第一章 設(shè)計(jì)特點(diǎn)
作為一種成功的垂直/短距起降飛機(jī)，鷂的氣動(dòng)設(shè)計(jì)可謂經(jīng)典。鷂家族的基本氣動(dòng)設(shè)計(jì)自 P.1127 以來(lái)就沒(méi)有大的變化。實(shí)際上，盡管經(jīng)過(guò)了幾十年的改進(jìn)和發(fā)展，我們?nèi)匀豢梢暂p易從外形上分辨出鷂家族的成員——從最早的 P.1127 到今天的 AV-8B“鷂”II，無(wú)一例外。
那么，鷂在設(shè)計(jì)上究竟有什么特點(diǎn)，使得它能夠“以不變應(yīng)萬(wàn)變”，在誕生幾十年后仍然能夠適應(yīng)新的作戰(zhàn)需要呢？這樣的設(shè)計(jì)特點(diǎn)對(duì)于它的成功究竟起到了什么樣的作用呢？我們不妨來(lái)看看。
從 P.1127 到鷂 II 一脈傳承的氣動(dòng)布局
總體布局
鷂采用單座正常式布局，機(jī)翼為帶大下反角的中等后掠上單翼，倒T形尾翼構(gòu)型，全動(dòng)式平尾同樣具有大下反角，后機(jī)身下部設(shè)計(jì)有單腹鰭。裝 1 臺(tái)“飛馬”系列發(fā)動(dòng)機(jī)，兩側(cè)進(jìn)氣，4 個(gè)肘節(jié)式矢量推力噴管位于機(jī)身中部。起落架為自行車式結(jié)構(gòu)。
鷂屬于傳統(tǒng)的靜穩(wěn)定設(shè)計(jì)飛機(jī)。不過(guò)在茶隼階段，曾經(jīng)出現(xiàn)過(guò)由于掛載武器后重心后移，導(dǎo)致縱向靜穩(wěn)定度不足的情況。為了保證在所有的武器掛載方案下，鷂都能具有適當(dāng)?shù)撵o穩(wěn)定度，鷂的重心比茶隼又向前移動(dòng)了一段距離。這種做法無(wú)可厚非，不過(guò)若以現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)來(lái)看，這樣無(wú)疑會(huì)使得鷂的敏捷性下降——當(dāng)然，這無(wú)礙于它的主要任務(wù)對(duì)地攻擊和偵察。
座艙
鷂的座艙為增壓座艙，具有加溫和空調(diào)設(shè)備。風(fēng)擋經(jīng)過(guò)加強(qiáng)，以防低空飛行時(shí)發(fā)生鳥(niǎo)撞事故，同時(shí)風(fēng)擋前有液壓驅(qū)動(dòng)的雨雪刷和除冰裝置。艙蓋后為滑動(dòng)結(jié)構(gòu)，手動(dòng)向后開(kāi)啟。座艙高度較低，但前向視界良好，足以滿足對(duì)地攻擊和偵察的要求——這種設(shè)計(jì)主要是為了減阻的需要，但到了海鷂和鷂 II 時(shí)，座艙被明顯加高，以改善飛行員全向視界，當(dāng)然也為此付出了重量和阻力的代價(jià)。座椅為馬丁?貝克的“零－零”彈射座椅，足以保證飛行員各種狀態(tài)下救生的需要。
馬丁?貝克 MK12H 彈射座椅，安裝在鷂 GR.5/7 上
由于鷂的主要用途是進(jìn)行近距空中支援，而非遠(yuǎn)程空中截?fù)?，采用單座布局就足以滿足任務(wù)要求，也因此可以減輕飛機(jī)重量。在控制重心方面，單座型顯然比雙座型要簡(jiǎn)單得多。而由于取消了一名飛行員而節(jié)省下來(lái)的重量和空間，則可以用于容納更多的燃油和設(shè)備。實(shí)際上，這些問(wèn)題都是在鷂的雙座教練型研制過(guò)程中所面臨而必須解決的，而其結(jié)果必然是要付出性能下降的代價(jià)。
鷂 GR.3 與海鷂 FRS.1 側(cè)面線圖對(duì)比，海鷂和以后的鷂 II 座艙提升以改善視界
機(jī)身
鷂的機(jī)身采用全金屬半硬殼式結(jié)構(gòu)，主要結(jié)構(gòu)為鋁合金，在后機(jī)身蒙皮、發(fā)動(dòng)機(jī)周圍等高溫部位和其它特殊部位使用鈦合金。
某種意義上說(shuō)，鷂的機(jī)身就是為了包住“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)而設(shè)計(jì)的。由于垂直起降時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力軸線必須通過(guò)重心，鷂的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置相對(duì)常規(guī)噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)而言非?？壳?。加上低速狀態(tài)下大進(jìn)氣量的需要，半圓形兩側(cè)進(jìn)氣道也設(shè)計(jì)得相當(dāng)大。其后果就是，鷂的前機(jī)身看起來(lái)非常臃腫，直接導(dǎo)致了飛機(jī)阻力的增大。鷂的平飛速度始終無(wú)法突破音速，這個(gè)必須但又無(wú)奈的機(jī)身設(shè)計(jì)是要負(fù)上一定責(zé)任的。
“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)基本上占據(jù)了整個(gè)中機(jī)身，4 個(gè)矢量推力噴管通過(guò)機(jī)身兩側(cè)的弧形槽伸出，排放發(fā)動(dòng)機(jī)噴流。中機(jī)身基本上是個(gè)“U”形結(jié)構(gòu)，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)上面的機(jī)身大開(kāi)口，可以方便地對(duì)機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行維護(hù)。在發(fā)動(dòng)機(jī)位置前后，則是前起和主起艙。
鷂更換發(fā)動(dòng)機(jī)需要拆除整個(gè)機(jī)翼
鷂的油箱位于進(jìn)氣道夾層內(nèi)、發(fā)動(dòng)機(jī)前噴口和后噴口之間的機(jī)身段（機(jī)翼整體油箱）、后噴口之后的機(jī)身段。在后機(jī)身油箱和發(fā)動(dòng)機(jī)后噴口之間，還有一個(gè)噴水增推所用的脫鹽水箱。
后機(jī)身內(nèi)設(shè)有航電設(shè)備艙，可以通過(guò)兩側(cè)維護(hù)艙門進(jìn)行維護(hù)操作，其下方機(jī)身處是前鉸接的阻力板。其后則是電氣和空調(diào)設(shè)備艙。
鷂早期型（GR.1/3）的機(jī)身結(jié)構(gòu)圖
機(jī)翼
由于鷂最初的用途是低空攻擊和偵察，降低低空高速飛行時(shí)紊流的影響就非常重要。在沒(méi)有主動(dòng)控制技術(shù)的年代，選擇較大的翼載是比較常見(jiàn)的策略。另一方面，由于鷂主要采用垂直/短距起降方式，機(jī)翼升力在這種方式中的重要性相對(duì)下降，因此也無(wú)需加裝前緣襟翼以改善低速性能。多方面的因素綜合起來(lái)，霍克最終為鷂選擇了較小的機(jī)翼，以便在滿足各種要求的同時(shí)，減小阻力和減輕重量。但必然要付出的代價(jià)是——續(xù)航能力和飛行性能的下降。到后來(lái)鷂 II 采用大機(jī)翼設(shè)計(jì)，并加裝前緣邊條時(shí)，很大程度山就是針對(duì)原有機(jī)翼設(shè)計(jì)的缺點(diǎn)的。
從茶隼到鷂機(jī)翼的改進(jìn)，圖中可以看到鷂的機(jī)翼前緣向前延伸了一段，在內(nèi)翼前緣形成了一個(gè)鋸齒。并增加了 3 個(gè)翼刀，翼尖延長(zhǎng) 15 英尺
茶隼（上圖）與鷂的機(jī)翼區(qū)別還是很明顯的
不過(guò)，鷂最初的機(jī)翼設(shè)計(jì)有個(gè)比較大的問(wèn)題是，高馬赫數(shù)下機(jī)翼升力系數(shù)不足。當(dāng)時(shí)要求鷂在 400 節(jié)空速、10,000 英尺高空、空重 16,800 磅的條件下，最大可用過(guò)載為 6g。但以最初的設(shè)計(jì)，最大可用過(guò)載只能達(dá)到 5g。即使采用了后緣機(jī)動(dòng)襟翼，也只能達(dá)到 5.5g。研究人員提出，可以通過(guò)矢量推力來(lái)滿足可用過(guò)載的要求。但這個(gè)建議遭到皇家空軍飛行員的堅(jiān)決反對(duì)。因?yàn)樗麄冋J(rèn)為，盡管這樣可以滿足過(guò)載要求，但由于推力轉(zhuǎn)向?qū)?dǎo)致飛機(jī)縱向推力不足而迅速減速，這在空戰(zhàn)中是不可接受的。最后霍克設(shè)計(jì)人員不得不屈服于空軍的壓力，進(jìn)行了大量風(fēng)洞試驗(yàn)和試飛，對(duì)比了大量機(jī)翼前緣和渦流發(fā)生器設(shè)計(jì)，最終才設(shè)計(jì)出今天鷂的機(jī)翼?！蛇@段小插曲我們可以看到，至少皇家空軍的飛行員是不贊成在空戰(zhàn)中使用鷂的矢量推力能力的。那么皇家海軍飛行員又怎么看呢？那段馬島空戰(zhàn)中海鷂使用矢量推力擊落幻影III的繪聲繪色的描寫（恐怕很多人對(duì)鷂的機(jī)動(dòng)性的良好印象就是來(lái)自這段描寫），究竟是否確有其事？實(shí)在是值得我們好好研究的。
注意鷂 GR.3 機(jī)翼前緣翼刀之后的一排渦流發(fā)生器
言歸正傳。鷂的機(jī)翼為懸臂式上單翼。翼根相對(duì)厚度 10％，翼尖相對(duì)厚度 5％。機(jī)翼 1/4 弦線后掠角 34°。采用整塊式鋁合金三梁結(jié)構(gòu)，蒙皮為鋁合金加整體壁板。機(jī)翼通過(guò) 6 個(gè)接頭與機(jī)身連接，可整體拆卸（拆下機(jī)翼后，發(fā)動(dòng)機(jī)就可以從機(jī)身上部開(kāi)口吊出，而不必拆除機(jī)身其它部分）。副翼和襟翼為膠接鋁合金蜂窩結(jié)構(gòu)。機(jī)翼前緣設(shè)計(jì)有鋸齒，上表面有渦流發(fā)生器，可以改善機(jī)翼的失速特性——似乎那個(gè)年代的英國(guó)飛機(jī)非常喜歡這種設(shè)計(jì)，在英國(guó)的“三角標(biāo)槍”亞音速截?fù)魴C(jī)上同樣可以看到這個(gè)特點(diǎn)。此外，鷂還設(shè)計(jì)有可拆卸式轉(zhuǎn)場(chǎng)翼尖。其作用是通過(guò)增大機(jī)翼展弦比，減小誘導(dǎo)阻力，從而增大飛機(jī)航程。迄今為止，只有鷂采用了這種設(shè)計(jì)。
這架鷂就安裝了可拆卸式轉(zhuǎn)場(chǎng)翼尖，用以增加航程
鷂的機(jī)翼有一個(gè)最明顯的特點(diǎn)是巨大的下反角——達(dá) 12°。早期的 P.1127 原型上機(jī)翼的下反角并沒(méi)有這么大。和通常人們的想法不同，采用這么大的下反角，其主要目的不是為了方便收藏護(hù)翼輪（雖然的確有這個(gè)作用），而是為了減小飛機(jī)在大迎角時(shí)出現(xiàn)的“荷蘭滾”趨勢(shì)。
此外，由于起落架的設(shè)計(jì)，使得鷂的機(jī)翼在地面狀態(tài)時(shí)具有較大的迎角，這使得它在短距起降時(shí)，無(wú)需象傳統(tǒng)飛機(jī)那樣抬機(jī)頭（實(shí)際上對(duì)于采用自行車式起落架的飛機(jī)而言，要做到這一點(diǎn)也是相當(dāng)困難的），就可以獲得所需的迎角，產(chǎn)生足夠的升力。
尾翼
鷂的垂尾和平尾都安裝在后機(jī)身尾錐處，呈倒T形布局。垂尾前緣呈 S 形，具有濃郁的不列顛風(fēng)格。在垂尾頂部裝有埋入式甚高頻天線。方向舵采用膠接鋁合金蜂窩結(jié)構(gòu)，有配平調(diào)整片。平尾為單塊全動(dòng)式，后緣也采用了膠接鋁合金蜂窩結(jié)構(gòu)。其安裝角可調(diào)，下反角 15°，安裝位置與機(jī)翼在同一平面上。和普通飛機(jī)的平尾不同，鷂的縱向靜穩(wěn)定性主要是由平尾外側(cè)的氣動(dòng)力來(lái)保證的，而平尾內(nèi)側(cè)，由于附近有強(qiáng)烈的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流，使得當(dāng)?shù)赜桥c平尾偏轉(zhuǎn)角以及飛機(jī)迎角幾乎毫無(wú)關(guān)系。換句話說(shuō)，用常規(guī)手段操縱平尾時(shí)，其內(nèi)側(cè)幾乎不可能產(chǎn)生預(yù)期的氣動(dòng)作用。
鷂的垂尾設(shè)計(jì)具有濃郁的不列顛風(fēng)格
起落架
鷂的起落架采用典型的自行車式設(shè)計(jì)，液壓助力收放，并采用高壓氮?dú)庾鳛閼?yīng)急動(dòng)力源。裝有自動(dòng)防滯系統(tǒng)。前起落架為搖臂式結(jié)構(gòu)，可轉(zhuǎn)向，單輪，向前收入機(jī)身。前起落架兼有承重和轉(zhuǎn)向的作用。由于鷂的特殊結(jié)構(gòu)，前起承重比較大，因而前輪尺寸也比常見(jiàn)的戰(zhàn)斗機(jī)前輪要大。在自主滑行時(shí)，前起可左右轉(zhuǎn)向 45°，而當(dāng)拖曳滑行時(shí)前起則可向左右任意方向偏轉(zhuǎn) 179°。當(dāng)前起收起時(shí)，其液壓支柱也會(huì)壓縮，以減小占用的機(jī)內(nèi)空間。主起落架為支柱式結(jié)構(gòu)，雙輪，向后收入機(jī)身，裝有應(yīng)急剎車系統(tǒng)。翼尖護(hù)翼輪向后收入翼尖內(nèi)側(cè)的整流罩內(nèi)。所有機(jī)輪全部采用低壓輪胎，以便可以在疏散基地或草地上起降。當(dāng)起落架放下鎖定后，起落架主要艙門都將關(guān)閉，以免起降過(guò)程中異物進(jìn)入起落架艙。到了鷂 II 時(shí)代，護(hù)翼輪的位置被向內(nèi)移動(dòng)，縮短了輪距。這實(shí)際上是針對(duì)最初的用戶美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)在兩棲攻擊艦上使用改進(jìn)的，可以減小轉(zhuǎn)彎半徑，改善地面（甲板）滑行性能。當(dāng)然，重量也不可避免地增大了。
分別來(lái)自鷂 II、鷂 GR.3、海鷂的鼻輪、護(hù)翼輪、主輪特寫
自行車式起落架是鷂的典型外部特征之一。前面已經(jīng)提到，由于悉尼?凱姆的堅(jiān)持，P.1127 研制初期曾經(jīng)試圖開(kāi)發(fā)其它類型的起落架，但最終都不得不回到自行車式起落架上面來(lái)。其主要原因之一就是發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響。當(dāng)然，良好的滑行穩(wěn)定性和操縱性也是必須要考慮的。事實(shí)上，就象我們?cè)谇懊嫣岬降模邡_的發(fā)展過(guò)程中，起落架問(wèn)題曾經(jīng)困擾了設(shè)計(jì)人員好幾年（1960～1967 年）。
在 P.1127 第一架原型機(jī)試飛前，就已經(jīng)發(fā)現(xiàn)了起落架存在操縱問(wèn)題。當(dāng)時(shí)是由于前起轉(zhuǎn)向操縱機(jī)構(gòu)存在較大的死區(qū)，造成前起要么不偏轉(zhuǎn)，要么就偏轉(zhuǎn)很大角度，非常難以控制——滑行試驗(yàn)中這個(gè)問(wèn)題曾經(jīng)導(dǎo)致主起落架嚴(yán)重受損。后來(lái)在第二架原型機(jī)（XP836）上改進(jìn)了前輪轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，設(shè)定了 ±3°和 ±30°兩種偏轉(zhuǎn)范圍，但情況只是稍有好轉(zhuǎn)而已。另一方面，由于垂直/短距起降時(shí)推力升力分擔(dān)了部分飛機(jī)重量，使得起落架承載減小，結(jié)果反而降低了起落架的操縱效能。此外，高速滑行時(shí)的側(cè)風(fēng)也造成 P.1127 的方向操縱困難，甚至導(dǎo)致主起損壞。其結(jié)果是，在 XP836 試飛期間，飛機(jī)產(chǎn)生嚴(yán)重的地面偏航問(wèn)題，飛行員不得不經(jīng)常要求設(shè)計(jì)人員檢查起落架！
起落架問(wèn)題直到 P.1127(RAF) 也就是鷂的時(shí)候，才得以徹底解決。全新設(shè)計(jì)的前輪轉(zhuǎn)向離合機(jī)構(gòu)使得前輪在全部轉(zhuǎn)動(dòng)行程內(nèi)都具有良好的轉(zhuǎn)向性能，并且也保證了蹬滿舵情況下飛機(jī)最小地面轉(zhuǎn)彎半徑不變。主起落架改為不可轉(zhuǎn)向，并增設(shè)自動(dòng)防滯系統(tǒng)。最關(guān)鍵的改進(jìn)是，主起減震支柱改為兩段式結(jié)構(gòu)。當(dāng)飛機(jī)起降時(shí)，主起支柱可以自動(dòng)縮短 7 英寸，使得護(hù)翼輪和前/主起同時(shí)承載，形成穩(wěn)定的支撐結(jié)構(gòu)，并保證了良好的方向控制能力。即使在有側(cè)風(fēng)的情況下，這種結(jié)構(gòu)同樣可以保證機(jī)翼水平和飛機(jī)穩(wěn)定滑行。
飛控系統(tǒng)
鷂具有兩套飛行控制系統(tǒng)，一套用于常規(guī)飛行控制，另一套則用于利用推力升力低速飛行時(shí)的控制。不過(guò)，在座艙中只有一套常規(guī)控制設(shè)備，從而減輕了飛行員的負(fù)擔(dān)。
常規(guī)飛行時(shí)，利用傳統(tǒng)的氣動(dòng)操作面進(jìn)行飛行控制。其中，副翼和全動(dòng)平尾采用不可逆液壓助力器進(jìn)行操縱，方向舵則采用人力進(jìn)行直接操縱。在第一代鷂式飛機(jī)上，所有的操作面全部通過(guò)連桿（后期改為鋼索以減輕重量）連接到操縱系統(tǒng)上。由于方向舵沒(méi)有助力操縱裝置，所以機(jī)載自動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)只能提供俯仰和滾轉(zhuǎn)兩軸穩(wěn)定。但到了鷂 II，除了加裝方向舵助力裝置外，還采用了全自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)，并應(yīng)用了主動(dòng)控制增穩(wěn)技術(shù)，在常規(guī)或低速飛行狀態(tài)均可保證飛機(jī)的穩(wěn)定性。
在利用推力升力進(jìn)行低速飛行階段，由于作用到操縱面上的氣動(dòng)力很小，傳統(tǒng)控制手段已近乎失效，反作用力控制系統(tǒng)成為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)姿態(tài)控制必然的選擇。該系統(tǒng)從發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)引氣，然后從設(shè)置在機(jī)頭、機(jī)尾和翼尖的反作用力噴口噴出，產(chǎn)生所需的操縱力矩。出于簡(jiǎn)化操縱的考慮，這套系統(tǒng)仍然利用傳統(tǒng)操縱系統(tǒng)來(lái)控制，飛行員只需按照常規(guī)進(jìn)行操縱，而不會(huì)明顯感覺(jué)到操縱方面的差異。實(shí)際上，位于機(jī)尾和翼尖的反作用力噴口是和飛機(jī)副翼、平尾以及方向舵聯(lián)動(dòng)的。當(dāng)飛行員控制任何一個(gè)操縱面偏轉(zhuǎn)時(shí)，相應(yīng)的噴口也同時(shí)打開(kāi)——但不一定有氣流噴出。反作用力控制系統(tǒng)有一套中央控制裝置，只有當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴口偏轉(zhuǎn)超過(guò) 20°時(shí)，才會(huì)開(kāi)啟引氣系統(tǒng)，產(chǎn)生反作用力操縱力矩。這套聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)保證了飛機(jī)在所有的空速范圍內(nèi)，包括在過(guò)渡飛行中，仍然具有足夠的能力對(duì)飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行穩(wěn)定的控制。
控制垂直起降飛行的主要是油門桿和噴口偏轉(zhuǎn)操縱桿，本圖描繪了在不同飛行階段時(shí)的兩個(gè)操縱桿相對(duì)位置
作為第一種成功的垂直/短距起降飛機(jī)，鷂在開(kāi)發(fā)反作用力控制系統(tǒng)的過(guò)程中經(jīng)歷了不少挫折和困難——雖然之前有不少試驗(yàn)機(jī)以及“飛行床架”取得了一定的經(jīng)驗(yàn)，但畢竟試驗(yàn)機(jī)和實(shí)用機(jī)是有相當(dāng)差距的。
P.1127 最初采用的反作用力控制系統(tǒng)沒(méi)有中央控制裝置，引氣系統(tǒng)處于常開(kāi)狀態(tài)，以 12 磅/秒的流量向各個(gè)控制噴口供氣。因此，這時(shí)候的控制系統(tǒng)只有 4 個(gè)噴口，控制方式也和后來(lái)的鷂有所不同：橫向控制采用差動(dòng)方式，和現(xiàn)在類似；俯仰控制通過(guò)差動(dòng)改變前后俯仰控制噴口的流量（以維持總升力不變）來(lái)產(chǎn)生控制力矩；偏航控制則是通過(guò)左右轉(zhuǎn)動(dòng)俯仰控制噴口來(lái)實(shí)現(xiàn)的。這種方式不僅降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，而且飛機(jī)各軸的控制能力都不足。
鷂的反作用力控制系統(tǒng)示意圖
鷂的反作用力控制系統(tǒng)噴嘴機(jī)械結(jié)構(gòu)
隨后引氣系統(tǒng)進(jìn)行了改進(jìn)，引氣流量可以在 9～15 磅/秒之間變化，以減小控制系統(tǒng)帶來(lái)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失，在理論上也可以保證各個(gè)軸的控制功率達(dá)到最大。但由于偏航控制是通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)俯仰噴口來(lái)實(shí)現(xiàn)的，因此偏航控制所能利用的引氣力量只能達(dá)到 7～10 磅/秒，當(dāng)正側(cè)風(fēng)的風(fēng)速超過(guò) 10 節(jié)時(shí)，控制系統(tǒng)就不足以產(chǎn)生足夠的偏航控制力矩了。
控制問(wèn)題一直到 1961 年 9 月，P.1127 換裝具有中央控制裝置的引氣系統(tǒng)才得以基本解決。這套系統(tǒng)可以通過(guò)控制中心關(guān)閉所有引氣閥門，從而減小了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣需求，降低了噴口溫度，同時(shí)增大了發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝推力。這樣，飛機(jī)無(wú)需轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)頭和機(jī)尾的俯仰噴口來(lái)產(chǎn)生偏航控制——因?yàn)樗鼈儾辉偬幱诔ｉ_(kāi)狀態(tài)，獨(dú)立出來(lái)的偏航控制噴口具有足夠的控制功率，改善了飛機(jī)的方向穩(wěn)定性。
在 P.1127(RAF) 階段，為了提高垂直/短距起降時(shí)的操縱品質(zhì)，飛機(jī)又加裝了俯仰和橫向自動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)。到了這時(shí)候，飛控系統(tǒng)已經(jīng)和鷂的生產(chǎn)型沒(méi)什么差別了。
進(jìn)氣系統(tǒng)
鷂的進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)是一件頗富挑戰(zhàn)性的事。首先，進(jìn)氣道要滿足低速甚至向后飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)以最大推力工作的要求，也就是說(shuō)，不能（或者盡可能減少）因?yàn)檫M(jìn)氣量不足造成的發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失；其次，進(jìn)氣道要滿足高速飛行時(shí)低進(jìn)氣阻力的要求，因?yàn)楦鶕?jù)低速要求設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道，一方面在高速時(shí)會(huì)出現(xiàn)進(jìn)氣量過(guò)多的情況，這時(shí)部分多余的空氣會(huì)從進(jìn)氣道倒流出來(lái)，形成“溢流阻力”，另一方面這種進(jìn)氣道唇口前緣半徑較大，也會(huì)帶來(lái)相當(dāng)大的阻力；第三，要滿足飛機(jī)總體布置的要求，由于發(fā)動(dòng)機(jī)必須安裝在重心附近，使得鷂的兩側(cè)進(jìn)氣道長(zhǎng)度相當(dāng)短，要通過(guò)這么短而彎曲的進(jìn)氣道將空氣盡可能平順地送進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)，減小畸變，難度相當(dāng)大。
在 P.1127 第一架原型機(jī)上，安裝的是“鐘口”形的固定金屬進(jìn)氣道，由于外形碩大，被人戲稱為“大象耳朵”。這完全是為了滿足低速條件下的進(jìn)氣要求設(shè)計(jì)的。而首先進(jìn)行常規(guī)試飛的的 XP836 則安裝了適合高速飛行的小進(jìn)氣道。但作為實(shí)用飛機(jī)，這兩種進(jìn)氣道的功能必須盡可能完美地綜合到一架飛機(jī)上。為此采用變截面進(jìn)氣道是最可行的選擇。
鷂著名的“大象耳朵”進(jìn)氣口
不過(guò)，英國(guó)人似乎從來(lái)沒(méi)有考慮過(guò)采用帶激波錐的三元進(jìn)氣道——雖然采用這種進(jìn)氣道的 P.1“閃電”式截?fù)魴C(jī)早已于 1954 年 8 月 1 日首飛。他們想了一個(gè)看起來(lái)不錯(cuò)的辦法：采用橡膠制造的進(jìn)氣口，在低速時(shí)膨脹，擴(kuò)大進(jìn)氣口喉道截面積，同時(shí)加大唇口前緣半徑，以減小氣流畸變；高速時(shí)橡膠受進(jìn)氣口強(qiáng)大吸力的作用而收縮，唇口前緣半徑也減小，可以滿足高速時(shí)低阻力的需要。但這個(gè)辦法也只是“看起來(lái)不錯(cuò)”而已。某次試飛，速度達(dá)到 335 節(jié)時(shí)橡膠進(jìn)氣口發(fā)生異常抖動(dòng)，直到速度降至 250 節(jié)仍無(wú)法消除。在后來(lái)的試飛中，設(shè)計(jì)人員發(fā)現(xiàn)僅僅依靠橡膠自身的彈力和氣動(dòng)力根本無(wú)法保證進(jìn)氣口的充分?jǐn)U張和壓縮。加上橡膠進(jìn)氣口多次脫落，到了茶隼階段橡膠進(jìn)氣口終于被金屬進(jìn)氣口取代。和最理想的變截面進(jìn)氣道相比，金屬固定進(jìn)氣道雖然性能上有差距，但可以保證低速時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)不會(huì)有明顯的推力損失，也可以兼顧高速飛行時(shí)的需要，而結(jié)構(gòu)要簡(jiǎn)單得多。后來(lái)發(fā)展到 P.1127(RAF) 階段，進(jìn)氣道又進(jìn)行了兩次改進(jìn)，主要是為了提高飛機(jī)的巡航性能和高空操縱品質(zhì)，為此在進(jìn)氣口周圍增加了輔助進(jìn)氣門（最初是 12 個(gè)，后來(lái)增加到 16 個(gè)）和附面層排放活門。進(jìn)氣道的構(gòu)型到此基本確定下來(lái)。
根據(jù)內(nèi)外氣壓自動(dòng)控制開(kāi)合的進(jìn)氣口輔助進(jìn)氣門
鷂的進(jìn)氣口輔助進(jìn)氣門剖面圖
需要指出的是，除了進(jìn)氣方面的問(wèn)題外，鷂的“大象耳朵”還帶來(lái)了另一個(gè)意想不到的問(wèn)題——方向穩(wěn)定性問(wèn)題。由于進(jìn)氣道體積龐大，使得重心前的前機(jī)身阻力相當(dāng)大，嚴(yán)重降低了飛機(jī)的方向穩(wěn)定性。而在低速階段垂尾的效率很低，無(wú)法提供足夠的方向穩(wěn)定力矩。其結(jié)果是，鷂在垂直/短距起降階段的方向穩(wěn)定性相當(dāng)差，只能依靠反作用力控制系統(tǒng)和自動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)加以控制——這個(gè)問(wèn)題是鷂的基本設(shè)計(jì)所造成的，所以從 P.1127 到今天的鷂 II，都無(wú)法從氣動(dòng)設(shè)計(jì)上加以解決。
推進(jìn)系統(tǒng)
推進(jìn)系統(tǒng)是所有垂直/短距起降飛機(jī)的核心，它的原理、構(gòu)型實(shí)際上決定了載機(jī)的特點(diǎn)。換句話說(shuō)，當(dāng)一種垂直/短距起降飛機(jī)選定了推進(jìn)系統(tǒng)之后，它今后可能遇到的問(wèn)題、性能上的優(yōu)、缺點(diǎn)等，在很大程度上已經(jīng)確定了。
對(duì)鷂而言，它的核心就是“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)。從最早的“飛馬”1 到最新的“飛馬”11－61 MK.107，先后發(fā)展了 16 種改型，推力從 113,00 磅提高到 23,800 磅。鷂的發(fā)展史在某種程度上就是“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展史。
鷂 GR.1/3 安裝的飛馬發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖，底部的管子是中央引氣系統(tǒng)
“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)的基本工作流程如下：空氣從兩側(cè)進(jìn)氣道流入發(fā)動(dòng)機(jī)，首先通過(guò)低壓壓氣機(jī)（風(fēng)扇）增壓。經(jīng)過(guò)增壓的空氣在這里分為兩路。約 58％的空氣（此時(shí)溫度在 100℃左右）經(jīng)過(guò)一對(duì)前噴管排出，產(chǎn)生前噴管推力；剩余的空氣進(jìn)入高壓壓氣機(jī)，再次增壓后流入燃燒室，與燃油混合燃燒，然后向后排出，流經(jīng)高壓渦輪和低壓渦輪時(shí)，驅(qū)動(dòng)它們帶動(dòng)各自的壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)增壓，最后高溫燃?xì)猓?50℃）由一對(duì)后噴管排出，產(chǎn)生另一部分推力，并與前噴管推力相互平衡。為了克服低速時(shí)壓氣機(jī)產(chǎn)生的強(qiáng)大陀螺效應(yīng)，低壓壓氣機(jī)和高壓壓氣機(jī)采用同軸反轉(zhuǎn)技術(shù)，從而使得二者的陀螺效應(yīng)相互抵消。
飛馬發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)工況說(shuō)明圖
本質(zhì)上，“飛馬”就是一臺(tái)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。兩對(duì)矢量噴管是它與普通渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的根本區(qū)別——正是這兩對(duì)噴管使得它能夠產(chǎn)生足夠的推力升力，保證鷂完成垂直/短距起降飛行。因而，確保 4 個(gè)噴管同步轉(zhuǎn)動(dòng)是保證鷂正常飛行的基本要求。為此，“飛馬”專門設(shè)計(jì)有一個(gè)空氣沖壓馬達(dá)（動(dòng)力源來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)引氣），通過(guò)連桿和鏈條傳動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)噴管的同步。噴管的控制也很簡(jiǎn)單，在座艙油門手柄旁邊設(shè)計(jì)有一個(gè)噴管轉(zhuǎn)動(dòng)角度控制手柄，為了適應(yīng)飛行員的習(xí)慣，其操縱方式和油門相同——向前推為加速（對(duì)應(yīng)噴管向后轉(zhuǎn)動(dòng)），向后拉為減速（噴管向前向下轉(zhuǎn)動(dòng)）。
第二章 成功之路
人類航空史上曾經(jīng)出現(xiàn)過(guò)很多種垂直/短距起降飛機(jī)方案，其中不少方案已經(jīng)進(jìn)入到原型機(jī)試飛階段。但最后定型投產(chǎn)的，卻只有鷂和雅克-38 而已——新一代的 F-35C 還在超重的泥潭中苦苦掙扎，距離定型還有相當(dāng)一段距離。
那么究竟是什么原因使得鷂能夠在這么多方案中脫穎而出，并成為迄今為止最成功的垂直/短距起降飛機(jī)呢？上一章我們已經(jīng)了解了鷂自身的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，現(xiàn)在我們來(lái)和其它同類飛機(jī)作個(gè)比較。
起降方式
在垂直/短距起降飛機(jī)發(fā)展早期，航空先驅(qū)們充分發(fā)揮了他們的想象力，為這個(gè)全新的機(jī)種設(shè)計(jì)了五花八門的起降方式——只是那時(shí)候沒(méi)人意識(shí)到，這實(shí)際上成為了垂直/短距起降飛機(jī)的第一個(gè)分水嶺。
發(fā)展之初，設(shè)計(jì)人員多傾向于選擇機(jī)身垂直地面的起降方案（即“尾座式”方案）。其道理是顯而易見(jiàn)的：這種方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的能量應(yīng)用最徹底（起降時(shí)全部用于產(chǎn)生推力升力，巡航時(shí)則全部用于推進(jìn)），并且對(duì)飛機(jī)沒(méi)有過(guò)多的特殊要求——至少看起來(lái)是這樣的。最早的巴赫姆 Ba 349 就采用了垂直發(fā)射的方式。當(dāng)然，如我們現(xiàn)在所知道的，Ba 349 飛行時(shí)間短，又采用了解體回收的方案，幾乎沒(méi)有碰到后來(lái)采用這種起降方式的飛機(jī)將要面對(duì)的一系列麻煩。
Ba 349 的垂直發(fā)射架
事實(shí)上，機(jī)身垂直姿態(tài)起降看似簡(jiǎn)單，但完全忽略了操縱方面的要求。起飛還好說(shuō)，著陸的時(shí)候飛行員將“背朝黃土面朝天”這樣倒著“座”下去。這等于是要求飛行員在看不到參照物的情況下將飛機(jī)降落到一個(gè)指定地點(diǎn)，和盲人騎瞎馬沒(méi)多大差別。第二個(gè)問(wèn)題是操縱系統(tǒng)。垂直姿態(tài)起降時(shí)，常規(guī)舵面完全失效（這一點(diǎn)倒是所有的垂直起降飛機(jī)都有的），但飛機(jī)的姿態(tài)限制使得飛行員的操縱方式和操縱感覺(jué)和常規(guī)飛機(jī)完全不同。無(wú)論是加裝一套全新的控制系統(tǒng)，還是象鷂那樣將兩套控制系統(tǒng)整合到一套操縱組件上，都會(huì)加重飛行員的負(fù)擔(dān)，訓(xùn)練難度也將大大增加。第三個(gè)問(wèn)題是操縱系統(tǒng)的控制效率問(wèn)題。垂直姿態(tài)起降時(shí)，飛機(jī)重心一旦偏離理想位置，如果操縱系統(tǒng)無(wú)法及時(shí)糾正，重力造成的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩會(huì)越來(lái)越大，最終導(dǎo)致飛機(jī)姿態(tài)失控。以今天的觀點(diǎn)來(lái)看，通過(guò)多軸矢量推力控制系統(tǒng)可以解決這個(gè)問(wèn)題，但在當(dāng)時(shí)卻是毫無(wú)可能的。鷂的發(fā)展歷程已經(jīng)可以看出反作用力控制系統(tǒng)的功率不足問(wèn)題，何況垂直姿態(tài)起降所需控制功率比水平姿態(tài)起降還要大。第四，載荷－航程能力。由于垂直姿態(tài)起降時(shí)機(jī)翼不能產(chǎn)生任何升力，因此這類飛機(jī)也無(wú)法依靠短距起飛之類的形式來(lái)增大飛機(jī)的起飛重量。而在當(dāng)年的發(fā)動(dòng)機(jī)功率限制下，這意味著飛機(jī)幾乎無(wú)法攜帶任何有效載荷。如果說(shuō)前三個(gè)問(wèn)題是從技術(shù)方面限制了尾座式飛機(jī)的發(fā)展，那么第四個(gè)問(wèn)題則從實(shí)用性方面堵死了這類飛機(jī)的發(fā)展道路。即使到了今天，發(fā)動(dòng)機(jī)功率與飛機(jī)起飛重量之間的矛盾依然存在，并且仍然對(duì)飛機(jī)的載荷－航程能力造成相當(dāng)大的影響。這也是JSF更強(qiáng)調(diào)短距起飛垂直著陸的主要原因。
因此，在經(jīng)過(guò)了早期的探索之后，尾座式飛機(jī)很快退出了航空舞臺(tái)。
發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型
從垂直起降飛機(jī)問(wèn)世至今，載荷－航程能力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的矛盾始終是限制這類飛機(jī)實(shí)用性的主要矛盾。而發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型設(shè)計(jì)，則關(guān)系到發(fā)動(dòng)機(jī)推力的有效運(yùn)用問(wèn)題。
因此，在選定了飛機(jī)起降方式之后，發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型成為影響垂直起降飛機(jī)發(fā)展最重要的因素。面對(duì)這樣一種全新的機(jī)型，沒(méi)有人知道它應(yīng)該怎么設(shè)計(jì)。于是，設(shè)計(jì)人員充分發(fā)揮了他們的想象力，設(shè)計(jì)出五花八門的各種垂直起降飛機(jī)方案。這當(dāng)中，已經(jīng)生產(chǎn)出原型機(jī)的不同構(gòu)型就不少于 12 種?。▽?shí)際上還有一些方案屬于上述構(gòu)型的復(fù)合型，這里就不再贅述了。）包括：升力風(fēng)扇構(gòu)型（通用電氣&瑞安 XV-5A）、滑流偏轉(zhuǎn)構(gòu)型（瑞安 92 VZ-3）、傾轉(zhuǎn)旋翼構(gòu)型（代表機(jī)型：貝爾 XV-3）、傾轉(zhuǎn)螺旋槳構(gòu)型（寇迪斯?萊特 X-19）、傾轉(zhuǎn)涵道構(gòu)型（貝爾 X-22A）、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼構(gòu)型（希勒 X-18）、傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)?旋翼構(gòu)型（貝爾&波音 V-22）、傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)?噴氣構(gòu)型（EWR VJ-101C）、推力矢量構(gòu)型（霍克 鷂）、升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型（達(dá)索 幻影 III-V）、升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型（雅可福列夫 雅克-38）、引射構(gòu)型（洛克韋爾 XFV-12A）。在這 12 種構(gòu)型當(dāng)中，能夠滿足作戰(zhàn)飛機(jī)高速、高機(jī)動(dòng)要求的構(gòu)型實(shí)際上只有后面 5 種而已。
那么，我們來(lái)看看這五種構(gòu)型各有什么特點(diǎn)。
傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)?噴氣構(gòu)型：
這種構(gòu)型利用轉(zhuǎn)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)艙來(lái)改變推力方向，從而實(shí)現(xiàn)巡航和起降時(shí)的推力轉(zhuǎn)向。由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力既可完全用于產(chǎn)生推力升力，又可完全用于推進(jìn)，就能量利用率的角度來(lái)說(shuō)，是所有構(gòu)型中最高的。由于推力升力完全來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)，因此發(fā)動(dòng)機(jī)必須布置在飛機(jī)重心附近。同時(shí)，為了方便發(fā)動(dòng)機(jī)艙轉(zhuǎn)動(dòng)，一般將噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)布置在翼尖位置。這就使得機(jī)翼的設(shè)計(jì)受到很大限制——通常只能選擇小展弦比梯形翼，以保證足夠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。
此外，這種構(gòu)型的飛機(jī)有兩個(gè)最嚴(yán)重的問(wèn)題：一，在同時(shí)代的技術(shù)條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)推重比變化不大，推力增加必然導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)重量上升。如此一來(lái)，機(jī)翼結(jié)構(gòu)必須進(jìn)一步加強(qiáng)，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量增大，也使得控制更加困難，并且要消耗更大的控制功率。二，同樣，同一時(shí)代條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加還將導(dǎo)致尺寸的增大，而飛機(jī)即使采用上單翼，留給發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)的空間也是相當(dāng)有限的。這兩個(gè)因素直接限制了這類飛機(jī)采用更大推力發(fā)動(dòng)機(jī)的可能性，使得其發(fā)展前景相當(dāng)黯淡。
德國(guó) EWR 研制的 VJ101C 是這種構(gòu)型為數(shù)不多的代表之一。但它存在的意義似乎就是為了證明這條路是不可行的。從 X1 號(hào)原型機(jī)首飛到放棄該方案，只經(jīng)過(guò)了大約 1 年的時(shí)間。后來(lái) 1970 年 X2 號(hào)原型機(jī)再度恢復(fù)試飛，但卻不再是為了垂直起降計(jì)劃了。
傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型的 VJ101C
推力矢量構(gòu)型：
這種構(gòu)型是利用改變發(fā)動(dòng)機(jī)噴口方向，從而產(chǎn)生矢量推力，滿足巡航和起降時(shí)不同推力方向的要求。其設(shè)計(jì)核心思想仍然是增大發(fā)動(dòng)機(jī)能量利用率。實(shí)際上，相對(duì)于傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，推力矢量構(gòu)型要付出一定的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力下降的代價(jià)，但同樣可以將全部推力用于起降或巡航，并且實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向的代價(jià)（重量、消耗功率等）較小。此外，推力矢量使得飛機(jī)的過(guò)渡飛行相對(duì)簡(jiǎn)單，飛行員有較大的自由控制裕度，降低了訓(xùn)練難度。
對(duì)于推力矢量構(gòu)型來(lái)說(shuō)，由于垂直起降的關(guān)鍵都集中在發(fā)動(dòng)機(jī)上，因此這類飛機(jī)的機(jī)體設(shè)計(jì)接近常規(guī)飛機(jī)，難度相對(duì)下降——除了進(jìn)氣系統(tǒng)。傳統(tǒng)方案中，無(wú)論是采用 4 噴口（鷂）還是 3 噴口（X-32）設(shè)計(jì)，由于推力升力完全來(lái)自升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)自身，因此為了保證力矩平衡，發(fā)動(dòng)機(jī)必須安裝在重心附近，這就使得發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道相當(dāng)短。進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)人員無(wú)疑是最討厭這種構(gòu)型的人，因?yàn)橐谶@么短距離內(nèi)使氣流完成減速增壓并盡可能減小畸變，其難度可想而知——如果要象 JSF 那樣加上超音速要求，那就更令人頭痛了。
X-32B 的推力矢量構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)幾乎占滿了機(jī)身，這對(duì)空軍來(lái)說(shuō)是不可接受的
X-32B 的 F119-614 發(fā)動(dòng)機(jī)
所以，超音速的 P.1154 性能指標(biāo)雖然看起來(lái)不錯(cuò)，但能否實(shí)現(xiàn)卻還是一個(gè)大大的問(wèn)號(hào)。后來(lái)的 X-32 雖然實(shí)現(xiàn)了超音速性能，但代價(jià)不可謂不大。首先就是進(jìn)氣系統(tǒng)。X-32 設(shè)計(jì)初期那個(gè)“河馬下巴”進(jìn)氣口正是為了滿足高/低速的不同進(jìn)氣要求而設(shè)計(jì)的，和 P.1127 初期的“大象耳朵”異曲同工。后來(lái)因?yàn)橹亓繂?wèn)題而取消了“河馬下巴”，采用折中設(shè)計(jì)，也是和 P.1127 的發(fā)展如出一轍。其次是影響了飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)。出于多種原因，三角翼幾乎是 X-32 唯一的選擇——但正是這一點(diǎn)限制了 X-32 后來(lái)的改進(jìn)，成為其落敗的原因之一。
X-32B 垂直降落過(guò)程
70 年代開(kāi)始，研究人員在推力矢量構(gòu)型基礎(chǔ)上提出了遠(yuǎn)距加力升力系統(tǒng)（RALS）概念。其發(fā)動(dòng)機(jī)基本設(shè)計(jì)和“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)類似，但差別在于前風(fēng)扇的增壓空氣不再通過(guò)前部矢量噴口排出，而是通過(guò)引氣管道引入前機(jī)身內(nèi)的加力燃燒室，點(diǎn)火燃燒后向下排出，產(chǎn)生部分推力升力。由于有了引氣管道，使得發(fā)動(dòng)機(jī)不必安裝在重心附近，因而飛機(jī)本身設(shè)計(jì)接近常規(guī)飛機(jī)，設(shè)計(jì)難度大大下降。但這一方案由于本身的技術(shù)瓶頸，加上高溫高速燃?xì)鈱?duì)地面的侵蝕問(wèn)題一直沒(méi)有解決，因此始終未能進(jìn)入實(shí)用階段。1986 年，美英聯(lián)合進(jìn)行的先進(jìn)短距起飛垂直降落技術(shù)工程（ASTOVL）中，該方案被再度提出，但仍然無(wú)果而終。
升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型：
這一構(gòu)型設(shè)計(jì)思想最簡(jiǎn)單，垂直起降升力系統(tǒng)和巡航推進(jìn)系統(tǒng)相互獨(dú)立，互不干擾，設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，容易實(shí)現(xiàn)。其基本思路是，采用一組小型升力發(fā)動(dòng)機(jī)，產(chǎn)生垂直起降所需的推力升力，飛機(jī)其余部分仍然按照常規(guī)設(shè)計(jì)。由于采用升力發(fā)動(dòng)機(jī)陣列，使得即使發(fā)生升力發(fā)動(dòng)機(jī)單發(fā)失效的故障，也不會(huì)造成推力升力全部喪失而導(dǎo)致飛機(jī)墜毀。但這一構(gòu)型對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)能量的利用率也是最低的——巡航發(fā)動(dòng)機(jī)的推力不能用于垂直起降，必然加重升力發(fā)動(dòng)機(jī)組的負(fù)擔(dān)，并導(dǎo)致重量和內(nèi)部容積代價(jià)的進(jìn)一步增大；而升力發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的超過(guò)全機(jī)重量的推力卻無(wú)法在巡航飛行中使用，無(wú)疑是對(duì)其重量和體積代價(jià)的巨大浪費(fèi)。此外，以現(xiàn)代的觀點(diǎn)來(lái)看，多發(fā)動(dòng)機(jī)陣列顯然不利于維護(hù)。即使單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性較高，但飛機(jī)的可靠性卻是隨發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量的增多而下降。何況那個(gè)年代的發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性并不高，這樣的飛機(jī)如果真的投入使用，無(wú)疑是機(jī)務(wù)人員的惡夢(mèng)。
由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力的浪費(fèi)，升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型的載荷－航程問(wèn)題也更加突出。特別是采用這種構(gòu)型的試驗(yàn)機(jī)往往是從第二代超音速戰(zhàn)斗機(jī)改裝而來(lái)，其性能對(duì)比更加明顯。因此，這種構(gòu)型在航空史上只是曇花一現(xiàn)，在60年代研制垂直起降飛機(jī)的熱潮中曾經(jīng)非常熱門的升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型很快就消失了。不過(guò)需要指出的是，由于這種構(gòu)型實(shí)現(xiàn)起來(lái)比較簡(jiǎn)單，因而在垂直起降飛機(jī)發(fā)展早期，作為試驗(yàn)機(jī)探索相關(guān)領(lǐng)域確實(shí)起到了一定的作用（如肖特 SC1 試驗(yàn)機(jī)）。
SC.1 在機(jī)身中部的中心位置安裝了 4 臺(tái) RB108 升力發(fā)動(dòng)機(jī)
升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型：
嚴(yán)格來(lái)說(shuō)，升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型應(yīng)該算是升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型的改進(jìn)和發(fā)展。兩者之間最大的差別是，前者的巡航發(fā)動(dòng)機(jī)具有推力矢量噴管，可以在垂直起降中提供部分推力升力，從而在一定程度上緩解了發(fā)動(dòng)機(jī)推力浪費(fèi)問(wèn)題。當(dāng)然，所謂緩解是針對(duì)垂直起降狀態(tài)的，在巡航狀態(tài)下升力發(fā)動(dòng)機(jī)依然是必須承受的“死重”。不過(guò)，相對(duì)于推力矢量構(gòu)型而言，這種構(gòu)型對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)外形的影響較小，超音速飛機(jī)適用的技術(shù)，在這種構(gòu)型的飛機(jī)上也可以使用。因此，如果要求實(shí)現(xiàn)超音速能力，升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型可以算是一條捷徑。
迄今為止，這種構(gòu)型的飛機(jī)定型投產(chǎn)的只有雅克-38。不過(guò)，該機(jī)實(shí)際上放棄了早期的升力發(fā)動(dòng)機(jī)陣列構(gòu)想，只采用了兩臺(tái)科列索夫升力發(fā)動(dòng)機(jī)——這個(gè)應(yīng)該是在有限的尺寸限制下滿足推力要求而采取的設(shè)計(jì)，而不是從最初的推力升力裕度角度考慮。由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制，雅克-38 依然未能突破音速，性能也差強(qiáng)人意，勉強(qiáng)可以算作垂直起降攻擊機(jī)，要用作艦隊(duì)防空就是強(qiáng)人所難了。作為該機(jī)的后繼型，雅克-141 或許有機(jī)會(huì)發(fā)展成一種性能比較好的多用途短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機(jī)（有報(bào)道甚至宣稱該機(jī)性能堪與米格-29 比肩）。不過(guò)遺憾的是，隨著蘇聯(lián)解體，雅克-141 停止發(fā)展，我們也許永遠(yuǎn)不會(huì)知道一種成熟的升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)會(huì)達(dá)到一個(gè)什么樣的水平。不過(guò)，從鷂 II 相對(duì)于鷂的性能提升，我們可以猜到雅克-141 大致的性能。
從這張結(jié)構(gòu)圖可以清楚的看出雅克-38 動(dòng)力系統(tǒng)的布置方式
雅克-141 的升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，主發(fā)動(dòng)機(jī)的矢量噴管的設(shè)計(jì)是一個(gè)亮點(diǎn)，被移植到 F-35 上
說(shuō)到這里不得不提及 JSF 計(jì)劃的勝利者——洛克希德 F-35。該機(jī)采用了升力風(fēng)扇＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，其基本設(shè)計(jì)思路和升力發(fā)動(dòng)機(jī)＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型并無(wú)二致，可以算是后者的變種，或者說(shuō)是后者的第三代發(fā)展型（如果雅克-141 算第二代的話）。其主要特點(diǎn)是用一臺(tái)軸驅(qū)動(dòng)的升力風(fēng)扇取代了升力發(fā)動(dòng)機(jī)，所以實(shí)際上其推力升力完全來(lái)自一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)（這時(shí)候 JSF 119-PW-611 可以看作是同時(shí)以渦扇和渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的方式在工作），可靠性相對(duì)于同時(shí)采用 3 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的雅克-38 自然大大提高，同時(shí)重量也要輕的多。特別值得一提的是，該機(jī)可以通過(guò)改變升力風(fēng)扇和矢量噴口的推力差來(lái)實(shí)現(xiàn)俯仰控制，如果沒(méi)有精確的數(shù)字式發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)以及良好的發(fā)動(dòng)機(jī)跟隨性，這是不可能實(shí)現(xiàn)的。
X-35B 的升力風(fēng)扇＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型
X-35B 垂直降落過(guò)程
引射構(gòu)型：
在最初提出概念的時(shí)候，引射構(gòu)型看起來(lái)是最據(jù)吸引力和最有前景的發(fā)展方案。和所有其它構(gòu)型不同的是，引射構(gòu)型并不是主要依賴發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力升力來(lái)實(shí)現(xiàn)垂直起降，而是將發(fā)動(dòng)機(jī)噴流引到引射襟翼出噴出，吸引外界空氣流過(guò)襟翼，從而使機(jī)翼產(chǎn)生升力——這比單純的依靠發(fā)動(dòng)機(jī)推力效率要高得多。同時(shí)，由于排氣速度和溫度大幅度下降，這種構(gòu)型的噪音、外來(lái)物威脅以及對(duì)地面的侵蝕程度都明顯降低。由于這種構(gòu)型的難度主要在引氣系統(tǒng)和引射系統(tǒng)，因此飛機(jī)本身和發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)難度都大大減小了。同時(shí)，由于引射系統(tǒng)的高效率，使得在同樣的發(fā)動(dòng)機(jī)推力下，采用引射構(gòu)型的飛機(jī)可能可以具有更大的起飛重量。
但遺憾的是，這些優(yōu)點(diǎn)迄今仍然只是理論上的。當(dāng)年根據(jù)引射理論設(shè)計(jì)的洛克韋爾 XFV-12A 是個(gè)徹底的失敗。由于推力增升未能達(dá)到預(yù)期目標(biāo)，以及引射襟翼噴氣時(shí)產(chǎn)生了復(fù)雜的地面效應(yīng)和干擾問(wèn)題，使得該機(jī)根本無(wú)法依靠自身推力垂直升空。這次失敗還導(dǎo)致了另一個(gè)附加效果——美國(guó)海軍從此以后堅(jiān)決反對(duì)垂直/短距起降飛機(jī)，曾經(jīng)風(fēng)靡一時(shí)的“制海艦”概念被徹底打入冷宮。
在 JSF 之前，羅克韋爾 XFV-12 是美國(guó)最接近實(shí)用的垂直/短距起落戰(zhàn)斗機(jī)
羅克韋爾 XFV-12 本來(lái)是準(zhǔn)備成為海軍的主力垂直起落戰(zhàn)斗機(jī)的
機(jī)翼和鴨翼上的百葉窗打開(kāi)后，引射增生裝置就可以工作了，前后左右的引射裝置及下面的導(dǎo)流片控制俯仰、橫滾和偏航
兩架 XFV-12 樣機(jī)在裝配中
這是已經(jīng)裝配好的兩架樣機(jī)
鴨翼上打開(kāi)的百葉窗和噴氣導(dǎo)管清晰可見(jiàn)
機(jī)尾的“塞”式噴管，在垂直起落狀態(tài)下，主噴管關(guān)閉，噴氣流通過(guò)導(dǎo)管導(dǎo)向機(jī)翼和鴨翼內(nèi)的引射增升裝置
XFV-12 正在準(zhǔn)備系留試驗(yàn)
XFV-12 完成了系留狀態(tài)下的懸停試驗(yàn)，但還沒(méi)有進(jìn)入到自由飛狀態(tài)下的懸停試驗(yàn)，就下馬了
在 1986 年的 ASTOVL 工程中，通用動(dòng)力公司提出了采用引射構(gòu)型的 E-7 驗(yàn)證機(jī)參與競(jìng)爭(zhēng)。根據(jù)當(dāng)時(shí)的宣傳，E-7 的推力/升力比甚至可以達(dá)到 1：1.5。但最后 E-7 只停留在風(fēng)洞試驗(yàn)階段，所以沒(méi)人知道引射構(gòu)型是不是真的能夠?qū)崿F(xiàn)這么誘人的目標(biāo)。E-7 面對(duì)的，除了引射器本身的問(wèn)題外，還有過(guò)渡飛行的操縱問(wèn)題。由于采用引射增升時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流全部被用來(lái)產(chǎn)生引射升力，所以基本上沒(méi)有水平推力，那么即便飛機(jī)能夠升空，由如何從垂直飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換到水平飛行狀態(tài)呢？這期間引射器應(yīng)該如何操縱呢？沒(méi)人知道。直到 1989 年 ASTOVL 工程下馬時(shí)，這些問(wèn)題依然沒(méi)有解決。于是，曾經(jīng)頗具吸引力的引射構(gòu)型再度沉寂下去。
如我們所知，上述 5 種構(gòu)型中，現(xiàn)在真正投入實(shí)用的只有推力矢量構(gòu)型和升力＋升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，也就是鷂和雅克-38。如前所述，鷂的能量利用率更高，而雅克-38 的設(shè)計(jì)難度較低。在沒(méi)有更高要求（如超音速）的前提下，鷂的確在性能上占有優(yōu)勢(shì)。但面對(duì)現(xiàn)代作戰(zhàn)環(huán)境和軍方要求，鷂或者說(shuō)推力矢量構(gòu)型是不是同樣能夠勝任有余呢？
新時(shí)代的要求
尼古拉斯?賓斯，自 1956 年就參與了米歇爾?威博特的垂直起降概念開(kāi)發(fā)工作的航空界前輩，于 2001 年寫了一篇文章《JSF VS Harrier III》。在文中，老前輩指出了現(xiàn)在的鷂存在的缺點(diǎn)，并提出了一架想象中的鷂 III 應(yīng)該改進(jìn)的方向。我們不妨順著前輩的思路，來(lái)看看鷂是否真的能夠適應(yīng)未來(lái)的作戰(zhàn)要求。
主要任務(wù)
對(duì)于陸基型鷂而言，主要任務(wù)就是以利用其先天優(yōu)勢(shì)，實(shí)施比常規(guī)飛機(jī)反應(yīng)速度更快的近距空中支援。而對(duì)于海鷂（或者 AV-8B），則還要擔(dān)負(fù)艦隊(duì)防空任務(wù)。這已經(jīng)是幾十年來(lái)所形成的共識(shí)。但問(wèn)題在于，隨著技術(shù)進(jìn)步，作戰(zhàn)飛機(jī)價(jià)格日益高昂，連美國(guó)這樣的大戶都已經(jīng)吃不消了（JSF 計(jì)劃的初衷不就是省錢？），何況是其它國(guó)家。從現(xiàn)在的情況看，已經(jīng)沒(méi)有一個(gè)國(guó)家愿意或者說(shuō)能夠掏錢研制并裝備一種單一用途的作戰(zhàn)飛機(jī)。
那么，對(duì)于鷂 III 而言，僅僅能夠進(jìn)行空中支援是否還能夠引起客戶的興趣？如果答案是否定的，那么它就不可能只是象賓斯設(shè)想的那樣只是進(jìn)行一定程度的改進(jìn)了。為了適應(yīng)其它任務(wù)的需要，勢(shì)必要對(duì)鷂的基本設(shè)計(jì)進(jìn)行大改。
載彈著陸能力
現(xiàn)在的鷂/海鷂基本不具備載彈著陸能力。但每次出擊不可能總是將彈藥全部耗盡，這些剩余的彈藥只能在著陸前投棄掉。早期彈藥技術(shù)檔次較低，成本低廉，問(wèn)題還不大。但進(jìn)入 80 年代以后，精確制導(dǎo)彈藥大批裝備部隊(duì)，價(jià)格動(dòng)輒數(shù)十、上百萬(wàn)美元，白白投棄掉，實(shí)在是令軍方心痛不已。1991 年海灣戰(zhàn)爭(zhēng)中，海鷂 FA.2 就曾碰到過(guò)這樣的問(wèn)題——扔到海里的高價(jià)值彈藥足以讓皇家海軍捶胸泣血。當(dāng)然，其它作戰(zhàn)飛機(jī)也有類似問(wèn)題，只不過(guò)沒(méi)那么嚴(yán)重罷了。也正因?yàn)槿绱?，?JSF 的研制要求里堅(jiān)定不移地加上了載彈垂直著陸的要求。
AV-8B 實(shí)施短距滑跑起飛，以增加載彈量
JSF 有采用新一代技術(shù)研制的 F119 作為動(dòng)力裝置，推力強(qiáng)勁，載彈著陸難度相對(duì)較小。而鷂的“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)則是源自 50 年代的“俄爾普斯”發(fā)動(dòng)機(jī)，增推潛力幾乎被挖掘殆盡。研制全新的發(fā)動(dòng)機(jī)不太現(xiàn)實(shí)，那么如何讓鷂III也具有載彈著陸能力呢？賓斯提出了一個(gè)讓人跌破眼鏡的方案——加裝著艦鉤，讓鷂 III 可以象其它艦載機(jī)一樣攔阻著艦，以機(jī)翼的升力彌補(bǔ)發(fā)動(dòng)機(jī)推力升力的不足。
就鷂本身來(lái)說(shuō)，這個(gè)并沒(méi)有太大的難度。問(wèn)題出在其它方面：首先，鷂的垂直著陸/艦?zāi)芰κ撬趷毫犹旌蛳鲁掷m(xù)作戰(zhàn)的基礎(chǔ)，如果被迫采用攔阻著艦，那么它的這個(gè)先天優(yōu)勢(shì)也就沒(méi)有了。軍方會(huì)問(wèn)，這時(shí)候的鷂和普通艦載機(jī)有何差別？其次，為了適應(yīng)鷂的攔阻著艦，它的操作平臺(tái)（輕型航母/兩棲攻擊艦）必須加裝復(fù)雜而昂貴的助降系統(tǒng)和攔阻系統(tǒng)，還增加了平臺(tái)的使用和維護(hù)成本。而花這筆錢僅僅是為了省下今后可能扔掉的高價(jià)值彈藥的錢，這樣的預(yù)算恐怕在哪里都難以通過(guò)的。
超音速
賓斯以 1982 年馬島戰(zhàn)爭(zhēng)中海鷂的表現(xiàn)為例，認(rèn)為超音速的要求實(shí)際上并沒(méi)有多大意義。的確，以空戰(zhàn)的結(jié)果而言，海鷂的表現(xiàn)算是可圈可點(diǎn)。戰(zhàn)爭(zhēng)中海鷂執(zhí)行 CAP（戰(zhàn)斗巡邏任務(wù)）約 1,000 架次，擊落阿機(jī) 21 架（另有 1 架爭(zhēng)議）?？雌饋?lái)戰(zhàn)績(jī)輝煌，海鷂的名聲由此達(dá)到頂峰。
馬島戰(zhàn)爭(zhēng)期間無(wú)敵號(hào)航母上降落的海鷂
但艦隊(duì)防空任務(wù)，成敗關(guān)鍵不是擊落多少敵機(jī)，而是保衛(wèi)目標(biāo)有沒(méi)有受到損傷。結(jié)果如何呢？海鷂不僅無(wú)法攔截發(fā)射“飛魚(yú)”的超軍旗，甚至讓阿軍機(jī)群突入艦隊(duì)內(nèi)層防御圈，臨空投彈：考文垂號(hào)驅(qū)逐艦、謝菲爾德號(hào)驅(qū)逐艦、羚羊號(hào)護(hù)衛(wèi)艦、熱心號(hào)護(hù)衛(wèi)艦、格拉海德爵士號(hào)登陸艦戰(zhàn)沉，格拉斯哥號(hào)驅(qū)逐艦、亞爾古號(hào)護(hù)衛(wèi)艦、特里斯特姆爵士號(hào)登陸艦完全退出戰(zhàn)斗，安特里姆郡號(hào)驅(qū)逐艦重創(chuàng)，格拉摩根郡號(hào)驅(qū)逐艦、普利茅斯號(hào)護(hù)衛(wèi)艦輕傷（前者后來(lái)被陸基飛魚(yú)重創(chuàng)）。冰冷的大西洋海底，每一具鋼鐵殘骸都是對(duì)海鷂的最嚴(yán)厲指控！
整個(gè)戰(zhàn)爭(zhēng)中，海鷂對(duì)大多數(shù)來(lái)襲阿機(jī)未能實(shí)現(xiàn)提前攔截。5 月 21 日阿軍最大規(guī)模空襲中，海鷂攔截成功率只有 11％！在阿機(jī)攻擊后實(shí)施追擊的僅有 7％（4 架次），其中還有 1 架次是追擊不成功的。當(dāng)天圣卡洛斯灣的英國(guó)護(hù)航艦隊(duì) 1 艘沉沒(méi)，2 艘退出戰(zhàn)斗，實(shí)力損失近半。
海鷂賴以成名的 21 架戰(zhàn)績(jī)是怎么來(lái)的呢？其中 3 架是真正的空戰(zhàn)戰(zhàn)績(jī)，由于阿飛行員的戰(zhàn)術(shù)錯(cuò)誤而獲得的。有 15 架，是在阿機(jī)投棄外掛加速脫離的階段獲得的。還有 3 架是在阿機(jī)進(jìn)入轟炸航線后攻擊獲得的（但未能阻止阿機(jī)投彈，結(jié)果狐步舞 4 號(hào)登陸艇被炸沉）。
需要特別指出兩點(diǎn)：1，所有的攔截都是在艦載雷達(dá)引導(dǎo)下進(jìn)行的，海鷂沒(méi)有一次利用機(jī)載雷達(dá)探測(cè)到目標(biāo)實(shí)施自主攔截；2，海鷂利用矢量推力擊落幻影一事，英阿雙方都沒(méi)有記錄，從戰(zhàn)斗態(tài)勢(shì)以及皇家海軍飛行員對(duì)矢量推力戰(zhàn)術(shù)的態(tài)度來(lái)看也無(wú)可能。
缺乏早期預(yù)警能力是一個(gè)客觀原因，但決不是失敗唯一的理由。要在敵機(jī)投射武器之前實(shí)施攔截，高速飛行能力是不可或缺的，而這恰恰是海鷂所缺乏的。為什么第二代超音速戰(zhàn)斗機(jī)那么強(qiáng)調(diào)高速能力？因?yàn)樗鼈儗⒁鎸?duì)的，很可能就是攜帶核彈的蘇聯(lián)超音速轟炸機(jī)。F/A-18E/F 取代 F-14，美國(guó)海軍中憂心忡忡的大有人在，因?yàn)榍罢卟⒉痪邆?F-14 那種突出的高速截?fù)裟芰?，而他們的死?duì)頭圖-22M 卻仍然在役。不客氣的說(shuō)，如果當(dāng)年海鷂面對(duì)的不是阿根廷空軍，而是蘇聯(lián)航空兵，那么只需要一個(gè)團(tuán)規(guī)模的“逆火”編隊(duì)突擊，就足以把大半個(gè)英國(guó)特遣艦隊(duì)送入海底。
也許是勝利者有意地掩蓋，也許是空戰(zhàn)的光環(huán)太過(guò)耀眼，世人似乎都只記住了 M2 的幻影被亞音速的海鷂擊落的事實(shí)，卻忘記了躺在海底的殘骸。不管怎樣，只要今后鷂的作戰(zhàn)任務(wù)不僅僅是近距空中支援，那么任何人都不能躺在馬島空戰(zhàn)紀(jì)錄上沾沾自喜。
但麻煩的是，鷂最初就是作為亞音速飛機(jī)設(shè)計(jì)的。早在 P.1127 時(shí)代就已經(jīng)證明了這種設(shè)計(jì)無(wú)法實(shí)現(xiàn)超音速飛行。那對(duì)“大象耳朵”只適合亞音速狀態(tài)下的進(jìn)氣，超音速狀態(tài)將造成極大的溢流阻力和進(jìn)氣道總壓損失。典型的四噴管設(shè)計(jì)，使得機(jī)身中部臃腫不堪，根本無(wú)法應(yīng)用跨音速面積律進(jìn)行減阻設(shè)計(jì)。即使采用了前噴管增加燃燒室技術(shù)，能否克服跨音速阻力還在未定之天。何況，前噴管加力將大大加劇高溫噴流對(duì)地面的侵蝕問(wèn)題，以及帶來(lái)更嚴(yán)重的燃?xì)庠傥雴?wèn)題。
X-32 算是推力矢量構(gòu)型比較完美的發(fā)展型了，在超音速問(wèn)題上也是麻煩多多。JSF 119-PW-614 的三噴口設(shè)計(jì)，使得飛機(jī)后機(jī)身內(nèi)部空間幾乎完全被長(zhǎng)長(zhǎng)的尾噴管所占據(jù)，不僅減小了發(fā)動(dòng)機(jī)推力，而且機(jī)內(nèi)燃油不得不裝在機(jī)翼整體油箱內(nèi)，導(dǎo)致機(jī)翼絕對(duì)厚度不可避免地增大。但為了實(shí)現(xiàn)超音速，必須減小機(jī)翼相對(duì)厚度，因此三角翼幾乎是唯一的選擇。如果一切順利也就罷了，偏偏到后來(lái) X-32 和 X-35 都出現(xiàn)了超重問(wèn)題。X-35 好說(shuō)，直接加大翼展就可以了。X-32 不行，如果想要擴(kuò)大機(jī)翼面積，就不可避免地要加大翼根弦長(zhǎng)和厚度，或者減小機(jī)翼后掠角——這將改變機(jī)翼升力特性，并導(dǎo)致飛機(jī)靜安定度的變化。后來(lái)波音在概念展示機(jī)最終報(bào)告上交之后又要求修改設(shè)計(jì)，將原來(lái)的三角翼改為后掠翼加平尾設(shè)計(jì)，其結(jié)果必然要付出超音速或續(xù)航性能下降的代價(jià)——后掠翼弦長(zhǎng)縮短，要保證相對(duì)厚度，就要減小機(jī)翼絕對(duì)厚度，從而導(dǎo)致機(jī)翼油箱容量減小；若要保證續(xù)航能力，則相對(duì)厚度增大，阻力增加不可避免。設(shè)計(jì)上的不確定帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)，成為最終導(dǎo)致 X-32 落敗的原因之一。
X-32B 的發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖
隱形能力
就氣動(dòng)外形而言，鷂可算是毫無(wú)雷達(dá)隱形能力的。不連續(xù)曲面、銳角反射體、巨大而毫無(wú)遮蔽的低壓壓氣機(jī)、機(jī)身兩側(cè)的百葉窗式噴口，都是很強(qiáng)的雷達(dá)波反射源。不經(jīng)過(guò)全面重新設(shè)計(jì)（基本上也就是設(shè)計(jì)一架新飛機(jī)了），不可能具有較低的 RCS。
至于紅外隱身，由于“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有加力燃燒室，看起來(lái)似乎紅外特征較小。而實(shí)際上，由于其四噴口設(shè)計(jì)，使得機(jī)身表面經(jīng)過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流加熱，紅外特征并不小。例如，其反作用力噴口處蒙皮表面溫度即超過(guò) 400℉，機(jī)身腹部蒙皮表面問(wèn)題超過(guò) 300℉，內(nèi)側(cè)襟翼下表面溫度達(dá)到 330℉。常規(guī)飛機(jī)只有后機(jī)身是高溫段，紅外隱身主要考慮遮擋后機(jī)身的紅外輻射，鷂的高溫區(qū)遍布機(jī)身，如何進(jìn)行紅外隱身倒是頗令人撓頭。也許，只有象 X-32 那樣采用伸縮式噴管設(shè)計(jì)，重心位置的肘節(jié)式噴管只用于起降，巡航時(shí)收入機(jī)身，可以同時(shí)解決噴管帶來(lái)的雷達(dá)和紅外特征增大的問(wèn)題。
總之，技術(shù)上的可行性與操縱上的簡(jiǎn)便，是鷂（以及雅克-38）最終得以成功的必要條件。90 年代前亞音速范圍內(nèi)的作戰(zhàn)要求，鷂基本可以滿足。同時(shí)由于推力矢量構(gòu)型對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)能量的利用率較高，在早期發(fā)動(dòng)機(jī)功率不足的情況下，其性能相對(duì)雅克-38 有一定優(yōu)勢(shì)。但隨著發(fā)動(dòng)機(jī)功率的提高，“死重”問(wèn)題對(duì)飛機(jī)性能的影響逐漸下降，這種優(yōu)勢(shì)也在逐漸削弱。而超音速要求和隱形要求的提出，更是擊中了推力矢量構(gòu)型在氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面的先天缺陷，鷂在這方面將難有大的作為。即使是推力矢量構(gòu)型的完美版 X-32，表現(xiàn)也難盡人意。
第三章 垂直/短距起降飛機(jī)的特點(diǎn)與定位
我必須說(shuō)我很幸運(yùn)。在著手這一章之前，意外地發(fā)現(xiàn)了一篇成文于 1977 年的文章《The Impact of V/STOL on Tactical Air Warfare》。作者彼得?P?W?泰勒，英國(guó)皇家空軍上校，時(shí)任英國(guó)唯一一個(gè)裝備鷂的聯(lián)隊(duì)（當(dāng)時(shí)下轄本土 1 個(gè)中隊(duì)，西德 3 個(gè)中隊(duì)）指揮官。作為一名具有實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)的中高級(jí)軍官，他的看法頗具代表性。因此我可以了解到冷戰(zhàn)時(shí)期北約空軍對(duì)垂直/短距起降飛機(jī)的典型看法（至少是一部分），以及鷂實(shí)際使用方面的資料。
垂直/短距起降飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)和劣勢(shì)
在討論垂直/短距起降飛機(jī)的定位與作用之前，我們必須先了解這類飛機(jī)和常規(guī)飛機(jī)相比的優(yōu)勢(shì)與劣勢(shì)。由于有了來(lái)自泰勒上校的第一手資料，我們可以避免陷入憑空的想象與糾纏當(dāng)中。
根據(jù)泰勒上校的觀點(diǎn)，垂直/短距起降飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)主要體現(xiàn)在三個(gè)方面：任務(wù)適應(yīng)性，生存力以及機(jī)動(dòng)性。
任務(wù)適應(yīng)性
任務(wù)適應(yīng)性一方面是針對(duì)垂直/短距起降飛機(jī)可以在多個(gè)平臺(tái)上起降而言的。由于這一點(diǎn)，疏散基地的選擇相當(dāng)廣泛，大大增加了對(duì)方的打擊成本。如果對(duì)手要打擊疏散基地，則其兵力將被迫分散，損失率也有可能上升，實(shí)際上存在一個(gè)打擊效益回報(bào)問(wèn)題。對(duì)這一矛盾的處理，實(shí)際上減小了疏散基地所受的威脅程度。
馬島戰(zhàn)爭(zhēng)中，一架海鷂降落在“大西洋運(yùn)送者”號(hào)集裝箱船上，后者在 1982 年 5 月 25 日被飛魚(yú)導(dǎo)彈擊沉
另一方面，垂直/短距起降能力使得飛機(jī)的部署有可能盡量接近一線，因此在執(zhí)行應(yīng)招支援時(shí)，其反應(yīng)速度比常規(guī)飛機(jī)或者武裝直升機(jī)都要快。這樣，垂直/短距起降飛機(jī)可以在地面部隊(duì)需要時(shí)提供精確的火力打擊，而不是在事后進(jìn)行報(bào)復(fù)性的轟炸。由于部署靠前，節(jié)省了巡航段消耗的時(shí)間，垂直/短距起降飛機(jī)可以在單位時(shí)間內(nèi)向目標(biāo)投射更多的彈藥，這在一定程度上改善了這類飛機(jī)載彈量不足的問(wèn)題。此外，垂直/短距起降能力使得飛機(jī)可以在較惡劣的氣象條件下作戰(zhàn)，這一點(diǎn)后來(lái)在 1982 年馬島戰(zhàn)爭(zhēng)中得到了證實(shí)。
不過(guò)，常規(guī)飛機(jī)雖然反應(yīng)速度不及垂直/短距起降飛機(jī)，但可以由長(zhǎng)航時(shí)大載彈量的常規(guī)飛機(jī)在戰(zhàn)區(qū)上空進(jìn)行持續(xù)巡邏加以彌補(bǔ)，從而縮小了與垂直/短距起降飛機(jī)的差距。
生存力
由于垂直/短距起降飛機(jī)可緊急疏散部署，這不僅提高垂直/短距起降飛機(jī)的生存能力，而且為己方提供了一定的反擊能力。同時(shí)由于這種飛機(jī)的起降特性，使之可以在跑道修復(fù)之前就進(jìn)行轉(zhuǎn)場(chǎng)或者直接前往補(bǔ)給區(qū)補(bǔ)充油彈出擊。
但同時(shí)我們也應(yīng)該看到，垂直/短距起降飛機(jī)雖然具有疏散部署的優(yōu)勢(shì)，但相對(duì)新一代常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)，這種優(yōu)勢(shì)并不明顯。80 年代美國(guó)空軍進(jìn)行的 F-15S/MTD 研究計(jì)劃，就證明了第三代戰(zhàn)斗機(jī)具有在被破壞的不完整跑道上精確起降的能力。這大大抵消了垂直/短距起降飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)——因?yàn)檫@類飛機(jī)為了解決載荷－航程問(wèn)題，后來(lái)也發(fā)展為短距起飛/垂直著陸模式。換句話說(shuō)，雙方對(duì)跑道的要求相差不大。
F-15S/MTD 的試飛結(jié)果促使美國(guó)空軍放棄了對(duì)反推的要求，但卻增強(qiáng)了對(duì)推力矢量控制的信心。注意該機(jī)的二元推力矢量噴管，后來(lái) NASA 利用該機(jī)改裝軸對(duì)稱推力矢量噴管，進(jìn)行主動(dòng)控制技術(shù)驗(yàn)證（F-15 ACTIVE）
機(jī)動(dòng)性
這一點(diǎn)主要是針對(duì)鷂而言的。因?yàn)槠駷橹箍梢栽谒斤w行中使用推力矢量的垂直/短距起降飛機(jī)就只有鷂一種。包括 X-32/F-35 這兩種新一代短距起飛/垂直著陸飛機(jī)都不具備這個(gè)能力。
但鷂的推力矢量控制和我們今天所知的 TVC 技術(shù)有相當(dāng)大的差異。今天的 TVC 技術(shù)主要提供的是飛機(jī)姿態(tài)控制能力，機(jī)動(dòng)所需升力仍然來(lái)自飛機(jī)自身的氣動(dòng)力。而鷂的 TVC 實(shí)際提供了一個(gè)直接升力，但同時(shí)也要付出速度急劇損失的代價(jià)——因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)推力大幅轉(zhuǎn)向，導(dǎo)致縱向推力嚴(yán)重不足。就這點(diǎn)來(lái)說(shuō)，鷂和第二代超音速戰(zhàn)斗機(jī)中低翼載、高誘阻的飛機(jī)（如幻影 III）是比較類似的。當(dāng)然，類似并不等于相同，鷂和這類飛機(jī)相比，最突出的是低速機(jī)動(dòng)能力。由于可以提供推力升力，飛機(jī)飛行包線左端比較突出，這實(shí)際上是鷂真正的空戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)區(qū)。
根據(jù)簡(jiǎn)氏航空航天年鑒 1976－1977 版，美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)的 AV-8A 曾經(jīng)和 F-14 進(jìn)行過(guò)模擬對(duì)抗，6 勝 3 負(fù) 7 平。這個(gè)結(jié)果，一部分是因?yàn)辁_將 F-14 引入了自己的空戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)區(qū)，另一部分則是其推力矢量戰(zhàn)術(shù)突然應(yīng)用的結(jié)果，并不能說(shuō)明鷂的機(jī)動(dòng)性就真的優(yōu)于 F-14 了。
我們?cè)賮?lái)看看垂直/短距起降飛機(jī)的缺點(diǎn)。一般而言，針對(duì)垂直/短距起降飛機(jī)的批評(píng)主要集中在：后勤，安全，費(fèi)用。
后勤
如果集中部署于主基地，則垂直/短距起降飛機(jī)和常規(guī)飛機(jī)在后勤保障方面沒(méi)有什么不同。但如果采用疏散部署，垂直/短距起降飛機(jī)又如何保障呢？
當(dāng)時(shí)，皇家空軍鷂聯(lián)隊(duì)已經(jīng)采用了一套比較完善且經(jīng)過(guò) 8 年實(shí)踐的后勤保障體系。其實(shí)質(zhì)是一個(gè)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)的保障網(wǎng)絡(luò)，由主基地輻射到各補(bǔ)給站，補(bǔ)給站和前進(jìn)基地則形成點(diǎn)對(duì)點(diǎn)的網(wǎng)絡(luò)，任何一個(gè)前進(jìn)基地都可以向任意補(bǔ)給站要求補(bǔ)給（但通常是指定的）。其優(yōu)點(diǎn)是，任意一個(gè)補(bǔ)給站被摧毀都不致嚴(yán)重影響前進(jìn)基地的作業(yè)。補(bǔ)給站儲(chǔ)備物資齊全，包括燃油、武器、備件等，并且具有良好的機(jī)動(dòng)性，可以隨前進(jìn)基地快速運(yùn)動(dòng)。前進(jìn)基地則儲(chǔ)備有可供 24 小時(shí)作戰(zhàn)的物資，并在夜間由補(bǔ)給站通過(guò)公路運(yùn)輸實(shí)施補(bǔ)給。
Stuart Brown 所作油畫《GR3 Field Trip》，描繪了皇家空軍的鷂 GR.3 的前進(jìn)基地
1975～1977 年進(jìn)行的保障評(píng)估中，德國(guó)的 3 個(gè)鷂中隊(duì)的妥善率是北約當(dāng)時(shí)最高的。
就上面的情況而言，垂直/短距起降飛機(jī)的保障狀態(tài)是令人滿意的。但必須指出的是，這個(gè)良好的保障同樣是在理想的條件下達(dá)到的。網(wǎng)絡(luò)保障，的確有不易摧毀的優(yōu)點(diǎn)（除非所有節(jié)點(diǎn)都被干掉），但相應(yīng)的，運(yùn)輸壓力也是相當(dāng)沉重的。在喪失了制空權(quán)的情況下——這正是垂直/短距起降飛機(jī)當(dāng)初設(shè)想的情況，主基地被毀，一線空軍損失殆盡——地面運(yùn)輸能否保證補(bǔ)給及時(shí)、到位？就歷史經(jīng)驗(yàn)來(lái)看，這幾乎是不可能的。此外，這種保障體系還有一個(gè)致命點(diǎn)——主基地。由于保障網(wǎng)絡(luò)是以主基地為中心輻射出來(lái)的，一旦主基地受到嚴(yán)重打擊，整個(gè)保障體系的效率都將大大下降。在這種情況下，垂直/短距起降飛機(jī)和常規(guī)飛機(jī)的保障其實(shí)沒(méi)有多大差別。
還有一個(gè)問(wèn)題是，進(jìn)行評(píng)估的只有德國(guó)的 3 個(gè)中隊(duì)，規(guī)模不大，又是同型機(jī)，保障相對(duì)簡(jiǎn)單。一旦規(guī)模擴(kuò)大，為不同機(jī)型提供保障，武器、備件、油料的標(biāo)準(zhǔn)化就是一個(gè)令人相當(dāng)頭痛的問(wèn)題了。如我們今天所看到的，標(biāo)準(zhǔn)化工程雖然早已提出，但還沒(méi)有哪個(gè)國(guó)家空軍真正實(shí)現(xiàn)了這一點(diǎn)的。
安全
所謂垂直/短距起降飛機(jī)的安全問(wèn)題，其實(shí)也是針對(duì)疏散部署而言的。
以鷂為例，該機(jī)前進(jìn)基地通常位于戰(zhàn)線后方數(shù)十公里處，按泰勒上校的說(shuō)法是“非常難以發(fā)現(xiàn)的”。當(dāng)時(shí)尚未配備防空設(shè)施，但已經(jīng)準(zhǔn)備采用機(jī)動(dòng)地空導(dǎo)彈系統(tǒng)。對(duì)于前進(jìn)基地而言，主要威脅來(lái)自地面和空中。在預(yù)計(jì)將遭到襲擊的情況下，首先采取的措施就是轉(zhuǎn)移，包括飛機(jī)轉(zhuǎn)場(chǎng)和地面設(shè)施遷移。其次（如果是地面部隊(duì)襲擊），擔(dān)負(fù)基地警戒的內(nèi)外兩層警戒部隊(duì)會(huì)盡力穩(wěn)定形勢(shì)，為援軍抵達(dá)爭(zhēng)取時(shí)間。
盡管采取了強(qiáng)化訓(xùn)練措施，以保證前進(jìn)基地可以快速遷移，但安全方面的問(wèn)題仍然是令人擔(dān)憂的。由于前進(jìn)基地距離前線太近，實(shí)際上處于對(duì)方集團(tuán)軍/軍一級(jí)火力的打擊范圍內(nèi)。一旦被對(duì)方偵察發(fā)現(xiàn)，這個(gè)基地可能將在毫無(wú)預(yù)警的情況下被對(duì)方火力夷為平地。此外，警戒部隊(duì)火力太弱，雖然外環(huán)是精銳的特種空勤團(tuán)，但內(nèi)環(huán)卻只是常規(guī)警衛(wèi)部隊(duì)，而且兩者都沒(méi)有重武器。不幸的是，當(dāng)年蘇軍專門組織有裝甲突擊群，就是用來(lái)搜索摧毀北約后方“軟”目標(biāo)的。面對(duì)蘇軍裝甲部隊(duì)（即使是小規(guī)模）的突擊，警戒部隊(duì)幾乎不可能堅(jiān)持到援軍到來(lái)。這一點(diǎn)，已經(jīng)在 1973 年第四次中東戰(zhàn)爭(zhēng)中被以軍證明了。
費(fèi)用
根據(jù)鷂的實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)，部署一個(gè)鷂中隊(duì)的費(fèi)用要比部署一個(gè)常規(guī)飛機(jī)中隊(duì)高出約 10～15％。多出來(lái)的費(fèi)用主要集中在后勤保障、通訊設(shè)備、基地保衛(wèi)等方面。以當(dāng)年的觀點(diǎn)而言，垂直/短距起降飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)足以彌補(bǔ)增加的費(fèi)用。但如前所述，隨著航空技術(shù)的進(jìn)步，垂直/短距起降飛機(jī)相對(duì)于常規(guī)飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)已經(jīng)日益縮小，這筆開(kāi)銷是否同樣劃算呢？
角色的轉(zhuǎn)變
了解了垂直/短距起降飛機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)以后，我們也就不難理解這種飛機(jī)的定位演變過(guò)程了。
50 年代末 60 年代初，蘇聯(lián)正是赫魯曉夫當(dāng)政時(shí)期。隨著國(guó)力的恢復(fù)和提升，加上戰(zhàn)略欺騙的成功（最著名的是戰(zhàn)略轟炸機(jī)和中遠(yuǎn)程導(dǎo)彈騙局），使得蘇聯(lián)全球戰(zhàn)略呈現(xiàn)出與美國(guó)針?shù)h相對(duì)的特點(diǎn)。在這樣的高度敏感時(shí)期，雙方的戰(zhàn)術(shù)空中力量既是有力的突擊兵力，也是對(duì)方打擊的重點(diǎn)目標(biāo)之一。那么雙方空軍分別是個(gè)什么狀態(tài)呢？
華約空軍師承蘇聯(lián)，非常強(qiáng)調(diào)前線戰(zhàn)機(jī)的疏散配置和野戰(zhàn)條件的起降能力——這實(shí)際上是 1941 年 6 月 22 日那個(gè)血腥的早晨換來(lái)的慘痛教訓(xùn)。數(shù)百個(gè)一線疏散機(jī)場(chǎng)，加上比較完善的防空體系和堅(jiān)固的掩體，使得華約空軍在遭到對(duì)方突襲的情況下仍然有較好的生存能力。這一特點(diǎn)在冷戰(zhàn)期間一直沒(méi)有改變。此外，蘇聯(lián)特有的維修體制——庫(kù)存飛機(jī)與現(xiàn)役飛機(jī)保持 1：1 比例，一旦飛機(jī)受損，直接從庫(kù)存調(diào)撥補(bǔ)充，受損飛機(jī)修復(fù)后補(bǔ)入庫(kù)存，不再送回原部隊(duì)——使得其實(shí)有作戰(zhàn)飛機(jī)是編制數(shù)的 2 倍，抗打擊能力相當(dāng)強(qiáng)。
當(dāng)時(shí)的主要問(wèn)題在于，華約前線航空兵雖然數(shù)量龐大，但在質(zhì)量上比北約空軍稍遜一籌，同時(shí)缺乏有效的攻擊力量，被認(rèn)為是一支防御性空軍（相對(duì)于北約空軍而言）。但即便如此，這樣的一支華約空軍，也足以構(gòu)成對(duì)北約的強(qiáng)大威懾。
與華約前線航空兵不同，北約戰(zhàn)術(shù)空軍并不特別注重疏散部署措施，作戰(zhàn)飛機(jī)的野戰(zhàn)適應(yīng)能力也比較差。這樣一來(lái)，北約戰(zhàn)術(shù)空軍就必須解決三個(gè)問(wèn)題：如何減小對(duì)方突然襲擊造成的損失；如何保持持續(xù)作戰(zhàn)能力；如何接收來(lái)自美國(guó)的增援部隊(duì)以減小華約的數(shù)量?jī)?yōu)勢(shì)。但如前所述，由于北約空軍自身的原因?qū)е缕淙狈κ枭⒉渴鹉芰突A(chǔ)設(shè)施（作戰(zhàn)飛機(jī)集中在少數(shù)基地，缺乏疏散機(jī)場(chǎng)），大大增加了解決這三個(gè)問(wèn)題的難度，并進(jìn)而明顯削弱了北約戰(zhàn)術(shù)空軍的威懾力（包括戰(zhàn)術(shù)核力量的威懾力）。
北約空軍的對(duì)策是加固掩體，加強(qiáng)防空措施——但這只能局部緩解，而無(wú)法從根本上解決問(wèn)題。面對(duì) 50 年代的戰(zhàn)術(shù)核武器，固定設(shè)施的生存力并不高。其結(jié)果是，盡管北約空軍裝備精良、訓(xùn)練有素，但在可能的全面打擊面前卻顯得生存力不足。一些北約空軍軍官認(rèn)為，這有可能導(dǎo)致事實(shí)上的軍力失衡，成為誘發(fā)全面戰(zhàn)爭(zhēng)的因素之一。
在這樣的形式下，具有突出的疏散部署能力和作戰(zhàn)適應(yīng)性的垂直/短距起降飛機(jī)自然吸引了北約空軍的高度興趣。
根據(jù)美國(guó)空軍發(fā)布的《空軍手冊(cè)》（AFM）第 2 章第 1 節(jié)，戰(zhàn)術(shù)空軍任務(wù)包括 3 種：制空，近距空中支援，截?fù)?。?duì)于戰(zhàn)術(shù)空軍而言，任務(wù)適應(yīng)性是最重要的要求。該節(jié)提出，在所有形式的沖突中，戰(zhàn)術(shù)空軍都應(yīng)該具有快速反應(yīng)能力和在各種條件下執(zhí)行各類任務(wù)的能力。針對(duì)戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)地面安全問(wèn)題，AFM2-1 還提出如下建議：由于戰(zhàn)術(shù)空軍具有高速遠(yuǎn)程行動(dòng)能力，應(yīng)該疏散部署以保證安全；開(kāi)發(fā)先進(jìn)技術(shù)以減小空軍需求和行動(dòng)損失；采取所有可能的措施，以維持并加強(qiáng)空軍力量的安全，是至關(guān)重要的事。
另一方面，當(dāng)時(shí)北約奉行的核戰(zhàn)略也對(duì)垂直/短距起降飛機(jī)提出了客觀需求——50 年代末 60 年代初，北約實(shí)行的是“大規(guī)模核報(bào)復(fù)”戰(zhàn)略，其實(shí)質(zhì)是：一旦北約盟國(guó)遭到入侵，就利用北約仍然擁有、但已經(jīng)在不斷縮小的核優(yōu)勢(shì)，對(duì)華約實(shí)施全方位核打擊，以破壞對(duì)方戰(zhàn)爭(zhēng)潛力，并阻止其入侵。根據(jù)當(dāng)時(shí)的看法，如果在常規(guī)條件下作戰(zhàn)，華約龐大的裝甲部隊(duì)可以在兩周內(nèi)打到巴黎；如果使用核武器，北約可以擊退華約的進(jìn)攻，代價(jià)是西德被炸成一片廢墟。在這一戰(zhàn)略中，北約戰(zhàn)術(shù)空軍占有相當(dāng)?shù)牡匚弧獙?duì)華約裝甲部隊(duì)進(jìn)行低水平核突擊。但前提是，戰(zhàn)術(shù)空軍必須必須能在蘇聯(lián)的第一波突襲中生存下來(lái)。
根據(jù)這樣的要求，垂直/短距起降飛機(jī)是一個(gè)不錯(cuò)的選擇（當(dāng)然，并不是唯一的選擇）。它可以非常容易地疏散隱蔽，從固定機(jī)場(chǎng)或硬質(zhì)地面起飛執(zhí)行任務(wù)。在鷂開(kāi)始設(shè)計(jì)的那個(gè)年代，這種飛機(jī)的真正用途是進(jìn)行小規(guī)模戰(zhàn)術(shù)核反擊。預(yù)備在蘇聯(lián)進(jìn)行大規(guī)模核打擊之后，主要戰(zhàn)術(shù)空軍力量被摧毀的情況下，從疏散基地起飛，對(duì)高速突進(jìn)的蘇聯(lián)裝甲集群進(jìn)行戰(zhàn)術(shù)核打擊，抑制其進(jìn)攻速度，為盟軍集結(jié)反擊贏得時(shí)間。
但隨著“大規(guī)模核報(bào)復(fù)”戰(zhàn)略的放棄，戰(zhàn)術(shù)空軍執(zhí)行低水平核打擊任務(wù)已沒(méi)有必要，同時(shí)核條件下的北約戰(zhàn)術(shù)空軍生存力問(wèn)題則通過(guò)其它形式的威懾來(lái)保證。在這種情況下，AC.169b 計(jì)劃被擱置——這一措施直接導(dǎo)致了德國(guó) VAK191B 項(xiàng)目下馬，同時(shí)也堵死了鷂裝備歐洲盟國(guó)的大門。同一時(shí)期，為了提高空軍生存力問(wèn)題而進(jìn)行的研究計(jì)劃（如“零長(zhǎng)彈射起飛”技術(shù)等）也相繼終止。
此時(shí)，鷂已經(jīng)喪失了其存在的戰(zhàn)略基礎(chǔ)。它唯一存在的理由是英國(guó)國(guó)內(nèi)的政治氣候，實(shí)際上是為了顧及民眾的情緒，作為英國(guó)本土航空工業(yè)的象征而存在的——這也是它比德國(guó)那幾種垂直/短距起降飛機(jī)幸運(yùn)的地方。因?yàn)閺募夹g(shù)上說(shuō)，鷂和 VAK191B、Do.31 并沒(méi)有多大差別，其核心都是“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)。而且后兩者在發(fā)展中也沒(méi)有碰到嚴(yán)重的技術(shù)瓶頸，它們欠缺的，就是幸運(yùn)。
隨著鷂的服役，對(duì)其作戰(zhàn)使命的研究也在進(jìn)一步深入。但蘇聯(lián)的威脅仍在，戰(zhàn)術(shù)空軍力量在核條件下的生存能力仍然是多數(shù)軍方人員關(guān)注的重點(diǎn)所在。特別是進(jìn)入 70 年代末，蘇聯(lián)咄咄逼人的全球擴(kuò)張態(tài)勢(shì)加劇了軍方的擔(dān)憂。而此時(shí)，AV-8B 鷂 II 研制工作正全面展開(kāi)，其性能相對(duì)于早期的鷂有了明顯提高。
《The Impact of V/STOL on Tactical Air Warfare》正是在這種情況下出爐的。泰勒認(rèn)為，垂直/短距起飛飛機(jī)將以其良好的生存力、任務(wù)適應(yīng)性、出色的機(jī)動(dòng)性，成為未來(lái)戰(zhàn)術(shù)空軍發(fā)展的方向，并確保戰(zhàn)術(shù)空軍威懾力的有效性。這實(shí)際上是50年代末垂直/短距起降飛機(jī)作戰(zhàn)構(gòu)想的一個(gè)延續(xù)核發(fā)展，所不同的是，出于對(duì)新一代垂直/短距起降飛機(jī)性能的樂(lè)觀態(tài)度，其作戰(zhàn)模式早已超出了當(dāng)年的戰(zhàn)術(shù)核反擊的范圍，幾乎涵蓋了戰(zhàn)術(shù)空軍的主要任務(wù)。
當(dāng)然，如我們今天所看到的，泰勒的預(yù)言并未實(shí)現(xiàn)。即使在經(jīng)歷了令鷂式飛機(jī)名聲大噪的馬島戰(zhàn)爭(zhēng)之后，垂直/短距起降飛機(jī)依然未能成為空軍作戰(zhàn)飛機(jī)的主流。相反，鷂一類飛機(jī)逐漸轉(zhuǎn)型作為具有快速反應(yīng)能力的近距支援飛機(jī)（而不是當(dāng)初那種“最后的殺手锏“），并在這一領(lǐng)域有不錯(cuò)的表現(xiàn)（特別是美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)）。
其實(shí)，原因不難理解。垂直/短距起降飛機(jī)相對(duì)于常規(guī)飛機(jī)雖然在一些方面占有優(yōu)勢(shì)，但這個(gè)優(yōu)勢(shì)并不足以大到令軍方動(dòng)心全面換裝的地步。何況前面也提到，垂直/短距起降飛機(jī)的傳統(tǒng)優(yōu)勢(shì)正在逐漸讓位給先進(jìn)的常規(guī)飛機(jī)。其次，飛機(jī)價(jià)格日漸攀升，以及航空技術(shù)的進(jìn)步，使得多用途飛機(jī)再度成為潮流。但垂直/短距起降飛機(jī)自身的固有特點(diǎn)，使之在完成特定任務(wù)時(shí)往往力不從心——以鷂為例，要求它執(zhí)行高速攔截任務(wù)無(wú)異于緣木求魚(yú)。這意味著需要多個(gè)機(jī)型來(lái)完成不同任務(wù)，這在講究簡(jiǎn)化機(jī)型、削減費(fèi)用的今天看來(lái)是不可能的。第三點(diǎn)，依然是發(fā)動(dòng)機(jī)推力與垂直/短距起降飛機(jī)航程－載荷能力之間的矛盾。即使裝備了推重比 10 一級(jí)的 JSF-119 發(fā)動(dòng)機(jī)，短距起飛/垂直著陸能力所帶來(lái)的對(duì) X-32 和 F-35 的負(fù)面影響依然是顯而易見(jiàn)的。在短距起飛/垂直著陸飛機(jī)優(yōu)勢(shì)不明顯，劣勢(shì)依然存在的情況下，指望這類飛機(jī)取代常規(guī)飛機(jī)、成為空軍主力，顯然是不現(xiàn)實(shí)的。
但是，在附近缺乏空軍基地，而又要求快速空中支援的情況下，短距起飛/垂直著陸飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)就體現(xiàn)出來(lái)了。在泰勒文中提到的鷂前進(jìn)部署模式中，其實(shí)只需要將前進(jìn)基地和補(bǔ)給站換成“兩棲攻擊艦”或者“輕型航母”，就是一種比較完美的操作模式了。相對(duì)于地面操作而言，海上操作有機(jī)動(dòng)部署、快速反應(yīng)之利，而無(wú)保障、安全之患。這正是美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)青睞短距起飛/垂直著陸飛機(jī)的原因。而那些裝備了輕型航母的國(guó)家，艦載的鷂其實(shí)也主要是用于支援作戰(zhàn)。因?yàn)檫@種模式一般適用于奪取了制空權(quán)或者對(duì)方空中威脅不大的情況——要求短距起飛/垂直著陸飛機(jī)獨(dú)立奪取制空權(quán)，其實(shí)是相當(dāng)勉強(qiáng)的。如前所述，1982 年馬島海戰(zhàn)中，海鷂的防空任務(wù)實(shí)際上是失敗的。而今天的 F-35，也主要是作為打擊力量存在的，特別是海軍陸戰(zhàn)隊(duì)的 F-35C。
如果——只是如果，今后發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比達(dá)到 20，加上其它航空技術(shù)的進(jìn)步，我們也許能夠看到一架性能與常規(guī)飛機(jī)不相上下，但卻具有短距起飛/垂直著陸能力的先進(jìn)飛機(jī)問(wèn)世。那應(yīng)該是這類飛機(jī)最理想的未來(lái)。
但 UAV 的出現(xiàn)打破了這個(gè)設(shè)想。UAV，具有自主攻擊能力，較大的續(xù)航能力，一定的載彈量，并且（最關(guān)鍵的是）沒(méi)有人員損失問(wèn)題，尤其適用于高危地區(qū)執(zhí)行偵察/近距支援任務(wù)。它的出現(xiàn)，直接威脅到基本上執(zhí)行同類任務(wù)的短距起飛/垂直著陸飛機(jī)、武裝直升機(jī)的地位。美國(guó)陸軍的“柯曼奇”攻擊/偵察直升機(jī)已經(jīng)成為 UAV 的第一個(gè)犧牲品，海軍陸戰(zhàn)隊(duì)的 F-35C 還能繼續(xù)飛下去嗎？
（第二部完）
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