座舱


根据照片估算，歼－10的正前方下视角介于苏－27和F-16之间，在中国空军现役歼击机中高居榜首。
正前方下视角能够超过苏－27实在不容易——虽然苏－27机头明显下垂，但其实仍未达到前苏联歼击机下视角的相关标准。歼－10能够取得这样不错的视界，一是得益于飞行员座椅高度提高（但仍不及F-16，这也是歼－10下视角不如F-16的主因），二是由于机头有一定幅度的下垂（如果取消下垂估算下视角可能会小1～2°），三是座舱前的机头长度相对较短（只是相对苏－27而言，其实和F-16差不多）。

这些改进看似独立，实则牵一发而动全身，并不是轻易可以取得的。

要抬高飞行员座椅，首先要解决的就是风挡强度问题。座椅提高，风挡迎风面积加大，气动压力加大。特别是歼－10低空最大表速设计指标相当高（国产飞机低空最大表速纪录也是它创下的），对风挡要求更高。如果风挡强度不足，没达到那个速度风挡就已经报销了。其次，风挡迎风面积加大，相应阻力也会增大，尤其是超音速阻力，在发动机推力一定的情况下，必须要对视界和飞行性能作一个折中。第三，飞行员座椅提高必然导致座舱增大，这会引起飞机方向稳定性下降，必须加以补偿（典型措施是加大垂尾面积或增加腹鳍），而由此引起的重量和阻力增量则是必然要付出的代价。

要实现机头下垂设计，就要付出零升俯仰力矩增大的代价。超音速时零升俯仰力矩严重影响飞机的配平阻力，要实现机头下垂又要强调高速性能的飞机，必须保证发动机有足够的推力克服由此而来的阻力增量。当然，机头下垂还将对飞机性能带来其它方面的影响，不过由于歼－10机头下垂量不大，这些影响也相对有限。

至于座舱前的机头长度，很大程度上受雷达的影响，再深入一点说是受雷达相关电子技术水平的影响。技术水平一定的情况下，要获得更远的探测距离，最直接的办法就是加大雷达天线——机头长度、直径自然也就跟着水涨船高。当视界需求与雷达需求发生矛盾的时候，设计人员就必须权衡轻重加以取舍——通常视界都是输家。

歼－10的上半球视界也不错，从公开照片推测，上半球视角在300°以上。座舱盖隔框上呈“品”字形布置有3面后视镜，用于辅助观察。其实后视镜与其说是辅助监控盲区，不如说警示的作用更大一些。对于空战格斗双方来说，除非一方已经取得压倒性优势，否则都会有较大的视线角速度，即使出现在后视镜也是一闪即逝，唯一作用在于让飞行员确定下一个搜索区域时更有目的性。当然，如果目标长时间稳定在你的后视镜内，又处于武器有效射程，那么你只剩两件事可以做：一，祈祷座舱不要被打到；二，准备跳伞。

生产型歼－10在座舱盖后紧接一个低矮狭长的背脊，一直延伸到垂尾根部。或有看法认为，背脊沿袭自二代机，属于“落后”设计。窃以为不然。背脊的作用，可以在飞机横截面积增加有限的情况下提供更多的容积，尤其适合布置管线及其它小体积设备；气动方面，背脊可以缓和座舱盖后飞机横截面积变化，有利于减小阻力。不过，和其它飞机不同的是，歼－10的背脊出现是个渐变的过程。早期原型机的背脊自机身中部刀状天线处开始隆起并延伸至垂尾；后期原型机的背脊则向前延伸连接座舱盖后部；生产型的背脊在紧靠座舱盖后部位置又多了一个白色整流罩（此处背脊似有加宽），显然有新增设备。从变化情况推测，早期背脊修改可能是出于整流减阻的考虑，生产型的变化则是对富余空间的再利用而已。

进气系统和发动机



如我们所知，可调超音速进气道对于最大M数在1.8以下的歼击机而言意义不大，反而增大了重量和结构复杂性。所以对飞机高速性能没有特别要求的歼击机一般多采用固定式进气道。F-16是强调格斗空战而放弃了高速要求，虽然按照正激波进气道设计，但由于前机身的预压作用，在一定程度上接近二波系进气道。EF2000强调超音速截击和机动性，为减轻重量，采用固定斜板＋可调下唇口构形，实际上是一种折中设计。F-22则应用了先进的CARET进气道设计，一方面考虑隐形要求，一方面减轻重量和复杂性，比较适合其典型的超巡状态。

歼－10则采用了多波系可调超音速进气道。自第三代歼击机问世以来，以单发中型歼击机而采用可调超音速进气道设计的，并不多见。不惜增大重量、采用复杂操纵机构，以期重点改善M1.8以上飞行性能的设计，除了用户强调高速飞行性能外没有其它解释——这也从一方面证实了歼－10定位中为兼有高速拦截性能歼击机的判断。在第三代中型战机中，只有幻影2000和米格－29具有与之类似的设计特点。而当年我们对幻影2000评价较高之处也恰恰在高速飞行性能方面。

从公开照片看，歼－10进气口压缩斜板上至少有一道铰链线，这意味着其进气道至少是三波系设计：铰链线前为一级固定斜板，之后为二级可调斜板，共产生两道斜激波，加上喉道处一道正激波，构成三波系压缩。当然，不排除压缩斜板上可能还有一道铰链线，即采用四波系设计的可能。不过以笔者的角度看，假如真要按四波系设计进气道，留给三级斜板的空间已经不多，可能性较小。

虽然前机身下表面的附面层已经通过附面层隔道排除于进气口之外，但压缩斜板上同样会形成附面层。这里正好是激波形成面，为避免发生激波－附面层干扰分离，必须在压缩斜板上采取某种附面层排除措施。从照片看，一级斜板上没有采取附面层排除措施，但铰链线处具有较大缝隙，不排除从此处抽吸一级斜板附面层的可能；二级斜板上则有明显的6列多行附面层抽吸缝（或抽吸孔阵列）。然后，来自压缩斜板的附面层经由进气口两侧的鳃状排放槽排出。为避免异物通过附面层排放槽进入进气道内，歼－10停机状态多会加盖盖板作为防护措施——这就是我们在多数公开照片上看到歼－10进气道两侧有三角形红色盖板的由来。航空报曾经有一幅照片，透露了歼－10进气口的细节。照片上，附面层排放槽并不是今天所见的鳃状，而更像是多孔式设计。从进气道上方加强支撑结构弦向仍平行飞机纵轴的特点来看，该机很可能就是歼－10第01架原型机。结合附面层排放槽的蒙皮呈扭曲状、后来的歼－10第01架原型机照片上附面层排放槽改为鳃状设计等信息推测，可能多孔式设计是最早的附面层排放槽设计，但试飞结果不尽人意，遂改为现在的鳃状设计。

在了解了以上信息后，我们可以知道：歼－10进气道前部上表面、两侧壁和压缩斜板共同组成一个扁平狭长的空心结构，并且为了排除附面层而导致前部无法与机身结构连接。这样一个结构不利于受力，但要采用水平压缩斜板，就必须解决其受力问题。为避免进气道前部形变超过限制甚至发生颤振，在进气道构形不变的前提下，途径有三：
一，采用新型材料，以确保进气口受力部件的强度和刚度；
二，采用现有材料，不惜增大重量来确保进气口受力部件的强度和刚度；
三，改变受力设计，加上辅助结构，减小受力部件对强度和刚度的要求，以保证在现有条件下可以满足之。相比之下，途径一更适合于作为预研项目，有利于长远发展，但对于单个飞机型号而言效费比较低；途径二最直接，但重量代价最大；途径三对设计功底要求高，而且如果辅助结构外露会对飞机RCS带来不利影响。


从歼－10的设计来看，设计人员显然是采用了途径三来解决进气道前部受力问题。6个“工”字型支撑结构将进气道上表面与前机身承力框连接在一起，进气道前部所承受的相当一部分作用力通过支撑结构直接传递给机身承力结构，受力环境大为改善。很多人将歼－10进气道与F-16、EF2000相比，认为同样是腹部进气道而只有歼－10有加强结构，显然水平不如后两者。这种说法完全忽略了后两者的进气道前部结构与歼－10的差异。F-16没有压缩斜板，进气道上唇口前伸少许作为附面层隔板，又是实心结构，受力、传力要求要简单得多。EF2000进气道前部结构和歼－10有些类似，但最大差别是其弧形结构的压缩斜板，这种结构在受力方面相对有利，可以说设计人员也是采用了前述第三种途径来解决受力问题。不过这种设计更像是渐变改进的结果——对比EF2000的验证机EAP，我们就会发现其进气道前部结构与歼－10极其相似：同样的水平斜板，同样的加强支撑结构。EF2000最终演变成现在的设计，固然省掉了支撑结构，不过后果就是无法采用活动水平斜板进行调节——这与其原始设计并不相悖，所以可行，但歼－10却无法采用同类设计。

也有看法认为，歼－10进气道上部那6个“工”字型结构其弦向并不平行于飞机纵轴，所以可能是某种用途的天线。其实只要看看歼－10第01架原型机的照片就可以知道，那6个“工”字型结构的弦向最初设计就是平行于飞机纵轴的。就直观来看，弦向平行于飞机纵轴应该具有最小阻力，但附面层隔道斜板的存在使得附面层流向并非平行于飞机纵轴——笔者推测，正是这个原因使得后两排4个“工”字型结构的弦向改为与飞机纵轴成不等夹角，以适应附面层的流向，不致在此处产生紊流。这种设计也非罕见，米格I.44的进气道上部也有类似的斜置支撑结构。

在歼－10进气道右侧壁，航行灯后下方有一个L型传感器。在歼－8B飞机前机身右侧进气道前方我们可以看到类似的传感器。这是L形总压管，但不是为空速表等设备提供总压数据，而是为进气道压缩斜板调节机构提供数据的——歼－8B的进气道调节机制师承米格－23，压缩斜板偏转角是总压比的函数，这个L形总压管就是用于提供其中一个总压参数。现在，同样的设备出现在歼－10上，笔者推测，可能歼－10也沿袭了同样的进气道调节机制。若此推测不错，那么这个总压管的出现，还说明另一个问题：歼－10的数据综合处理可能仅限于飞控系统范围内，而距飞控－推力系统一体化还有一段距离，距飞控－推力－火控系统一体化的远景就更加遥远。理由很简单，歼－10已有多个大气数据传感器，如果已实现飞－推控制一体化，那么一个总压数据的共享就毫无问题。既然要独立设置一个总压管来获取参数，那就意味着至少在这两个系统间的数据交联共享仍未实现。不过，笔者的朋友对此持不同看法。朋友以为，在有数据共享的条件下，设计方仍有可能出于成本、进度等因素的影响而采取放弃数据共享、增设传感器的方法来获取数据，因此仅凭多一套传感器而推断无数据共享理由不足。此说亦有道理，因此记录于此供同好参考。

从正面照片可以看到，歼－10进气道从进气口开始就急剧向上弯曲。就可见部分而言，其弯曲幅度明显大于F-16、EF2000，这也是有些评论称歼－10在设计上强调隐身、采用S形进气道的缘由。我们知道EF2000是欧洲第一种对飞机前向RCS提出控制目标的歼击机，该机进气道尚且不需要这么大的弯曲度，歼－10采用这样的设计又为了什么呢？要么为了更好地衰减来自压气机的二次反射波，要么就是另有原因。对于第一种可能性的答案是否定的，因为隐身设计是对全机综合考虑的结构，在机身外部仍有多个进气管道和孔洞的情况下（空腔对RCS的贡献远比想象中大），却花大力气处理压气机的二次反射波，这样其实得不偿失。所以，歼－10的这种进气道设计在客观上有助于减少前向RCS，但其初衷却不是为了隐身。不过，不管目的如何，这样的设计带来的一个后果就是总压损失——而这直接影响到发动机的性能。我们知道苏－27的进气道并没有采用S形设计，并且采用了四波系可调进气道，那么在双方水平相当的情况下，即使歼－10也采用了四波系进气道设计，AL-31F的装机推力也会比在苏－27上小。有公开报道提及歼－10试飞碰到一些问题，虽未明言，但从其改进措施来看都是减小飞机零升阻力的，针对的应该是大马赫数飞行——这些问题恐怕与进气道这种设计不无关系。

AL-31


关于歼－10的发动机，这些年来进口AL-31FN的报道不断，无论从报道还是从照片来看，现在的歼－10采用AL-31FN这种俄制发动机是确定无疑的。不过对于歼－10原型机的发动机，却另有说法。笔者以为：就目前所见的原型机照片来看，其尾喷口特征和AL-31FN非常相似，而不同于“太行”发动机；就工程管理的角度来说，“太行”在2006年珠海航展上才正式宣布定型，其进度远远赶不上歼－10的试飞进度，而将一种未定型的发动机用于新机试飞是不可想象的——当年T-10试飞时AL-31尚未定型，早期原型机使用的是AL-21发动机。由此推断，“太行”装歼－10原型机的可能性微乎其微。

最近有报道指出，成飞正在全力以赴保障重点型号。就笔者个人推测，不排除这个“重点型号”就是装“太行”的歼－10的可能性。其实无论是从促进中国航空工业发展的大局出发，还是从保障空军战备的角度来看，歼－10换装国产“太行”是势在必行的。作为中国未来相当一段时间的主战飞机，如果始终依赖外国供应发动机，无论如何是说不过去的。但是，“太行”要想成为歼－10的首选发动机，还有些问题需要解决。前面曾提到，为了解决试飞中遇到的一些问题，歼－10自06架原型机开始采取了一些改进措施以减小零升阻力，其中重要的一条是：减小后机身直径，以致自06架以后的歼－10都只能容纳AL-31FN，而无法装下“太行”。这就意味着如果要安装“太行”，歼－10就要恢复原来的后机身设计，相应的阻力也会增大。如果“太行”在相应状态下的推力超过AL-31FN，使得飞行性能至少不下降，而其它方面没有大的问题，那么“太行”装机就是铁板钉钉；但反过来，如果“太行”推力仅仅和AL-31FN相当甚至逊于对手，必然引起飞行性能下降，其下降幅度和空军能够接受的底线将决定“太行”能否成为歼－10的首选发动机。根据目前的报道，“太行”的地面静推力略大于AL-31FN，这算是个好消息，但对于其推力曲线外界仍然一无所知，一切将决定于最终的试飞结果。
歼－10的发动机将加装推力矢量喷管是一个流传了很久的传说。有种看法认为，歼－10不适合采用推力矢量喷管，因为其尾撑和垂尾根部整流罩阻挡了矢量喷管的偏转。为此，笔者特意在2006年珠海航展上仔细观察了带推力矢量喷管的AL-31F模型，特别是其喷管的偏转范围。根据笔者观察所得，结合已有的歼－10照片，笔者认为：尾撑对矢量喷管左右偏转没有影响；早期原型机的垂尾根部整流罩对矢量喷管向上没有影响，生产型因垂尾根部整流罩略有下垂，如果喷管处于扩散状态向上全偏转，可能会有冲突——但整流罩的设计并非是影响重大而完全不可修改的。所以，如果从歼－10后体设计来看，并没有可以迫使设计人员放弃推力矢量喷管的决定性因素。

笔者说近期内歼－10不会采用推力矢量喷管，其实另有它因。我国航空工业对推力矢量喷管的研究不算短，不过进展如何尚不为人知。至少到目前为止没有国产推力矢量喷管实用化的报道。如果要尽快装上矢量喷管，有三条路：一，“太行”装机成功后配装国产矢量喷管；二，“太行”配装俄罗斯矢量喷管；三，直接安装AL-31矢推型。就技术成熟度来说，途径三风险最小，但必然会对国产发动机的推广应用带来一定的冲击。但如果从效费比的角度来看，前述三条路都是不可取的。矢量推力喷管要想发挥最大作用，就必须在飞控系统控制律中整合对发动机各项状态的控制。否则，发动机推力轴线偏转不但不能带来预期的收益，甚至可能导致飞机超出安全飞行包线，结果根本是得不偿失。遗憾的是，前文曾提及，歼－10目前可能并未实现飞控－推进系统一体化。还有一点，发动机推力轴线偏转所带来的影响并不仅仅是某个轴上的控制力矩，很可能对飞机后体流场产生严重而意想不到的影响，并可能导致飞机控制律的修改。我国对这方面的影响到底进行了多少研究尚不得而知，唯一可以确定的是，由于没有推力矢量发动机，所以我们还没有进行这方面的验证机试飞。在这种情况下要在一种实用歼击机上安装推力矢量喷管，至少是不谨慎的。

起落架系统

对于多数航迷来说，起落架往往是被忽视的部件。不过歼－10的起落架系统实在是非常有意思，如果我们仔细观察会得到很多信息。

就总体布置而言，歼－10的起落架采用前三点式布局，双前轮支柱式前起落架置于腹部进气口之后，向后收起；窄轮距单轮支柱式主起落架呈外八字布置，向前向内收起。就此而言，和常规歼击机相比无甚特别之处。只是多数看法以为，由于采用腹部进气道，前起承力设计多有不便，因此如果歼－10要改装上舰的话会在前起方面上付出较大的重量代价——这一点后面再说。

歼－10的前起落架有三处需要特别注意之处。

第一，前起落架舱门的变化。早期原型机的前起落架舱门为最常见的两片式对开结构，但生产型的则改为三片式品字形布置，前舱门与前起落架支柱联动，向后关闭，后面两个舱门仍为对开结构。根据公开报道，歼－10曾在大表速试飞中发生前起落架舱门撕裂的事故，前起舱门的改进应该就是针对这次事故的。对于前起舱门如此修改的原因，笔者看法如下：前起落架舱所在的机身下表面并非一个平面，简化来看就是一个倾斜平面和一个水平平面在前起落架舱前部范围内相交，所以早期两片对开式舱门也不是单纯的平面结构，而是在前部带有一定弯折——这一点从早期原型机的正面照片上可以看出。为了保证舱门开关，舱门铰接点只能在后部平直段，对于舱门这样一个狭长片状物体来说，前部刚度可能不足，在强大外力作用下会产生形变。当歼－10大表速试飞时，进气口之后的倾斜面促使气流再次加速，形成强大负压，引起前起舱门前部变形（原本向上弯折的部分向下翘曲）而伸出机身下表面，在强大气流作用下瞬间撕裂。而现在的设计，前后舱门分别位于两个平面。后部舱门长度缩短，又取消了前部弯折段，刚度增强。前部舱门也不再是原来的狭长片状，而是长宽比接近1的矩形，刚度也大幅提高。而且前部舱门是前端铰接，如果在大负压下被吸开，首先伸出机身表面的是舱门后部，在气流作用下会被推回去，而不会导致舱门撕裂，实际上是一种“自锁”的设计。

第二，前起落架转向机构。歼－10前起落架支柱上、着陆灯下方，有一个向右后方伸出的小作动筒——这就是歼－10的前轮转向作动筒兼前起落架减摆器。其转向机制是：作动筒推动转向环（位于前起减震支柱套筒末端），转向环将转向力矩传递给与之铰接的扭力臂，扭力臂带动包括前轮、减震支柱活塞段在内的部分实现转向。一旦滑跑过程中出现前轮摆振，扭力臂则将高频变化的转向力矩通过转向环传递给作动筒，由作动筒提供转动阻尼消减摆振幅度直至最终消除摆振。从某些歼－10地面照片上可以看到，其扭力臂上下支臂是脱开的，这就是为了实施地面牵引而采取的措施——扭力臂脱开后，前轮转向力矩不会传递给作动筒，一方面减少作动筒工作频率、延长其寿命，另一方面也避免作动筒提供转动阻尼阻碍牵引转向。这套机制与中国歼击机的传统设计并不相同：歼－7、歼－8等老一代飞机是通过主轮差动刹车转向，通过液压减摆器消除前轮摆振。其减摆器是通过液压油高速运动耗能来产生转动阻尼消除摆振，所以一旦飞机转向太急就会产生转向阻尼，当然从另一个角度说，地面牵引时只要控制好转向速度，减摆器就不会工作，也就无需脱开扭力臂。而主轮刹车转向对操作也有一定要求，操作不当时刹爆主轮击伤飞机的事故也并非罕见。总的来说，传统机制在控制上颇有不便，限制较多，地面机动性相对较差；新的转向机构则有明显改善，当然构造也相对复杂了许多。从时间上说，歼－10应该是近年来第二种采用这种转向机构的国产飞机。第一种是西飞的歼轰－7，我们可以在其前起落架上找到几乎一模一样的转向作动筒。而成飞设计的另一种飞机FC-1，虽然其前起落架采用了支柱式半轮叉结构，但转向机构仍然与前述两种飞机相似（或者相同）。在同一时期的三种国产飞机上找到同样设计的部件，实在是一件很有意思的事情。究竟这个设计是出自同一个单位之手，还是一航单位内部技术共享的外在表现呢？当然，有个例外就是洪都的L-15高教，该机采用了齿条驱动转向环来实现转向的机制，与前述三机不同，倒是和雅克－130的非常接近。

第三，双前轮结构。老实说，双前轮不是一个让人意外的设计，考虑到最大起飞重量、前轮载荷等因素，歼－10的前起落架采用双前轮结构并不出格——与其处于同一重量级的幻影2000也是双前轮结构。可是幻影2000采用双前轮没有问题，不等于歼－10采用双前轮设计不受影响。前文提及，歼－10的进气道从进气口开始急剧向上弯曲，其实主要就是为了给前起落架舱留出空间。对比类似的腹部进气歼击机，我们可以看到：F-16采用前轮旋转收藏方式，使得前起落架舱高度大大减小；EF2000虽不旋转前轮，但分隔左右发动机进气道的狭长空间可作收藏前起之用。而歼－10的双前轮结构，使得前轮旋转收藏变得没有意义（宽高比接近1）；而双前轮的宽度也使之无法象EF2000那样收藏在进气道中间夹层结构内——如果一定要这样设计，为了保证进气量，进气道的横截面积将急剧膨胀，带来更加恶劣的后果。但我们看看同期成飞产品FC-1就可以发现，成飞并非不能制造F-16那种支柱式半轮叉结构单轮前起落架，旋转前轮收藏技术更是在40年前的强－5上就已经采用。可能的原因是，我们还不能制造这样的高压轮胎——在给定的尺寸限制下以单轮满足歼－10前起承载的要求。若推测正确，那就意味着：我们在航空轮胎制造技术上的差距直接影响了歼－10的进气道设计，而当前进气道设计又对歼－10高速飞行性能产生了明显影响。航空产品之间千丝万缕的联系由此可见一斑。水桶原理在这里表现得非常明显：不能指望着单项产品的突破带来整个航空产品阶段性的提高；但如果某项产品处于平均水准之下那么肯定会拖整个项目的后腿。

歼－10的主起落架设计也别有特色。

以结构形式而言，歼－10主起落架为中国歼击机传统的支柱式，但支柱却以较大角度向外伸出，扩大主轮距的目的虽然达到，但支柱本身也因此要承受相当大的弯矩。为了改善受力，又增加一根斜拉杆——这和歼－7主起兼作收放作动筒的斜拉杆不同。现代歼击机中，主起采用支柱式结构的不少，支柱轴线倾斜的也并不罕见，但是象歼－10这样主起支柱大角度外倾的设计确实不多。说起来，倒是JAS-39的主起设计要求和歼－10比较接近。JAS-39主起落架安装于机身，同样是支柱式结构，同样面临主轮距过小的问题。萨伯设计人员的解决方式是：通过两根铰接于机身的承力支柱与主起减震支柱套筒固定连接，形成左右对称的“F”型结构，主起减震支柱因而外移，从而扩大主轮距。这样的好处是主起减震支柱可以按照常规设计，不用承受那么大的弯矩，而代价就是主起落架重量增大，结构复杂，需要占用更多的收藏空间。而歼－10的主起设计优缺点恰好反过来，因此对其主起减震支柱套筒和支柱本身的受力要求可以说是已知国产歼击

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