轉載：戰斗機為什么需要雙垂尾

傳統戰斗機都是單垂尾的

但現代戰斗機越來越多采用雙垂尾了

傳統戰斗機都是單垂尾的。第一架主流的雙垂尾戰斗機可能要算米格-25，然后就是美國“十系列”，四兄弟里一家伙三兄弟都是雙垂尾（F-14、F-15、F-18）。進入第四代（歐美稱為第五代，不知道什么時候中外可以在名稱上統一起來）后，清一色都是雙垂尾了。戰斗機為什么需要雙垂尾？

什么飛機都需要垂尾。這主要不是轉彎用的。飛機不比汽車，汽車轉動前輪，靠輪胎與地面的摩擦力就能使得車子轉彎。空氣的摩擦力太低，飛機在飛行中，如果靠垂尾后緣的方向舵使得機體指向偏轉，在很小幅度的微調的時候還有用，但大幅度轉彎而沒有其他措施配合，很可能就是“歪著腦袋”的側滑，身子轉過來了，但行動方向沒有怎么變，好比汽車在冰面上大幅度打方向盤的時候一樣。

飛機需要側向的“升力”才能大轉彎，這是通過橫滾來實現的。需要向左轉彎的時候，向左適度橫滾，這樣，左低右高的機翼產生的升力指向左上方。根據力的分解，左傾的機翼在產生升力的同時，還產生向左的側力，這是向左轉彎的主要力。因此，民航機為了節油和減阻，有時甚至不用副翼形成橫滾，而是通過部份燃油向左機翼的翼內油箱轉移，以完成緩和的左轉彎。完成轉彎后改平，恢復直飛。右轉彎當然就是反過來。

飛機是有尾舵的，但尾舵能導致機頭指向偏轉，未必導致飛機轉彎

飛機是靠橫滾轉彎的，不是靠尾舵轉彎的

垂尾的主要作用是靠氣動力自然穩定前進方向，類似箭矢尾端的羽翼。重心同時是轉動的軸心。在直線飛行時，迎面氣流對飛機左右兩側的壓力是一樣的。但由于某種氣流擾動，飛機出現向右的偏航，迎面氣流作用在重心前的側面積上的壓力使得飛機繼續右轉，但作用在重心后的側面積上的壓力則使得飛機向左回轉。顯然，要使得飛機的飛行在水平方向上自然穩定，需要重心前的側面積小于重心后的側面積。這正是垂尾的主要作用。也正因為此，垂尾的大部分是固定的，只有尾舵是可動的。

箭沒有尾羽的話，飛行會高度不穩定，一點準頭也沒有了

飛機也一樣：重心后的側面積大于重心前的側面積的話，飛機在水平方向上就是穩定的

垂尾的大部分是固定的，可偏轉的尾舵用來改變機頭的指向，但不導致轉彎，尤其是大轉彎

換句話說，垂尾的面積首先就是由重心后的側面積大于重心前的側面積這個要求決定的。但問題又沒有那么簡單。隨著燃油的消耗，飛機的重心會有所變化，需要按照最壞情況設計。在此基礎上，還需要留出一定的穩定性裕度，以應付惡劣氣候的情況。

進入超音速時代，問題有點不一樣。尾舵的鉸鏈縫產生激波，導致尾舵效率降低，甚至失速，所以需要加大尾舵面積。另外，早期為了降低迎風阻力而采用低矮但寬大的梯形垂尾在實用中發現效果不好，面積夠用，但有點迎角的話，就受到機體遮擋的影響，需要升高。

F-4、米格-21這樣的低矮垂尾阻力降低，但在實用中發現氣動控制效果不好

單垂尾戰斗機垂尾高度不足的話，大迎角飛行時，垂尾的氣動控制作用容易受到機身遮擋的影響

F-104這樣的T形尾更糟，在大迎角時可能平尾、垂尾一起失效，所以成為“寡婦制造者”

以后的設計中，只能接受阻力代價，垂尾明顯加高，平尾老老實實地低置

但垂尾加高是有限度的。過大的垂尾“翼展”大大提高垂尾的剛度要求，帶來很大的重量。雙垂尾可以有效低降低高度。同時，寬間距的雙垂尾避開大迎角時機身的遮擋，“有效面積”更大，垂尾高度可以進一步更低。另一個問題是：艦載戰斗機的航母機庫有高度限制，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”設計還是單垂尾的

反過來，E-2D既要縮短機身，又要降低垂尾高度，還要補償雷達圓盤對垂尾的遮擋作用，一氣使用了四個垂尾。這是已知使用最多垂尾的飛機

所謂雙垂尾增加機動性，不是說完全沒有道理，但也是容易誤導的。雙垂尾加快改變機頭指向還是做到的，但加快轉彎是通過提高升阻比和推重比達到的。如前所述，轉彎力的大頭來自側向的升力。大轉彎時，需要大幅度拉橫滾，機身幾近側立，同時大幅度拉起機頭（往垂直于機翼平面的方向“拉起”，實際上是在接近水平的方向上“拉起”，不是垂直于地面的拉起），以產生最大的的側向“升力”。這樣產生很大的阻力，需要特別強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生強大側力的同時，配合完成機頭指向的快速轉向，以便快速轉入轉彎后的正常飛行狀態。

最早的雙垂尾就是雙雙直立的，沒有內傾或者外傾的角度。在從F-18開始，雙垂尾外傾了。

F-18是第一種外傾雙垂尾的主流戰斗機，但這外傾不是為了隱身

F-18的外傾雙垂尾不是為了隱身，而是為了避開機體渦流。F-18也是第一種采用大邊條的戰斗機。大邊條用渦升力增加大迎角時的機翼升力，但由于時代局限，麥道對大邊條還不敢太放手，這是“削頰”的S形大邊條，形成強烈的向內上方翻卷的渦流。“削頰”是使得渦流沿邊條邊緣產生的時候 ，增加內卷，減少外溢。

計算流體力學仿真顯示的渦流發育情況

最強烈的渦流產生部位是邊條前端，“削頰”使得渦流有所內收，邊條與機翼融合的部位不是強渦流發生器

按照計算和風洞測試，邊條的渦卷應該向后、向上、向內發育、延伸。另一方面，F-18的機尾較簡單，垂尾和平尾都直接安裝在發動機的圍護結構上，沒有尾撐，所以雙垂尾需要外傾，才能避開大迎角時的機身遮擋，尤其是要避開邊條渦流的敲擊。

應該注意的是，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，雙垂尾正好裝雙發結構之上，比較簡單。但F-15是窄間距雙發，雙垂尾還裝在雙發之上的話，間距太小。不僅在氣動上互相干擾，也容易在大迎角的時候受到機身遮擋。所以F-15的機尾的發動機兩側還有向外擴展的尾撐結構，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，平尾設計比F-15（下）還要復雜：蘇-27是“爪”式結構，最大限度地把平尾位置延后，增加平尾控制效率；F-15是簡單的側軸結構，需要延長尾撐才能把平尾延后

相比之下，F-18的雙垂尾是直接安裝在窄間距雙發之上的，靠外傾達到雙垂尾的間距效果，同時前移以避開邊條渦流在發育中蓬松化的影響。平尾也是直接安裝在發動機圍護結構上

F-18尾翼在結構上簡單，是用氣動設計上的精妙來補償的。但麥道還是誤算了。渦流的發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設計在翼根開槽，用于泄放翼下進氣口邊界層分離出來的呆滯氣流，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的翼根開槽清晰可見

定型為F-18A后，開槽為了減阻而大大減小

NASA在用早期F-18測試邊條渦流走向，確認渦流對垂尾的敲擊問題

后來是用這一片小小的導流片解決的

但在放大、定型為F-18的時候，發現開槽導致的阻力太大。逐步填補開槽后，阻力顯著降低，但“氣墻”作用也減弱了，渦流敲擊垂尾的問題暴露出來了，造成垂尾結構早期疲勞。先是用結構加強補償，最后是在邊條上方增加一片小小的導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，最大的特征就是飽滿的“哥特”式大邊條

“哥特”式大邊條不僅產生渦升力的能力更高，也天然把渦流推向外側，徹底解決了敲擊垂尾的問題，所以F-18E取消了邊條上的導流片

到了F-22和F-35，雙垂尾的氣動優點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方面，避免與入射雷達方向形成垂直平面是隱身的重要原則之一。單垂尾對側向雷達是垂直平面，外傾雙垂尾的采用理所當然。

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是唯一采用內傾雙垂尾的飛機

有外傾雙垂尾，自然也可以有內傾雙垂尾。在氣動上，F-18的外傾雙垂尾是讓開渦流的需要，F-22的外傾雙垂尾是隱身的需要，SR-71的內傾雙垂尾也是隱身的需要。SR-71是歷史上第一架在設計時就對隱身有所考慮的飛機。從隱身來說，外傾和內傾都能達到把側向雷達向無關方向反射的目的，但間距不足的話，內傾雙垂尾可能太過接近，在氣動上互相干擾，也容易在大迎角飛行時受到機身遮擋，所以很少使用。SR-71的雙垂尾間距出奇地大，主要活動在高空，內傾雙垂尾對地面雷達降低回波的效果更好，所以成為唯一的使用實例。

F-22（上）和F-35（下）的雙垂尾都采用與F-15相似的尾撐結構

應該指出的是，F-22和F-35都保留了傳統垂尾的安定面-尾舵結構，垂尾面積以安定面為主，可動的尾舵只占后緣面積。但從蘇-57開始，全動垂尾成為新的標桿。

蘇-57的垂尾沒有安定面，整個垂尾都是可動的舵面

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垂尾的主流戰斗機，但是最先投入使用的

全動垂尾改變了垂尾的工作機制，因為可以用主動偏轉來補償面積不足，容許垂尾高度和面積雙雙降低。這不僅降低了重量、阻力，也降低了雷達特征。當然，代價是對飛控的要求更高。

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，但對飛控的要求更高。

YF-23的“雙垂尾”外傾角度更大

但這實際上是V形尾，平尾-垂尾合一，而且也是全動的

YF-23科幻的外形給人們很多遐想，但最終落選了，更加傳統的YF-22入選

V形尾差點通過麥道JSF復活，但也早早落選，連麥道一起葬送了

但淺V形尾有可能通過達索NGF復活

洛克希德第六代戰斗機想象圖與NGF十分想象，也是淺V形尾

不過競爭的BAe“暴風”還是保守的深V形尾

諾斯洛普YF-23是第一個吃淺V形尾這個螃蟹的。V形尾的好處顯而易見，但對飛控的挑戰也是實實在在的。淺V形尾把航向、俯仰、滾轉三軸的動作統統交聯起來，角度越淺，交聯越大，不僅需要兩個V形舵面的配合，還需要副翼配合。一般來說，副翼在機翼外段，負責橫滾控制。但在實用中，副翼主要用于低速飛行時的橫滾控制，高速時改用襟翼控制橫滾，以避免過度的控制力矩。所以V形尾實際上需要和襟翼與副翼都能配合。YF-23采用了太多激進的技術，盡管展現了優秀的隱身和超巡性能，美國空軍還是不大放心，最后選擇了較傳統的YF-22，進一步發展成現在的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。

隨著人們對高權限數字飛控的信心的增加，淺V形尾正在重新流行。達索NGF的淺V形尾翼的外傾角度比YF-23還要大，洛克希德第六代戰斗機想象圖也是這樣，但競爭的BAe“暴風”還是采用保守的深V形尾翼，可能反應了BAe和達索對高權限數字飛控的掌握程度差別。

達索NGF早期方案有這個無尾方案，豎立的矢量推力引人注目

波音的第六代戰斗機想象圖也是無垂尾的

更進一步當然就是無尾了。達索NGF早期方案中就有無尾的，波音第六代戰斗機（至少是想象圖）也是一樣。無尾布局用矢量推力替代全動垂尾，對飛控和發動機的要求很高。達索早期NGF還有一個有意思的特點：矢量推力只有水平方向，沒有垂直方向，垂直方向還是用機翼后緣翼面的氣動控制。這是深思熟慮后的折中設計，既得到了無尾的好處，又利用了氣動控制的高效、簡單和可靠。

戰斗機的垂尾從單垂尾到雙垂尾，從外傾雙垂尾到V形尾，然后到無尾，走過一條由簡入繁再由繁入簡的路，完成了一個螺旋形上升。