歼-6发展始末-爱卡汽车网论坛

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钻石元老

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发表于 2017-02-21 16:36 IP属地：未知

　　歼-6 III 改进的时候，机翼是改进重点之一。从现在公开资料的描述看，当年我们是试图通过调整机翼的关键参数来获得更好的超音速性能，不过这个改进实际上改变了原始的翼型设计。现在已经无从判断，当初到底是对机翼外形的修改导致了翼型的改变，还是对翼型的修改引起机翼外形的改动。如果是前者，那么表明我们航空基础研究已经有了一定的进展；如果是后者，则表明我们仍然处于利用试验手段进行改进的阶段（即先改动，验证了没有问题就沿用，有问题再修改）。从改进效果来看，歼-6III的高速性能有了一定的提高，但幅度有限，除了基本布局的局限性外，发动机推力不足是一个重要原因。

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vincent-song

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发表于 2017-02-21 16:37 IP属地：未知

102楼

　　对歼-6 III 的改进还导致了另一个意外的后果——飞机静稳定性减小。由于歼-6 采用大后掠翼，歼-6 III 减小了翼展等于减小了重心后的机翼面积，导致飞机焦点前移，减小了静稳定度。对歼-6 III 的批评中有一条就是“纵向操纵过灵”，这实际上是静稳定性减小的表现——因其导致飞机纵向操纵力矩变小，飞行员只需很小的杆位移即引起飞机俯仰姿态明显改变。第三代战斗机多利用这种设计来减小配平阻力，提高敏捷性，但对于连增稳系统都没有的歼-6 III 来说，操纵起来将令人非常头痛。后来歼-6 III 改延长前机身，其目的就是为了调整飞机重心，使之与前移的焦点匹配，保持适当的静稳定性。而同样采用歼-6 III 机翼的歼-6 IV，由于其机头安装了截击雷达，起到了调整重心的作用，反而没有见到类似的批评。

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发表于 2017-02-21 16:50 IP属地：未知

103楼

平尾
　　歼-6的平尾是已经成熟的米格-19S 所采用的斜轴全动平尾，采用低平尾布局。这种设计也是经过试飞和实际使用，不断改进而来的。
　　早期 SM-2 原型机采用了 T 形平尾布局，传统水平安定面加升降舵结构。T 形平尾尾臂长，平尾气动效率较高，因此可以减小面积，减轻重量，配平阻力也较小。但一旦飞机进入较大迎角，平尾进入机翼下洗流很可能产生无法抑制的上仰。而 SM-2 的大后掠翼具有的失速后自动上仰趋势更增大了这一危险。平尾布局的缺陷几乎导致 1 架 SM-2 原型机坠毁，由此促成 SM-9 原型机改用低平尾布局。

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vincent-song 210.2W+ 爱卡币 419069 帖子加关注发私信钻石元老注册 2012-04-23 来自辽宁省\|沈阳市	发表于 2017-02-21 16:50 IP属地：未知 104楼 SM-2 原型机 SM-9 原型机
	[每日热点]:【休闲生活】丰宁坝上百里天路草原之巅... 回复本楼 \| 评分 \| 举报

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发表于 2017-02-21 16:55 IP属地：未知

105楼

　　不过，SM-9 仍然沿用传统平尾结构形式。这一事实表明，苏联当时并未专门进行有关超音速飞行的试飞验证计划，或者未能从此类计划中获得必要的知识。此前 NACA 进行的 X-1 试飞中就已经发现，达到临界马赫数时升降舵铰链线上会出现激波，造成采用传统平尾结构的飞机俯仰操纵几乎失效——这是造成很多起近音速飞行事故的原因。苏联航空工业部在 SM-9 未经全面试飞和验收的情况下就下令该机投产（即米格-19A），实在是拿飞行员的生命当儿戏。而米格-19A 超音速操纵性极差的缺陷，正是源自 SM-9 的传统平尾设计。

米格-19A，带升降舵的平尾

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发表于 2017-02-21 16:56 IP属地：未知

106楼

　　米高扬设计局和中央流体动力研究院对超音速控制问题进行了大量的研究，最终在 F-100 的启发下引入全动平尾设计，并应用到 SM-9/3（米格-19S 原型机）上。这就是我们今天看到的歼-6 全动平尾设计：前缘后掠角为 55°，相对厚度 7％，翼尖设计有防颤振配重。

歼-6 的全动平尾与垂直尾翼

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发表于 2017-02-21 16:57 IP属地：未知

107楼

垂尾
　　歼-6 垂尾前缘后掠角 56°，相对厚度 8％。
　　由于歼-6 基本型仿自后期型米格-19S，采用的是大型背鳍（这一设计后来为国内自行改进的歼-6 家族所沿用），因此看不到其背鳍的变化。但米格-19 从 A 型发展到 S 型后期，背鳍却经历了由小变大的过程。
　　笔者看到的资料中没有提及米高扬设计局进行这项改进的原因，但笔者推测可能受到 F-100A 停飞事件及其调查结果的影响。当时 F-100A 由于高速横滚时垂尾方向安定性的衰变问题导致多次严重事故，并被迫停飞。这种后来称为“惯性耦合”的现象，是由于机动中机身产生的惯性不稳定力矩超过了飞机的方向稳定性而产生的。这一现象在早期 X-1、X-2 试飞中曾经出现过，但直到 F-100A 停飞后才引起设计人员的重视。米格-19 在设计时同样没有考虑这个问题，虽然没有米格-19 出现此类事故的记录，但米高扬设计局有可能吸取 F-100A 的教训，对米格-19 加以改进，增大背鳍，提高方向稳定性。

歼-6 的垂直尾翼

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发表于 2017-02-21 16:58 IP属地：未知

108楼

进气系统
　　歼-6 基本型采用亚音速飞机典型的全压式进气道，这显然是从米格-17 继承下来的——由此也可看出米格-19 稳妥的设计思想。进气口唇口钝圆。亚音速条件下，这种进气口适用迎角较大，压力分布均匀，压力损失小。钝圆的唇口设计在进气道出现溢流时可以产生唇缘吸力，理想状态下可以完全抵消溢流阻力。但这种进气道并不适用于超音速飞行，钝圆的唇口会产生强烈的激波，导致严重的进气道总压损失（计算表明，进气道总压损失 9％，发动机推力下降 15％，耗油率增大 6％）——F-100 虽然也是全压式进气道，但却采用尖锐唇口设计，正是这个原因。

歼-6 钝圆的进气口唇口

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发表于 2017-02-21 16:59 IP属地：未知

109楼

　　由于进气道不可调，因此必须对其捕获面积进行折中：完全按照低速要求设计，则高速时进气道溢流严重，阻力也大；完全按照高速设计，则低速状态进气不足。对于歼-5 这种单发飞机，或者采用独立进气口的双发飞机，折中设计都不会产生明显不利影响。但偏偏歼-6 是双发共用一个进气口，一台发动机启动后，有可能“抢夺”另一台发动机的空气，导致另一台无法启动。这就是早期歼-6（米格-19）必须先启动位于下风向那台发动机的原因。苏军针对这一问题创造了一种非常有效的非常规启动方法。而中国空军则在文革期间开发出歼-6 双发启动系统，也解决了问题。
　　完全继承米格-17 的进气道设计虽然稳妥，但也严重影响了歼-6 基本型的高速性能。因此进气系统成为后来歼-6 家族改进的另一个重点。

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