文/王颂  长山

引言

最近，有网友为中国歼-10战斗机攀了个新亲戚——“狮鹫”战斗机。它是法国北方飞机公司上世纪五十年代设计的一种喷气战斗机验证机，采用了三角翼主翼、鸭翼、腹部进气和貌似单发的布局方式，看上去确实和歼-10有几分神似。当然两者性能相差千里。

北方飞机公司在当时的名望不亚于达索公司，研制的喷气验证机不乏一些先进型号，包括欧洲第一种不开加力超过音速的战斗机，第一种鸭式布局飞机。他们在冲压发动机的使用方面也颇有特色，只不过这些飞机大多停留在验证机阶段，最后成就了达索公司在法国战斗机研制方面一枝独秀的局面。

自1950年起，法国开始执行旨在全面振兴航空工业的第一个航空工业五年计划，为其逐步走向复兴打下了坚实基础。在战后第22届法国巴黎航空展览会上，一批法国设计的轻型军用飞机方案重现舞台并崭露头角。这些服从于北约整体战略需求而设计的方案，分为攻击机（对地）和截击机（对空）两类。虽然这些方案绝大多数均为昙花一现的过客，但法国航空工业借助这些试验机性质的方案得到锻炼，获得了宝贵的工程实践经验积累。

法国喷气式攻击机市场的主要竞争者，分别是布雷盖公司的Br.1100 和Br.1001，以及达索公司的“军旗”Ⅱ（即“神秘”22 型）、“军旗”Ⅳ（“神秘”24 型）和“军旗”Ⅵ（“神秘”26 型）方案。

喷气式截击机的市场竞争远比攻击机市场竞争更激烈。达索公司提出了“幻影”，南方飞机公司提出了SE-212和“三叉戟”Ⅰ、Ⅱ和Ⅲ方案，北方飞机公司则提出了“矛隼”和“狮鹫”Ⅰ两个方案。这些飞机早期均以采用涡喷发动机或喷气-火箭混合动力为基础，主要特点为突破音速并追求更高的速度。

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高空高速拦截的需求

谈到法国早期喷气式战斗机，就不得不提到法国冲压发动机的发展。早在1913年，法国人雷恩首次提出了冲压发动机的概念，但真正将其应用于工程实用化的却是德国人，使用结构简单但效率极高的发动机的V-1导弹，曾令盟国吃尽苦头。

1946年左右，基于对未来高空高速作战的航空发展方向的考虑，法国人在第一时间通过阿森纳（Arsenal）等公司启动了对冲压发动机技术以及高空高速歼击机技术的研究。他们一方面利用缴获的容克-88 型飞机和英国的“流星”NF11飞机搭载自行研制的ST600型冲压发动机进行空中试验，一方面开展了包括三角翼技术在内的高速飞行器设计技术的研究。

在争夺法国空军截击机市场的过程中，南方飞机公司于1953年3月2日实现了SO-9000号“三叉戟”Ⅰ原型机首飞，并于1957年将“三叉戟”Ⅱ交付法国空军进行飞行试验。北方飞机公司的“矛隼”（Gyrfalcon）是其强有力的竞争者。

“矛隼”的外形更像是一只纯粹的三角梭镖。首架原型机“矛隼”Ⅰ（使用法国国产阿塔101C 涡喷发动机，无加力燃烧室）于1954年1月15日首飞成功。同年8月3日，该机在平飞中超过了音速。

“矛隼”Ⅰ全重约4 700千克，选用阿塔101D型涡喷发动机（推力约2 800千克），并采用了效率极高的直通式进气道。为保证进气道的笔直，飞机座舱不惜突出于机身之上，并采用向后倾斜角度很大，几乎和三角翼57.5°的后掠角一样的V形前风挡以期减小阻力。整架飞机的配置虽符合“面积律”要求，但外观实在丑得很有个性。

1956年4月17日首飞的“矛隼”Ⅱ（Nord 1402B）保持了“矛隼”Ⅰ的外形特点，换装带加力燃烧室、推力约39千牛的阿塔101G21型涡喷发动机。它为法国人积累了大量宝贵的跨音速飞行和三角翼气动特性数据，并为60 年代法国“协和”超音速客机的试飞团队培养了首席试飞员。1957年，“矛隼”Ⅱ先后打破了五项速度爬升世界纪录。

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“矛隼”是欧洲第一种没有辅助动力装置、平飞速度超过1马赫的飞机，也是第一种没有使用加力燃烧室而超过音速的飞机

涡喷-冲压混合动力

为迎合1940年代的高速截击机需求。阿森纳公司的工程师们利用超音速滑翔机研究后掠翼和三角翼，并设计了采用三角翼和后掠翼的阿森纳1301和阿森纳1230。飞行测试的结果证明三角翼的布局更为优秀，而且这种研究还综合了不同的发动机组合。

恰在此时，阿森纳公司被私有化，改名为SFECMAS。在SFECMAS 公司，这个项目被称为SFECMAS-1500“ 印度豹”。后来SFECMAS被SNCAN兼并组建了北方飞机公司。北方飞机公司为该项目取名Griffon。在希腊神话中，Grif⁃fon是一种鹰头狮身的组合体怪兽——“狮鹫”。

“狮鹫”被定位成先进技术试验机，主要用于进一步测试高空高速飞行能力。飞机采用了无尾三角翼鸭式布局，笔直进气道设计特征，布置在细而尖的机头之下，改善了大迎角时发动机的进气环境。这型飞机是法国首型采用鸭式布局的喷气式战斗机。鸭翼起到了前移气动焦点的作用，放宽了静不稳定性。

第一架“狮鹫”，即“狮鹫”Ⅰ（Nord1500-01）于1955年下线，发动机选用带加力燃烧室的阿塔101F，推力约33 千牛。飞机在退役前一共完成了156次飞行。1956年8月，“狮鹫”Ⅰ在9 150米高度达到了M1.3的速度。

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飞行中的“狮鹫”。当时的技术无法对这种鸭翼飞机进行最佳操控

“狮鹫”Ⅰ完成预期的飞行任务后，1957年4月正式结束飞行任务。北方飞机公司为其换装了不带加力燃烧室的阿塔101E-3发动机，并将发动机作为核心件，和飞机的内进气道一起组成了一台冲压式喷气发动机。

当时，世界各国采用的混合动力装置主要是涡喷发动机外加火箭发动机，前者用作主动力，后者用于爬升和加速。例如美国共和公司的XF-91，就使用一台主发动机外加四台小型火箭发动机。而这个时期的法国人非常热衷于把冲压发动机用于战斗机。此前，法国就在“ 喷灯”等验证机上使用，这似乎和法国人发明了冲压发动机有关。“狮鹫”的涡喷发动机能单独工作，用于起飞（冲压发动机不能在零空速下产生动力，也不能让一架飞机从静止加速），而当空速超过1 000千米/小时，冲压发动机会提供额外的动力。和SR-71的J58发动机不同的是，“狮鹫”的动力完全是两台发动机。当然，冲压发动机没有任何旋转部件，位于主发动机后方，从某种意义上讲更像是额外的加力燃烧室。

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“狮鹫”机腹圆形进气口

由此法国人首次实现了冲压发动机与涡轮喷气式发动机之间的结合，并将这种如同“鹰头狮身”的组合体，与三角翼高空高速截击机技术进行了工程结合。这种采用涡轮喷气-冲压发动机组合动力的新“狮鹫”被命名为“狮鹫”Ⅱ（Nord1500-02）。飞机被设计成在起飞时使用涡喷发动机，然后逐步过渡到冲压发动机。

为此，相对于“狮鹫”Ⅰ，“狮鹫”Ⅱ发动机进气口的截面积由0.34平方米增加到0.52平方米，随后在试验中又增加到0.68平方米，并将内进气道的直径进一步增大。为了解决“狮鹫”Ⅰ机身尾段剧烈收敛的外形导致飞机在跨音速飞行时引起气流分离，进而造成飞机航向摆动的问题，“狮鹫”Ⅱ改进了尾段的设计。“狮鹫”Ⅰ在垂尾底部和顶部设有两套阻力伞，在“狮鹫”Ⅱ上取消了垂尾顶端的阻力伞。

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“狮鹫”Ⅱ尾部减速伞打开

骄傲的法国“狮鹫”

1957年1月23日，“狮鹫”Ⅱ首飞成功。该全金属制飞机大量采用铝合金材料，采用了悬臂中单翼，前三点式起落架和固定式的鸭翼式前置水平安定面。

“狮鹫”Ⅱ三角形的机翼前缘后掠角为60°，展弦比2.05，采用相对厚度4.5%的对称翼型，无安装上反角。为了避免在大迎角环境下三角翼翼尖可能会出现的气流分离现象对气动面操作的不利影响，“狮鹫”Ⅱ在机翼后缘靠近翼根处安装有升降副翼，总面积约为2.8平方米。每侧升降副翼均由一个液压助力器进行辅助操纵。

飞机机身由前段和主机身两部分组成，前段为铝合金硬壳式结构，采用夹层壁板蒙皮，在座舱后的机身内布置了油箱和机载电子设备。气密式座舱与带空速管的机头部分为整体式结构，借助爆炸螺栓固定于飞机上，并配备有大型救生伞，驾驶员应急离机将采用整舱回收的形式。但实际飞行试验中，这一机构设想因为可靠性较差，被放弃，依然采用传统的弹射座椅的应急离机方式。

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“狮鹫”飞机结构示意图

飞机的主机身几乎全部被冲压发动机的进气道所占用。在进气道入口处上部，对称地安装了两片能吸除附面层的侧板，在机身下部安装有一个副油箱挂架。

“狮鹫”Ⅱ的鸭翼为固定式三角形，前缘后掠角65°，左右鸭翼展长2.57米，面积约1.5平方米。在低速飞行时，前置的水平安定面能起到部分前缘缝翼的作用，并实现主翼增升。在超音速飞行时，前置的水平安定面可以补偿主翼压力中心的后移。

“狮鹫”Ⅱ垂尾前缘后掠55°，面积为6.5平方米，高度约为2.4米，顶端布置有机载设备天线。方向舵采用不可逆液压助力器进行操纵，飞机未安装任何自动驾驶仪。

“狮鹫”Ⅱ起落架为前三点式，主起落架和前起落架均向前收上，主起落架在收上的过程中需要扭转45°。

“狮鹫”Ⅱ采用了重约1 100千克的阿塔101E-3型涡轮喷气发动机和一台重约520千克、最大推力68千牛的“北方”冲压发动机的组合动力模式。冲压发动机本身结构非常简单，实际上是一种气动热力涵道，没有任何主要旋转零件，所以“北方”冲压发动机更像是阿塔101E的加力装置。在两台发动机的共同作用下，该机最大速度达到了2.19马赫。当飞行速度达到M2时，冲压发动机提供的推力占总推力的80%以上。

阿塔101E-3发动机装在外罩内，在发动机舱后依次是尾喷管、延伸喷管和尾喷口。整个发动机连同飞机的内进气道一起组成了冲压发动机，燃烧室横截面积约为1.7平方米，用两个密闭的筒形环罩和包围这个燃烧室的阿塔101E-3延伸喷管隔离开，同时也与机身隔开。涡喷发动机和冲压发动机的尾流均由同一个截面直径约为1.34平方米的尾喷口喷出。涡轮喷气发动机依靠迎面气流进行自然冷却，冷却空气经过发动机与冲压发动机内环形室外罩之间，沿着延伸喷管壁流过。此外，气流通过环形通道外壁和机身内之间，进而冷却冲压发动机燃烧室的外表面。

在“狮鹫”Ⅱ机身后部布置有隔热措施，由涡喷发动机为冲压发动机启动系统和供油系统供给动力。冲压发动机燃油泵的供油能力为4 000升/小时，动力引自涡喷发动机。冲压发动机的喷嘴位于冲压发动机燃烧室的圆周上，两台发动机都使用煤油工作。冲压发动机利用电子设备自动对推力进行调整。

“狮鹫”Ⅱ最初的15次飞行中未开启冲压发动机，自第16次飞行起开始进行组合动力测试。在1958年10月31日进行的第145次试飞中，“狮鹫”Ⅱ在17500米的高度上突破了M2，达到M2.19；1959年2月25日，“狮鹫”Ⅱ在沿100千米长的闭合三角形航线的飞行中创造了1 640千米/小时的速度世界纪录。

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“狮鹫”Ⅱ飞机三面图。该机机长15.72米，翼展8.12米，机高4.7 米。起飞重量6 900千克，飞行中典型重量6 750千克，空重4 050千克。飞机平均爬升率约100米/秒，升限大于18 000米

结语

北方飞机公司依靠“狮鹫”Ⅱ积累了大量宝贵设计经验，为“协和”客机的研制打下了理论和试验基础。

不过，“狮鹫”的悲剧在于，它与简单廉价的飞机例如达索的“幻影”Ⅲ相比，太过复杂。在当时，无论是涡喷发动机加冲压发动机的动力方案还是鸭式布局，都显得过于超前和复杂。首先是静不稳定的鸭式布局的操控问题。在当时没有计算机主动控制技术的情况下，这种飞机的操纵就变得异常困难。

其次是冲压发动机和涡喷发动机的组合，虽然要比RS-71使用的涡轮冲压发动机简单。但在试飞中发现，冲压发动机在高速下工作良好，在中速情况下很不稳定。当时，采用加力燃烧式的涡喷发动机已经非常成熟，而且简单可靠，推力也足够大，这种复杂方案当然就被淘汰。

继“狮鹫”Ⅱ之后，北方公司还有一个“超级狮鹫”计划，打算安装直径为两米的冲压喷气发动机和可动式鸭翼，机体主要由不锈钢制造，其目的是达到3倍音速。但该计划最终还是胎死腹中。这种飞机遭遇到几项技术难题，例如由于缺少镍或者钛这样的耐高温材料的制造工艺，很难解决气动加热问题。