鸭式布局气动特性的分析和宋老的《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》论文在网上已是众口淘金传了一万遍有木有，数年喧嚣下来各路观点多如牛毛，如果再说那些重复的不过又是炒冷饭惹话题罢了，所以我今天写的只是针对近期研读一些资料个人理解后作的一点补充。实际上我对黑丝的气动特性一直还抱有一些疑问没搞清，比如鸭翼加边条的气动组合里是鸭翼为主还是边条为主、比如宋老说的几种涡的有利耦合具体是怎么发生的、比如它的升力系数和亚音速性能到底有没有说的那么好等等。网上看到一些评论中不乏精品，不过没一个能彻底说明白让我消除疑惑的，于是只好翻一大堆气动教材上下求索以图解惑，可惜越看越觉得要学习的东西还很多，再说非此专业缺乏实验和实践也不敢妄下什么结论~~好在最近翻出一篇论文，读完后有种豁然开朗的感觉（就业余爱好者而言，勿上纲上线），基本上一直以来的几个疑惑有了比较明确的答案，还是得靠专业人士啊，甚喜之，不敢藏私，试着解读一二给诸位研判。
单纯的鸭式布局和边条翼布局，比如典型的三代/三代半 阵风、台风 和 F-18、Su-27、歼-10 等，最大亚音速可用升力系数基本都达到了 1.5~1.6 间的水平，并通过放宽静稳定度获得了更高的亚音速升阻比和敏捷性。到了四代，或者现在流行说的五代机，由于强调超巡，在气动外形设计上要提高超音速升阻比，与强调亚跨音速机动性的设计存在显著矛盾，比如机翼后掠角、前缘尖劈半径、气动扭转要求、小展弦比超薄翼、进气道包括唇口设计、以及更大的静不稳定度（降低超音速配平阻力但可能导致增加亚音速配平阻力）等等。超音速段阻力重点是波阻，减小波阻对气动外形的要求比如加大后掠角、更尖锐的机翼前缘、小展弦比等，多数会降低亚音速气动性能，而单纯依靠鸭翼、边条和机翼变弯度措施已经不能完全解决这些问题，事实上这些手段的气动潜力在三代、三代半上已经接近用到了极致。另一方面五代机因为隐身因素武器内置和大油量要求，机体结构重量理论上会再度上升，如果要求亚音速机动性能不弱于三代半乃至具备超大迎角过失速机动能力的话，还需要寻找进一步提高可用升力系数的措施，于是人们想到了鸭翼加边条一起上。HIMAT 计划是 NASA 和美国空军在机动性技术方面所作的大胆尝试，很多先进技术均是首次应用。然而 HIMAT 的鸭式布局也误导了很多人，让人误以为美国空军更青睐这种气动布局 鸭翼加边条概念布局的验证很早在美国 Himat 高机动验证机就有过尝试，国内在八五九五先进气动布局预研中对比鸭式和边条翼常规布局气动特性时，曾经为了延迟鸭翼失速获取更大可用迎角，提出给鸭翼前加小边条、涡流发生器或者上变弯度鸭翼等措施，实验取得较好效果，最大组合升力系数理论上接近了 1.8，但考虑鸭翼涡等对垂尾的吹袭不利于方向安定性，限制了实际可用迎角，因此只指出了气动潜力，并未实现最佳的鸭式布局方案，这些在方宝书里有论述，此处不再啰嗦。这本书没提到的是，后来北航再对鸭翼和带边条主翼的组合布局作了进一步的研究，在我说的这篇论文里对结论有精炼阐述，而且我也在想宋老论文中方案的提出和依据是否有可能也与这个研究有关（虽然不确定孰先孰后）。 F-35（液态流图）及 歼-10 进气道边条拉涡
说黑丝的鸭翼前有一点要预先铺陈一下，在其进气道边缘前部有一段尖锐的小边条，从已经流传的一些照片显示这段小边条在一定迎角下可以拉出较强的边条涡（可以对比下 F-35 进气道边条拉涡的照片）。这个涡对控制鸭翼展向气流流动和延缓内段气流分离有正面作用，与正常的边条翼作用效果是一样的，只是尺寸缩小。鸭翼的最大失速角可以因此得到延迟，黑丝鸭翼本身的最大可用迎角和可用升力系数会高于无小边条的情况，这也符合方宝书中的论述。对这一点估计一般不会有什么疑问，问题出在鸭翼、主翼之间的尖拱边条上。
正常迎角下鸭翼后气流方向会有一定下洗角度，对近耦的主翼内段会造成降低当地迎角和升力的不利影响（因为这个原因一般鸭式布局战机鸭翼对应的机翼内段不设前缘襟翼，以避免负迎角过大造成负升力），这是常识。为方便理解鸭翼偏角及其后气流上下洗与飞机迎角、主翼当地迎角的关系，我简单画了几幅草图，时间有限未列举更多状态，见谅 。四种状态下鸭翼后气流对主翼上下洗关系（未列全状态，仅举例）
当鸭翼实际迎角不为负时，位于其后的边条同主翼一样都处于下洗气流流场中，减小了边条的实际迎角。由于边条需要在一定迎角后才能有效拉涡，鸭翼的下洗气流显然会导致边条涡的产生被延迟，也就是说小迎角下不容易拉出涡，相应的飞机主翼在同一迎角下的可用涡升力也就有所延迟和减小；而鸭翼因为边条的存在和翼根同主翼共线的隐身要求，并没有放在鸭式近耦布局升力最佳的高于主翼面且紧邻（甚或小面积交叠，比如 阵风）的理想位置，同时近耦情况下因主翼或边条前部气流上洗附带的鸭翼增升效果也基本消失；此外，鸭翼涡与边条涡同方向旋转，两涡相遇时交界面的气流运动反向正好相反，会否存在相互间对消导致涡系减弱，结果总的可用涡升力下降？对黑丝的主翼而言，升力增幅效应是鸭翼涡为主还是边条涡为主？二者组合是 1+1 大于 2 还是弄巧成拙？
如果按宋老的论文，鸭翼加边条组合的综合升力系数增量达到了 0.6，而单纯边条和鸭翼只能提供 0.2、0.3 的系数增量，1+1>2 了，也就是说应用这种布局的升力系数理论上可到 1.9。实际有没有这么乐观，我对此抱有怀疑，一则因为对鸭翼下洗气流中边条的表现不明，二则因为鸭翼涡和边条涡，包括机翼涡间的相互作用到底会怎样不明。所以总担心黑丝在中小迎角的可用升力系数会比较难看，要到大迎角后才能反转，这样的话黑丝要在俯仰面改变状态很可能启动阶段敏捷性方面会显得比较迟缓。因为这个怀疑我曾经一度找了 N 多照片分析黑丝那个边条的设计安装角会不会有个预置的正余量或者扭转，以消除这种下洗的不利影响，但看来看去除了边条下表面确实略有一点正迎角外，没找到更多证据。
这种疑惑直到前两天看了 tin 翻出来的 02 年航空学报《大迎角下鸭翼涡与边条涡的干扰特性》这篇论文，前后贯通了一下才算是想明白。需要申明一点，这个论文里重点研究的是鸭翼和边条涡的耦合作用，所用的气动布局模型的翼型、翼形等选择还不是最大升力构型，因此升力系数表现上重点不是看绝对值而是相对关系。本人分析目的也不是为了证明鸭式布局和常规边条翼布局孰优孰劣，而是单纯针对鸭翼+边条组合翼布局谈黑丝可能的气动特性。
先看看这个研究的模型气动布局图和有无鸭翼的升力曲线对比：
上图右侧升力系数曲线，无鸭翼时在约 15 度仰角前，边条翼的升力系数斜率略高于鸭翼（负偏角 10°）布局，但总升力相当，升力系数下降是由于增加了鸭翼的气动面积（系数分母）后造成，根据论文升力系数变化的具体过程为：
1、0~10° 间，负偏角 10° 的鸭翼表现为负升力，但鸭翼后气流对主翼变为相对上洗，增加了主翼迎角增加升力，二者综合升力与无鸭翼边条翼布局相当，但增加鸭翼气动面积造成分母增大升力系数下降；
2、10~15° 间，鸭翼转为正迎角（相当于 0~5°）正升力，但鸭翼后气流对主翼变为下洗（见我画的图分析），降低了主翼内段当地迎角和升力，二者综合起来总的升力仍与无鸭翼边条翼布局相当，但增加鸭翼气动面积造成分母增大升力系数下降；
3、超过15°，鸭翼下洗对主翼仍有影响，但鸭翼涡对机翼涡的有利引导超过了下洗作用，主翼升力增加较多，升力系数在计入鸭翼面积后增长仍然超过边条翼布局，系数最高值相对高出近 0.1。
【读后感 1】上面这段论述说明了黑丝这种布局，当鸭翼为 -10° 负偏角时，在小迎角（15° 以下）可以产生同等大小边条翼相当的升力，但升力系数斜率略低（由于增加了鸭翼面积导致），超过 15° 后升力增加较快，升力系数斜率高于边条翼，最大可用升力系数也高出近 0.1。不要小看这不到 0.1 的增量，要知道每一分升力增量实际上都是用平方关系的阻力增加换来的，而且更多时候即使气动上有气动潜力，也往往受限于安定性可控性等各种制约因素实际上无法利用，相比二代机，三代机对涡升力的应用就是这样的例子。从这段分析可以看出，只有在鸭翼当地迎角为负的情况下，鸭翼后气流对主翼才表现为上洗增升，即使飞机本身处于大迎角下也是如此。鸭翼后气流对主翼上洗或下洗对主翼升力的影响，结合鸭翼本身的升力也在改变，总的升力是基本持平的，或者说是可以设计为总升力不损失的，具体可能还要视鸭翼相对面积大小和位置等因素定，但变化关系就是如此，并且这个结论是在有主翼边条情况下实现的，基本解决了我关于鸭翼边条组合和升力系数的第一个担心。
在鸭翼+主翼襟副翼的组合舵面操作中，抬头—>稳定—>低头的控制过程和升力推演变化是这样的：
抬头：鸭翼上偏，鸭翼本身升力增加，但后面主翼受下洗作用升力减小，假定总升力不变，相对平飞状态而言此时升力中心前移产生了抬头力矩，位于重心之后的主翼襟副翼可以同时向上偏转加大抬头力矩，但会减小总升力。
稳定仰角：随着飞机迎角增加总升力会如上面所说的增加，达到指定仰角前，鸭翼相对机身中轴线偏角从正减小到负，但只要相对飞行轨迹是正迎角，鸭翼就还是在提供正升力，只不过随鸭翼偏角减小升力减小，对主翼的下洗也逐步减轻，主翼升力恢复，总的升力中心后移减小抬头力矩，直到在指定仰角与重心形成新的平衡，飞机此时整体表现为以该迎角稳定前行（前提是水平方向上推力足够克服阻力）。这个过程中如果鸭翼偏角不作大的负偏转保持较大正升力，也可以通过偏转主翼襟副翼包括前缘襟翼弯扭来增加主翼升力，使得总升力增加，当然代价是阻力也较大。
低头：鸭翼负偏角增加，鸭翼升力进一步减小甚至到负升力（低头力矩的一部分），同时鸭翼后气流相对主翼演变为上洗增加当地迎角和增升（低头力矩的剩余部分），总的升力中心进一步后移，主翼襟副翼在此过程中可以下偏，增加升力，加大低头力矩和总升力。
【读后感 2】上述过程中，抬头和低头的敏捷性取决于鸭翼+主翼襟副翼的组合舵面操作以及鸭翼和主翼升力变化所提供的综合抬头/低头力矩的大小，如果这个组合力矩与常规布局的平尾以及翼面升力变化提供力矩相当的话，就可以认为两者没有本质差别。后续机动性能表现则与所能达到的最大升力，以及达到最大升力所需的时间长短相关。而由前文所述升力系数后续变化来看，鸭翼+边条组合在 15° 迎角后的升力增长和上限优于单纯边条翼。值得注意的一点是，如果边条面积、形式能继续改进优化，单纯边条翼和鸭翼+边条组合翼的升力潜力也都同时有提升空间，但鸭翼+边条组合翼会受限于布局空间对边条的尺寸限制。 对于我的另一个担心——鸭翼涡和边条涡的耦合效果是增是减，该论文中给出了清晰的结论。下图是无鸭翼时边条涡和机翼前缘涡的流态（试验模型机翼后掠角是 50°，与黑丝很接近），可以看出此时边条涡靠内侧，与机翼前缘涡互不影响，并差不多同时在机翼靠前位置区域出现破碎，根据已知理论，强而持续的低压涡旋才能产生最大化的增升、抑制展向流动和控制失速作用，破碎则无益乃至加剧气流分离和失速的发生。
在增加鸭翼组合后，我们知道小展弦比和几何尺寸的鸭翼比较容易在小仰角下产生前缘涡和翼尖涡，这些涡组合整体形成我们一般所说的鸭翼涡。鸭翼涡的位置高于边条涡（如果鸭翼本身位置高于主翼或者像黑丝那样通过鸭翼上偏高于主翼的话），如我上面贴图中原文图 9 所示，由于鸭翼涡的存在，且其旋转方向与同侧的边条涡相同，因此在两种涡的接触交界面局部气流运动方向是反向的，我之前怀疑这种反向流动会不会导致两涡互相抵消掉部分能量减弱，但该论文的试验结果证明我的怀疑是多余了。实际结果是——二者只是在反向气流牵引作用下互相推远了距离，鸭翼涡被边条涡的气流内推向机身，而边条涡则被外推向主翼面，并与机翼内段前缘涡融合。前缘涡气流旋转方向与边条涡同向，与鸭翼涡边条涡同向旋转互斥不同，由于边条涡贴近机翼前缘上表面，机翼前缘涡是以外围包覆方式加入汇合到边条涡中，二者融合使得漩涡能量加强，形成了更强的复合主翼涡。这个复合涡因为能量强克服逆压能力也强，涡流破碎点有效延迟，在同样条件下延伸到机翼后部区域才出现破碎。同时由于鸭翼后气流的下洗作用，这个低压复合涡会更贴近机翼上表面，实现了更明显的主翼增升效果，削弱了下洗带来的的不利影响。而同时鸭翼涡在向机身内侧推移后，也有利于升力体机身的增升。
【读后感 3】鸭翼+边条形成的组合涡系效应，主要表现为边条涡和主翼前缘涡在鸭翼涡和下洗气流牵引作用下的增强融合，强于单纯边条翼涡效，同时在一定程度上保留了近耦式鸭翼涡对主翼或升力体机身的增升作用（黑丝和 台风 的鸭翼仍然属于近耦范畴，没有网上所谓的远耦鸭翼，事实上远了也就不存在耦合关系了），以及下洗对主翼失速的延迟作用，综合起来实现了宋老论文中所述的有利耦合，也实现了较单纯边条翼或近耦鸭式布局更高的最大可用升力系数，以及中、大迎角下升力系数斜率的增加。从这个结论看来在这种布局中对涡升力增量起直接作用的是边条涡和机翼前缘涡，而鸭翼涡在保留一定升力增幅作用的同时，关键性地诱导了二者的融合和增强效应，并兼顾了传统的配平作用。
总结下来，大体明白了鸭翼+边条组合的气动布局的升力和升力系数变化、复合涡系有利耦合的形成机制，如果合理优化气动设计，并进一步采取升力体机身设计的话，确有可能获得更高的综合升力系数，以及较理想的亚音速角度机动性能，宋老的论文还是靠谱的。 | 
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