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浅谈研究试验机在F—22A研制项目中重要作用 　　美国第四代战斗机F-22A集众多先进技术于一身，而在这些革命性的高新航空科技从理论转化为实际应用的过程之中，各种专门研制或者改装的研究试验机可谓功不可没，它们为多项关键技术的突破和实用性转化提供了强大的技术储备，本文结合美国第四代战斗机在过失速机动、超声速机动、隐身和先进航电技术四个方面所取得的技术突破，试图浅显地阐述各种研究试验机在F-22A研制项目中所发挥的重要作用。 　　半个世纪以来，美国发展的系列先进技术验证机为构筑美国在世界航空航天领域的技术领先地位做出了重要贡献。在美国第四代战斗机的前期探索和研制过程之中，各种先进技术研究试验机也发挥了重要的作用，试验机为美国第四代战斗机的多项关键技术提供了强大的技术储备，为F-22A的诞生奠定了技术基础。 　　F-22A的亚声速机动性优势 　　由于F-22A拥有先进的气动布局、推力矢量控制（TVC）系统、适应性良好的大推力发动机及飞控系统控制律。相对于上一代战斗机，F-22A在亚声速区域拥有压倒性的机动性能优势。 　　从纵向机动能力方面看，试飞结果显示，在高度为30000英尺（9140米）、速度为120节、迎角为24°的飞行条件下，F-22A的最大俯仰速率分别为+22°/秒（上仰）和-15°/秒（下摆），而在同等飞行条件下，F-16A/B的最大俯仰速率分别为+4°/秒（上仰）和-8°/秒（下摆）。 　　从横向机动能力方面看，试飞结果显示，在高度为30000英尺（9140米）、马赫数0.9飞行条件下，F-22A的最大滚转速率为+180°/秒，而在同等飞行条件下，F-16A/B的最大滚转速率仅为100°/秒；更难得的是，F-22A能够在飞行包线大部分范围内，在100°/秒的高速滚转过程中发射AIM-9M空空导弹，这是上一代战斗机无法做到的。 　　在大迎角可控飞行能力方面，F-22A几乎没有迎角限制，并可保证大迎角飞行状态下良好的稳定性和操纵性。在稳定性方面，试飞结果显示，F-22A在飞行迎角为20°时，机翼开始失速，开始出现抖振，当迎角扩大到26°时，抖振加强，失速加剧，横航向稳定性随之下降，大约在30°时出现侧滑现象，当迎角扩大到40°时，横航向稳定性回升到失速前的水平，可见F-22A??大迎角状态下的横航向稳定性良好；在操纵性方面，在YF-22验证机阶段，就验证了60°攻角飞行状态下绕速度矢量的360°滚转机动，在+60°的超大迎角下进行滚转时，机头指向的改变速率可达近90°/秒，这都是上一代战斗机所不具备的超强可控机头指向能力。 　　而在亚声速盘旋能力方面，F-22A的优势更加明显，在美国政府责任办公室（GAO）的NSIOD96098报告中给出了F/A-18E在典型空优任务构型下（携带2枚AIM-120空空导弹、2枚AIM-9红外制导空空导弹、1个副油箱、60%的内燃油携带量）在4500米高度上的瞬间盘旋性能数据图表（见左图）。可见F/A-18E在马赫数0.6（角点速度）时实现最大瞬间盘旋角速率，但是受到最大可用升力系数和最大使用过载的限制（由于加外挂，最大使用过载仅为6g），其最大瞬间盘旋角速率仅为18°/秒。而F-22A在同等飞行条件下的最大使用过载为9g，因此在“角点速度”附近拥有很大的盘旋性能优势；而在低马赫数范围内（0.4以下，图中红色区域），F/A-18E由于没有采用推力矢量技术，盘旋能力急剧下降，而F-22A由于拥有非常规的过失速机动能力（PSM），在低马赫数范围内的盘旋能力不降反升，甚至可在接近零速度飞行条件下保持可控的机头指向能力，因此，能够对上一代战斗机形成绝对的压倒性机动性优势。 　　研究验证机在提升战斗机亚声速机动性研究中的重要作用 　　X-31 　　X-31项目的全称为“增强战斗机机动性验证机”（EFM），是由美国洛克韦尔公司和德国MBB公司在美国国防高级研究计划局（DARPA）资助下联合开发的一款高机动性技术验证机，其主要任务是在实际试飞中验证由德国MBB公司的航空专家沃尔夫冈·赫勃斯特博士提出的“过失速机动”理论。该机的特点是飞机在失速状态下仍可进行可控的机动，并通过这种机动快速改变机头指向，在近距格斗中快速获得攻击机会或转换攻防态势。过失速超机动性的研究大幅提高战斗机的近距格斗能力。 　　X-31于1986年底开始设计，1987年8月完成。一共生产了2架，分别称为X-31A和X-31B，并先后在1990和1991年首飞。X-31的气动外形和结构设计由美国洛克韦尔公司完成，而飞控系统则由德国MBB公司完成，X-31采用鸭式气动布局，放宽了飞机的纵向静稳定度；并采用了折流板式推力矢量技术（采用三块折流板），可完成正迎角飞行条件下的过失速机动。如上左图所示，1号扳偏转范围为-17°?0°，仅提供俯仰