在外觀上，YF-23A的機身頗有些洛克希德SR-71黑鳥的風格，看上去就像把前機身和兩個分離的發動機艙直接嵌到一個整體機翼上一樣。前機身內主要設定雷達艙、座艙、前起落架艙、航電設備艙和飛彈艙。前機身前段橫截面近似一個上下對稱的圓角六邊形，然後逐步過渡到圓形潢截面，最後在機身中段與機翼完全融合。後面的進氣道和發動機艙橫截面仍是梯形，並以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海狸尾巴”，這有助於減小相互之間的干擾阻力。前面提到過，空軍取消了採用反推裝置的要求，而諾斯羅普並未修改設訃，在後機身形成非常明顯的“溝槽”，帶來不必要的阻力增量。
基本介紹
- 中文名稱：YF-23戰鬥機
- 國家：美國
- 產量：2架
布局設計,作戰性能,武器配備,簡單評價,
布局設計
邊條邊條翼布局在大迎角時比鴨式布局的升力特性有更大優勢——這是影響諾斯羅普選擇YF-23A整體布局的因素之一。就傳統邊條而言，其展長的增大(面積也增大)對提高大迎角時的升力有明顯好處。但展長越大，大迎角下產生的上仰力矩也越大；成為制約邊條大小的一個因素。但顯然YF-23A的邊條不同於三代機上的傳統邊條。其三段直線式窄邊條設計相當有特點，從機翼前緣一直向前延伸到雷達罩頂端。這種邊條倒是和YF-22A的邊條頗為類似。YF-23A的邊條具有以下幾個功能：產生邊條渦，在機翼上誘導出渦升力，改善機翼升力特性；利用邊條渦為機翼上表面附面層補充能量，推遲機翼失速；起到氣動“翼刀”的作用，阻止附面層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離(事實上由於YF-23A機翼根梢比很大，高速或大迎角下可能會有明顯的翼尖分離趨勢)；大迎角下機頭渦的分離，提供更好的俯仰和方向穩定性——直到第三代超音速戰鬥機，大迎角下機頭渦不對稱分離的問題仍未解決，這是限制飛機進入過失速領域的一個重要因素。 綜合權衡之下，只有採用中等後掠角的對稱菱形翼，才能在隱身、續航、氣動等諸方面取得令人較為滿意的平衡點。至於為什麼恰好選定40度後掠角，筆者認為，在其它條件基本得到滿足的情況下，最佳化邊條渦的有利干擾應該是影響因素之一。不過，既便如此，40度的後緣前掠角也嚴重影響了機翼後緣氣動裝置的效率：YF-23A必須使用更大的襟翼下偏角來保證增升效果，但這又增大了機翼上表面附面層分離趨勢，不但增大了附面層控制難度，也反過來降低了增升效果另一方面，YF-23A的副翼效率也不佳，導致其滾轉率不能滿足要求，而這最終影響到了競爭試飛的結果。就機翼的特點來看，諾斯羅普的考慮優先順序首先是隱身，其次是超音速和續航能力，最後才是機動性和敏捷性。為改善機翼升力特性，YF-23A採用了前緣機動襟翼設計，其展長約占2/3翼展。有資料稱該機採用的是縫翼設計，但在YF-23A試飛照片上看不出縫翼的特徵。而且從隱身角度考慮，當縫翼伸出時，形成的狹縫將成為電磁波的良好反射體，這對於諾斯羅普來說是絕對不能接受的。事實上，前緣襟翼對飛機的隱身特性仍然有不利影響。最好的解決手段是在AFTI/F-111上驗證的任務自適應機翼技術，可以避免機翼表面的不連續和開縫，不過遺憾的是直至今天這一技術仍未投入實用。對此，YF-22A採用了從F-117上繼承來的菱形槽設計，使得襟翼偏轉時該處成為低雷達反射區。而極力追求隱身的YF-23A竟然不考慮這個細節，唯一的解釋就是在該機的典型作戰狀態(超巡)時，機翼為對稱翼型，不需要偏轉襟翼。
位於YF-23A機翼後緣的氣動操縱面設計相當有特色，可算是YF-23A的亮點。有的資料稱，機翼內側為襟翼，外側則是副翼，但實際情況遠非這么簡單。簡單的襟翼、副翼之分，並不符合諾斯羅普在YF-23A上體現出來的“一物多用”的設計思想。就YF-23A的試飛照片來看，內、外側控制面均有參與增升和滾轉控制。因此筆者將其定位為“多用途襟副翼”。之所以說“多用途”，是因為這兩對控制面除了傳統襟副其的功能外，還兼有減速板和阻力方向舵的作甩當內側襟副翼同時下偏，外側襟副冀同時上偏，在保證機翼不產生額外升力增量的同時，產生對稱氣動阻力，起到減速板的作用；當只有一側襟副翼採用上/下偏時，則產生小對稱阻力，起到阻力方向舵的作用——這肯定是從B-2的設計繼承發展而來的。這種設計相當新穎，有效地減輕了重量，但飛控系統的複雜性和研製風險則不可避免地增大了。
尾翼V形尾翼設計並非諾斯羅普首創。1956年法國C.M.175教練機就採用了V形尾翼。洛克希德的F-117A也是如此(不過比較特殊，只提供方向控制)。但在強調機動性的未來戰機上採用V形尾翼設計，YF-23A是第一個。YF-23A的v形尾翼設計相當獨特。為了保證4波瓣雷達反射特性，平尾前後緣在水平面內的投影分別和機翼前後緣平行。這使得該機尾翼看起來相當巨大。考慮到大部分雷達反射發生在與水平面成±30度的範圍內，YF-23A採用了將尾翼外傾40度的設計，以確保雷達波不會被反射回接收機，但相應的尾翼效率也降低了。相比之下，YF-22A採用91、傾27度的設計，處F隱身設計的邊緣，屬於隱身和機動綜合權衡的結果。按照公開的說法，YF-23A出於大迎角機動性的要求，其尾翼採用寬間距布置，完全避開了邊條和機翼內側渦流，因此改善了劇烈機動狀態下俯仰、滾轉和偏航控制。就隱身而言，YF-23A的尾翼設計顯然是成功的，但其氣動效率卻不免令人擔、心。偏航、俯仰、滾轉，二軸控制全部包攬。一物多用固然好，但重要卻往往被人忽略的一點是：尾翼的總控制能力是有限的，某個軸占用較多的控制能力，必然會削弱其它軸的控制能力。當飛機陷於比較複雜的狀態時，YF-23A的尾翼未必能兼顧。看看後來F一22的過失速試飛情況就知道了，操縱面的控制負荷是相當重的，而且還要加上推力矢量控制才行。當然，換個角度想，可能諾斯羅普壓根兒就沒有考慮超火迎角飛行的控制問題。能夠保證大迎角範圍內不出現氣動發散的情況(諾斯羅普稱，風洞數據顯示YF-23A可以在所有迎角範圍內穩定飛行，但YF-23A的試飛迎角最終也沒有超過25度)，是諾斯羅普在這方面所作的極限了。畢竟機動性並小是YF-23A的第一優先目標，過失速機動性就更不用說了。
作戰性能
飛控系統和推力矢量控制隨控布局經過長期驗證在ATF設計階段已經相當成熟。YF-23A套用隨控布局技術、為此採用電傳飛控系統並不令人意外。不過由於最終競爭失敗，外界對該機的飛控系統細節了解極少。前面已經提到，YF-23A在設計上具有鮮明的“一物多用”的特色。由於減少了操縱面和相應的控制機構，有助於飛機減輕重量和減小阻力，對於改善飛機隱身特性也是相當有利的。但除了操縱面負荷問題外，這種設計必然面臨的一個考驗就是飛控系統的複雜化。固然，在已經成功的B-2上也可以見到類似的設計，不過必須看到的是，對於不需要進行複雜機動的轟炸機而占，這種一物多用的設計問題不大；然而戰鬥機即使在常規條件下的機動，其操縱面的偏轉控制也是相當複雜的，一物多用的設計必然會加大飛控系統的複雜程度和研製風險。如果還要考慮超常規飛行的話，飛控系統的設計難度可想而知。飛控軟體的編制是飛控系統設計難點之一。自電傳飛控系統實用化以來，大多數一流戰機都在這上面栽過跟頭。1992年4月25日，YF-22A因為飛控軟體問題造成“飛行員誘發振盪”，撞地損毀。後來F一22試飛階段還不斷對飛控軟體進行改進升級。連基本按照常規設計的YF-22A飛控系統都有這么多麻煩，非常規設計的YF-23A飛控系統就更難說。在對設計風險的判斷上，美國空軍還是比較準確的。如果YF-23A採用了推力矢量控制系統，一物多用帶來的控制面負荷問題町能會得到緩解，對改善機動性和敏捷性也有好處。但諾斯羅普最終放棄了推力矢量，以確保其首要目標——隱身能力。因為如要套用推力矢量控制技術，就必須更改後機身設計，不僅增大了飛機重量，也導致飛機雷達反射截面積(主要是後向)增大和紅外隱身能力下降——因為必須取消那個溝槽式尾噴口設計。這並不符合諾斯羅普的設計思想。 進/排氣系統進氣道和發動機一級壓氣機是噴氣機前方雷達反射截面積的主要來源，設計稍有不慎即可導致為隱身所作的努力全數付諸東流。通常在中、高空飛行的飛機，如F-117、B-2，其主要威脅來自下方，因此可將進氣道和噴管置於機體上表面，以機身遮擋主要雷達反射特徵。但對於制空戰鬥機而言，這一威脅定律顯然不適用。如果住所有方向上的威脅具有同等可能性，在這種情況下依據什麼原則來設計飛機呢?並沒有一個人人滿意的答案。從YF-23A的設計來看，在沒有適用的隱身規則的情況下，其進氣道設計選擇了遵循機動性和進氣要求。
發動機進氣道是一個空腔結構，本身就是良好的雷達波反射體。而發動機一級壓氣機高速旋轉的葉片不僅是強反射源，其反射波頻譜甚至足以成為飛機型號的識別特徵。要解決隱身問題，就必須首先解決這兩個麻煩。解決途徑之一是遮擋。F-111、幻影那種三元進氣道，其激波錐可以在一定程度上遮蔽進氣道內部和壓氣機的反射波，但問題是激波錐本身就是一個強雷達散射源。另一個也是更常採用的途徑是S形進氣道，並在進氣道內敷設吸波材料。不過S形進氣道並不是想像中那么簡單，設計不當可能導致嚴重的總壓損失。沒有大量的驗證，設計時少不了要吃苦頭的。YF-23A的進氣口位於機翼下方靠近前緣的位置，類似蘇-27的設計，這顯然是處於大迎角條件下進氣要求的考慮。其橫截面為梯形，除了垂直面上的斜切結構外，在水下面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和側滑條件下進氣效率的作用。在進氣口前方，設計有多孔式附面層吸除裝置(機翼下表面未噴漆區域)，並經機翼上表面排出一一由於進氣口靠近機翼前緣，附面層厚度不大，因此不需要採用大型的附面層隔道，有助於減小雷達反射特徵。在發動機艙卜表面還設計有輔助進氣門(位於附面層排放狹縫旁邊的帶鋸齒後緣的梯形板)，用於在起降和低速狀態下滿足發動機的進氣需要。根據隱身原則，進氣道自進氣口開始向內、向上彎曲，從正前方根本不可能看到壓氣機葉片，可獲得較好隱身效果。此外，YF-23A採用了固定式進氣道設計，以避免可調式進氣道的調節斜板之間的縫隙和台階產生的雷達反射。壓縮斜板為二波系設計，並按照YF-23A的預計巡航速度作了最佳化。
YF-23A的發動機噴口設計帶有明顯的B-2風格。溝槽狀噴口位於V形尾翼之間扁平的“海狸尾巴”上，以耐熱材料作為襯墊。噴口頂端鉸接一塊無邊形調節板，用於調節噴口大小。在海狸尾巴、V形尾翼、溝槽側壁的禁止下，來自燃燒室的熱噴流在溝槽段與冷空氣混合降溫(二元矩形噴口使得噴流更容易與周圍空氣混合)，然後再排出機外，紅外特徵較之常規戰鬥機明顯降低。除了隱身作用外，筆者推測，YF-23A的噴口設計可能還具有引射增升的作用，V形尾翼則起到了類似端板、增強增升效應的作用。不過這一推測沒有獲得資料證實。
發動機是飛機的核心部件，YF-23A的優越性能很大程度是建立在YF-119/120的巨大推力基礎上的。超巡能力和跨戰區航程對發動機提出了極為嚴苛的要求。為滿足性能要求，需要採用具有中等增壓比的高壓壓氣機、較大增壓比的低壓壓氣機、較高的渦輪前溫度和較大的非加力狀態推力。為滿足不加力推力的要求，通用電氣選擇了變循環技術。其YF-120發動機上使用了一種特殊的可變面積外涵道引射器，通過控制內、外涵道空氣流量來改變涵道比。在超音速巡航狀態下，YF-120以接近渦噴發動機的方式工作(涵道比接近0)，只有少量外涵道引氣用於冷卻；亞音速飛行時，YF-120以渦扇發動機的方式上作(最大涵道比約0.3)。YF-120為雙轉子方案，採用同軸反轉技術，兩級低壓壓氣機，高/低壓渦輪均只有一級。採用三餘度數字式發動機控制組件。和F-100比，其零件數量少了40%。而YF-120的軍用推力高達125千牛，甚至超過早期F-100的加力推力。
普·惠則選擇了相對保守的渦扇發動機方案，當然在設計卜有明顯進步，使得YF-119即使不採用變循環技術也可以滿足JAFE的要求。YF-119也是雙轉子方案，3級低壓壓氣機，6級高壓壓氣機，高/低壓渦輪各一級。其不加力推力明顯比YF-120要低，只有97.9千牛。有意思的足，第一種實用的變循環發動機J-58(用於SR-71)正是普·惠在50年代研製了。對於為何放棄自己首創技術，普·惠方面並沒有任何解釋。後來通用電氣承認，YF120的技術有些超前了，風險確實比YF119要高。
武器配備
武器系統由於ATF暫時放棄了對地攻擊能力的要求，因此在YF-23A的備選武器上並沒有對地攻擊武器。當初為ATF準備的主要對空武器是先進中距空空飛彈(AMRAAM，後來的AIM-120)和先進近距空空飛彈(ASRAAM，後來的AIM-132)。由於AIM-132進度嚴重拖延，迫使美國空軍以先進響尾蛇改型(即AIM-9X)作為應急措施。今天，AIM-9X和AIM-120已經成為F/A-22的主要武器。YF-23A繼承了諾斯羅普最初方案的內部武器艙設計。格鬥飛彈艙和主武器艙串列布置於前機身內。格鬥飛彈艙較小，只能容納2枚AIM-9飛彈。主武器艙較大，可容納4枚AIM-120飛彈。載彈量和YF-22A相同。由於AIM-120改進後彈翼縮小，因此在F/A-22的主武器艙內可容納6枚。但YF-23A布置AIM-120A的方式就是上下前後錯置排列，和YF-22A對稱排列不同，顯示其主武器艙尺寸可能較小，因此不一定能放得下6枚AIM-120改型。有資料提及，YF-23A的主武器艙掛架是可以升降的。需要發射AIM-120時，掛架伸出機外，將飛彈置於自由流中再點火發射。此方式和YF-22A的彈射發射方式不同，完全避免了飛彈在穿越機身表面氣流時狀態發生異常改變的可能性。當然，重量和機內容積的代價是免不了的。 沒有資料提及在YF-23A上AIM-9的鎖定/發射模式。但這其實是一個很有意思的問題。因為在封閉的飛彈艙內，AIM-9的導引頭是不可能捕獲目標的。就這個問題，筆者和許多同好曾經進行了討論，反覆觀看F-22武器系統試驗的錄像，最終形成較一致的看法：F-22在格鬥狀態下，格鬥飛彈艙處於開艙狀態，將AIM-9X伸出，以解決導引頭鎖定問題。YF-23A完全可能采刖類似模式。結合AIM-120的發射模式，筆者推測：掛載AIM-9的可能也是升降式掛架，格鬥狀態下開艙門將AIM-9伸出機外。由於完全伸出機外，沒有機身側面禁止，AIM-9可以獲得比在YF-22A上更好的視界，而且也不需要YF-22A上面的隔熱/排焰裝置。開艙狀態可能會給人比較怪異的感覺，但事實上開艙門伸出飛彈所帶來的阻力並不會比傳統外掛架的阻力更大，因此不會對飛機性能有太大的負面影響。這種模式唯一的問題在於格鬥狀態下飛機的雷達反射截面積會明顯增大。不過·來在進入視距內空戰的情況下雷達隱身意義不大；二來現代空戰格鬥時間明顯縮短，開艙射擊暴露時間有限，因此不至於對YF-23A構成嚴重威脅。對於ATF，特別是YF-23A這利飛機來說，不進入格鬥才是最佳戰術。除了空空飛彈外，M61火神航炮仍然將作為ATF的固定武器。YF-23A上並沒有安裝M61，但按照設計方案，航炮將安裝在機身右側，主武器艙上方。可維護性設計·維護口蓋·艙門ATF是第一種在設計之初就提出可維護性指標的作戰飛機，也是第一種在設計階段就邀請機務部門參與的戰鬥機。美國空軍如此重視可維護性，很大程度上是受F-15A的影響——F-15A剛剛服役時，故障層出不窮，飛機頻頻趴窩，人稱“機庫皇后”。對於傳統飛機來說，維護口蓋在機身表面的覆蓋率是衡量其可維護性的一個重要參考指標。覆蓋率高，意味著機載設備可按近性好，機務人員不必將時間消耗在無用但必需的工作上——最典型的就是為了接近設備A，必須先拆下設備B、C、D…;處理完後再按相反順序裝回去，而B、C、D其實對於A的維護毫無意義。但是，對於隱身飛機來說，情況完全不同。表面波的存在，使得機身表面任何開口都可能嚴重破壞飛機隱身特性。
簡單評價
總的來看，YF-23A是這樣一種飛機相對第三代戰鬥機上了一個台階的常規機動性是它設計的基礎，然而這也是諾斯羅普在這方面所作的極限。在80年代中後期出現的敏捷性、過失速機動性等新概念，在YF-23A的設計中基本沒有考慮。它的設計重點放在隱身和超巡方面。由於之前贏得TATB計畫契約，使得諾斯羅普在隱身飛機設計上顯得躊躇滿志。強調YF-23A的隱身能力，有利於發揮諾斯羅普的技術特長，從效費比的觀點來看，把B-2的隱身技術運用到YF-23A上也是合理的。強調超巡能力，則應該是屬於諾斯羅普對未來空戰要求的判斷。這樣的設計思想，使得YF-23A在性能上呈現出一種“平均水平上有重點突出”的特點，特別是和YF-22A相比更是如此。在筆者看來，YF-23A的設計思想更接近於當年百系列戰鬥機中“截擊/轟炸機”的慨念，而有悖於諾斯羅普傳統的均衡設計思想。這種突然轉變是頗為令人矚目和驚訝的。 均衡設計的戰鬥機長期競爭失利(雖然失利根本原因並不在此)和ATB計畫的成功，可能是促使諾斯羅普改變其傳統設計思想的重要因素。加上諾斯羅普對機動性、速度、隱身重要性的認識，最終形成了我們所看到的YF-23A。
