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1、F35A 作为替代多种型号的新一代先进多用途战斗机，从诞生之日起其性能便日趋受人关注。由于空军型 F35A 要配合数量不足的 F22 承担一定的空中优势作战任务也呈美国众多盟国所倚仗的未来空优主力。因此，其空战飞行性能一直备受关注，也是争议的焦点之一。已经生产的 F35A 包括 AA和 AF 两种型别：AA 为最初生产型：AF 为进行重量优化之后、与量产型结构相同的 F35A。由于目前 AF 的资料甚少以下的分析中如不加特殊说明，均指 AA。关于 F35A 机动性能的各种说法目前关于 F35A 机动飞行性能的评论中，有正面也有负面，说法也在不断更新，笔者将其总结如下：先说负面评论。在 F-35
2、A 的重量优化改型 AFI-AF4 试飞之后这类说法日渐减少，基本销声匿迹。之前比较著名的有：美国军事评论家Winslow Wheeler 和 F16 概念之父 Pierre Sprey 认为 F-35“是一只狗”，他们指出空军型 F35 的正常起飞重量高达 22 吨，推重比明显小于 1，翼载也偏高；澳大利亚军事网站编辑 Carlo Kopp 同样认为 F-35 动力不足而自重过大：美国航空周刊撰文称，虽然 F-35A 初始加速性非常高，但在高马赫数区其阻力过大且加速性下降明显。虽然当时 F35 的全加力和超音速试飞并未完全展开，所达到的性能(如 240-3 构型的稳定盘旋和加速性)不能反映其
3、最高水平，但航空周刊仍未雨绸缪地担忧了一把。正面评论同样不少。F35AA1 号试验机试飞时发现其发动机推力超过预期，为了控制速度在允许范围之内而加大爬升角。即便如此，负责追踪观测的F16 仍需不时打开加力才能跟上 F35AA1。在另一次测试中，F35AA1 内载 1 枚 JDAM 制导炸弹和 2 枚 AIM-120 空空导弹，总负载超过2000 公斤。但空载的观测机同样需要不时打开加力才能完成追踪观测。自从重量优化的 F-35AFI-AF-4 试飞后，其更好的能量特性越来越多地展示出来。多次起飞后无需打开加力就能做出近似于垂直的大角度爬升。其他关于 F35 飞行性能的正面报道有：根据 JSF
4、项目办公室给出的盘旋性能对比，F35 胜过了现役的 F16 和 F/A18。F35B 的试飞结果表明其能量机动特性比 FA18 更加优越，因此，更轻的 F35A 有更好的表现并不足为奇。而针对先前模拟空战的谣言，美国兰德公司公布了 F35 与苏霍伊、“台风”战机的空战模拟结果。最终F35 以较大的交换比优势战胜了对手。从上面的总结我们可以看到，对 F35A 的机动飞行性能的负面评论来自非官方猜测，而正面评论多来自试飞结果和 F35 项目办公室。即使是负面评论，也集中在几个方面：全机推重比、高马赫数的加速性能和超音速性能等，而没有包括亚音速性能和转弯能力。换句话说，这些只是局部而非整体的否定。目
5、前，媒体习惯性的以局部负面评论来评论整体，这样做是否合理有待商榷。比如，是否可以从 F35A 超音速加速性的缺点出发得出其亚音速加速亦不足的结论?或者更进一步，得出转弯性能不足的结论?而这些外界猜测的“不足”究竟有几分实几分虚?笔者将会在下文中分析。先从最基本的重量分布开始，为读者揭示一个真正的 F35A。基本空、使用空重与空战重量F-35A 各分系统的重量分布并不是秘密，但因为细节过于枯燥而常被有意无意地忽略：F35A 的官方空重数据到 13300 公斤(29300 磅)，很多机构与军事爱好者将其作为基本空重，直接加入燃油、飞行员和武器重量就得出推重比不足的结论，但实际如何呢见表 1)?从表
6、 1 看，显然 29300 磅是使用空重。如果仅计算基本空重，即前 2项仅有 27824 磅(12624 公斤)。F35AA1 的设备重量基本维持了与前一代同级战斗机相当的水平，动力系统相对于其推力而言有所减轻，但由于采用了内置弹仓设计，其结构重量有明显提高（约 2 吨)。注意，以上为 F-35AA-I 的预计重量。从实测值来看，即使没有 AF 那样的重量优化，AA 结构加设备的总重量还是比预计值有数十公斤的减轻、各部分的具体减轻程度可参看 F-35 年度简报，笔者在此不一一列出。总的来说，以 F-35A 的尺寸，和类似的第三代战斗机如米格-29 相比，12600 公斤左右的基本空重确实不算多
7、。F-35A 重量介于米格-29M(也称米格-33)和米格-29K 之间(米格-29M 的设计基本空重为 11600 公斤，实际值未知)，机长略短，翼面积略大。作为拥有内置弹仓且较高机内燃油空间的型号，能够将重量保持在这个程度已实属不易。内置弹仓导致的结构重量的增加，须由推进系统的减重和增推来弥补， 中、美、俄第四代战斗机的发展过程均遵循着这个基本原则。气动外形的得失目前关于 F35 气动外形的评论中，唯一批判性的是高马赫数阻力较高。除此以外，再也找不到任何负面评论。原因很简单，F35 采用的是一种亚音速升阻特性极佳但超音速偏弱的气动外形。重建 F-35 的气动外形模型并进行气动特性分析是国内
8、外航空院校的热门课题。南京航空航天大学航空宇航学院曾以基于草图跟踪的三视图标定技术，重建了 F35 的外形网格模型，使用 NACA64A-204 翼型。其在不考虑机动襟翼变弯和机翼前后缘修形的情况下，模拟了 F-35 的亚超音速升阻特性。无独有偶，法国 SUPAERO 和 ISPA 等工程学院都曾有过 F35 模型的计算流体力学算例，但使用的是 NACA64A206 翼型并考虑了襟翼的偏度优化。这些模拟计算的结果显示：F35 亚音速最大升阻比达到约 14，超过了包括FA-1R 和苏27 在内的几乎所有三代机：而在低超音速范围内最大升阻比约 4.5，与常规三代机持平，但逊于“幻影”2000 等。
9、法方的模拟由于加入了前缘机动襟翼的偏度优化，其亚音速机动升阻特性类似于 F16、苏27 等三代机。如果允许前后缘襟翼同时变弯(F-22 即采用了这样的控制率)，甚至还略有过之。F35 在设计过程中不要求具有超音速巡航性能，所配备的 F135 发动机较高的涵道比使其更适合亚音速飞行，设计要求的最大马赫数也不高。因此，F35 的气动设计可谓有的放矢。以 F35A 为例，使用前缘后掠角仅 35 度的中等展弦比梯形翼，后缘前掠进一步减小了有效后掠角，14 弦线后掠角仅234，而其展弦比又是新一代隐身战斗机中最大的(268)。尾撑又赋予了平尾较长的力臂，配平阻力更小。其使用了类似于 F22 的三段绕和边
10、条，在高攻角 t20)时诱导出比常规边条更强的涡升力，综合了以上特性的 F-35，具有优异的亚音速升阻特性并不让人惊奇。当然，这是以牺牲一定的超音速性能为代价的。F35 这样做，很大程度上是因为考虑到一旦与三代机遭遇发生自卫空战，仍然是以亚音速机动为主。毕竟几乎所有的三代机都有着相当不错的机动性能。而更高威胁，如超音速机动能力更强的目标并不是 F35 的作战对象。因此，F35 相对较弱的超音速飞行性能在遂行其主要作战任务(近距离空中支援防空压制自卫空战)时不会导致明显的作战效能下降。我们知道， 目前世界各国的先进战斗机通常采用常规布局或鸭翼+三角翼布局。常规布局因为平尾亚音速配平载荷较轻，且主
11、翼不受下洗效应，机动需用攻角较小，亚音速升阻特性较优。鸭翼+三角翼布局因超音速配平方向和三角翼自身的特性，超音速升阻特性较优。但这是非常“学院化”的结论。常规布局的杰出代表如 F-22 因为使用 TVC(推力矢量)直接配平，无需平尾产生额外配平阻力的缘故，在超音速升阻特性上反而有超越鸭翼+三角翼布局的趋势。F-35 目前虽然没有在飞行中使用 TVC 的能力，但不排除在以后的发展中加入已经验证成熟的 AVEN 推力矢量喷管的可能。在这里再纠正一个误区。有的读者认为过于追求亚音速升阻特性的常规布局，换句话说就是稳定盘旋性能较优的布局，瞬时盘旋性能很可能存在缺陷，一个经常被提起的例子就是 F16。但
12、 F16 是较为特殊的个案，原因是其攻角限制不同于其他机型，非常复杂且严格通常三代机的攻角限制是空速的函数，低马赫数时允许使用较高的攻角限制，高马赫数时较低。F-16 受制于高攻角稳定性的缺陷，其攻角上限是过载的函数。具体来说，过载越高，则攻角限制越严。虽然纸面上其攻角上限是 25.5，不逊于其他三代机，但这是 1g 平飞中才允许使用的。随着过载增大，允许攻角上限递减，9g 机动中的攻角上限只有15。接近这个数值时，飞控计算机会强制飞机“低头”以阻止攻角进一步增大。考虑到气流分离之前升力与攻角呈近似线性关系，这样做无疑会浪费其优越的亚音速升力特性。F-16 虽然能量机动出色，但受攻角限制造成的
13、升力浪费，瞬时盘旋性能一般，某些三代机型号，如“幻影”2000C 和歼-10A 等海平面瞬盘可以达到30秒，但这是以 28-29 度攻角达成的。相比之下，F16C 以 15攻角达成 25-26秒的瞬盘已经实属不易，从一个侧面证实了其气动布局极高的升力斜线率。如果“幻影-2000 也使用 1 5攻角限制，那么其瞬盘性能可能就不那么出色了。我们也可以想象，如果 F-16 系列能够克服其在高攻角稳定性方面的缺陷，毫无顾忌地使用 25攻角上限，其瞬盘性能也大有潜力可挖。F16 的这个问题在 F-35 身上不存在。F35 不会用自己 15攻角的瞬盘去比拼对手 30攻角的瞬盘。F35 的瞬盘表现如何，将会
14、在下文分析。亚音速升阻特性较佳的一个额外好处是巡航效率较高。值得注意的是，不同飞机之间的航程、作战半径等数据并不能直接拿来比较，因为飞行剖面(飞行高度与耗油率密切相关)、余油等参数不一定是统一的。而不同作战任务的飞机作战剖面(如在战区盘旋圈数)相差更大。一般来说，偏重于对地攻击的机型吃亏可能多些。比如，FA18E 在最佳巡航高度每磅燃料可飞行 0.14 海里，如果起飞后立即爬升到该高度并维持，其机内燃油航程会相当可观。但实际上，FA18E 的官方数据中机内燃油航程只有约 2000 公里。相比之下，俄系设计局倾向于使用最理想的航程性能作为广告数据。例如，米高扬官网上米格29A 的内油航程高达 1
15、500 公里，与 F-16C 的 1600 公里十分接近。但保加利亚和东德的空战模拟演习表明，F-16C 总能表现出明显更高的燃料利用率。每当米格-29A 因燃料不足而提前返场时，F-16C 还能留下大量燃料，实际上这就是载油系数的差距导致的，米格-29A 在自重比 F-16C 高出 27的情况下，为了在空战中维持和对手相近的 SEP(单位重量剩余功率)，也需要比 F16C 高出约同样百分比的推力，导致约同样百分比的耗油率增加，因而为了相同的留空时间，所需燃料也高出约同样百分比。发动机推力：40000 磅?43000 磅?这里笔者注意到一个有趣的现象：F135 的生产商普拉特惠特尼(以下简称普
16、惠)关于该型发动机的推力说法从 2007 年开始确定为 43000 磅(19500 公斤其台架数值更高些，下文详述)，与先前的“40000 磅级”并不矛盾。无论是普惠提供的 F135 的 FACTSHEET 还是官网上对 F135 的性能介绍，43000 磅都标注得十分清楚。但奇怪的是，很多科普刊物对此视而不见，关于 F35 的性能分析仍以 40000 磅推力为准，并以此轻松得出其推力不足的结论。笔者估计有如下两条原因：第一，国内并没有“推力级”这个说法的习惯。换句话说，国内在翻译外文资料时，习惯将“40000lbs class”中的那个“class“省略掉。类似的事情出现在 F119 的推力上。国内长期将“35000lbs class“当成“35000lbs exact“。2007 年 2 月，F-22 作战评估报告中 F119 的推力是 39000 磅，与先前的 35000 磅级
