傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機都是單垂尾的

但現(xiàn)代戰(zhàn)斗機越來越多采用雙垂尾了

傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機都是單垂尾的。第一架主流的雙垂尾戰(zhàn)斗機可能要算米格-25，然后就是美國“十系列”，四兄弟里一家伙三兄弟都是雙垂尾（F-14、F-15、F-18）。進入第四代（歐美稱為第五代，不知道什么時候中外可以在名稱上統(tǒng)一起來）后，清一色都是雙垂尾了。戰(zhàn)斗機為什么需要雙垂尾？

什么飛機都需要垂尾。這主要不是轉(zhuǎn)彎用的。飛機不比汽車，汽車轉(zhuǎn)動前輪，靠輪胎與地面的摩擦力就能使得車子轉(zhuǎn)彎。空氣的摩擦力太低，飛機在飛行中，如果靠垂尾后緣的方向舵使得機體指向偏轉(zhuǎn)，在很小幅度的微調(diào)的時候還有用，但大幅度轉(zhuǎn)彎而沒有其他措施配合，很可能就是“歪著腦袋”的側(cè)滑，身子轉(zhuǎn)過來了，但行動方向沒有怎么變，好比汽車在冰面上大幅度打方向盤的時候一樣。

飛機需要側(cè)向的“升力”才能大轉(zhuǎn)彎，這是通過橫滾來實現(xiàn)的。需要向左轉(zhuǎn)彎的時候，向左適度橫滾，這樣，左低右高的機翼產(chǎn)生的升力指向左上方。根據(jù)力的分解，左傾的機翼在產(chǎn)生升力的同時，還產(chǎn)生向左的側(cè)力，這是向左轉(zhuǎn)彎的主要力。因此，民航機為了節(jié)油和減阻，有時甚至不用副翼形成橫滾，而是通過部份燃油向左機翼的翼內(nèi)油箱轉(zhuǎn)移，以完成緩和的左轉(zhuǎn)彎。完成轉(zhuǎn)彎后改平，恢復直飛。右轉(zhuǎn)彎當然就是反過來。

飛機是有尾舵的，但尾舵能導致機頭指向偏轉(zhuǎn)，未必導致飛機轉(zhuǎn)彎

飛機是靠橫滾轉(zhuǎn)彎的，不是靠尾舵轉(zhuǎn)彎的

垂尾的主要作用是靠氣動力自然穩(wěn)定前進方向，類似箭矢尾端的羽翼。重心同時是轉(zhuǎn)動的軸心。在直線飛行時，迎面氣流對飛機左右兩側(cè)的壓力是一樣的。但由于某種氣流擾動，飛機出現(xiàn)向右的偏航，迎面氣流作用在重心前的側(cè)面積上的壓力使得飛機繼續(xù)右轉(zhuǎn)，但作用在重心后的側(cè)面積上的壓力則使得飛機向左回轉(zhuǎn)。顯然，要使得飛機的飛行在水平方向上自然穩(wěn)定，需要重心前的側(cè)面積小于重心后的側(cè)面積。這正是垂尾的主要作用。也正因為此，垂尾的大部分是固定的，只有尾舵是可動的。

箭沒有尾羽的話，飛行會高度不穩(wěn)定，一點準頭也沒有了

飛機也一樣：重心后的側(cè)面積大于重心前的側(cè)面積的話，飛機在水平方向上就是穩(wěn)定的

垂尾的大部分是固定的，可偏轉(zhuǎn)的尾舵用來改變機頭的指向，但不導致轉(zhuǎn)彎，尤其是大轉(zhuǎn)彎

換句話說，垂尾的面積首先就是由重心后的側(cè)面積大于重心前的側(cè)面積這個要求決定的。但問題又沒有那么簡單。隨著燃油的消耗，飛機的重心會有所變化，需要按照最壞情況設(shè)計。在此基礎(chǔ)上，還需要留出一定的穩(wěn)定性裕度，以應(yīng)付惡劣氣候的情況。

進入超音速時代，問題有點不一樣。尾舵的鉸鏈縫產(chǎn)生激波，導致尾舵效率降低，甚至失速，所以需要加大尾舵面積。另外，早期為了降低迎風阻力而采用低矮但寬大的梯形垂尾在實用中發(fā)現(xiàn)效果不好，面積夠用，但有點迎角的話，就受到機體遮擋的影響，需要升高。

F-4、米格-21這樣的低矮垂尾阻力降低，但在實用中發(fā)現(xiàn)氣動控制效果不好

單垂尾戰(zhàn)斗機垂尾高度不足的話，大迎角飛行時，垂尾的氣動控制作用容易受到機身遮擋的影響

F-104這樣的T形尾更糟，在大迎角時可能平尾、垂尾一起失效，所以成為“寡婦制造者”

以后的設(shè)計中，只能接受阻力代價，垂尾明顯加高，平尾老老實實地低置

但垂尾加高是有限度的。過大的垂尾“翼展”大大提高垂尾的剛度要求，帶來很大的重量。雙垂尾可以有效低降低高度。同時，寬間距的雙垂尾避開大迎角時機身的遮擋，“有效面積”更大，垂尾高度可以進一步更低。另一個問題是：艦載戰(zhàn)斗機的航母機庫有高度限制，垂尾需要低矮，否則折疊垂尾就重量、可靠性都惡化了。所以F-14、F-14殊途同歸，都采用雙垂尾。

F-14和F-15出于不同的原因，都采用雙垂尾

而F-14的“原版”設(shè)計還是單垂尾的

反過來，E-2D既要縮短機身，又要降低垂尾高度，還要補償雷達圓盤對垂尾的遮擋作用，一氣使用了四個垂尾。這是已知使用最多垂尾的飛機

所謂雙垂尾增加機動性，不是說完全沒有道理，但也是容易誤導的。雙垂尾加快改變機頭指向還是做到的，但加快轉(zhuǎn)彎是通過提高升阻比和推重比達到的。如前所述，轉(zhuǎn)彎力的大頭來自側(cè)向的升力。大轉(zhuǎn)彎時，需要大幅度拉橫滾，機身幾近側(cè)立，同時大幅度拉起機頭（往垂直于機翼平面的方向“拉起”，實際上是在接近水平的方向上“拉起”，不是垂直于地面的拉起），以產(chǎn)生最大的的側(cè)向“升力”。這樣產(chǎn)生很大的阻力，需要特別強勁的推力才能保持不至于失速。在這里，雙垂尾的作用是與快速橫滾拉起產(chǎn)生強大側(cè)力的同時，配合完成機頭指向的快速轉(zhuǎn)向，以便快速轉(zhuǎn)入轉(zhuǎn)彎后的正常飛行狀態(tài)。

最早的雙垂尾就是雙雙直立的，沒有內(nèi)傾或者外傾的角度。在從F-18開始，雙垂尾外傾了。

F-18是第一種外傾雙垂尾的主流戰(zhàn)斗機，但這外傾不是為了隱身

F-18的外傾雙垂尾不是為了隱身，而是為了避開機體渦流。F-18也是第一種采用大邊條的戰(zhàn)斗機。大邊條用渦升力增加大迎角時的機翼升力，但由于時代局限，麥道對大邊條還不敢太放手，這是“削頰”的S形大邊條，形成強烈的向內(nèi)上方翻卷的渦流�！跋黝a”是使得渦流沿邊條邊緣產(chǎn)生的時候 ，增加內(nèi)卷，減少外溢。

計算流體力學仿真顯示的渦流發(fā)育情況

最強烈的渦流產(chǎn)生部位是邊條前端，“削頰”使得渦流有所內(nèi)收，邊條與機翼融合的部位不是強渦流發(fā)生器

按照計算和風洞測試，邊條的渦卷應(yīng)該向后、向上、向內(nèi)發(fā)育、延伸。另一方面，F(xiàn)-18的機尾較簡單，垂尾和平尾都直接安裝在發(fā)動機的圍護結(jié)構(gòu)上，沒有尾撐，所以雙垂尾需要外傾，才能避開大迎角時的機身遮擋，尤其是要避開邊條渦流的敲擊。

應(yīng)該注意的是，雙垂尾的安裝方式在F-14和F-15上是不同的。F-14采用寬間距雙發(fā)，雙垂尾正好裝雙發(fā)結(jié)構(gòu)之上，比較簡單。但F-15是窄間距雙發(fā)，雙垂尾還裝在雙發(fā)之上的話，間距太小。不僅在氣動上互相干擾，也容易在大迎角的時候受到機身遮擋。所以F-15的機尾的發(fā)動機兩側(cè)還有向外擴展的尾撐結(jié)構(gòu)，雙垂尾安裝在尾撐上，平尾也安裝在尾撐上。

蘇-27（上）的四翼面尾翼也都安裝在尾撐上，平尾設(shè)計比F-15（下）還要復雜：蘇-27是“爪”式結(jié)構(gòu)，最大限度地把平尾位置延后，增加平尾控制效率；F-15是簡單的側(cè)軸結(jié)構(gòu)，需要延長尾撐才能把平尾延后

相比之下，F(xiàn)-18的雙垂尾是直接安裝在窄間距雙發(fā)之上的，靠外傾達到雙垂尾的間距效果，同時前移以避開邊條渦流在發(fā)育中蓬松化的影響。平尾也是直接安裝在發(fā)動機圍護結(jié)構(gòu)上

F-18尾翼在結(jié)構(gòu)上簡單，是用氣動設(shè)計上的精妙來補償?shù)�。但麥道還是誤算了。渦流的發(fā)育和走向很難精確確定，而且是隨飛行條件變化的。最早的YF-17設(shè)計在翼根開槽，用于泄放翼下進氣口邊界層分離出來的呆滯氣流，這本身也形成“氣墻”，好比虛擬的擋板，控制邊條渦流的走向。

YF-17的翼根開槽清晰可見

定型為F-18A后，開槽為了減阻而大大減小

NASA在用早期F-18測試邊條渦流走向，確認渦流對垂尾的敲擊問題

后來是用這一片小小的導流片解決的

但在放大、定型為F-18的時候，發(fā)現(xiàn)開槽導致的阻力太大。逐步填補開槽后，阻力顯著降低，但“氣墻”作用也減弱了，渦流敲擊垂尾的問題暴露出來了，造成垂尾結(jié)構(gòu)早期疲勞。先是用結(jié)構(gòu)加強補償，最后是在邊條上方增加一片小小的導流片控制渦流走向解決的。

F-18E與F-18C貌合神離，除了大一號，最大的特征就是飽滿的“哥特”式大邊條

“哥特”式大邊條不僅產(chǎn)生渦升力的能力更高，也天然把渦流推向外側(cè)，徹底解決了敲擊垂尾的問題，所以F-18E取消了邊條上的導流片

到了F-22和F-35，雙垂尾的氣動優(yōu)點只是采用的一半理由，另一半理由是隱身。隱身包括吸波和回波方向管理兩個方面，避免與入射雷達方向形成垂直平面是隱身的重要原則之一。單垂尾對側(cè)向雷達是垂直平面，外傾雙垂尾的采用理所當然。

F-22的雙垂尾外傾角度比F-18更大

F-35比F-22的外傾角略小，但依然是顯著的外傾

SR-71是唯一采用內(nèi)傾雙垂尾的飛機

有外傾雙垂尾，自然也可以有內(nèi)傾雙垂尾。在氣動上，F(xiàn)-18的外傾雙垂尾是讓開渦流的需要，F(xiàn)-22的外傾雙垂尾是隱身的需要，SR-71的內(nèi)傾雙垂尾也是隱身的需要。SR-71是歷史上第一架在設(shè)計時就對隱身有所考慮的飛機。從隱身來說，外傾和內(nèi)傾都能達到把側(cè)向雷達向無關(guān)方向反射的目的，但間距不足的話，內(nèi)傾雙垂尾可能太過接近，在氣動上互相干擾，也容易在大迎角飛行時受到機身遮擋，所以很少使用。SR-71的雙垂尾間距出奇地大，主要活動在高空，內(nèi)傾雙垂尾對地面雷達降低回波的效果更好，所以成為唯一的使用實例。

F-22（上）和F-35（下）的雙垂尾都采用與F-15相似的尾撐結(jié)構(gòu)

應(yīng)該指出的是，F(xiàn)-22和F-35都保留了傳統(tǒng)垂尾的安定面-尾舵結(jié)構(gòu)，垂尾面積以安定面為主，可動的尾舵只占后緣面積。但從蘇-57開始，全動垂尾成為新的標桿。

蘇-57的垂尾沒有安定面，整個垂尾都是可動的舵面

蘇-57（上）的垂尾面積和高度比F-22（下）明顯降低

殲-20是世界上第二種采用全動垂尾的主流戰(zhàn)斗機，但是最先投入使用的

全動垂尾改變了垂尾的工作機制，因為可以用主動偏轉(zhuǎn)來補償面積不足，容許垂尾高度和面積雙雙降低。這不僅降低了重量、阻力，也降低了雷達特征。當然，代價是對飛控的要求更高。

另一方面，更大的外傾角度顯然是有利于隱身的，而把雙垂尾與平尾整合成V形尾還有利于降低重量和阻力，但對飛控的要求更高。

YF-23的“雙垂尾”外傾角度更大

但這實際上是V形尾，平尾-垂尾合一，而且也是全動的

YF-23科幻的外形給人們很多遐想，但最終落選了，更加傳統(tǒng)的YF-22入選

V形尾差點通過麥道JSF復活，但也早早落選，連麥道一起葬送了

但淺V形尾有可能通過達索NGF復活

洛克希德第六代戰(zhàn)斗機想象圖與NGF十分想象，也是淺V形尾

不過競爭的BAe“暴風”還是保守的深V形尾

諾斯洛普YF-23是第一個吃淺V形尾這個螃蟹的。V形尾的好處顯而易見，但對飛控的挑戰(zhàn)也是實實在在的。淺V形尾把航向、俯仰、滾轉(zhuǎn)三軸的動作統(tǒng)統(tǒng)交聯(lián)起來，角度越淺，交聯(lián)越大，不僅需要兩個V形舵面的配合，還需要副翼配合。一般來說，副翼在機翼外段，負責橫滾控制。但在實用中，副翼主要用于低速飛行時的橫滾控制，高速時改用襟翼控制橫滾，以避免過度的控制力矩。所以V形尾實際上需要和襟翼與副翼都能配合。YF-23采用了太多激進的技術(shù)，盡管展現(xiàn)了優(yōu)秀的隱身和超巡性能，美國空軍還是不大放心，最后選擇了較傳統(tǒng)的YF-22，進一步發(fā)展成現(xiàn)在的F-22。同樣采用淺V形尾翼的麥道JSF方案也落選了，盡管淺V形尾翼本身不是落選的主要原因。

隨著人們對高權(quán)限數(shù)字飛控的信心的增加，淺V形尾正在重新流行。達索NGF的淺V形尾翼的外傾角度比YF-23還要大，洛克希德第六代戰(zhàn)斗機想象圖也是這樣，但競爭的BAe“暴風”還是采用保守的深V形尾翼，可能反應(yīng)了BAe和達索對高權(quán)限數(shù)字飛控的掌握程度差別。

達索NGF早期方案有這個無尾方案，豎立的矢量推力引人注目

波音的第六代戰(zhàn)斗機想象圖也是無垂尾的

更進一步當然就是無尾了。達索NGF早期方案中就有無尾的，波音第六代戰(zhàn)斗機（至少是想象圖）也是一樣。無尾布局用矢量推力替代全動垂尾，對飛控和發(fā)動機的要求很高。達索早期NGF還有一個有意思的特點：矢量推力只有水平方向，沒有垂直方向，垂直方向還是用機翼后緣翼面的氣動控制。這是深思熟慮后的折中設(shè)計，既得到了無尾的好處，又利用了氣動控制的高效、簡單和可靠。

戰(zhàn)斗機的垂尾從單垂尾到雙垂尾，從外傾雙垂尾到V形尾，然后到無尾，走過一條由簡入繁再由繁入簡的路，完成了一個螺旋形上升。