X—36研究试验机与缩比飞行试验技术考察

《浅谈研究试验机在F-22A研制项目中的重要作用》一文在本刊2012年10期发表之后，作者得到不少读者反馈，不少读者提出该文第三章节（隐身技术章节）的论据不够充分，说服力也不强，提出的论据甚至有些牵强。例如有读者指出该文在论证研究隐身技术试验机在提升F-22A的雷达隐身性能发挥的重要作用章节中，并没有给出令人信服的论据，不过只是回顾了美国的隐身飞机研制历史罢了，提到的几种隐身技术研究试验机都是为其他型号飞机做技术储备，而将这些研究成果一股脑地跟F-22A的隐身性能优势联系在一起，也显得牵强附会，缺乏说服力。对此，作者特地补充行文一篇，专门介绍X-36研究试验机与缩比飞行试验技术在研究战斗机的隐身技术与高机动性技术结合方面可能发挥的重要作用，希望补上F-22A研制历史上往往被忽略、但有又非常重要的一个环节。

缩比飞行试验技术即是根据空气动力学相似性原理，把真实战斗机的尺寸、外形、重量、重心位置、惯矩等设计参数进行缩比，制作成缩比遥控飞行模型，并装有完善的动力系统和飞控系统，以求在真实马赫数、雷诺数、弗劳德数条件下，研究战斗机的空气动力、飞行力学、以及飞行控制率等特性。

缩比飞行试验技术是风洞试验和计算机模拟的重要补充试验手段；同时缩比飞行试验技术也是从模型自由飞向研究试验机全尺寸飞行试验的过渡试验手段。

相对于风洞试验和计算机模拟试验，缩比飞行试验技术的试验条件更加贴近真实，试验数据更为准确可信。原因是低亚声速风洞设备只能模拟雷诺数相似，而忽略了马赫数相似；超声速风洞设备只能模拟马赫数相似，而忽略了雷诺数相似；缩比飞行试验可在特定试飞条件下同时兼顾马赫数和雷诺数相似；计算机模拟试验手段由于计算流体力学软件计算存在精度误差的问题，因此同样需要缩比飞行试验技术来修正数据。

相对于模型自由飞试验，缩比飞行试验技术更为复杂，例如模型自由飞模型一般没有动力，也没有完善的飞控系统，仅装有简单的遥测系统。而缩比飞行试验用到的模型不仅装有动力系统，以保证推重比等动力学参数相似；还装有完善的飞控系统，以保证模型完成各种高难度机动试飞；甚至还要安装复杂的遥测系统，以便实时接收地面控制站传来的飞控信号数据，并向地面控制站实时传输飞行参数。

相对于研究试验机全尺寸飞行试验，缩比飞行试验人员的试验风险几乎为零，原因是试飞员在地面控制站操纵飞机，可大胆尝试之前从未涉足过的高风险试飞科目；同时缩比飞行试验的成本也要低得多，原因是缩比飞行模型和全尺寸试验机的制造成本和飞行成本不可同日而语。

从左图可见，缩比飞行试验在气动力数据的高精确度和飞行控制率的高保真度上仅次于研究试验机的全尺寸飞行试验。正是由于缩比飞行试验技术拥有以上所列举的种种优点，才得到航空技术发达国家的关注和青睐。在F-22A战斗机的研制项目之中，缩比飞行试验技术就发挥了至关重要的作用。

早在1975年，NASA就利用2架缩比比例为44%的HiMAT研究试验机进行了缩比飞行试验，用于研究提升战斗机超声速机动性的技术。试飞结果显示，HiMAT可在超声速条件下进行稳定的高过载盘旋机动，例如在高度7500米，马赫数1.2飞行条件下，HiMAT完成了过载为7g的超声速盘旋机动，这是F-15/16等第三代战斗机所无法做到的，HiMAT的试飞数据为提升F-22A的超声速机动提供了强大的技术储备。

X-36的缩比飞行试验

如何在先进战斗机上兼顾隐身性能和高机动性，一直是困扰飞机设计师的一个重大技术难题，美国空军的第一代和第二代隐身作战飞机—F-117A和B-2A，虽然都拥有了革命性的隐身性能，但是这两种飞机的机动性都不理想，尤其是F-117A，不但机动性和操纵性不佳，而且气动效率还很低。由于这两种作战飞机都是巡航在亚声速范围的轰炸机，因此，美国空军还可接受。但是，对于下一代战斗机而言，必须满足在提升隐身性能的同时保证飞行操控性和稳定性不降反升的严格要求。

早在1989年，NASA埃姆斯研究中心和波音公司“鬼怪”工厂就致力于利用风洞吹风试验和计算机流体力学（CFD）的手段研究无尾高机动性战斗机所需的关键技术。其研究的重点是，取消战斗机的垂直尾翼（甚至水平尾翼）以大幅提高战斗机的雷达隐身性能，同时，采用推力矢量控制技术和新的飞控软件，保证无尾战斗机的操作性和稳定性不降反升。期望有朝一日将这些技术研究成果应用到美国空军的下一代战斗机研制项目中去。

1993年，密苏里州圣路易斯的麦克唐纳·道格拉斯公司提议制造2架缩比验证机X-36，在实际试飞中验证无尾战斗机技术。于是，波音公司和NASA马上决定共同出资2100万美元，资助麦道公司制造2架X-36无尾高机动性战斗机缩比飞行试验验证机，以积累技术储备。

X-36最大起飞重量576千克，采用1台威廉姆斯国际F112涡扇发动机，其最大推力为320千克，显然其推重比要小于F-22A，但是根据动力学相似原理，不影响其演示隐身以及部分飞行条件下的机动性试飞科目。

与HiMAT不同是，X-36由于机体空间大，燃料充足，可采用常规滑跑起飞和着陆方式，单次试飞留空时间为35～45分钟，紧急情况下可采用伞降回收。

随着1996年，波音公司整体收购麦道公司，X-36项目也转由波音公司“鬼怪”工厂负责实施。1997年，NASA德莱顿飞行研究中心全面介入X-36项目，负责X-36的飞行试验。同HiMAT缩比验证机一样，X-36也是通过远程遥控进行试飞，试飞员坐在地面控制中心，通过上行数据链将飞控信号传给X-36，而X-36也是通过下行数据链将机头摄像机图像传回地面控制中心作为试飞员的虚拟平视显示器画面。附带说一句，这种飞行员坐在地面电脑显示器前利用数据链传输飞控信号操纵飞机的技术首先是被用于研究试飞领域，以求降低试飞员的风险，后来发展成为了当今战术无人机领域的关键控制技术，无人机飞行员坐在地面控制中心里，控制千里甚至万里之外的无人机执行高风险任务，起到了决胜千里之外的效果。

X-36于1997年5月17日在NASA德莱顿飞行研究中心成功首飞，在随后的25周时间里，X-36采用4种版本的飞控软件试飞了31个架次，积累试飞时间15小时38分钟。X-36在试飞中实现的最大迎角达到40°，最大飞行高度达到6157米，最大飞行速度达到450千米/小时。

试飞主要验证了X-36的隐身性能和在低速/大迎角和高速/小迎角状态下的机动性，结果显示，X-36可在大幅提升隐身性能的同时保证飞行操控性和稳定性不降低，这正是美国下一代战斗机所急需的技术储备。

X-36疑似F-22A隐身技术的缩比飞行试验验证机，证据有二：

首先，X-36全长为5.55米，去除空速管后，X-36的机身长度约为4.89米，按照0.28比例尺还原后，发现X-36的全尺寸飞机长度约为17.03米（见左图，NASA论文中给出的X-36三视图），而F-22A的长度是18.92米，两个数字很接近。也许并非巧合，考虑到做图误差（NASA论文中X-36三视图中空速管的长度画的可能不准）和估算误差的因素，严重怀疑X-36有可能是按照F-22A的尺寸进行0.28比例尺缩比而来。

其次，试飞结果显示，使用推力矢量技术后，X-36的机动性出奇地好！以X-36的横向机动性为例，技术人员为其设定的目标是滚转90°所需的时间控制在1秒钟之内即算合格，但是X-36在试飞中表现出来的高机动性却远远超过设计目标，当其打开推力矢量系统，在大迎角（35°）飞行条件下，其滚转90°所需的时间仅需要0.5秒左右，即角速率约为180°/秒，超过了设计目标100%。

根据动力学相似理论，保证弗劳德数相同，可得到缩比飞机和全尺寸飞机之间的动力学参数相似比例系数。例如缩比飞机与原型机线性尺寸的比例系数为N，根据弗劳德数V2／Lg（V表示线速率，量纲为米/秒；L为尺寸，量纲为米，g为重力加速度，量纲为米/平方秒）相同的原则，当重力加速度在较大高度范围内（例如1万米高空以下）变化不大时，则缩比飞机与全尺寸飞机的速度之比为N0.5，角速度之比为N-0.5。

根据以上推理，X-36与全尺寸飞机之间的线性尺寸的比例系数N为0.28，那么X-36与全尺寸飞机之间角速度之比为0.28-0.5，也就是角速度比例系数计算结果为1.89，也就是说如果0.28缩比的X-36在大迎角飞行条件下的滚转角速率约为180°/秒，那么全尺寸飞机的滚转角速率应为180°/秒除以角速度比例系数1.89，即约为95°/秒。

而YF-22的试飞结果表明，YF-22在60°大迎角飞行条件下进行360°滚转机动时，其滚转角速率可达90°/秒，和X-36的滚转试飞结果又非常接近，也许这也不是巧合，而是NASA有意在X-36上验证YF-22的横向机动性能。

X-36疑似F-22A的缩比试飞试验机

从气动外形设计上来看，X-36身上表现出了诸多F-22A的设计特征，两种飞机都采用升力体机身和中等后掠角机翼（带下反角，外翼段向下扭转），来提高亚声速升阻比，确保了亚声速巡航效率；同时，X-36的机翼前缘后掠角为40°，而且采用了后缘前掠的设计手段来减小翼载荷，并减小展弦比，目的是兼顾亚声速机动性和超声速巡航性能。值得注意的是，F-22A同样是采用前缘后掠角为42°、后缘前掠的机翼来兼顾亚声速机动性和超声速巡航性能，这并非巧合，因为从某种意义上讲，X-36可视为F-22A缩比飞行试验模型。

众所周知，F-22A优异的超声速机动性在很大程度上要归功行控制上的放宽静稳定度设计，而X-36由于采用的是鸭式气动布局，因此在纵向上是静不稳定的；而且X-36由于取消了垂直尾翼，因此在横向上也是静不稳定的。在采用了带有试验性质的单通道电传飞控系统之后（出于控制成本的考虑，并没有采用多冗余度多通道电传飞控系统，相应的，代价就是飞控系统本身失效的风险系数增加了），X-36在纵向和横向上的操纵性和稳定性都非常优秀。值得注意的是：由于没有垂直尾翼和方向舵，X-36拥有有限的推力矢量控制能力，其发动机喷口可在平面内左右偏转，以进行偏航控制，但是其TVC能力有限，需要配合机翼上的开裂式襟翼进行偏航控制。

有趣的是，如果将X-36的主翼和鸭翼位置互换，将鸭式布局改为正常式布局，保证机翼设计参数以及其他总体设计参数不变的情况下，仅调整一下X-36的纵向静稳定度，我们会发现，X-36的外形已经非常接近于F-22A，不知道这是否也是巧合。

从射频隐身技术方面来看，X-36在试飞中几乎验证了所有F-22A的经典隐身特征，例如X-36扁平的机身通过一条折线进行过度；采用扁平的发动机喷口来提高后向隐身能力；利用平行设计原理，将机翼前缘、鸭翼前缘、进气道前缘等部位的反射电磁波波峰合并到偏离机头40°的方向上；采用兼具隐身和超声速激波增压功能的“加莱特”进气道（译为“后掠双斜面超声速进气道”）与S型进气道等等。这些先进的隐身技术随后无一例外都可从F-22A战斗机身上找到。

尤其值得注意的是F-22A的前机身以及座舱设计几乎同X-36如出一辙，采用三维网格技术对F-22A的前机身以及座舱外形进行3D还原之后，发现F-22A的前机身以及座舱三维网格模型与X-36的相似度达到了80%以上，很明显，美国利用X-36的实际试飞先期验证了F-22A的隐身外形设计。

下图是一张等比例合成对比前视图，左侧是X-36，右侧是F-22A，可见，二者的前机身以、座舱以及进气道设计如出一辙，相似度达到了惊人的程度，不同的只是X-36D鸭翼和F-22A尾翼的差别，以及F-22A为保证大迎角飞行条件下的航向稳定性而增加的V型垂尾。

在红外隐身技术方面来看，X-36主要验证了扁平尾喷管技术，这有利于喷流的冷却，虽然，X-36具有有限的推力矢量控制能力，但是其喷口仅能实现左右偏转，起到部分方向舵的功能，而不像后来F-22A尾喷管所实现的上下偏转功能，并参与飞行/推力综合控制（IFPC）。

重构飞行控制技术试飞：除了验证隐身性能之外，X-36还秘密验证了一种十分关键的飞控技术，即被称为无尾战斗机重构飞行控制技术（缩写为RESTORE，全称为Reconfigurable　Controlfor　Tailless　Fighter）的创新技术。

重构飞行控制技术是指当战斗机的飞行控制系统发生故障或者战斗机受到战损时（例如飞机被导弹打掉一侧或者双侧襟翼、副翼甚至尾翼），更加智能的飞控系统能够利用神经网络技术软件算法（Neural-NetAlgorithmTechnology）对故障或者战损进行快速评估，之后针对故障或战损后的飞机构型做出反应，或切断失去功能部件，或启动备份系统，或自主改变飞行控制率以便对损伤进行补偿，使得故障或受损飞机恢复部分甚至全部的飞行功能，安全返场。

1998年11月，X-36曾秘密进行过重构飞行控制技术飞行试验。试飞中，X-36分别模拟了单侧或双侧襟翼失效、副翼失效以及发动机矢量喷口失效等各种有可能在空战中发生的故障或者战损情况，并使用新的神经网络技术软件算法成功进行了损伤容错试飞，使得飞控系统自适应部分飞控系统失效后的飞机构型，恢复部分或全部飞行功能，并实现安全降落。

据信，重构飞行控制技术经过X-36的充分验证后，也已经应用到F-22A的飞控系统软件设计当中，有了这项新技术，F-22A即使在战场上受损，只要不是摧毁性的损伤，也能安全返回基地，这项创新技术对于提高F-22A的战场生存能力具有重大意义。

两架X-36在完成所有试飞任务之后，一架X-36收藏于位于美国加里福利亚州爱德华空军基地的美国空军试飞博物馆中，和YF-22是陈列在一起展出的；另一架收藏于位于美国俄亥俄州代顿附近的怀特·帕特森空军基地的美国国家航空航天博物馆，与诺斯罗普.格鲁曼公司的隐身技术验证机“幽兰”、波音公司的隐身技术试验机“掠食鸟”陈列在一起。