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第699章（第1页）

采用后掠梯形翼，好处是后掠角选择限制较小，可以根据需要进行优化；但和三角其相比，缺点也很明显：结构效率较低；内部容积较小，对于要求跨战区航程的atf而言影响尤大；气动弹性发散问题较明显；机翼相对厚度的选择受限制，不利于选择较小的相对厚度来减小超音速阻力。

如果选择后缘前掠设计，当机翼前缘后掠角（后缘前掠角）较小时，这种机翼更接近于诺斯罗普惯用的小后掠角薄机翼（典型的如f-5、yf?17），所面临的问题则和后掠梯形翼相同??超凡的续航能力和优良的超音速性能是这种机翼难以解决的巨大矛盾。

而采用大后掠角的对称菱形翼，在隐身上是有利的??f一117采用高达667度的后掠角，就是为了将雷达波大幅偏转出去??但气动方面的限制已经否决了这种可能性：展弦比太小，气动效率极低，这种飞机造出来能不能飞都是个问题。

而且后缘前掠角太大，将使得机翼后缘的增升／操纵装置的效率急剧降低直至不可接受。

综合权衡之下，只有采用中等后掠角的对称菱形翼，才能在隐身、续航、气动等诸方面取得令人较为满意的平衡点。

至于为什么恰好选定40度后掠角，笔者认为，在其它条件基本得到满足的情况下，优化边条涡的有利干扰应该是影响因素之一。

不过，既便如此，40度的后缘前掠角也严重影响了机翼后缘气动装置的效率：yf一23a必须使用更大的襟翼下偏角来保证增升效果，但这又增大了机翼上表面附面层分离趋势，不但增大了附面层控制难度，也反过来降低了增升效果另一方面，yf一23a的副翼效率也不佳，导致其滚转率不能满足要求，而这最终影响到了竞争试飞的结果。

就机翼的特点来看，诺斯罗普的考虑优先顺序首先是隐身，其次是超音速和续航能力，最后才是机动性和敏捷性。

为改善机翼升力特性，yf一23a采用了前缘机动襟翼设计，其展长约占2／3翼展。

有资料称该机采用的是缝翼设计，但在yf-23a试飞照片上看不出缝翼的特征。

而且从隐身角度考虑，当缝翼伸出时，形成的狭缝将成为电磁波的良好反射体，这对于诺斯罗普来说是绝对不能接受的。

事实上，前缘襟翼对飞机的隐身特性仍然有不利影响。

最好的解决手段是在afti／f一111上验证的任务自适应机翼技术，可以避免机翼表面的不连续和开缝，不过遗憾的是直至今天这一技术仍未投入实用。

对此，yf-22a采用了从f一117上继承来的菱形槽设计，使得襟翼偏转时该处成为低雷达反射区。

而极力追求隐身的yf一23a竟然不考虑这个细节，唯一的解释就是在该机的典型作战状态（超巡）时，机翼为对称翼型，不需要偏转襟翼。

位于yf一23a机翼后缘的气动操纵面设计相当有特色，可算是yf一23a的亮点。

有的资料称，机翼内侧为襟翼，外侧则是副翼，但实际情况远非这么简单。

简单的襟翼、副翼之分，并不符合诺斯罗普在yf一23a上体现出来的&ldo;一物多用&rdo;的设计思想。

就yf一23a的试飞照片来看，内、外侧控制面均有参与增升和滚转控制。

因此笔者将其定位为&ldo;多用途襟副翼&rdo;。

之所以说&ldo;多用途&rdo;，是因为这两对控制面除了传统襟副其的功能外，还兼有减速板和阻力方向舵的作甩当内侧襟副翼同时下偏，外侧襟副冀同时上偏，在保证机翼不产生额外升力增量的同时，产生对称气动阻力，起到减速板的作用；当只有一侧襟副翼采用上／下偏时，则产生小对称阻力，起到阻力方向舵的作用??这肯定是从b一2的设计继承发展而来的。