傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)都是單垂尾的

但現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)越來(lái)越多采用雙垂尾了

傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)都是單垂尾的。第一架主流的雙垂尾戰(zhàn)斗機(jī)可能要算米格-25，然后就是美國(guó)“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(jìn)入第四代（歐美稱為第五代，不知道什么時(shí)候中外可以在名稱上統(tǒng)一起來(lái)）后，清一色都是雙垂尾了。戰(zhàn)斗機(jī)為什么需要雙垂尾？

什么飛機(jī)都需要垂尾。這主要不是轉(zhuǎn)彎用的。飛機(jī)不比汽車，汽車轉(zhuǎn)動(dòng)前輪，靠輪胎與地面的摩擦力就能使得車子轉(zhuǎn)彎?？諝獾哪Σ亮μ停w機(jī)在飛行中，如果靠垂尾后緣的方向舵使得機(jī)體指向偏轉(zhuǎn)，在很小幅度的微調(diào)的時(shí)候還有用，但大幅度轉(zhuǎn)彎而沒(méi)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(guò)來(lái)了，但行動(dòng)方向沒(méi)有怎么變，好比汽車在冰面上大幅度打方向盤的時(shí)候一樣。

飛機(jī)需要側(cè)向的“升力”才能大轉(zhuǎn)彎，這是通過(guò)橫滾來(lái)實(shí)現(xiàn)的。需要向左轉(zhuǎn)彎的時(shí)候，向左適度橫滾，這樣，左低右高的機(jī)翼產(chǎn)生的升力指向左上方。根據(jù)力的分解，左傾的機(jī)翼在產(chǎn)生升力的同時(shí)，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(jī)為了節(jié)油和減阻，有時(shí)甚至不用副翼形成橫滾，而是通過(guò)部份燃油向左機(jī)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(fù)直飛。右轉(zhuǎn)彎當(dāng)然就是反過(guò)來(lái)。

飛機(jī)是有尾舵的，但尾舵能導(dǎo)致機(jī)頭指向偏轉(zhuǎn)，未必導(dǎo)致飛機(jī)轉(zhuǎn)彎

飛機(jī)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(dòng)力自然穩(wěn)定前進(jìn)方向，類似箭矢尾端的羽翼。重心同時(shí)是轉(zhuǎn)動(dòng)的軸心。在直線飛行時(shí)，迎面氣流對(duì)飛機(jī)左右兩側(cè)的壓力是一樣的。但由于某種氣流擾動(dòng)，飛機(jī)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(jī)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(jī)向左回轉(zhuǎn)。顯然，要使得飛機(jī)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?yàn)榇?，垂尾的大部分是固定的，只有尾舵是可?dòng)的。

箭沒(méi)有尾羽的話，飛行會(huì)高度不穩(wěn)定，一點(diǎn)準(zhǔn)頭也沒(méi)有了

飛機(jī)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(jī)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(lái)改變機(jī)頭的指向，但不導(dǎo)致轉(zhuǎn)彎，尤其是大轉(zhuǎn)彎

換句話說(shuō)，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(gè)要求決定的。但問(wèn)題又沒(méi)有那么簡(jiǎn)單。隨著燃油的消耗，飛機(jī)的重心會(huì)有所變化，需要按照最壞情況設(shè)計(jì)。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(jìn)入超音速時(shí)代，問(wèn)題有點(diǎn)不一樣。尾舵的鉸鏈縫產(chǎn)生激波，導(dǎo)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(fēng)阻力而采用低矮但寬大的梯形垂尾在實(shí)用中發(fā)現(xiàn)效果不好，面積夠用，但有點(diǎn)迎角的話，就受到機(jī)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(shí)用中發(fā)現(xiàn)氣動(dòng)控制效果不好

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

F-104這樣的T形尾更糟，在大迎角時(shí)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(jì)中，只能接受阻力代價(jià)，垂尾明顯加高，平尾老老實(shí)實(shí)地低置

但垂尾加高是有限度的。過(guò)大的垂尾“翼展”大大提高垂尾的剛度要求，帶來(lái)很大的重量。雙垂尾可以有效低降低高度。同時(shí)，寬間距的雙垂尾避開(kāi)大迎角時(shí)機(jī)身的遮擋，“有效面積”更大，垂尾高度可以進(jìn)一步更低。另一個(gè)問(wèn)題是：艦載戰(zhàn)斗機(jī)的航母機(jī)庫(kù)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(jì)還是單垂尾的

反過(guò)來(lái)，E-2D既要縮短機(jī)身，又要降低垂尾高度，還要補(bǔ)償雷達(dá)圓盤對(duì)垂尾的遮擋作用，一氣使用了四個(gè)垂尾。這是已知使用最多垂尾的飛機(jī)

所謂雙垂尾增加機(jī)動(dòng)性，不是說(shuō)完全沒(méi)有道理，但也是容易誤導(dǎo)的。雙垂尾加快改變機(jī)頭指向還是做到的，但加快轉(zhuǎn)彎是通過(guò)提高升阻比和推重比達(dá)到的。如前所述，轉(zhuǎn)彎力的大頭來(lái)自側(cè)向的升力。大轉(zhuǎn)彎時(shí)，需要大幅度拉橫滾，機(jī)身幾近側(cè)立，同時(shí)大幅度拉起機(jī)頭（往垂直于機(jī)翼平面的方向“拉起”，實(shí)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(qiáng)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(qiáng)大側(cè)力的同時(shí)，配合完成機(jī)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(méi)有內(nèi)傾或者外傾的角度。在從F-18開(kāi)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(jī)，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(kāi)機(jī)體渦流。F-18也是第一種采用大邊條的戰(zhàn)斗機(jī)。大邊條用渦升力增加大迎角時(shí)的機(jī)翼升力，但由于時(shí)代局限，麥道對(duì)大邊條還不敢太放手，這是“削頰”的S形大邊條，形成強(qiáng)烈的向內(nèi)上方翻卷的渦流。“削頰”是使得渦流沿邊條邊緣產(chǎn)生的時(shí)候 ，增加內(nèi)卷，減少外溢。

計(jì)算流體力學(xué)仿真顯示的渦流發(fā)育情況

最強(qiáng)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(jī)翼融合的部位不是強(qiáng)渦流發(fā)生器

按照計(jì)算和風(fēng)洞測(cè)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(jī)尾較簡(jiǎn)單，垂尾和平尾都直接安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)的圍護(hù)結(jié)構(gòu)上，沒(méi)有尾撐，所以雙垂尾需要外傾，才能避開(kāi)大迎角時(shí)的機(jī)身遮擋，尤其是要避開(kāi)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(jiǎn)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(dòng)上互相干擾，也容易在大迎角的時(shí)候受到機(jī)身遮擋。所以F-15的機(jī)尾的發(fā)動(dòng)機(jī)兩側(cè)還有向外擴(kuò)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(jì)比F-15（下）還要復(fù)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(jiǎn)單的側(cè)軸結(jié)構(gòu)，需要延長(zhǎng)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(dá)到雙垂尾的間距效果，同時(shí)前移以避開(kāi)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(dòng)機(jī)圍護(hù)結(jié)構(gòu)上

F-18尾翼在結(jié)構(gòu)上簡(jiǎn)單，是用氣動(dòng)設(shè)計(jì)上的精妙來(lái)補(bǔ)償?shù)摹５湹肋€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(jì)在翼根開(kāi)槽，用于泄放翼下進(jìn)氣口邊界層分離出來(lái)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(kāi)槽清晰可見(jiàn)

定型為F-18A后，開(kāi)槽為了減阻而大大減小

NASA在用早期F-18測(cè)試邊條渦流走向，確認(rèn)渦流對(duì)垂尾的敲擊問(wèn)題

后來(lái)是用這一片小小的導(dǎo)流片解決的

但在放大、定型為F-18的時(shí)候，發(fā)現(xiàn)開(kāi)槽導(dǎo)致的阻力太大。逐步填補(bǔ)開(kāi)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(wèn)題暴露出來(lái)了，造成垂尾結(jié)構(gòu)早期疲勞。先是用結(jié)構(gòu)加強(qiáng)補(bǔ)償，最后是在邊條上方增加一片小小的導(dǎo)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(hào)，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(wèn)題，所以F-18E取消了邊條上的導(dǎo)流片

到了F-22和F-35，雙垂尾的氣動(dòng)優(yōu)點(diǎn)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(gè)方面，避免與入射雷達(dá)方向形成垂直平面是隱身的重要原則之一。單垂尾對(duì)側(cè)向雷達(dá)是垂直平面，外傾雙垂尾的采用理所當(dāng)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(jī)

有外傾雙垂尾，自然也可以有內(nèi)傾雙垂尾。在氣動(dòng)上，F(xiàn)-18的外傾雙垂尾是讓開(kāi)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(jì)時(shí)就對(duì)隱身有所考慮的飛機(jī)。從隱身來(lái)說(shuō)，外傾和內(nèi)傾都能達(dá)到把側(cè)向雷達(dá)向無(wú)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(guò)接近，在氣動(dòng)上互相干擾，也容易在大迎角飛行時(shí)受到機(jī)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(dòng)在高空，內(nèi)傾雙垂尾對(duì)地面雷達(dá)降低回波的效果更好，所以成為唯一的使用實(shí)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(dòng)的尾舵只占后緣面積。但從蘇-57開(kāi)始，全動(dòng)垂尾成為新的標(biāo)桿。

蘇-57的垂尾沒(méi)有安定面，整個(gè)垂尾都是可動(dòng)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(dòng)垂尾的主流戰(zhàn)斗機(jī)，但是最先投入使用的

全動(dòng)垂尾改變了垂尾的工作機(jī)制，因?yàn)榭梢杂弥鲃?dòng)偏轉(zhuǎn)來(lái)補(bǔ)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(dá)特征。當(dāng)然，代價(jià)是對(duì)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(duì)飛控的要求更高。

YF-23的“雙垂尾”外傾角度更大

但這實(shí)際上是V形尾，平尾-垂尾合一，而且也是全動(dòng)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(diǎn)通過(guò)麥道JSF復(fù)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(guò)達(dá)索NGF復(fù)活

洛克希德第六代戰(zhàn)斗機(jī)想象圖與NGF十分想象，也是淺V形尾

不過(guò)競(jìng)爭(zhēng)的BAe“暴風(fēng)”還是保守的深V形尾

諾斯洛普YF-23是第一個(gè)吃淺V形尾這個(gè)螃蟹的。V形尾的好處顯而易見(jiàn)，但對(duì)飛控的挑戰(zhàn)也是實(shí)實(shí)在在的。淺V形尾把航向、俯仰、滾轉(zhuǎn)三軸的動(dòng)作統(tǒng)統(tǒng)交聯(lián)起來(lái)，角度越淺，交聯(lián)越大，不僅需要兩個(gè)V形舵面的配合，還需要副翼配合。一般來(lái)說(shuō)，副翼在機(jī)翼外段，負(fù)責(zé)橫滾控制。但在實(shí)用中，副翼主要用于低速飛行時(shí)的橫滾控制，高速時(shí)改用襟翼控制橫滾，以避免過(guò)度的控制力矩。所以V形尾實(shí)際上需要和襟翼與副翼都能配合。YF-23采用了太多激進(jìn)的技術(shù)，盡管展現(xiàn)了優(yōu)秀的隱身和超巡性能，美國(guó)空軍還是不大放心，最后選擇了較傳統(tǒng)的YF-22，進(jìn)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(duì)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(dá)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(jī)想象圖也是這樣，但競(jìng)爭(zhēng)的BAe“暴風(fēng)”還是采用保守的深V形尾翼，可能反應(yīng)了BAe和達(dá)索對(duì)高權(quán)限數(shù)字飛控的掌握程度差別。

達(dá)索NGF早期方案有這個(gè)無(wú)尾方案，豎立的矢量推力引人注目

波音的第六代戰(zhàn)斗機(jī)想象圖也是無(wú)垂尾的

更進(jìn)一步當(dāng)然就是無(wú)尾了。達(dá)索NGF早期方案中就有無(wú)尾的，波音第六代戰(zhàn)斗機(jī)（至少是想象圖）也是一樣。無(wú)尾布局用矢量推力替代全動(dòng)垂尾，對(duì)飛控和發(fā)動(dòng)機(jī)的要求很高。達(dá)索早期NGF還有一個(gè)有意思的特點(diǎn)：矢量推力只有水平方向，沒(méi)有垂直方向，垂直方向還是用機(jī)翼后緣翼面的氣動(dòng)控制。這是深思熟慮后的折中設(shè)計(jì)，既得到了無(wú)尾的好處，又利用了氣動(dòng)控制的高效、簡(jiǎn)單和可靠。

戰(zhàn)斗機(jī)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(wú)尾，走過(guò)一條由簡(jiǎn)入繁再由繁入簡(jiǎn)的路，完成了一個(gè)螺旋形上升。