主题：看来巴基斯坦的小龙是04标准的 -- 晨枫

LCA的一些情况(续)

对于LCA机翼的设计特点，笔者有如下认识与推测：

1．关于涡流发生器

当前用于产生涡流的装置，除了边条翼、鸭翼外，最常见的就是机身边条，一般为狭长等宽薄板，在幻影2000进气口后上方以及EF2000鸭翼后方均可见到这类装置。但LCA机身上显然见不到这样的设计。

此外还有一种相当先进的涡襟翼技术【注2】，美国已经对此进行了长时间研究，在F-106、F-16XL以及AFTI/F-111上进行了相关应用研究，并在F-106试验机上进行了验证试飞，最后在X-32上成功应用。从资料对LCA涡流发生器的描述看，颇有些类似上表面涡襟翼的特点：可收放式、仅用于改善起降性能（涡襟翼在X-32上也主要是这个用途）。但笔者至今未在LCA照片上看到相关特征，也未在试飞录像上看到LCA机翼内侧上下表面有装置动作。考虑到印度自身技术储备薄弱，作为主要技术支持者的达索虽然可能有相关研究，但即使在其最新的Rafal战斗机上也未见采用涡襟翼技术，因此笔者推测：LCA设计中所谓的“涡流发生器”可能就是涡襟翼，不过由于掌握的技术不够成熟，至少目前LCA仍未真正应用这一设计。

2．关于前缘复合后掠

在经过多次反复并与同好讨论之后，笔者推测，这一设计主要是为了调整机翼前缘分离涡的位置，使之可以与机翼内侧涡流发生器产生的涡流配合，以期获得较好的涡流增升效果。由于机翼外侧前缘后掠角大，前缘分离涡首先在外翼段根部（即那个凸角附近）形成，可以很快和内侧涡流发生器的涡流扭到一起，形成较强的涡流，增强其作用。虽然前文推测涡流发生器可能还没应用，但完全有可能按照配合其工作的要求进行设计，一旦技术成熟就可以立刻装机使用。

除了这个主要作用之外，复合后掠可能还会带来其它一些好处。当前复合后掠的设计相当于从60°后掠纯三角翼内侧切了一块机翼下来。从横截面积分布角度考虑，“切”下来的机翼相当于减少了座舱附近的横截面积，对于按跨音速面积律优化飞机设计是有利的。从大迎角配平方面考虑，“切”下来的机翼减少了重心前的机翼面积，使得静稳定度不至于减小过多，有利于减轻升降副翼的配平负担。

3．关于机翼固定扭转和前缘缝翼

LCA机翼带有非常的大扭转角，具有明显的外洗特点（即翼根安装角比翼梢安装角大），同时在机翼前缘设置了三段式机动缝翼。就外观上看来，机翼虽然扭转角很大，但机翼前缘下垂并不明显，看起来只是象增大了翼型弯度而已。

笔者认为，LCA机翼大扭转角源自内翼段的“反弯”设计。通常的扭转设计是机翼前缘下垂，以减小大后掠三角翼带来的巨大诱导阻力。前缘下垂量越大，对减小诱阻越有利。但问题是前缘下垂量越大，带来的低头力矩也越大，超音速配平阻力和波阻都明显增大。LCA这种内翼段“反弯”设计，有利于减小扭转带来的超音速阻力以及升降副翼的配平负担，有向超音速性能折中的考虑——事实上在巡航飞行中这一特点还能提供一定抬头力矩抵消正弯翼型带来的低头力矩，同样减小了配平阻力。这一设计实际改变了机翼安装角，带来其它方面的影响：其一，机翼实际迎角大于机身迎角，在起降（特别是着陆）迎角受限的情况下可以获得更大的升力，改善飞机起降性能；其二，由于机翼内侧迎角大于外侧迎角，飞机进入大迎角状态时可能内翼段首先失速，飞机焦点后移产生低头力矩，从而改善大迎角配平能力——而此时翼尖仍未失速，仍保持一定的横向控制能力，这也是外洗的主要好处之一。

如果只考察机翼外翼段，可以发现其扭转角其实并不大，没有明显的前缘下垂。这也反应出折中考虑的特点。即在设计点附近，机翼扭转可以实现较好的减小诱阻的效果，但并不是最优的。而在设计点外，主要依靠前缘缝翼来实现减小诱阻的功能。和前缘襟翼相比，前缘缝翼对大后掠机翼减阻效果更好一些。

在笔者看来，LCA的机翼扭转设计体现了明显的向超音速折中的特点，在基本满足设计点诱阻要求的前提下努力减小超音速阻力和升降副翼配平负——前文提及，大速压和大迎角条件下操纵性差正是无尾三角翼的固有弱点。

4．关于后掠角、展弦比

从估算数据看，LCA机翼内、外侧后掠角均选择得较大。外翼段60°后掠角和幻影2000、F-106等典型无尾三角翼飞机相当。这种设计的特点也是非常鲜明的：高速特性好，波阻小；跨音速焦点移动相对较小，有利于操纵的平稳性；大迎角升力特性好，原因是前缘分离涡推迟了机翼失速，同时兼有涡流增升的作用；升力线斜率低，同样迎角下诱导阻力大，因此亚音速性能和起降性能较差。

如果说LCA的机翼前缘后掠角选择尚属正常，那么其机翼展弦比的选择几乎令所有人大跌眼镜。大后掠三角翼展弦比小是其固有特点，但小到LCA这个地步的则是独此一家，别无分店。幻影2000的展弦比2.03已经相当小了，LCA的展弦比则达到1.79的水平。展弦比小，跨音速焦点移动小，超音速阻力小，但诱阻大（亚音速尤其明显），对亚音速巡航和大迎角机动均不利。虽然通过选择较低翼载可以改善诱阻大的缺陷，但相关参数也要在比较合理的范围内。LCA的翼载虽然比幻影2000小，但展弦比小得更多，除非其机翼设计明显优于幻影2000（比如升力线斜率高于幻影2000），否则诱阻肯定比幻影2000大。

从上述参数选择来看，LCA的机翼设计对超音速性能比较偏重，虽然这是三角翼的固有特性，但和同样布局的飞机相比其重点就比较突出了。没有资料提及LCA如何解决诱阻大的问题（涡流发生器仅用于起降，而不用于机动）。对此，笔者只能说，HAL的团队如果不是对自己的机翼设计太有信心，就是对飞机的超音速性能太没信心。但无论如何，这样的设计选择将使得LCA在跨音速加速性方面有较好的表现。

还需要提及一点的是，LCA的机翼后缘前掠主要是从采用RSS角度考虑的。因为无尾布局大迎角操纵性差，如果采用RSS可能出现机翼俯仰力矩上仰的问题（说白了就是压不住机头）。采用平直后缘或者后缘适当前掠的三角翼将有助于改善这一情况。

5．关于升降副翼及其作动筒

LCA翼面下4个大型作动筒整流罩非常引人注目。这4个用于控制升降副翼偏转的作动筒可以算得上无尾飞机的关键设备之一。原因在于升降副翼偏转时铰链力矩相当大，对作动筒的功率有很高的要求。直到今天，升降副翼及其作动系统仍然是无尾飞机设计的难点之一。

LCA的升降副翼作动筒最初是向美国订购的，但订购时间比TD1开工时间晚。1998年核试验后，美国宣布对印度实施禁运，禁运物资中就包括作动筒。2001年禁运解除后未见到作动筒交付的报道。根据这些线索推测，现在的大型作动筒整流罩是为印度国产作动筒准备的。由于技术水平限制，国产作动筒功率密度不够，所以体积庞大。从设计角度考虑，前述LCA的设计特点多数都有减轻超音速配平负担的意图，不排除是考虑到国产作动筒的技术水平而作的折中。

从另一个角度看，外侧升降副翼面积比内侧面积大，由此带来的铰链力矩也应该大于内侧，但作动筒整流罩的大小却并非如此。仅仅从功率密度的角度无法解释。如果从整流罩的位置看，内侧整流罩差不多是从主起落架舱后开始凸起，外侧整流罩前缘则受机翼后掠的影响稍微靠后一些。而这个位置，正是LCA机身自主起落架舱后开始迅速收缩的位置。因此存在这样的可能：由于LCA主起向后收起而使得中部机身横截面积过大，且主起舱位置靠后使得从该位置到飞机尾喷管的距离更加缩短，这样主起落架舱后的机身过渡段将被迫作急剧收缩，这不符合面积律要求，将导致压差阻力骤增，出现在这个位置的四个巨大的整流罩可以起到缓和横截面积变化的作用——类似于当年康维尔YF-102A尾部的巨大鼓包。

垂尾

LCA垂尾前缘后掠角约52°，带有翼尖斜切结构，垂尾根部方向舵下方装有阻力伞舱。从PV1原型机开始在垂尾翼尖前缘加装一个矩形舱，估计是装电子战设备的。PV2垂尾根部前缘也增加了一个小型进气口，推测是用于环境控制系统和电子设备舱冷却的。

从估算结果来看，其垂尾高度不高，实际面积和F-5相当，而相对面积（与机翼面积之比）明显偏小——主要是LCA机翼面积太大的原因。考虑到LCA的无尾布局缩短了垂尾的尾臂长度，其垂尾效率令人有些怀疑。特别是进行滚转机动时由于机翼距垂尾太近（无尾布局的固有问题），两侧机翼的压力差给垂尾带来巨大的偏航力矩，LCA的垂尾的固有方向稳定性能否保证抑制偏航？否则就只能指望飞控系统了。

不管怎样，LCA的垂尾特点显示它并不特别追求较大的马赫数以及超大迎角的飞行能力。如果结合前述特点来看，LCA对超音速性能的偏重似乎在于跨音速段的加速与操纵能力。

复材结构

复材结构是LCA设计上的突出特点之一，也是它性能提高的希望所在。除了传统非受力部位，在受力结构上也广泛应用了碳纤维增强层压复合材料。设计目标是达到机身结构重量的45％，这一点在PV1上已经实现。

热固化、热粘接技术在LCA的机身部件、垂尾、方向舵、升降副翼、减速板以及起落架舱门上得到普遍应用。LCA的机翼结构部件（包括大部分翼肋和桁条）和机翼整体蒙皮均采用碳纤维复合材料制造，蒙皮通过螺栓固定在翼盒上。机头雷达罩则是由凯芙拉材料制成。

由于复合材料具有较低的雷达反射特征，因此ADA一直宣称LCA具有准隐身能力。但事实上飞机雷达反射特征受很多方面影响，并不是采用复材结构就可以高枕无忧的。最典型的例子是当初美国的“HAVE BULE”计划，洛克希德的XST试验机在预计距离之外被雷达发现并跟踪，落地后检查才发现是因为一个螺钉伸出了机身3毫米，导致飞机RCS剧增。

复材结构的应用，就控制飞机重量来说是有利的。但这种结构在其它方面仍存在一些问题。问题之一是复材结构的维护性。更早、更大规模应用复材的民航界早已发现，对损伤的复材进行修理是一件相当困难的事。因此在新一代民航机中又出现在局部重新采用金属材料的趋势。在复材维护问题解决之前，LCA的服役对机务人员来说不是个好消息。复材结构的另一个问题是复材固有的绝缘性带来的静电可能击伤蒙皮甚至机载设备。英宇航的EAP验证机是首先解决这一问题的飞机，其复材整体油箱可抗200千安雷击。LCA虽然宣称机体结构可以满足在恶劣天候飞行的要求，但实际情况尚待检验。

起落架

LCA采用常规前三点可收放式起落架。前起落架为双轮，支柱式结构，向前收起。主起落架为单轮，摇臂式结构，向后收起。前主轮距4.34米，主轮距2.2米。

由于主起落架采用机身起落架形式，可以留出翼下空间，有利于改善飞机挂载能力。不过由于起落架不能直接和飞机承力结构连接，以及机腹开口削弱了结构强度，增加传力结构和结构补强都需要付出重量代价。从主起落架的收起方向看，HAL比较注意进气道的问题，不希望起落架舱挤占进气道空间、迫使进气道急剧转折而导致总压损失。不过这样一来，机身中部的面积律处理会麻烦一些。从LCA机身底部照片看，由于起落架舱的存在，使得机身无法作蜂腰收缩，其影响在前文升降副翼一节已有提及。

值得一提的是，LCA采用了微处理器控制的防滞/刹车管理系统，有利于缩短滑跑距离、延长机轮和刹车的使用寿命。不过这类系统价值不菲，A320上同类系统价值10多万美元。对于LCA这种强调价格的小飞机来说，采用这个系统是需要一定决心的。

进气/推进/燃油系统

LCA采用几何不可调的正激波Y形进气道，进气口位于机身两侧机翼下方，进气道外侧有吸开式辅助进气门。

这是一个并不出人意料的选择。现代轻型作战飞机选择固定进气道几乎已成惯例，重量轻、结构简单是其最大优点。而精心设计的固定正激波进气道在M1.5以下和可调超音速进气道相比并无明显差异。很难说这是HAL的本意还是迫于技术水平不足而进行的妥协：超音速可调进气道设计难度不小，迄今为止掌握的国家屈指可数；但如果从ADA期望提高本国航空技术水平的初衷来说，在LCA计划下研制可调进气道也在情理之中。不过从实际使用角度考虑，除非进行远程高速拦截（在这种任务模式下最大M数的优势才得以完全体现），否则设计良好的固定进气道也基本够用了。

就LCA的设计来说，由于有机翼的遮蔽，进气口的局部迎角远小于自由流迎角，进口气流的局部马赫数也可能降低，有利于提高大迎角进气性能。

从照片上看，LCA进气口上唇口和机翼下表面之间有非常明显的间隔。如果从隔离附面层角度考虑，机翼前缘到进气口的距离很短，完全不需要这么大间隔（甚至不需要间隔）。所以这种设计有可能是为日后换发留出余地，一旦新发动机需要更大的空气流量，那么不需要对机体进行大改就可以扩大进气口满足要求。

当前LCA的发动机是通用电气F404-GE-F2J3发动机。这是已经投入使用多年的F404系列的派生型。F404发动机以性能良好、可靠性高著称，除了F/A-18外，F-20、JAS-39、阵风早期原型机甚至我国的超－7早期方案都选择了F404发动机。F404属于中等推力发动机，F2J3型加力推力80.5千牛，比较适合作为轻型战斗机的动力。

至于LCA的原定动力，Kaveri发动机，具体性能如何还是未知数。目前已知该发动机配备道蒂·史密斯公司的全权数字式发动机控制系统，设计参数为：加力推力83.4千牛，最大推力50.6千牛；空气流量75千克/秒；涵道比0.161；总压比21；涡轮前温度1207～1415℃；最大推力耗油率0.78千克/十牛·小时，加力耗油率1.96千克/十牛·小时，略高于F404。由于研制进展迟缓，预计很长一段时间内不会装机使用。

LCA的燃油系统采用了机翼和机身整体油箱设计，加上三角翼巨大的内部容积，具有相对较高的机内载油量，无外挂机内载油系数可能接近30％。以F404的耗油率，如果LCA巡航诱阻不是特别大的话，预计其续航性能表现在中上水平。LCA转场飞行可以外挂3个1200升或者5个800升副油箱。两种副油箱均采用玻璃纤维增强复材制成，具有3000小时飞行寿命，据报道经过了雷击测试。座舱右前方有固定式空中受油管，可以接受伊尔－78的空中加油。

电传飞控系统

毫不夸张地说，以洛·马为主导研制的4余度数字式电传飞控系统就是LCA的灵魂，没有它，LCA不过是一辆高科技三轮车，一如1995年的TD1。对LCA来说，其飞行性能的突破，除了依赖于复材结构减重外，另一个关键就是依赖于电传飞控系统的RSS技术。RSS技术对于提高无尾三角翼飞机性能的影响，可以从幻影III到幻影2000的质变看出来。对LCA来说，电传飞控的难点和重点在于如何尽量发挥RSS的效果，提高其机翼升力线斜率，减小诱阻——否则其极小的展弦比将对机动性造成严重不利影响。

除了改善机动性外，电传飞控系统可以解决无尾三角翼飞机由于低翼载带来的低空飞行品质不佳的问题，还可以改善操纵品质，改善飞机挂载能力，这对于一种多用途飞机来说是非常有利的。

考虑到1989年F-16C/D Block40/50才改用数字式电传飞控，LCA这套电传飞控非常有可能就是F-16C/D所用的飞行系统的简化版。由于F-16的数字飞控系统并非全新研制，而主要是用数字电路替代模拟电路，用于模仿原模拟式飞控，因此在设计上并未达到当时的先进水平。LCA的飞控系统估计也继承了这一特点，其监控模式可能是较早期的比较监控模式，也就是通常我们所说的4余度系统可以达到2次故障工作、3次故障安全的水平。而新一代的飞机多采用自监控模式的3余度电传飞控，可以达到和4余度比较监控模式相同的安全水平。

玻璃座舱

所谓的“玻璃座舱”概念，是指通过友好的人机界面，在显示管理系统的控制下向飞行员提供当前状态必需信息的综合显示技术，它不象以前一样在仪表板上提供所有信息，由飞行员自己去寻找需要什么，从而大大减轻了飞行员的负担。在玻璃座舱中，传统机械仪表大部分被平显、多功能下显所取代，只保留少数重要的备份仪表（F/A-22以及F-35上以前完全取消这种备份仪表）。由于早期下显都是采用阴极射线显示屏的，因此采用这种综合显示技术的座舱才被人通俗地称作“玻璃座舱”。当然，现在的下显多数已采用液晶显示屏。

LCA的玻璃座舱显示可以和夜视镜兼容。最初采用“一平二下”显示布局，但据报道PV2已经采用了“一平三下”布局，原来位于仪表板中央下方的多功能控制面板被上移至平显下方，为第三台下显留出空间。仪表基本组成包括：多功能控制面板（MFCP），2/3台印度电气公司的可重构形彩色液晶下视多功能显示器（MFD），CSIO公司的平显（PV2上已实现与MFCP的综合化工作），2台智能备用显示组件（SSDU，位于MFCP左右两侧，左侧提供基本飞行参数，右侧提供发动机/燃油系统信息）。

特别值得一提的就是SSDU。考虑到可靠性问题，在早期玻璃座舱中保证飞机基本飞行功能的关键仪表（如地平仪、高度/速度表、发动机仪表等）仍采用机械仪表。而SSDU是电子综合仪表，敢于用它取代机械备份仪表，这显示HAL设计人员对仪表可靠性有相当信心，也反映了印度在这方面的进步。

航电系统

LCA的航电系统采用“自顶向下”设计方法，并引入LRU的概念，使得航电系统在保证最大程度的协调性的同时具有最小的耦合度。

LCA的航电系统以军标1553B数字式数据总线、32位任务计算机为基础进行构建。

综合通讯子系统包括：甚/超高频无线电台，具有正常和抗阻塞加密进行空地/空空通讯能力，内置电子反干扰组件，具有战术频率波段抗干扰能力；标准超高频无线电台和音频管理系统；空地/空空加密数据链；敌我识别系统收发机。

任务子系统包括：3条军标1553B数据总线，2台任务计算机（Ada语言编程），红外搜索跟踪系统（IRST，预留空间，目前未见安装），激光测距指示吊舱，电子战或其它传感器吊舱，研制中的头盔显示器或头盔瞄准具。

自卫子系统主要是先进系统集成与评估署（ASIEO）研制的电子对抗组件，包括：雷达告警接收机，自卫干扰发射机，激光警告系统，导弹接近警告系统，对抗措施分配系统，箔条/曳光弹投放器。

导航与飞行子系统包括：4余度电传飞控系统，以环形激光陀螺为基准的惯导系统和GPS系统，RAM 1701无线电高度表。

雷达预定为电子研究开发院（ERDE）和HAL联合研制的X波段多模相干脉冲多普勒雷达，有高、中、低三种脉冲重复频率（PRF），内置电子反干扰组件，具有多目标搜索、边扫描边跟踪、地形测绘、下视/下射、波束锐化以及动目标指示等功能。但该雷达的具体进展目前并不清楚，但据报道该雷达存在研制工作长期停滞和成本不断上升等问题。有关消息已提及印度将采用法制雷达，以及俄制和以制雷达，甚至可能采用意大利FIAR公司研制的Grifo雷达，但后者因已用于巴基斯坦战机而在竞争中处于不利局面。

此外还有机载监控系统、座舱显示控制系统（即前述玻璃座舱和双杆控制系统（HOTAS））等。

总的来看，LCA航电系统具有开放性的特点，可以随技术进步更换相关组件而不必大幅调整其它航电设备和电气线路，有利于延长飞机的技术寿命。