Green 版 (精华区)

发信人: champaign (原野), 信区: Green
标  题: 谈高性能战术战斗机
发信站: 哈工大紫丁香 (Sat Dec 18 19:50:51 1999), 转信

发信人: afteryou (我和女巫有个约会), 信区: Aeronautics       
标  题: 谈高性能战术战斗机
发信站: BBS 水木清华站 (Sat Dec 18 17:53:46 1999)


        原贴：中正理工学院航空系版


  谈高性能战术战斗机（ＡＴＦ，
  Advanced Tactical Fighters）

                                工学部航空系
                                      尹相隆、林朝鸿、洪健君
    ◎设计上的折冲
        飞机的设计只要依循同样的规格，其外型就会很类似；麦道
    的DC-10-10与洛克希德的L-1011完全独立研发，结果两机翼展类
    同到可以寸计。但YF-22、YF-23则较为不同，两设计组对空军的
    需求与期望有不同的阐释。事实上，空军根据多年的经验也晓得
    在提需求阶段有许多设计性能是无法确定的，尤其细节在发展历
    程才可能摸索订定；因此需求应分为“必要”与“期许”，例如
    “必要”的航程订为600 哩，但“期许”能达到700 哩；如此给
    设计者无论在速度、加速度、灵活性、酬载、雷达截面积等性能
    有较大的发挥空间。这是因为许多分项需求往往是互相牵绊的
        例如为了超音速巡航，其架构应为一细长而符合面积定律的
    机身上加一个箭型翼，以现有的引擎就能达到超音速巡航速度；
    而尖削后掠的翼前缘亦有匿迹的效果；但是如此其灵活性大大降
    低，尤其在超音速时。设计者为达成长航程的目标，可以设计较
    大的外载油箱，F-16的外载油箱便赋予其可观的航程，在油箱抛
    除后又不失轻型战机的优点；但是外载是超音速巡航与匿迹最不
    利的因素；那么另一增加航程的方法，如SU-27 让飞机大型一点
    (其比F-15大20％)，却又触及空军的痛处，战机愈大价估愈贵。
    对于匿迹而言，就是拿掉所有突出的副件，像B-2 、A-12无尾翅
    亦无尾翼，问题是此两种飞机无需敏捷的特性，且在次音速飞行
    ；而超音速飞机必须纤细而长，为了敏捷，也势必有一尾翅。所
    以两设计组虽有不同的眼光，但为克服这些互相冲突的需求，其
    外型自然相当神似，却有完全不同于他种战机的设计。事实上，
    两者有相同的酬载、航程与引擎，设计出来一般大小，实不足为
    奇。ATF 的大小与F-15C 略同，但是机体机翼融而为一体的设计
    ，使其可用空间增大，不但有军械舱还有比F-15C 多出60％的油
    料。

    ◎ATF 的引擎
        对于战机引擎而言最重的参数是推重比，1960年代为5:1 □
    1970年代，F-15的F100引擎为8:1 ；当 ATF订规格之初，当时工
    艺水准可达10:1。此意谓空军可以获得更轻更有效率的战机，或
    是以同样的空重却有较大的推力； ATF的引擎规格采行后者的概
    念。ATF 引擎在海平面打开后燃器的静推力为35,000磅，较现有
    最新的引擎F110与F100约多出20％的推力，而不开后燃器的海平

                          －０１－

    面静推力  (军用推力)则多出33％□若与大多数F-15引擎比较，
    更多出57％之多。

    ◎气动力
        YF-22 与YF-23 虽与F-15差不多大小，却有较大的翼面积。
    这意谓其翼弦长较长，如此可得较低的厚度弦长比 (在超音速飞
    行时能有效降低阻力)，但仍能维持 9-G 动作所需的厚度、强度
    与韧度。同样的理由，ATF 较以前的战机拥有更尖削而渐缩的主
    翼，如此升力集中在翼根，降低了结构的弯曲负载，并使靠外的
    翼面更硬。太高的渐缩翼并不理想，最佳的方式是沿著翼展方向
    升力呈椭圆分布，ATF 以大量的可用推力来补充这方面的缺失□
    与F-16、F-18类似□ ATF在翼前后缘配有自动的升力增益襟翼。
    翼后缘的襟翼分为两部份，靠外面的是所谓襟副翼 (flaperons)
    □可作襟翼亦可作副翼；在高 G时向上打的襟副翼可减轻较薄翼
    尖部的弯曲应变；而靠翼根的副翼则提供足够的翼面硬度。
        ATF 有够大且有力的操纵面。由正前方看，两种设计在鼻部
    两侧有一隆起的脊骨，一直延伸至主翼根，此种设计在高攻角时
    ，能溢出强烈的涡流，其中的高速流可稳定主翼上的气流，由于
    涡流系一低压区，相对产生额外的升力。涡流也会造成问题，其
    能产生不可预期的冲击流打到垂直尾翼，或裹在低压区内使飞机
    不稳定；不对称的涡流也可能导致突然的偏航力矩。所幸有两种
    方式可以解决此问题，一是借助计算流力深入探讨涡流更
    精炼，其整合引擎控制与燃油系统，成为其载具管理系统(VMS，
    vehicle  management system) 的一部份。电脑监控整架飞机，
    可有效的结合引擎的推力与气动力调整配平。例如 YF-22其 VMS
    调节不同油箱的燃油流量以平衡飞机使有最佳之巡航效益，其影
    响虽小但是却能增加不少的航程。

    ◎前翅(canard)的争议
        ATF 打破最近战机时尚的设计是不配置前翅。1980年代的新
    战机设计，如欧洲的EFA  、法国的疾风(rafale)、瑞典的JAS39
    钩喙兽(Gripen)、以色列的少狮(Lavi)几乎都是在前机身配置前
    翅。前翅的好处，其控制面推进的方向正与飞行员所想方向一致



                          －０２－

    ，但是配置前翅意谓飞机不稳定，好比箭的羽毛放在前面；由
    于线控系统可解决此不稳定问题，前翅才能广泛的用于1980年代
    的战机设计。前翅的拥护者可以说出许多令人心动的理由，如主
    翼可因而较小较轻，尾部短而轻爽；前翅不会像尾翼一样经过的
    气流受到主翼的干扰，且在高攻角时仍能维持高效率。前翅的第
    一个问题是从横截面积图可以发现它导致前面曲线的突起，这当
    然不是服膺面积定律的设计者所乐见。无论前翅离主翼多远，其
    控制能力仍受其大小所限，这亦是说，如果有足够的大小与能量
    ，且不斤斤计较重量，尾翼一样可以达成如前翅的敏捷性。前翼
    的另一问题是会加深飞机的失速，线控系统虽能解，但也有限度
    。站在匿迹的立场，前翅又增加一个反对因素，有棱有角的前翼
    绝对会增加可观的雷达截面积。苛薄的反对者还举例，从来没有
    看过尾巴长在前面的鸟。

    ◎短场起降
        战机要短场起飞不难，只要有很大的预备推力；但是短场降
    落就困难多了，轮刹不利于湿滑或结冰的跑道，阻力伞则最怕侧
    风；本来最可望以向量喷嘴产生逆向流的方法，也因F-15B SMTD
    失败，最少ATF 已无缘使用；剩下的方法，就是采用大型的襟翼
    ，这亦是ATF 不采行前翅的另一原因，依普通前翅的大小，很难
    克服由前缘襟翼所产生很大的低头俯仰力矩。

    ◎匿迹
        虽然匿迹的设计不可能完全去除雷达波的反射，但是可使反
    射趋于微弱，与伪装的道理一样，使敌人无法由背景中将飞机检
    视出来。匿迹设计的第一步就是消除飞机外型上可增强反射波的
    枝枝节节，第二步是将反射波集中在极少数的方向，如翼前后缘
    、尾翼，另外一些突出面板与开口亦遵此要领，在 ATF的设计上
    可以很明显的看到此种突缘的管理。垂直尾翼会提供极强的雷达
    信号，使雷达在很远的距离便能识别飞机，为此 YF-22与 YF-23
    的设计，只要是平板面，便呈与垂直方向30度的角度，以减少敌
    人的侦侧机率。
        为了因应匿迹，ATF 的弹酬必须内储，弹舱在1950年代以后
    就未在战机中看到，这是外挂的武器使飞机更轻，而且武器管理
    有效，虽然去程阻力增加，但回程就没有阻力的问题。进气道的
    设计亦是匿迹遭遇的问题之一，传统的超音速进气道，其尖削的
    进气唇、悬挂的斜板与突起的旁通口，都是极佳的反匿迹配件；
    而B-2 在翼面上S 导管进气与F-117A怪异的网状进气道均不适用
    于超音速敏捷战机。



                          －０３－

        匿迹当不单指雷达波，红外线亦是主要的对象。对战机产生
    威胁的是装在空对空追热飞弹，其红外线波段在3-5 微米，此自
    然的红外线频率来自引擎喷焰；而长波红外线(8-12 微米) 装置
    则主要探测飞机蒙皮因太阳光照射或空气摩擦所产生的热。许多
    装有红外线侦搜与追踪系统的飞机，均涵盖此两种波段。ATF 对
    红外线采取匿迹措施的是引擎，基本上 ATF使用后燃器的需要就
    较一般战机为低，2-D 喷嘴亦能压制喷焰使其耗散速度更快。在
    长波红外线的匿迹方面做到只限于加涂特殊漆料，尽量采用扁平
    平面，减少阳光的反射。

    ◎YF-22 的设计
        两种 ATF的设计如此神似是基于共同的需求规格，而其不同
    处则是因为洛克希德与诺斯罗普相异的设计风格与对规格有不同
    的理解。
        洛克希德的 YF-22外型看来如一体成型，其引擎、进气口、
    军械舱、起落架与大多数的油箱都集中在一30″×20″的盒型结
    构中；盒的前端是进气口；有三个军械舱，两个在各在进气道两
    侧，每舱可配有两枚短程空对空飞弹，另一较大的在中线， 边缘是否是为匿迹不得而知，但是可能在于易于涂上匿迹漆料，
    而座舱罩的外型与所在位置理无匿迹之效应。飞机本身位置很低
    ，而主要的电子舱都在座舱的两侧，修护人员无需用梯台就能维
    修。由前头看，YF-22 好像一个颠倒的 F-117，其外型设计引自
    F-117 先进的“钻石平面”技术，机身系由很多小平板组合而成
    ，能将雷达波导向远离发射机的方向，此技术的成功系借助Cray
    超级电脑模拟曲面的反射特性；YF-22 的钻石平面不似F-117 的
    尖锐，且上半面从机鼻、机身、主翼与尾部都是曲面，而在襟翼
    与机身的接合端及水平翼根都有类似 F-117的去角处理。进气道
    外型方正并非可变型状，唇部谨慎的倾斜一个角度以减低雷达截
    面积，其靠内的唇部较靠外的唇部位置为前，进气道系一双震波
    设计；超音速时，内唇产生斜震波，压缩空气并使气流速度在到
    达外唇时刚好为音速，而由外唇产生与流向呈九十度的正震波，
    则使气流降到次音速。一个设计良好的双震波进气道可恢复95％
    在震波压缩中损失的能量，而增强引擎的力量。
        YF-22 在进器唇顶部稍后配有溢流口，在低穿音速及低压设
   定时，由进气道将多馀的空气泄出；而在机身上部的辅助门则在



                          －０４－

    低速与高压设定时，提供额外的空气。一个在内进气道唇部与机
    身之间的“细缝”，负责吸取机侧的边界层，而靠内的具有小洞
    的斜面用来吸取边界层；这些空气则经由在翼面有极细网状的出
    气口释出。洛克希德的机翼是梯型的，亦很像略为修剪的三角翼
    ，其前缘后掠达48度。厚度在翼根约3.5％－4％，前缘襟翼一直
    延伸至翼尖，后缘靠内为大型平板襟翼，靠外则为小型梯型襟副
    翼。YF-22 的垂直安定面比F-15大将近70％，其为非全动式，固
    定在一很大的传统方向舵上。垂直安定面大的原因是其位置较前
    ，刚好在气动力中心的稍后方，尾翼压力中心的距离)
    比翼展还短，这在现代战机是看不到的；根据传统的理念，过短
    的尾部臂长在超音速时会使尾翼暴露在主翼的乱流中，造成效率
    降低。不过，在设计上水平尾翼不是唯一的俯仰控制设施，可向
    上向下20度的向量喷嘴亦能由飞控电脑自动作俯仰控制，此亦是
    说其 50％，这意谓战机可绕其俯仰轴非常快速的旋转，并
    能精确的在指定角度停止。气动力控制可依气动面的大小与位置
    提供在设计空速时极佳的控制能力，但在低速时效果就不彰了；
    向量推进则不同，控制能力与引擎出力有关，低速一样出色。向
    量推进在超音速时尤其有效，由于此时主翼上压力型态的变化使
    气动中心后移，结果飞机鼻部较重，很难作俯仰动作，只有向量
    推进能有效发挥控制能力。
        向量推力在短场起飞上亦有贡献，现代战机的起飞速度之决
    定因素除了升力外，水平尾翼压下使机鼻拉起极为重要，这在向
    量推进就更容易，以喷嘴向上，便能轻易达成。YF-22 的两具引
    擎靠的很近，其中一个原因是在单个引擎失效后，纵然正在作向
    量推进，亦不致有灾难发生；不过随后，向量推力会假定锁住而
    完全由气动力控制在有限的范围内运作。向量推力的争议起自俯
    仰动作不可能完全由其独力负责，因为引擎推力在转向后并无法
    像气动面转置后就不动；该推力必须藉有效之气动面控制使战机
    不致超出其飞行包线□假如能有效控制，则其包线不能太小，因
    向量推力使其改变包线的位置太快极可能造成危险□

                              　　　　　
                          －０５－

    ◎YF-23 的设计
        以外表看，诺斯罗普的 YF-23似乎比洛克希德的设计较细而
    长；事实上，两者的总长并无太大差异，但上述的印象也没错；
    其主要负载机身结构由水平尾翼轴部到座舱约七尺，是比 YF-22
    长15％；由 YF-23 蜿蜒的侧视图，使人想起SR-71。其主体可分
    为三部：长而高的前机身与分置两侧有点距离的引擎舱；前机身
    包括座舱、鼻轮、空用电子与可容纳四枚标准AIM-120 的军械舱
    ；其生产型计划再将前机身拉长2.5 尺，以配置两个纵向排列的
    军械舱，前者较浅搭配两枚AIM-9 飞弹。前机身有很显著的脊骨
    设计，但是意外的没有诺斯罗普所发明的前缘翼根伸展面。
        YF-23 采用与B-2 一样的匿迹逻辑；整个外型由两个连续平
    面：上部与下部所组成，两者接缝平滑绝无皱摺或叠痕亦无完全
    扁平之处。YF-23 的引擎放在主翼面的上方，其生产型的引擎舱
    将会较小，这是因为原设计仍留有推力反转的空间，而此技术开
    发已冻结。进气道系二度曲面，向上且向内，以遮住压缩器避免
    面对雷达；进气道系与机翼整合成型，其前唇部与翼前缘组成一
    双震波系统；如此的好处之一，进气道与机身有段距离，自然不
    受其2为大，如同三角翼一样，其结构强，且翼内可安
    置结构油箱。其襟翼系统与 YF-22类似，前缘为单片襟翼，后缘
    分为两部，靠翼根的是襟翼，靠翼尖的是襟副翼；值得一提的是
    ，其将后缘襟翼当空气刹车使用，外襟副翼向上打，内襟翼向下
    打；如此可抵消俯仰并增加阻力；YF-23 没有其他的减速板，在
    落地后，向上打的外襟翼可作为地面扰流器之用。

    ◎V 型尾翼
        前面说过，YF-22 的垂直尾翼已经很大，YF-23 则更大，诺
    斯罗普的设计是将主要的俯仰与偏航都赋予与垂直方向呈50度的
    两片全动式尾翼，因此其面积要大，几乎与F-18的外主翼一样大
    。YF-23 不用向量推进，其喷嘴位置很前面，介于两直尾翅之间
    ，是为单扩张斜板型式(single expansion ramp) ；在喷嘴上方
    有一可动的链板，下半平面则是固定的曲面斜板；喷嘴平滑渐缩
    后，是一锯齿状的平板尾部；如B-2 一样，引擎的热气系由一耐
    热陶瓷贴成的槽道喷出，由下向上飞来的红外线飞弹很难有效侦
    知其热讯。
        V 型直尾翅有匿迹的好处很明显，但在气动上有什么优点，



                          －０６－

    诺斯罗普并未说明，而且虽有许多飞机尝试，但是真正制成的只
    有两种且并非高性能的设计；( F-117 的V 型直尾翅不是单用来
    作稳控的，应另当别论) ；拥护者认为V 型直尾翅能减少重量与
    阻力，反对的人则坚称要达稳控的目的，其总面积必与传统的直
    尾翅加上水平尾翼的合面积相当；不过YF-23 V 型直尾翅的总面
    积只有YF-22 四片尾翼合面积的三分之二。
        V 型直尾翅有防止飞机滚转的用处，例如V 型直尾翅操纵飞
    机向左，其同时产生一个向右的滚转，刚好与其向左转的趋势相
    反。但是 YF-23如此大的V 型直尾翅位置与飞机的滚动轴有段距
    离，上面说的好处又不尽然了；所以其真正的目的可能是用来中
    和方向上的稳定，而且只需输入很小的偏航力。

    ◎材料
        两家承包公司都在发展重量轻、耐压、耐高温的材料，可能
    系一种现代战机已部份使用，且为最新欧洲战机的主结构的石墨
    ／环氧基树脂(graphite-epoxy)。与高张力碳纤维合用，可使纤
    维砌合的更紧，且能提高复合材料的劲度与抗压强度。波音在热
    塑性22 的主翼亦采用此种技术。洛克希德也计划采用
    金属基复合材料(metal-matrix  composite)  ，其由  Textron
    Specialty Materials 发展，系在铝基材中加入连续性的碳矽纤
    维(SiC) ，可用在Ｉ型桁梁、纵桁与直尾翅的蒙皮。雷达波－吸
    收材料(RAM,Radar-absorbent material)如碳与亚铁盐的复合物
    可经由分子共鸣的现象而与 RAS (Radar-absorbent
    structure)用在蒙皮上的研究。这对 ATF很重要，因为：第一如
    前所述，在任务取向上要像B-2 一样有相当匿迹的外型是不可能
    的；第二，对一个设计作到9G的战机而言，增加一磅(如RAM) 的
    重量，需增加九磅多的结构强度与升力。第三，ATF 对RAM 有新
    的应力要求，因为超音速巡航飞行，蒙皮将持续维持高温。

                          －０７－

    ◎次系统
        ATF 采用“精灵”弹射椅，其以电脑根据飞机的速度、高度
    、姿态而调整弹射力，例如在水平姿态时，弹射力会很温和，减
    低飞行员的受伤可 衣比较，其对下半身有更大的紧缩
    范围。一种名为 Combat Edge的系统目前正在测试，其能将氧泵
    至飞行员的肺部，使胸腔的压力增加，以减低脑部的贫血状态。
    好的抗 G衣可以增加飞行员对 G的耐力，但是不能使飞行员很快
    的由 G-LOC恢复过来；为了避免飞行oard  inert-gas

    generating  system) 机上钝气产生系统□它们系由引擎从空气
    中制出纯氧与氮气□  OBOGS负责消除机上的液态氧，而 OBIGGS
    则将制出的氮气泵入使用中的油箱，以减低 ATF撞击时爆炸的可
    能性，OBOGS 亦能使飞机减少易损度，因其免除液态氧容器起火
    的威胁。

    ◎易损度的降低
        易损度的降低亦是 ATF的重要课题，一般人的印象这似乎是
    地面装甲雄厚的攻击机如A-10、SU-25 的专利，但自从越战后，
    易损分析受到相当的重视；油箱置于中线的设计，使其一旦破裂
    ，燃油不致流入引擎舱；燃油与液压管路均分开摆置，并能在破
    裂时自动关闭；如果看了F-15在空中与 A-4相撞损失了一个机翼
    还能安全降落的照片，就不会认为战机是不堪一击的。而卓绝的
    性能亦是易损度降低的保障，ATF 在代表飞机性能的翼负载及推
    重比上分别较现代战机好约30％及50％。

    ◎速度
        YF-22 与 YF-23绝对不是世上最快的战机，事实上这由其进
    气道便能窥知一二，固定型进气道能在某设计速度发挥最佳效率
    ，但不似可变进气道可以涵盖较大的速度范围，由两  ATF 的进
    气道斜板看来，其最佳的巡航效益点应在1.5 到1.6 马赫。当然
    这并不代表它们不能飞得更快，F-16以简单的进气道设计在翼尖
    挂上两枚飞弹的状况下，还能达到2.1 马赫；ATF 洗链的外型与
    强力的推进系统，绝对可以飞得更快。
        最大马赫数的决定是经济上的考量而非科技上的问题，飞机
    飞得愈快，空气与蒙皮的摩擦力会使机身与引擎愈热，此种气动
    热度随空速呈几何性增加；在马赫数为1.5 时，蒙皮上由气动产
    生的热约华氏100-150   度，但在巡航高度大气的温度约在华氏
    -70度，两相折合与夏天的温度差不多；若马赫数增到2.5  时，
    温度总合约华氏 230度，常用的环氧树基脂与铝合金还能使用，
    但是马赫数到了 2.5，飞机结构不用昂贵的耐高温材料，即使达
    到高速亦不能飞行太久。
        先不论如此的高速在战术有无意义，其附加的阻力会使其无
    剩馀马力作转弯及加速；例如F-15可以达到2.5 马赫，但是只能
    携带四枚麻雀飞弹与有限的燃油；这就是ATF 称道之处，其最大
    马赫数可能在2.2 －2.3之间，虽不如 F-15与2.35马赫的 SU-27
    ，但是由于有军械舱，其能携带所有的弹酬达到极速，则是别的
    战机所不能及的。

                     　   －０８－

    ◎灵活性(maneuverability)
        战机的灵活性事实上受制于飞行员生理上的限制□ATF 大概
    不会拉超过9-G，这是F-16订下的标竿；在次音速范围，ATF  的
    优点在于可以同时执行高 G、爬升与加速，丝毫不予以敌喘息的
    机会。ATF 的飞行包线图涵盖0.9－2.0马赫□现代的战机要超过
    一马赫便需打开后燃器，其额定剩馀马力在0.9 马赫以上便开始
    锐减，相形之下，ATF在1.5马赫时仍有50％的备用马力。ATF 的
    设计目标可能是以1.8 马赫速度持续一个6-G 的转弯，如此能轻
    易摆脱对头攻击的敌机或飞弹。在1980年代中期，战机设计者与
    作业研究者都在速”(fast)  。如果一架战机能在0.9
    马赫维持 9-G的转弯，或是拉了 6-G还有剩馀马力作爬升或加速
    ，便称其为灵活；而敏捷则定义为由一稳态机动到另一稳态的能
    力，另外诺斯罗普则定义为迅速改变方向与速度向量大小的能力
    。

    ◎可控性(controllability)
        可控性虽然仍有点含糊，但是比较容易定义。线控飞控系统
    被描述为“放任”(carefree or departure free)，因为电脑计
    算的限制器不会让飞行员飞离安全飞行包线；有些限制器会将限
    制订的严苛一点，例如一架飞机的控制品质在攻角25度以上就会


                          －０９－

    不安全，如此限制器不但防止动作超过此限制，还会增加接近此
    范围的限制，因为由15度攻角快速拉起很容易就超过25度的限制
    ；限制器也能用在偏航与滚转上。而可控性即意谓“放任”的包
    线很大，使飞行员可以在越大越好的包线各轴上控制飞机。如此
    看来最佳的敏捷、可控性飞机是纯特技飞机，能在几秒间作 180
    度的回转，还能在几乎空速为零的状态下，在三个轴上作有效控
    制。
        上述的特质在1970年代后期之前，受重视的程度仍然有限，
    因为当时战机的主要武器是机炮与追热飞弹，必须在敌机的尾部
    区域发射，战术也以此为导向，采取各种动作，使能由对头位置
    转成为尾追态势。然而新式的红外线导引空对空飞弹如AIM-9L响
    尾蛇飞弹，已有全向攻击能力，致命攻击范围由敌人尾部的锥型
    区域转而为我机鼻尖向前的锥型区域，如何快速、预期准确的将
    鼻部指向所有方向成为关键性能。
        洛克希德非常明显的重视可控性，其YF-22 总长较YF-23 短
    ，在俯仰有较小的惯性，另者向量推进亦有相当贡献，因此尤其
    在低速其俯仰有极高的机动率。洛克西德相信它的设计比其对手
    有更大的放任限制，研究报告显示由于V 型尾翼受主翼流的干扰
    而导致不良的俯仰稳定，因此其攻角限制为28度；但是一般战机
    不可能达到如此高的限制，因为传统的垂直尾翼在高攻角时还有
    偏航的不稳定问题，这在 YF-22由于有大面积的V 型尾翼，仍能
    有效的作偏航控制。当然这也不是没有代价的，特大的尾翼带来
    额外的重量与阻力。
        YF-23 比 YF-22有较细且较符合面积定律的机体，两项都是
    波阻的重要因素；另外其尾部外型洗链，渐缩至尖锐的后缘，影
    响所及的船尾阻力曾经困扰著如F-111及Tornado  等战机，有此
    飞行区域此种阻力可以大到总阻力的40％。YF-23 显然能较快的
    加速到一马赫，且有更快的巡航速度；这点颇为重要，ＧＥ估计
    过，F120引擎可以使 YF-22飞到1.58马赫，但是用在YF-23 就能
    飞到1.8 。诺斯罗普重视速度可能是与F-16竞争失败的痛苦教训
    有关，当时主因之一是其穿音速阻力过大。YF-23 的匿迹设计亦
    较 YF- 22 为佳，其头向面的转角较小，进气道亦较隐藏；其边
    角也排列向少数几个方向。速度加匿迹与敏捷熟重？如果速度快
    又匿迹，你可以在敌人未发现前先发制人，如此需要敏捷的近战
    机会就少了。

    （ 本文取材自 Bill Sweetman，“YF-22 and YF-23，Advanced
       Tactical Fighters：Stealth，Speed and Agility for Air
       Superiority，“Motorbooks，USA，1991 ）。

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