1.5 无尾后掠翼布局的魅力与取舍

从1927年到1932年，利佩什博士共设计了8种斯塔赫无动力滑翔机，在这之前的1926年，更有大量不同结构的自由飞模型被制造了出来，并进行了我们迄今已无法统计数量的试飞。但不管是载人的滑翔机也好，被人讥讽为“飞行木板”的自由飞模型也罢，它们统统都是无尾后掠翼布局的，就是凭着这些简陋的飞行器具，利佩什博士积累了大量的第一手资料，可以说早期航空史的这一篇章完全是由利佩什博士独自书写的也不为过。当然，滑翔机与模型造得再成功，也只是过程而绝不是目的，这是很显然的事，所以利佩什博士的路还在继续延伸。从1930年到1940年的10年，约有10个型号的德尔塔试验机又飞上了天空。与此前简陋的斯塔赫系列滑翔机相比，德尔塔试验机已经是真正意义上的动力飞行器了，尽管条件仍然窘迫，经费仍然捉襟见肘，但利佩什博士坚持了下来——越靠后的德尔塔设计得就越完善，飞得就越好，直至在DFS 194身上开花结果……

作为能让亚历山大·利佩什博士奋斗终生的事业，无尾后掠翼飞机自有其独特的魅力。首先让我们来看看后掠翼设计到底能为飞机带来些什么。所有的后掠角理论都基于一个认识，即影响压力分布和冲击波形成的只有垂直于机翼前缘的气流分量（但一般后掠角低于25°的机翼设计归类为平直机翼）。与平直机翼相比，后掠翼的气动特点是可增大机翼的临界马赫数，并减小超音速飞行时的阻力。飞机在飞行中，当垂直于机翼前缘的气流流速接近音速时，气流呈90°角冲击机翼的前缘，它的全部冲击产生压力和升力，机翼上表面局部地区的气流受凸起的翼面影响，其速度将会超过音速，出现局部激波，从而使飞行阻力急剧增加。后掠翼由于可使垂直于机翼前缘的气流速度分量低于飞行速度，因而与平直机翼相比，同样的气流冲击后掠角形机翼时的角度小于90°，后掠翼上的气流会让机翼“认为”自己飞得比真实速度慢，因此冲击波的形成就被延迟了，只有在更高的飞行速度情况下，才会出现激波（即提高了临界马赫数），从而推迟了机翼面上激波的产生，即使出现激波，也有助于减弱激波强度，降低飞行阻力。换句话说，后掠角推迟了压缩性影响的发生，增加了临界马赫数与力发散马赫数。导致阻力系数急剧变化的马赫数称为力发散马赫数，对于大多数机翼而言，通常超过临界马赫数的5%到10%。在这个速度下，冲击波结构引起的气流分离引发阻力、升力或者配平力矩系数的重大变化。除了延迟压缩影响的发生外，后掠角还降低了阻力、升力或者力矩系数变化幅度。也就是说，后掠角的应用会“软化”力发散。至于无尾布局（指无平尾），其优点主要集中在减重与减阻两方面。首先是飞机重量显著减少，由于无尾，机体结构可以大大简化，重量自然比有尾飞机轻。一般来说，尾翼部位离飞机重心最远。据统计，尾部重量减少1千克相当于机体部位减少2千克，而尾部重量一般要占全机最大起飞重量的6%～7%；其次，因为取消尾部使全机重量更趋合理地沿机翼翼展分布，从而可以减小机翼弯曲载荷，使结构重量进一步减轻；另外，尾翼的取消可以明显减小飞机的气动阻力，同常规布局相比，其型阻可减小60%以上。综上两方面所述，天才的利佩什博士很早就注意到了这两种设计的巨大优越性，因而决定将它们综合起来加以利用，这就出现了斯塔赫与德尔塔两个系列的后掠无尾试验机，从这两个系列的发展趋势来看，利佩什博士最后实际上是选择了一条无尾飞翼气动布局的发展道路，这一点从德尔塔系列的演化历程可以看得尤为清楚。

无尾飞翼气动布局是后掠翼与无尾布局的完美结合，可以将两者各自的优点很好地柔和进同一个机体，从而使性能得到极大的提高。与正常式气动布局相比，由于无尾，只剩机翼和机身，因而无尾飞翼气动布局最宜采用一体化设计技术，以便获得最佳的综合优势。至于所谓的一体化设计技术，实际上是包括两个方面：一是机体内部空间的一体化设计和利用；二是机翼和机身的相互融合设计。一体化设计结果不但无尾，而且无机身。这样从机体内部看，内部空间得到了最大限度的利用，如翼、身融合部位的空间都被充分利用。各种机载设备均顺着机翼刚心线沿翼展方向布置，与机翼的气动载荷分布基本一致；油箱、起落架舱、发动机舱和武器舱依次从外向内一字排开，沿着展向布置得紧凑合理，这不仅有利于结构强度的增加和结构重量的减小，而且有益于承受高机动性产生的过载力。从气动外形看，翼、身融为一体，整架飞机是一个升力面，大大增加了升力；翼、身光滑连接，没有明显的分界面，可大幅度降低干扰阻力和诱导阻力。总之，无尾飞翼布局一体化设计，可大大增升减阻，减少重量或翼载，对提高续航时间和机动性等飞行性能极为有效。但同时也应该看到利佩什博士将无尾与后掠翼两种设计融合为飞翼的缺陷。后掠无尾飞翼布局存在的问题主要有：首先，采用后掠角设计的机翼扭转刚度差、升力线斜率较低、亚音速飞行时诱导阻力较大。特别是后掠翼在飞行中气流趋于在翼尖失速而不是在机翼根部失速，这是因为边界层趋于沿翼展方向朝翼尖流动，然后在靠近前缘处分离。因为后掠翼的翼尖处于机翼的后面部分（位于升力中心之后），翼尖失速会导致升力中心在机翼上向前移动，迫使机头进一步抬升。所以当机翼后掠与锥形结合时，翼尖失速的趋势最大。后来利佩什博士在德尔塔Ⅰ上设计了与其说是倒V形后掠机翼，倒不如说是平底等腰三角形机翼的后掠翼变形（虽然比例不是等边三角形，以后就以希腊字母Δ表示这种机翼，这也是整个系列名称的由来），目的就是为了解决气流趋于在翼尖失速而不是在机翼根部失速的问题（但解决后掠翼翼尖失速问题，最佳的方法是采用复杂的自动前缘缝翼；最简单的方法则是翼刀。通过阻挡空气附着面层向翼尖的堆积，来推迟翼尖的失速）。利佩什博士后来被公认为三角翼研究之父。

其次由于无尾，俯仰操纵的力矩小，操纵面翼的设计难度将大为增加。因为在平直机翼的飞翼上，一般配平控制的升降舵很靠近重心，所以操纵力臂短，操纵效能也就大大降低了。这就是说，对无尾飞翼布局而言，需要增大操纵力臂和作用力来弥补小的力矩。在水平飞行中为很小的配平校准，就要移动升降舵，这样就增加了所谓的配平阻力。但不管怎么样，在高速飞行状态下，与正常布局相比，无尾飞翼的舵效不佳已经是个不争的事实。我们从利佩什博士多年潜心于后掠无尾布局的最终成果——大名鼎鼎的Me-163（DFS 194）来看，其本身是一种后掠无尾的半飞翼，在无尾飞翼布局一体化设计方面实际上远比DFS 40保守，机翼与机身的融合程度很低。这大概是考虑到Me-163（DFS 194）的高速，如果继续沿用DFS 40的纯飞翼式翼身融合体设计，由于其升力中心（压力中心）与重心不靠近，飞行中机翼可能会绕横轴翻转。虽然这样的纯飞翼布局在某一飞行速度下还容易保持稳定，但是一旦飞行进度和姿态变化时，压力中心移动，就很难说会保持稳定飞行。为了增大操纵力臂，Me-163（DFS 194）被迫延长了机身，在尾部安装了一个巨大的方向舵，并以此取代了德尔塔系列一贯的翼梢式方向舵。尽管从飞翼布局本身来讲是很容易做到有后掠的，并且可把升降舵安置在翼梢处，这样就增大了重心的距离，操纵效果也得到了提高，但仍然考虑到Me-163（DFS 194）的高速性，翼梢的下折式方向舵会有减小升力的副作用，并使翼尖失速的特性趋于明显，所以最后还是被取消了。不过由于没有螺旋桨，Me-163在起飞的时候垂尾上没有冲流，所以在低速时，方向舵的性能十分低下，不能很好地控制起飞方向，如果有翼梢式方向舵辅助，情况或许会有所改善。事实上，正是由于这些看似“退步”的实用性改进，Me-163的飞行性能和操纵性能都十分出色。二战中盟军的护航战斗机常常会在Me-163返航的时候发起攻击，因为这时的Me-163已经耗尽了燃油，这种情况下“彗星”优异的滑翔性能与可操纵性就会起到关键作用，即使是在无动力的状况下，Me-163的俯冲速度也可以达到500千米/小时以上，而且能很容易地改出俯冲，以超低空飞回基地，这是普通飞机难以做到的。可以想象，如果一味追求“先进”，Me-163不但可能无法取得一定的战果，更大的可能是根本不会被RLM投入量产。总之，通过上述的分析，我们可以得出这样一个结论：Me-163在整个利佩什博士的德尔塔系列中并不是设计理念最先进的一种，只是技术上最成熟、可行性最高的一种，甚至也可以说是一种妥协的结果。但正是经过了从斯塔赫系列到德尔塔系列的不懈努力，才让利佩什博士有了在先进与实用间进行取舍的余地。 HC0J0aW4K3NnyXO03m49gEBB92VGnLG5u3cPFaYVyirLoJ/FliomFyKUVO3wCqUd