魔王的威力 美国F-4重型战斗机技术性能浅析《现代兵器》 2011001期作者/本文总字数：9605字
★吴辞仁
F-4“鬼怪”II式战斗机在本质上可以看作是麦克唐纳公司F3H“魔鬼”式战斗机的一个发展型号。当时美国战斗机发展往往带有明显的延续性，比如从F一100上发展出YF-107，从F-84发展出F-105。1953年9月，海军招标研制一种可以代替的F3H的单座远程舰载攻击机，麦克唐纳提交了公司自行研制的F3H发展型-F3H -G/H方案，该方案就像是一架双发F3H，有2台J65发动机，装AN/APQ-50雷达和4门20毫米机炮，有11个外挂点。1954年10月，海军航空局选定了麦克唐纳方案，给予其第一种海军攻击机的编号-A H-I。然而不到一年后海军就改变了主意，要求把该机转为远程防空战斗机，编号也随之变为F4H。有意思的是，麦克唐纳公司作为上个世纪中后叶的美国主要战机承包商，竞与海军攻击机无缘：A-18研制项目与F-18合并，成为F/A-18，A-12更是惨遭下马。
海军航空署对F4H的要求是装2台J79发动机，使用半埋挂点携带“麻雀”导弹，带导弹的最大飞行速度要超过2马赫，使用简单的半自动引导装置等。修改设计后的F4H-l在1958年5月27日完成首飞，随后击败外形怪异的沃特XF8U-3．成为正式的海军防空战斗机。1961年，美国空军在试飞F-4H-l并仔细比较了F-106截击机之后，发现除当时作用有限的瞬时盘旋能力外，F4H-l几乎全面优于F-106。最终，空军也选用这型战斗机，空军编号为F-ll0。等到国防部长麦克纳马拉统一美国三军武器编号的时候，“鬼怪”的最终编号定为F-4。
气动布局
作为海军的远程防空战斗机，既要求有当时美国战斗机普遍强调的高空高速性能，又要求有足够的航程和航时来完成防空巡逻任务，还要有良好的低速性能来满足从航母上起降的要求，尤其是当时美国海军并没有后来的核动力超级航母，的功率和冲程都比较小，降落甲板的长度也比较短，这些互相存在冲突的要求大大增加了F-4在气动设计上的难度。1955年完成的第一个全尺寸木模还没有完全考虑转变任务后的要求，采用简单的皮托管进气道，以当时的技术能力很难满足超过2马赫的速度要求，无反角的机翼和平尾存在很多操纵性和稳定性方面的问题。在此后的三年多时间里，麦克唐纳公司与NACA合作进行了多达5300小时的风洞试验和自由飞试验，来改进F-4的气动布局，共试验了100多个尾部设计和超过75个机翼设计，发现和解决了大量的跨音速和高速气动问题。
F-4采用下单翼、双发两侧进气、高置后机身、单垂尾和下反平尾的气动布局，外观相当奇特。一般来说，上单翼布局翼身干扰阻力比较小，翼上表面连
续升力损失较小，有利于携带尺寸较大的外挂物，而且对后下方的视野无影响，是具有攻击任务的战斗机比较常用的布局。但是下单翼布局可以使起落架支柱直接连接在机翼大梁上，减轻结构重量，而且轮距比较大，对侧风着舰有利，也是十分合理的选择。为适应高速性能的需要，F-4的机翼前缘后掠角达到52。，1/4弦线后掠角达450，参考面积为49.24米2，其中外露翼面积35.21米2，翼展11.7米，展弦比
仅为2.82，根梢比达到5.48。不过，这一时代的西方战斗机与前苏联战斗机相比普遍后掠角要小一些，展弦比则要大一些，以此来照顾后掠翼飞机的升力特性和巡航效率，对机翼的结构重量和刚度也比较有利，超音速性能则通过较小的相对厚度来弥补。
F-4翼根采用NACA0006.4-64 (M)翼型，翼尖采用NACA0003-64 (M)翼型，都是NACA标准对称翼型修形得到的，机翼平均相对厚度仅为5.1%。由于基本的NACA对称翼型前缘半径小，容易发生前缘分离，造成抖动，所以对翼型进行了修形，增大了前缘半径而且令前缘下垂形成一定的正弯度。而翼型的后段减小了曲率，改善了后缘分离，减弱了超音速翼型后缘膨胀波的强度，降低了超音速阻力。F-4原设计的简单后掠翼在高低速两端都存在严重的翼尖失速导致“上仰”的问题，这是后掠翼本身翼型间压力分布错开，导致附面层沿展向向翼尖堆积和翼尖载荷加大造成的。为解决这个问题，F一4采用西方常用的前缘锯齿设计，将69.2%半翼展处的机翼向前延伸了10%。这个锯齿在有一定攻角时会拉出涡流，一方面为外翼段补充了能量，推迟了外翼上表面的气流分离，另一方面阻断了附面层向翼尖的堆积，对于推迟翼尖分离有较明显的效果。而且锯齿拉出的涡强度随攻角增加而增大，在较大攻角的效果要比苏联战机常用的翼刀更好。
考虑到以当时的条件，使常规气动设计的重型战斗机在相对较小的航母甲板上起降有相当的难度，麦克唐纳公司在F-4上使用了当时刚刚开发出来的附面层控制技术，也就是控制附面层分离、保持升力的技术。最初考虑使用附面层吸除的方法，因为这种方法只需要从发动机引出一些引射用的高速气体，发动
机的推力损失比较小。但是这种方法要在机翼前缘设置大量的小孔，管路设计十分复杂，而且容易发生堵塞又难以清理，加上改装的F-101试验机试飞表现不好，遂放弃了这种方法。与此同时，海军在F9F上试验吹气为附面层补充能量来推迟分离的装置却取得了成功。受到这个试验的启发，F-4也转而采用前后缘襟翼吹气的方式来控制附面层分离。从发动机压气机中引出高压气体，分为前后两路送往机翼前缘和后缘
。由于舰载型的外翼段要求可折叠，前缘的管路要绕过中段襟翼作动器，而且为了提高效率外段管路分为多路，布置比较复杂。
原设计的吹气装置在试飞中表现并不比没有吹气装置的飞机好，于是麦克唐纳公司不得不做了大量试验来改进。送气管路在襟翼铰链线处开有与表面相切的喷嘴，襟翼放下时就自动吹出，襟翼收起喷嘴就关闭。吹气式附面层控制系统显著提高了升力和失速攻角，而且提高了纵向稳定性和横向操纵性，但是增加了平尾的配平负担。由于吹气装置从压气机引气，使用时会显著降低发动机的推力，因此在实际操作中，往往并不使用全部的吹气装置。在大重量弹射和需要准备复飞的情况，往往从加速性考虑半放后缘襟翼，这时后缘襟翼的吹气装置是关闭的。在陆地机场起飞时，虽然完全使用附面层控制装置时可以实现最短的起飞滑跑距离，但是综合考虑轮胎磨损和紧急中止起飞等因素，飞行员往往采用半放后缘襟翼的方法。
F-4的机身设计继承了麦克唐纳战斗机的传统，采用两侧进气、发动机靠近重心安装、短喷管和高置后机身的布局。飞机机头为容纳大尺寸的雷达天线，十分粗大，为了改善着舰视野，机头也有一定的下垂。虽然为了减小阻力，座舱没有后来的战斗机那么高，后方的视野不好，但是向前下方的视野还是很不错的。F-4是较早采用两侧垂直可调压缩斜板进气道的战斗机，进气道有一级固定压缩斜板和一级可调压缩斜板。可调压缩斜板后铰接随动的扩散段调节板，在可调压缩斜板上开有附面层吸除孔，在喉道铰链处有放气缝。F-4的这种三波系进气道被很多稍后的战斗机所仿效，不过对该机为改善进气道大攻角性能而作的进气道唇口前倾，仿效者们似乎都不感兴趣。由于发动机靠近重心安装，F-4的机身比同时代的战斗机显得更粗短一些。长细比小对减少波阻是不利的，但是F-4的机身在面积分布上进行精心的优化，而且这样设计的机身容积比较大，对于布置燃油和设备是有利的，这也比较适合F-4要求大航程和完善攻击能力的要求。
发动机之所以要靠近重心，主要是为了减少机身惯性矩。机身惯性矩越小，操纵越灵活，而且减少纵向惯性矩对于方向性往往显得不太够的超音速战斗机来说，是避免横滚惯性交感现象的一个比较有效的手段。为了减轻重量，降低喷管延伸段对喷流能量的损耗，同时也考虑利用前起落架支柱伸长转动机身提供垂直推力分量时的喷管擦地角，F-4选择了短喷管设计。如果短喷管设计导致尾部面直接安装在机身上的话，就没有足够的尾臂长，为此设计了高置的后机身，或者也可
以认为实际上就是尾撑。在发动机不开加力时，后体的收缩产生较大的底部阻力；但是在发动机开加力
时，后体底部形状正好可以使喷流充分膨胀，贴合后体的喷流提供了一个附加的推力。
由于F-4的设计要求比较复杂，采取了一些比较特殊的气动设计，所以飞机操纵面和面的设计也比较复杂。受限于飞机设计年代较早，部分气动特性和动力学特性并不理想，在后期也做了一些改进。F-4机翼前缘原设计为全翼展的三段前缘襟翼，其中外侧两段是吹气襟翼，最内侧一段是简单襟翼。但是最内侧段襟翼放下时，机翼对平尾的下洗比较严重，降低了平尾的效率，造成飞机抬头困难，所以在后期的飞机如F -4J、F-4E上取消了这一设计。到70年代初，美国研究发现使用前缘自动缝翼在整个增升装置工作马赫数范围内，在大攻角情况的增升效果都比吹气襟翼好，而且可以在机动中使用以提高飞机机动性。而吹气襟翼由于损失大量推力，在机动中使用是不利的。所以从1971财年起，空军订购的F-4E取消了附面层控制系统，改装前缘缝翼。改装前缘缝翼使F-4的抖振升力系数提高了0.14～0.2，同时大大提高了高升力系数时的升阻比，对提高飞机盘旋能力作用非常大。海军的F-4J由于接近停产没有采用这一改进，直到70年代末部分F-4J被改进为F-4S时才改装了前缘缝翼。机翼后缘内段原为吹气襟翼，后来附面层控制系统取消后就变成简单襟翼，外侧有面积为1．32米2的副翼。但是与普通副翼不同，F-4的副翼只能下偏300，不能上偏，通过与副翼前方的扰流片共同作用来控制滚转，采用扰流片也可以避免大动压时的操纵反效，而且使用扰流片产生的偏航力矩是有利滚转的，是当时比较普遍的横侧操纵设计。
F-4的滚转能力较好，在空战状态基本上可以在2秒多的时间里完成横滚，各种状态的滚转操纵品质飞行
员多数认为达到1级。在F-4J和出口英国的F-4K等舰载机上，副翼在降落时可下偏16.5度，实际上类似于简单襟翼。F-4的平尾受后机身结构设计的制约，安装位置高于机翼，这是一个不利的位置，大攻角时受机翼尾迹影响会发生纵向不，在跨音速区可能加剧“上仰”现象。为了避免这些不利的现象，F-4采用了下反平尾设计，最初考虑下反1 50，但是后来为了改善高马赫数的方向性，改为下反230（英国的F-4M和F-4K由于安装“斯贝”发动机，超音速底部阻力增大，最大马赫数有所下降，重新采用了15。下反的平尾）。下反的平尾不但提高了飞机的大攻角纵向性和配平能力，而且改善了飞机的方向性，使飞机在横向惯性：矩仅为纵向和侧向惯性矩1/5的情况下避免了
横侧运动时的荷兰滚趋势。但是，下反平尾降低了横向性，迫使机翼外段作了12度上反。由于机翼后缘采用吹气襟翼增加了低头力矩，在进场阶段，平尾的偏度达到极限，操纵性较差。后来将平尾前20%弦长段改为反弯上翘前缘改钝，提高了配平能力，而且反弯翼型的超音速性能较好。在后期的F-4上由于重量增加、重心变化等原因，采用了平尾前缘固定缝翼来进一步提高平尾效率。
F-4的垂尾按超音速方向要求设计，由于飞机不很细长，尾容量的选择较小，仅为0.151。在大攻角时，垂尾受机身遮蔽，加上迎风侧机翼提前分离产生的不利侧洗影响，垂尾在攻角超过300时就完全失效了，实际上220—250攻角时就容易发生偏离进入尾旋。加大垂尾面积对于改善大攻角性能作用有限，而且增加重量和阻力，效果并不好。最后发现改装前缘缝翼后改善了迎风侧机翼分离现象，方向性可以保持到40。攻角，大攻角飞行特性有所改善。F-4的操纵系统是比较少见的软式操纵系统，飞行员
的杆位移输入由钢索和滑轮传递到不可逆液压系统的作动器阀门，使液压作动器操纵舵面。这种系统比常用的拉杆轻，但是长期使用钢索容易松弛，使操纵响应变慢。操纵系统中包含有带增稳的自动飞控系统，具有自动驾驶、失速警告和副翼一方向舵联动等功能。
东风21
F-4设计年代较早，结构设计和选材都比较常规，机身采用全金属半硬壳结构，分成前、中、后三部分。前机身不受大的载荷，主要由铝合金锻件隔框和钣金蒙皮构成，进气道段有较多的隔框，唇口采用了锻件化学铣切成型。中机身与机翼连接的主承力框为整体件，由铝合金锻件铣切成型。由于F-4的发动机安装在中机身，机身油箱位于高温的发动机上方，采用空气冷却的双壁结构保护油箱，靠近发动机的结构采用了钛合金。后机身结构处于发动机喷流高温区，也大量采用钢和钛，下方采用气冷双壁结构。F-4的机翼为双梁单块式结构，前后梁分别位于15%与40%弦长处，中翼和内翼组成贯穿机身的整体抗扭盒结构，同时也构成整体油箱。翼梁由锻件机加而成，在中内翼后梁之后还有一根辅助梁，锻件材料为7079铝合金。中内翼蒙皮为6.35厘米厚的7018铝合金厚板，由机加工成带肋的整体壁板，外翼采用厚度渐变的铝合金蒙皮。机翼和舵面的后缘采用铝合金蜂窝结构。由于平尾位于高温的喷流上方，采用钢质梁肋和桁条，内段前缘为钢蒙皮，后缘为钢蜂窝结构，下表面采用钛合金蒙皮，远离喷流的外端仍采用铝合金蒙皮。
动力装置
F-4采用通用电气公司著名的J79发动机。该发动机原本是通用电气公司为空军B-58超音速