飞过达索的幻影G有很大的关系,他们发现在亚音速机动中使用前缘缝翼可以极大的推迟抖振的发生,稍后会谈到这些机动装置综合作用会有多大的效益。
F-14的前缘缝翼最大偏角为17度,在起降时使用,用作机动缝翼时最大偏角8.5度;
相似的后缘襟翼在起降时最大偏度为35度,而在机动中最大偏角为10度。
后缘襟翼的结构比较复杂,在上表面有一块眉门,眉门伸出时可以保持上表面的连续,收起时可以形成起降高升力构型所需的单缝;
下表面也有一扇门可以在后缘襟翼处于收起或机动位置时保持机翼下表面的连续,而在起降高升力构型下则收起形成单缝。
前缘机动缝翼和后缘机动襟翼的操纵原本是由飞行员通过操纵杆上的手轮控制的,但是实际上空战中飞行员负担太重,很难顾得上及时使用,在90批次之后就改为由中央大气数据计算机全自动控制了。
翼套扇翼也是由中央大气数据计算机控制的,但是在M1.4以下可以由飞行员通过操纵杆上的手轮控制。
在低速压下的前后缘机动缝、襟翼和翼套扇翼的收放是互相联系的,大致上是低速时当迎角超过7度时机动装置完全伸出,在迎角小于4度时收回,起始伸出的迎角随马赫数增加而增加。
机动装置偏转角度之间的关系是翼套扇翼向外旋转的角度是后缘襟翼的1.5倍,前缘缝翼的偏转角度是后缘襟翼的0.85倍。
但是在低空低马赫数时,外翼小后掠,翼套扇翼是不伸出的,因为飞机本身按机翼伸开时具有最小的纵向安定性设计,以减小平尾配平负荷从而获得大的升阻比,如果此时伸出翼套扇翼会使飞机变为纵向静不安定,这种现象在当时是应当避免的。
翼套扇翼在M1.4以上会完全伸出,在后掠控制电门处于投弹位置时也会完全伸出。
前后缘缝/襟翼也有使用的限制,在7620米以下高度为了控制结构承受的气动载荷,把使用机动装置限定在表速为426千米/小时的常数速压线以下,而在7620米以上高度,由于这个表速所对应的马赫数约为0.85,对应的机翼后掠角接近50度,前后缘机动装置的效率很差,所以即使在更大高度速压有所降低,也把前后缘机动装置在M0.85以上时收起。
另外,最内侧襟翼受运动空间的限制,在后掠角大于21度时即锁死。
虽然使用机动装置增加了飞机的复杂性,但是从性能的提高看还是值得的。
在高度6100米,M1.3的条件下伸出翼套扇翼可使升力系数为0.4时的升阻比提高5%,平尾配平载荷降低38%。
在亚音速机动装置综合作用下,不仅最大可用升力系数增加约有0.1,更重要的是抖振边界升力系数随马赫数提高了0.2~0.4。
在机动装置收起时虽然最大可用升力系数也可以高达1.6,但是由于抖振十分严重,难以准确追踪目标,多数情况只能用于防御机动,而在使用机动装置时最大可用升力系数与最大可用于跟踪的升力系数基本重合,这主要是由于前缘缝翼极大的减弱了抖振强度。
F-14机头直径很大,主要是为了容纳大直径的雷达天线,在机头长细比上作了折衷,既照顾了波阻,也可以在一定程度上避免大迎角下机鼻上表面分理处不对称的涡影响方向安定性。
机身横截面很独特,为发动机短舱宽间距布局,机身扁平,翼套有一定的上反角,发动机舱也是倾斜安装,看起来略呈扁M形。
发动机短舱宽间距布局虽然增大了干净构型下的摩擦阻力和波阻,但是在挂载武器的时候却可以通过保形挂架挂载&
quot;
不死鸟&
导弹,和机身半埋挂载&
麻雀&
导弹,比起完全外挂武器减少了相当多的阻力。
翼套内段的上反与外段的下反可以使较大后掠角时的升力分布仍接近椭圆,减少诱导阻力。
为了适应高空高速截击任务的需要,F-14选择了二元外压式四波系直通进气道,有一块水平固定压缩斜板,三块可调压缩斜板(最后的一块是扩压段的)和一个可调的放气门。
压缩斜板按飞行马赫数调节,放气门则要跟据飞行马赫数、发动机换算转速(由温度传感器测得的总温换算得到的发动机转速)和飞行迎角来调节。
各级斜板和放气门均为带反馈的闭环系统,该闭环系统精度较高,在小行程段误差不大于0.6%,中行程段不大于0.35%,大行程段不大于0.8%。
系统响应速度则根据需要不同,按飞行马赫数控制的斜板由于飞行马赫数变化较慢,作动筒速度分别为10.16毫米/秒,43.18毫米/秒,30.48毫米/秒,而放气门还受到迎角和发动机转速的控制,其中战斗机在空战时油门运动频繁,发动机转速变化也很快,要求放气门作动筒速度达到139.7毫米/秒。
进气道控制系统的指令更新也很快,更新周期为10毫秒,能够较好的满足实际飞行的需要。
进气道内侧距机身25厘米,可以避免机头附面层进入进气道,进气道的下唇口位置比机头下缘更低,加上水平压缩斜板的屏蔽作用,进气道的大迎角性能较好。
F-14的双垂尾安装在发动机短舱的上方,外倾5度,两垂尾顶端距离为3.25米,发动动机短舱下有双腹鳍,能够满足高空高速飞行的方向安定性要求。
方向舵偏角为±
30度,在大迎角时仍能控制飞机。
全动平尾位置较主翼低,偏角范围为+15度到-35度,可以差动控制飞机滚转。
为了减少后体阻力F-14A在设计过程中作了大量的研究,其中最具特色的是格鲁曼专为F-14A设计的光圈式收扩喷管,这种至今仅见于F-14A的喷管具有重量轻、自冷却和安装性能高的特点,喷管调节时作前后移动,不需要铰链,内外均十分光滑,在获得高的内部性能的同时又可以降低阻力。
发动机喷口间的整流设计也十分关键,最后选择的整流方案较原设计短,剖面为楔形,中后部有一段外伸体可以改善面积分布,该方案兼顾了亚音速和跨音速性能,使飞机的巡航时可减少约6.5%的废阻力。
整流体上下表面各有一块减速板,面积分别为2平方米和1.3平方米,可打开34度,但是在着舰时下减速板只能放到18度(一说被锁死)。
F-14的操纵舵面包括扰流片、全动平尾和方向舵,其中扰流片主要参与滚转操纵,全动平尾同向偏转可作俯仰操纵,差动可作滚转操纵,方向舵在小迎角作偏航操纵,大迎角也作滚转操纵。
扰流片最大开度为55度,自动驾驶仪工作时为15度,当后掠角大于57度时,扰流片被锁死,不再参与操纵。
变后掠翼飞机采用扰流片是相当普遍的现象,主要是因为布置全翼展后缘襟翼的需要,采用扰流片也可以避免大动压时的操纵反效,并且打开扰流片产生的阻力可导致有利于滚转的偏航力矩,另一点很重要的是在降落阶段打开后缘襟翼前的扰流片可以明显破坏襟翼升力效果,产生很大的滚转力矩,对低速时保持有效操纵飞机很有意义。
但是使用扰流板也存在着很多固有的问题,首先是扰流片通过扰动气流引起升力变化来产生滚转力矩,这个过程有明显的时间延迟,时间延迟会影响操纵的准确度;
其次是扰流片产生的滚转力矩与扰流片偏度的关系是非线性的,偏度很小的时候,处在附面层内,几乎不能产生滚转力矩,然后随偏度增加力矩增加很快,但最后力矩增长又趋于缓慢;
然后是由于大迎角时机翼后缘附面层增厚,甚至局部分离,这会严重降低扰流片的操纵效率,使用前缘缝翼可以控制分离,部分弥补这个缺陷;
最后是随着后掠角的增大,扰流片扰动减弱,位置也更靠近重心,操纵效果将会下降,而且扰流片位置靠后,会产生附加的抬头力矩,另外大后掠角通常对应的跨超音速飞行状态,扰流片前将会出现激波,扰流片只能影响波后升力分布,操纵效能进一步下降。
扰流片的这些特点决定了F-14必须要使用差动平尾与扰流片相组合的滚转操纵手段,差动平尾在中小后掠角是辅助的滚转操纵手段,随后掠角增大逐渐变为主要操纵手段。
差动平尾差动量一般不大(在F-14上最大差动权限为±
7度,使用自动驾驶仪时为±
5度),在低速压时不能产生足够滚转力矩,而且机翼展开时转动惯量和滚转阻尼也较大,必须要与扰流片组合作用,相反的对应高速压的大后掠状态,本身舵效比较明显,而且飞机转动惯量和滚转阻尼都减小很多,这时候为限制滚转率和后机身扭矩,平尾差动权限逐渐下降到最大值的一半。
F-14的扰流片还有一些辅助的功能:
在降落时可附加偏转8度,起直接升力控制的作用;
在着陆接地后,左右同时打开55度增加阻力;
在机动襟翼工作时下偏4.5度,减小缝隙,改善流态。
与多数人的印象可能不同,战斗机的方向舵的偏航操纵能力主要用于机动中减小侧滑(注4)和精确控制航向及抵抗侧风降落等,而在F-14上方向舵的大迎角操纵能力十分重要。
F-14拥有较高的使用迎角和一些非常规的机动能力,但在大迎角下扰流片和差动平尾的效能不足,必须要用方向舵控制滚转。
F-14的发动机短舱宽间距布局使它在大迎角下外侧机翼失速之后,机身仍然能够产生升力,并且在很高的迎角仍然在增长,这个特点与Su-27有些相似,是F-14大迎角机动能力的基础。
然而令多数人想不到的是制约第三代战斗机大迎角能力的通常并不是机翼分离失速而是大迎角下的安定性和操纵性,很多飞机都因为安定性的丧失或者失去有效控制能力而把使用迎角限制在远低于失速迎角的地方。
F-14并不是没有迎角限制的战斗机,它能够以一些瞬态的动作进入非常高的迎角范围,或者在比较大的迎角完成一些稳定可控的机动,但是飞行员必须要小心谨慎,及时地对可能发生的意外做出正确的反应。
在试飞的时候曾经由于意外而在一个垂直科目中达到了±
90度迎角,而有意识的表演则似乎能够在1.5秒内拉到77度迎角,飞机没有发生任何偏离(注5)或者尾旋(注6)的趋势,能够顺利地退出机动。
根据F-14试飞员的说法,他们在45度迎角范围内使用所有诱发尾旋操纵,拉杆到底,压满杆和反向蹬舵,直到60度迎角的满压杆,以及倒飞时在-30度攻角推杆到头和满压杆,或者推杆到头和蹬满舵都未能引发尾旋,甚至可以在45度迎角稳定飞行和蹬满舵完成360度滚转。
不同的外挂也不会引起抗尾旋特性的明显变化。
曾经有一位《航空周刊》的编辑坐在2号原型机的后座观摩了由格鲁曼首席试飞员西威尔所做的一场机动和格斗表演。
当时该机因为加装测控设备和反尾旋伞,空重达到20412公斤,起飞时携带6985公斤燃油,格斗的对手是经改装减重1361公斤的F-4B。
西威尔首先表演了超音速的高g动作和快滚,随后在6706米,556公里/小时表速,机翼自动全后掠时拉杆以约50度/秒的俯仰速率拉到55度迎角并且保持这个位置直到空速减到93公里/小时,迎角下降到48度。
在空速为92公里/小时,拉杆到底,迎角约为25度时,西威尔把机翼锁在50度后掠,压满杆,蹬满舵,飞机几乎没有抖振的完成360度滚转。
滚转到倒飞姿态,西威尔表演了推杆到-26度迎角,获得-2.5g过载并保持10秒,在推杆达到-50度迎角和-3.8g。
在格斗中,即使F-4B拉到超过抖振边界和达到8g过载以至于翼尖玻璃纤维结构被撕裂也摆脱不了F-14的追踪,而且F-14确实能够像电影中表现的那样用突然拉起减速迫使追踪的F-4B冲前。
然而事实上F-14在服役初期也曾因为大迎角偏离而发生了一些事故,这主要是因为F-14在小后掠构型不放前缘缝翼时在16度迎角附近有一个失去方向安定性的区域,这是如果发生侧滑而不及时纠偏的话就会进入发散的荷兰滚模态(注7),并因为迎角的增大而最终进入尾旋。
F-14机头离重心比较远,发生尾旋时飞行员受到较大的侧向加速度会妨碍飞行员完成改出动作,并且对弹射有一定的不利影响。
试飞员没有发生这种事故可能是因为他们能够根据丰富的经验手动放出前缘缝翼和及时蹬舵纠偏,后来生产的F-14都是用了自动缝翼,就像前面介绍的那样。
但是在25度到36度迎角范围内,F-14还可能因为差动平尾造成的不利偏航而在快滚时发生反操纵,后来通过加装副翼-方向舵联动基本解决了这个问题。
发动机和燃油系统
F-14A的发动机历来以推力不足和可靠性不佳为人所诟病,作为第一种用于超音速战斗机的加力式涡轮风扇发动机,它的前身是1958年普拉特·
惠特尼公司作为私人经营计划的民用发动机JTF-10A。
这种1959年就首次试车的发动机并没有打开民用市场,而是以加力版TF30-P-1于1961年被海、空军选中为F-111的动力,稍后海军选中不加力的TF30-P-6作为A-7的动力。
F-14A选用的TF30-P-412实际上是F-111B用的TF30-P-12的发展型。
普·
惠在研制TF30时应用了高压比压气机、气冷涡轮、加力燃烧室分区供油和全程可调的收敛-扩张引射喷管等技术,其中加力室分区供油可使推力在大范围内调节,接通加力时压力平滑上升,有助于避免加力点火的压力脉动前传而造成风扇或压气机失速。
尽管TF30-P-1经历了两次严格的150小时定型试车,其中一次长时间模拟海平面和高空超音速飞行,但是这型发动机仍然在使用中发现存在着严重的失速、可靠性和耐久性问题。
这也许跟追求高压比减小了发动机的喘振裕度有关,此后的近十年中,TF30一直在不断改进。
本来海军只是想用成熟的TF30作为过渡,早在F-14A首飞前就已经决定采用普·
惠的F401-P-400作为F-14的标准动力装置。
但是F401和同是从JTF22上发展而来的F100一开始就因为选用了性能较低的风扇设计而造成研制拖期,导致海军在1971年年中取消了下一年的订货。
而后F100又在1973年因为风扇叶片和涡轮叶片故障未能通过150小时试车,改进风扇静子的F100在模拟高空高速试车时突然起火,风扇以后部分毁坏。
祸不单行,同年9月,F401也在试车台上爆炸。
虽然最后查明事故的原因竟然是实验室壁上落下的锈蚀严重的腐蚀了发动机,但是这些问题导致了F401更加严重的超支和拖期。
费用的超支加上经济疲软带来的经费紧张促使海军最终放弃了F401,不过从空军使用F100的经验看,这种发动机在服役初期在风扇失速这个问题上较TF30有过之而无不及,而且耐久性表现也不佳,也许使用不断成熟中的TF30反而可以比较省心。
当然TF30并不是海军心目中合适的发动机,改进的F-14B/D最终选择了推力强劲、可靠耐久的F110-GE-400。
为了适应F-14的机体,F110-GE-400把加力燃烧室延长了1.27米(表面积增加一倍多),并且移动了发动机安装节的位置,这带来了加力室寿命问题和安装主发动机安装节的风扇机匣的承载和保持保持圆度的问题。
为保证加力室的寿命和节约冷却空气流量,采用新的对流冷却方式冷却加长了1.27米的防振隔热屏,比较令人意外的是加长的防振隔热屏提高了加力室的效率,降低了发动机的加力耗油率。
安装节位置的改动通过加强风扇机匣解决,虽然得到了一种较好的方案,但是重量仍然不可避免地增加了。
为了适应推力大增的新发动机,F-14本身也做了一些改动,进气道斜板调节程序和进场自动油门也做了修改。
新发动机使F-14的爬升率提高61%,滞空时间延长约30%,在5000英尺高度从200节加速到600节仅耗时24秒,而且发动机数字控制系统使发动机在整个包线内都不会出现压气机失速。
F-14的燃油系统包括载油2616升的前机身软油箱(1号、2号油箱),共载油1726升的左、右供油油箱(位于中央翼盒内的3号、4号整体油箱),载油2453升的后机身油箱(5、6、7、8号软油箱和整体通气油箱)和每侧载油1117升的外翼整体油箱,进气道下可悬挂容量为1022升的副油箱。
当使用密度为0.816千克/升的JP-5燃油时,机内载油量为7466千克,总载油量为9114千克。
左翼和后机身油箱为左发供油,右翼和前机身油箱为右发供油,除副油箱外,系统为重力输油。
F-14有空中受油系统和地面单点压力加油,地面放油口和位于尾部中间整流体末端的空中放油口。
可在左发开车时进行地面压力加油(称为热加油)。
空中受油管通往左、右供油油箱。
结构和系统
F-14的机体为金属半硬壳结构,主要包括前、中、后机身,活动翼,、垂尾、平尾、起落架等部分。
前机身由机头和座舱组成,机头雷达天线罩为常规的缠绕玻璃纤维结构,为了便于在航空母舰狭小的机库里维护雷达,雷达找可以向上方折起。
座舱下方向前收藏的双轮前起落架装有前轮转向机构和弹射拖曳杆。
F-14的座舱十分高大宽敞,有些遗憾的是保守的三片式风挡有些影响视野,如同人们所熟知的,F-14A的平显画面就投射在风挡的中央。
这个别出心裁的设计实际上是无奈之举,由于安装位置的限制,原设计的风挡玻璃和平显之间出现了严重的多重反射问题导致飞行员不能看清字符,所以只能把平显投射玻璃取消掉。
但是这个设计对风挡提出了很高的要求,它既要满足风挡玻璃承受空气动力和座舱压力的要求,也要满足平显玻璃的光学品质和安装精度要求。
最终使用的风挡
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