谨以此文缅怀自己的童年时代…...
前言：
世事时移，仿佛一阵风吹过，自己长大了。翻着旧日的书籍资料，突然有一种冲动，想把那些遥远的童年时代了解到的飞机技术验证机介绍给大家，于是动手写下了本文。
验证机之一：HiMAT
高机动性飞机技术遥控验证机，作为验证高机动性技术的验证机，是上世纪80年代美国的重点项目，主要用于研究和验证90年代以至更远的将来可能用到的战斗机设计的新技术。注意尽管重点在高机动性，但是并不仅是高机动性验证。
HiMAT计划开始于更遥远的1973年，这一年，美国国家航空航天局(NASA)和美国空军(USAF)共同提出了“高机动性飞机技术计划”，经过招标，1975年选定了洛克维尔公司建造2架缩比为0.44的遥控验证机。两架验证机分别于1978年3月和1978年6月交付给NASA，并且在1979年10月和1981年7月分别进行了首飞。
鉴于这是一款缩比遥控验证机，HiMAT并不大，其翼展为4.877米（16英尺），机长6.7米(22英尺)，机高为1.29米，动力用一台通用电气公司生产的J85-GE-21型涡轮喷气发动机，海平面经推力约2268千克(5000磅)。其空重为1200千克，最大空中发射重量1542千克(3400磅)，最大平飞速度约为Mach1.6。、
ASA和USAF对HiMAT技术验证机提出的要求是要如下：
推重比和翼载荷达到全尺寸战斗机的标准
机动性上，要求在12000米高空，Mach1.4的条件下进行至少3分钟的研究飞行；在9000米高空，Mach0.9的条件下能持续做8g过载的盘旋飞行
机体结构上，要求亚音速时最大过载可达+12g和-6g，超音速时也可达到+10g和-5g
HiMAT为了验证高机动性，采用了很多新技术，如近耦合鸭翼，翼梢小翼，数字式电传操纵，放宽经稳定度技术，直接侧力控制技术，气动弹性剪裁技术等。在机体结构上，为了适应不同试验项目的要求，采用了核心结构加可更换单元体的模块化涉及。其核心结构包括机身，发动机和相关分系统，单元体则包括主机翼，近距耦合鸭翼，发动机进气道，加力燃烧室和尾喷口等部分，单元体以及其上的部件可以随时拆除和更换，非常方便。
作为验证下一代战斗机的技术验证机，复合材料等是必不可少的。HiMAT使用的石墨复合材料占结构重量的20%，玻璃纤维占结构重量的3%，铝、钛、钢分别占26%、18%、9%。该机只有用于着陆的前三点式起落架，起飞则由B-52载机带到空中发射。
HiMAT技术验证机飞行与控制参数传感器已经研究仪表传感器共计164个，飞机主要由地面控制设备控制，如果地面控制设备出现故障，则由伴飞的飞机进行控制，如果伴飞飞机在控制范围外，记载自恢复系统可以使飞机在定常高度上作亚音速盘旋飞行，直至伴飞飞机进入控制范围接手控制。
截至1983年1月，HiMAT计划结束了，两架技术验证机进行了26次飞行，净飞行时间(指不包括载机携带飞行的时间)合计11小时34分钟，研究项目涉及到的空气动力学，机体结构，飞行控制等方面内容，其验证性能的目标全部达到。HiMAT不辱使命，具有很强的机动性。在25000英尺(7620米)，速度Mach0.9时，持续盘旋过载可以达到8g；高度为30000英尺(9144m米)，速度为Mach1.2时，持续盘旋过载可以达到6g。
题外话：从机动性上说，对比同时代的战斗机，HiMAT无疑是十分出色，加上当时竞标ATF的几家公司，构想中都使用鸭翼布局，一时间鸭翼布局炙手可热。上世纪80年代开发了很多鸭翼布局的先进战斗机，如欧洲联合的Typhoon/EF2000，法国达索公司的Rafale，瑞典萨伯动力的JAS39，苏联/俄罗斯的MFI，以色列的Lavi，当然少不了我国的J10战斗机，很难说它们和HiMAT的影响毫无关系。
验证机之二：X-29A
前掠翼是一个并不新潮的概念，早在二战时期，就有德国空军的Ju-287前掠翼重型喷气轰炸机的尝试，当时人们就认识到前掠翼在提高机动性，防止进入尾旋和较好的低速操纵性等优点，尤其是在整个飞行包线内特别是Mach1附近的阻力较小，更是让人”蠢蠢欲动”，当然，在当时的技术条件下，的确也只是蠢蠢欲动。因为在高速飞行，前掠翼存在致命的气动发散问题，也就是迎角增加时，气动增力使前翼外沿向上扭转，使迎角进一步增加。如此恶性循环，使机翼结构受到破坏。为了加强结构增加的重量，基本上抵消了前掠翼的优点。
好在随着材料的进步，出现了强度高重量轻的高级复合材料，利用复合材料的各向异性，通过合理铺层的办法控制机翼的强度和刚度，解决气动发散问题，X-29A应运而生。
1977年，国防部先进技术研究局(DARPA)和空军飞行动力学实验室提议研究前掠翼概念，格鲁门公司并于1981年1月开始设计，到了1981年12月，格鲁门公司赢得了NASA高达8700万美元的合同，制造两架技术验证机，第一架验证机于1984年12月14日首次飞行，第二架于1989年5月23日首次飞行。
为了节省成本，除了需要验证的部分，X-29A尽量使用成熟的技术，这样一来，它可谓大杂烩：使用了F-5A的前机身，座舱和前起落架；使用了F-16A的主起落架和舵机；使用了F-18使用的F404-GE-400涡轮风扇发动机等。X29A机高4.35米，机长(不含空速管14.66米)16.44米，机翼前掠角33度44分；空重6168千克，起飞重量7983千克；升限15240米，最大速度Mach1.6，继航时间约一小时。
X-29A采用全动式鸭翼加前掠翼加后机身边条翼的气动布局，也算三翼面设计了J。其主机翼内半翼后掠，前半翼前掠，通过鸭翼产生的脱体涡流卷走两半翼交汇处颤声的不利气流，这样的设计使机翼有很不错的升力特性。除了验证前掠翼外，X-29A还采用了超临界翼型，近距耦合鸭翼，三余度数字电传操纵系统，不连续变弯度机翼，三操纵面俯仰控制和放宽静稳定度等先进技术于一身。X-29A是一架静不稳定的飞机，其亚音速的不稳定度为平均气动弦的35%，超音速时可以达到40%。
根据格鲁门公司估算，与采用后掠翼相比，X-29A减轻重量5~20%，降低成本5~14%。
由于采用前掠翼和全动式鸭翼，当然还有静不稳定设计，X-29A在45度的攻角仍然有极佳的操纵性，而试飞中最大达到过67度攻角，性能不可谓不出色。截止1992年X-29A项目中止，两架验证机进行了436次飞行，其中包括项目第一阶段(1984~1989)第一架验证机的242次飞行，第二阶段(1989~1994)第二架验证机的120次飞行，涡流控制阶段(5.1992~8.1992)的60次飞行，外加12次第一架验证机和2次第二架验证机的非研究飞行。
题外话：前掠翼一定要用复合材料的各向异性特征加上多层铺设么？鲁坦坚定的回答：不！现在提起鲁坦，很多人第一个反应是他获得X-Prize的杰作SpaceShip One，尽管知道更早环球飞行的飞行者一号，不过还是更佩服他1996年设计的前掠翼家用飞机Boomerang，使用小前掠角机翼，没有复合材料工艺的机翼让人不得不佩服设计者的鬼斧神工。
验证机之三：XFV-12A
小型制海舰的概念，在上世纪70年代曾风行一时。还留下了西班牙和泰国两艘航母作为墓碑J。与此对应的，相应的飞机，大多数人想起来的，不外鹞式飞机。其实，我觉得XFV-12A也是一种不应该被遗忘的飞机。
XFV-12A是美国洛克维尔公司研制的动力增升机翼研究机，主要用来研究70~80年代小型制海舰上担任海上防空和攻击任务的垂直/短距起降飞机技术。1973年，美国海军(US Navy)和洛克维尔公司签订了约4800万美元的合同，建造两架验证机进行试验。但是或许技术真的太过复杂，第一架验证机迟到1977年7月才出厂，比原计划晚了3年之多，不过试飞于1978年正式开始。
XFV-12A采用鸭翼布局，它真正的创新在于鸭翼和主翼上配备的全翼展引射式襟翼增升系统(俗称动力增升机翼)，来自发动机的引射气流从襟翼的喷口喷出，提供垂直起落，过渡飞行和悬停所需要的升力并操纵飞行，平飞时襟翼收起变为常规机翼。自1978年开始试飞后，多次试飞基本验证了其构想的可行性，可惜调节襟翼喷嘴时出现的失速问题始终得不到解决，再加上由于技术复杂造成的资金不足问题，最后，1981年， XFV-12A项目被取消了。
XFV-12A采用一台F401-PW-400涡轮风扇发动机，推力13608千克。其空重6260千克，最大垂直起飞重量8850千克，最大短距起飞重量11000千克(此时滑跑距离91米)，最大速度Mach2。
题外话：第一次知道XFV-12A，是在16年前的时候了。更早还是小孩子的时候就想为什么不能通过喷射气流提供升力，看到XFV-12A的时候不由的眼前一亮，可惜随后的文字就告诉我它悲惨的结局，希望有一天它能涅槃重生。
验证机之四：XV-15
这个就是贝尔301,他就是V-22鱼鹰的前生，XV-15是陆军编号。XV-15倾转旋翼研究机和鱼鹰一个样子，具体的结构，我想不需要我啰嗦，太多的人知道太多关于鱼鹰的信息J。
小时候很吃惊的，是知道早在20世纪40年代，贝尔公司就开始了倾转旋翼技术的研究工作，当然，XV-15是70年代的事情了，是NASA的项目。XV-15采用莱康明公司的LTC1K-4K涡轮轴发动机(注意是涡轮轴发动机，不是涡轮螺旋桨发动机)，单台海平面最大功率1550轴马力，两分钟瞬时功率可达1800轴马力。旋翼系统是两副三桨叶万向铰接旋翼，桨叶通过张力-扭力条河桨距滚柱轴连接在钛合金桨毂上，桨叶在旋转平面为刚性以适应直升机状态和飞机状态的飞行。XV-15旋翼直径7.62米，旋翼中心间距9.80米；翼展10.72米，机长12.83米；其空重为4341千克，设计起飞重量5897千克，最大起飞重量(采用短距起降方式)6804千克。
1973年7月，贝尔公司开始了倾转旋翼研究机的设计开发工作。1976年10月，第一架原型机出厂，并于1977年5月完成了首次自由悬停飞行，这架原型机于1978年8月交付国家航空航天局(NASA)，同年9月，开始了第二架原型机的地面测试工作。1979年4月，首次进行直升机状态的飞行试飞，同年7月，完成从直升机状态到飞机飞行状态的转换飞行，飞行中平飞速度大到了297千米/小时，同年11月，平飞速度达到了383千米/小时的速度。1980年3月的试飞中，平飞速度也终于达到590千米/小时的预定指标。
验证机之五：T-2CCV
对于日本，国人总是一种特殊的感情，尤其是军事爱好者。曾经多次看到说日本航空没有积累，大跃进上F2结果处处不顺利的说法，其中就有提到日本人电传操纵系统靠引进美国。
我一直认为，T-2教练机对于日本军用航空有着特殊的意义。它作为一种双发超音速高级教练机，一直到现在都是日本主要的高级教练机；由此改进出的F1近距支援飞机加上自产的Type 80 反舰导弹，很长时间就是日本对海打击力量的中坚；而T2CCV的出现，使日本人完整的试验了电传操纵操纵系统，由此得来的经验，直接汇入F2支援战斗机的电传系统，承前继后，莫过于如此。
言归正转，T2CCV是1982年三菱重工业公司在T2高级教练机基础上改装的单座随控布局技术研究机。事实上早在1978年，日本防卫厅技术研究与发展部就选中T2作为试验机，，用来研究和发展放宽稳定度飞行控制技术，获取相关的工程数据。1978年4月，三菱重工开始设计工作，到了1983年8月，T2CCV进行了首次飞行。
T2CCV机长17.85米，机高4.45米，翼展7.88米；空重6310千克，起飞重量9670千克，最大起飞重量12800千克；其发动机采用两台国产TF40-801A发动机，最大推力3300千克，T2CCV的最大速度可达Mach1.4。
与原型T2相比，T2CCV的主要不同就是使用了三余度数字式电传操纵系统，飞行控制系统舵机；增加了机动襟翼，水平前翼和垂直前翼，原有的后座舱用来安装实验设备。T2CCV只要研究5种随控布局：控制增益；放宽稳定度；机动载荷控制；直接升力提供和直接侧力控制。其中直接升力由水平前翼和机动襟翼提供，水平侧力由垂直前翼和垂直尾翼提供。
T2CCV自1983年开始的试飞工作一直进行到1988年，在此基础上获得了大量的试飞数据，为进一步开发电传操纵系统和随控布局的研究打下了坚实的基础，F-2在设计上受益甚多。
本文出自北朝论坛，作者 : Lsquirrel
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