战斗机为什么需要双垂尾

原文始发于微信公众号（晨枫老苑）：战斗机为什么需要双垂尾

传统战斗机都是单垂尾的

但现代战斗机越来越多采用双垂尾了

传统战斗机都是单垂尾的。第一架主流的双垂尾战斗机可能要算米格-25，然后就是美国“十系列”，四兄弟里一家伙三兄弟都是双垂尾（F-14、F-15、F-18）。进入第四代（欧美称为第五代，不知道什么时候中外可以在名称上统一起来）后，清一色都是双垂尾了。战斗机为什么需要双垂尾？

什么飞机都需要垂尾。这主要不是转弯用的。飞机不比汽车，汽车转动前轮，靠轮胎与地面的摩擦力就能使得车子转弯。空气的摩擦力太低，飞机在飞行中，如果靠垂尾后缘的方向舵使得机体指向偏转，在很小幅度的微调的时候还有用，但大幅度转弯而没有其他措施配合，很可能就是“歪着脑袋”的侧滑，身子转过来了，但行动方向没有怎么变，好比汽车在冰面上大幅度打方向盘的时候一样。

飞机需要侧向的“升力”才能大转弯，这是通过横滚来实现的。需要向左转弯的时候，向左适度横滚，这样，左低右高的机翼产生的升力指向左上方。根据力的分解，左倾的机翼在产生升力的同时，还产生向左的侧力，这是向左转弯的主要力。因此，民航机为了节油和减阻，有时甚至不用副翼形成横滚，而是通过部份燃油向左机翼的翼内油箱转移，以完成缓和的左转弯。完成转弯后改平，恢复直飞。右转弯当然就是反过来。

飞机是有尾舵的，但尾舵能导致机头指向偏转，未必导致飞机转弯

飞机是靠横滚转弯的，不是靠尾舵转弯的

垂尾的主要作用是靠气动力自然稳定前进方向，类似箭矢尾端的羽翼。重心同时是转动的轴心。在直线飞行时，迎面气流对飞机左右两侧的压力是一样的。但由于某种气流扰动，飞机出现向右的偏航，迎面气流作用在重心前的侧面积上的压力使得飞机继续右转，但作用在重心后的侧面积上的压力则使得飞机向左回转。显然，要使得飞机的飞行在水平方向上自然稳定，需要重心前的侧面积小于重心后的侧面积。这正是垂尾的主要作用。也正因为此，垂尾的大部分是固定的，只有尾舵是可动的。

箭没有尾羽的话，飞行会高度不稳定，一点准头也没有了

飞机也一样：重心后的侧面积大于重心前的侧面积的话，飞机在水平方向上就是稳定的

垂尾的大部分是固定的，可偏转的尾舵用来改变机头的指向，但不导致转弯，尤其是大转弯

换句话说，垂尾的面积首先就是由重心后的侧面积大于重心前的侧面积这个要求决定的。但问题又没有那么简单。随着燃油的消耗，飞机的重心会有所变化，需要按照最坏情况设计。在此基础上，还需要留出一定的稳定性裕度，以应付恶劣气候的情况。

进入超音速时代，问题有点不一样。尾舵的铰链缝产生激波，导致尾舵效率降低，甚至失速，所以需要加大尾舵面积。另外，早期为了降低迎风阻力而采用低矮但宽大的梯形垂尾在实用中发现效果不好，面积够用，但有点迎角的话，就受到机体遮挡的影响，需要升高。

F-4、米格-21这样的低矮垂尾阻力降低，但在实用中发现气动控制效果不好

单垂尾战斗机垂尾高度不足的话，大迎角飞行时，垂尾的气动控制作用容易受到机身遮挡的影响

F-104这样的T形尾更糟，在大迎角时可能平尾、垂尾一起失效，所以成为“寡妇制造者”

以后的设计中，只能接受阻力代价，垂尾明显加高，平尾老老实实地低置

但垂尾加高是有限度的。过大的垂尾“翼展”大大提高垂尾的刚度要求，带来很大的重量。双垂尾可以有效低降低高度。同时，宽间距的双垂尾避开大迎角时机身的遮挡，“有效面积”更大，垂尾高度可以进一步更低。另一个问题是：舰载战斗机的航母机库有高度限制，垂尾需要低矮，否则折叠垂尾就重量、可靠性都恶化了。所以F-14、F-14殊途同归，都采用双垂尾。

F-14和F-15出于不同的原因，都采用双垂尾

而F-14的“原版”设计还是单垂尾的

反过来，E-2D既要缩短机身，又要降低垂尾高度，还要补偿雷达圆盘对垂尾的遮挡作用，一气使用了四个垂尾。这是已知使用最多垂尾的飞机

所谓双垂尾增加机动性，不是说完全没有道理，但也是容易误导的。双垂尾加快改变机头指向还是做到的，但加快转弯是通过提高升阻比和推重比达到的。如前所述，转弯力的大头来自侧向的升力。大转弯时，需要大幅度拉横滚，机身几近侧立，同时大幅度拉起机头（往垂直于机翼平面的方向“拉起”，实际上是在接近水平的方向上“拉起”，不是垂直于地面的拉起），以产生最大的的侧向“升力”。这样产生很大的阻力，需要特别强劲的推力才能保持不至于失速。在这里，双垂尾的作用是与快速横滚拉起产生强大侧力的同时，配合完成机头指向的快速转向，以便快速转入转弯后的正常飞行状态。

最早的双垂尾就是双双直立的，没有内倾或者外倾的角度。在从F-18开始，双垂尾外倾了。

F-18是第一种外倾双垂尾的主流战斗机，但这外倾不是为了隐身

F-18的外倾双垂尾不是为了隐身，而是为了避开机体涡流。F-18也是第一种采用大边条的战斗机。大边条用涡升力增加大迎角时的机翼升力，但由于时代局限，麦道对大边条还不敢太放手，这是“削颊”的S形大边条，形成强烈的向内上方翻卷的涡流。“削颊”是使得涡流沿边条边缘产生的时候 ，增加内卷，减少外溢。

计算流体力学仿真显示的涡流发育情况

最强烈的涡流产生部位是边条前端，“削颊”使得涡流有所内收，边条与机翼融合的部位不是强涡流发生器

按照计算和风洞测试，边条的涡卷应该向后、向上、向内发育、延伸。另一方面，F-18的机尾较简单，垂尾和平尾都直接安装在发动机的围护结构上，没有尾撑，所以双垂尾需要外倾，才能避开大迎角时的机身遮挡，尤其是要避开边条涡流的敲击。

应该注意的是，双垂尾的安装方式在F-14和F-15上是不同的。F-14采用宽间距双发，双垂尾正好装双发结构之上，比较简单。但F-15是窄间距双发，双垂尾还装在双发之上的话，间距太小。不仅在气动上互相干扰，也容易在大迎角的时候受到机身遮挡。所以F-15的机尾的发动机两侧还有向外扩展的尾撑结构，双垂尾安装在尾撑上，平尾也安装在尾撑上。

苏-27（上）的四翼面尾翼也都安装在尾撑上，平尾设计比F-15（下）还要复杂：苏-27是“爪”式结构，最大限度地把平尾位置延后，增加平尾控制效率；F-15是简单的侧轴结构，需要延长尾撑才能把平尾延后

相比之下，F-18的双垂尾是直接安装在窄间距双发之上的，靠外倾达到双垂尾的间距效果，同时前移以避开边条涡流在发育中蓬松化的影响。平尾也是直接安装在发动机围护结构上

F-18尾翼在结构上简单，是用气动设计上的精妙来补偿的。但麦道还是误算了。涡流的发育和走向很难精确确定，而且是随飞行条件变化的。最早的YF-17设计在翼根开槽，用于泄放翼下进气口边界层分离出来的呆滞气流，这本身也形成“气墙”，好比虚拟的挡板，控制边条涡流的走向。

YF-17的翼根开槽清晰可见

定型为F-18A后，开槽为了减阻而大大减小

NASA在用早期F-18测试边条涡流走向，确认涡流对垂尾的敲击问题

后来是用这一片小小的导流片解决的

但在放大、定型为F-18的时候，发现开槽导致的阻力太大。逐步填补开槽后，阻力显著降低，但“气墙”作用也减弱了，涡流敲击垂尾的问题暴露出来了，造成垂尾结构早期疲劳。先是用结构加强补偿，最后是在边条上方增加一片小小的导流片控制涡流走向解决的。

F-18E与F-18C貌合神离，除了大一号，最大的特征就是饱满的“哥特”式大边条

“哥特”式大边条不仅产生涡升力的能力更高，也天然把涡流推向外侧，彻底解决了敲击垂尾的问题，所以F-18E取消了边条上的导流片

到了F-22和F-35，双垂尾的气动优点只是采用的一半理由，另一半理由是隐身。隐身包括吸波和回波方向管理两个方面，避免与入射雷达方向形成垂直平面是隐身的重要原则之一。单垂尾对侧向雷达是垂直平面，外倾双垂尾的采用理所当然。

F-22的双垂尾外倾角度比F-18更大

F-35比F-22的外倾角略小，但依然是显著的外倾

SR-71是唯一采用内倾双垂尾的飞机

有外倾双垂尾，自然也可以有内倾双垂尾。在气动上，F-18的外倾双垂尾是让开涡流的需要，F-22的外倾双垂尾是隐身的需要，SR-71的内倾双垂尾也是隐身的需要。SR-71是历史上第一架在设计时就对隐身有所考虑的飞机。从隐身来说，外倾和内倾都能达到把侧向雷达向无关方向反射的目的，但间距不足的话，内倾双垂尾可能太过接近，在气动上互相干扰，也容易在大迎角飞行时受到机身遮挡，所以很少使用。SR-71的双垂尾间距出奇地大，主要活动在高空，内倾双垂尾对地面雷达降低回波的效果更好，所以成为唯一的使用实例。

F-22（上）和F-35（下）的双垂尾都采用与F-15相似的尾撑结构

应该指出的是，F-22和F-35都保留了传统垂尾的安定面-尾舵结构，垂尾面积以安定面为主，可动的尾舵只占后缘面积。但从苏-57开始，全动垂尾成为新的标杆。

苏-57的垂尾没有安定面，整个垂尾都是可动的舵面

苏-57（上）的垂尾面积和高度比F-22（下）明显降低

歼-20是世界上第二种采用全动垂尾的主流战斗机，但是最先投入使用的

全动垂尾改变了垂尾的工作机制，因为可以用主动偏转来补偿面积不足，容许垂尾高度和面积双双降低。这不仅降低了重量、阻力，也降低了雷达特征。当然，代价是对飞控的要求更高。

另一方面，更大的外倾角度显然是有利于隐身的，而把双垂尾与平尾整合成V形尾还有利于降低重量和阻力，但对飞控的要求更高。

YF-23的“双垂尾”外倾角度更大

但这实际上是V形尾，平尾-垂尾合一，而且也是全动的

YF-23科幻的外形给人们很多遐想，但最终落选了，更加传统的YF-22入选

V形尾差点通过麦道JSF复活，但也早早落选，连麦道一起葬送了

但浅V形尾有可能通过达索NGF复活

洛克希德第六代战斗机想象图与NGF十分想象，也是浅V形尾

不过竞争的BAe“暴风”还是保守的深V形尾

诺斯洛普YF-23是第一个吃浅V形尾这个螃蟹的。V形尾的好处显而易见，但对飞控的挑战也是实实在在的。浅V形尾把航向、俯仰、滚转三轴的动作统统交联起来，角度越浅，交联越大，不仅需要两个V形舵面的配合，还需要副翼配合。一般来说，副翼在机翼外段，负责横滚控制。但在实用中，副翼主要用于低速飞行时的横滚控制，高速时改用襟翼控制横滚，以避免过度的控制力矩。所以V形尾实际上需要和襟翼与副翼都能配合。YF-23采用了太多激进的技术，尽管展现了优秀的隐身和超巡性能，美国空军还是不大放心，最后选择了较传统的YF-22，进一步发展成现在的F-22。同样采用浅V形尾翼的麦道JSF方案也落选了，尽管浅V形尾翼本身不是落选的主要原因。

随着人们对高权限数字飞控的信心的增加，浅V形尾正在重新流行。达索NGF的浅V形尾翼的外倾角度比YF-23还要大，洛克希德第六代战斗机想象图也是这样，但竞争的BAe“暴风”还是采用保守的深V形尾翼，可能反应了BAe和达索对高权限数字飞控的掌握程度差别。

达索NGF早期方案有这个无尾方案，竖立的矢量推力引人注目

波音的第六代战斗机想象图也是无垂尾的

更进一步当然就是无尾了。达索NGF早期方案中就有无尾的，波音第六代战斗机（至少是想象图）也是一样。无尾布局用矢量推力替代全动垂尾，对飞控和发动机的要求很高。达索早期NGF还有一个有意思的特点：矢量推力只有水平方向，没有垂直方向，垂直方向还是用机翼后缘翼面的气动控制。这是深思熟虑后的折中设计，既得到了无尾的好处，又利用了气动控制的高效、简单和可靠。

战斗机的垂尾从单垂尾到双垂尾，从外倾双垂尾到V形尾，然后到无尾，走过一条由简入繁再由繁入简的路，完成了一个螺旋形上升。