为何沈飞六代机代表世界航空最高集成程度全动翼尖

沈飞六代机作为高速高机动全向隐身的空优战机，除了采用了视觉上不易辨认的可变几何边条，还显而易见的环球首次在有人战机中采用全动翼尖这一颠覆性设计。其是一种融合气动优化、隐身控制和智能材料的尖端技术，旨在彻底改变传统机翼的控制方式。

我们知道，六代机为了拓展飞行包线和强化全向隐形，普遍取消了平尾和垂尾。而这两者占据飞机结构重量15%以上，其空气阻力占据飞机空气阻力的30%。同时采用了基于双三角翼大概大边条兰姆达翼的涡流增升、分布式操纵面、主动射流和矢量推力等技术。不过无尾飞机在进行机动飞行时，气动力和力矩呈现显著的非线性特征，三轴力和力矩耦合严重，且面临偏航控制不敷、滚转稳定性差和大迎角失速风险。为保证飞机在全飞行包线的飞行可控，并能到达满意的飞行品质，不但要弥补失去平尾、垂尾后的安定性，而且还要获得较高的机动性和敏捷性。传统的气动操纵面已经没有潜力可挖，寻找符合的操纵面配置就是六代机的核心挑衅之一。为此，成飞六代机采用了完全差别于B2和B21隐形轰炸机的创新的开裂式阻力舵，沈飞六代机则采用了颠覆性的全动翼尖，而美国F47则重拾鸭翼，是否采用了其他创新的操纵面则不得而知。

我们知道，空气动力学家们很早就把目光投向不起眼的翼尖。19世纪末，德国“滑翔机之父”奥托·李林塔尔通过观察鹰隼的翅膀末端的上翘，推测这种形状大概用于减少飞行中的能量损失。他在著作《鸟类飞行：航空的基础》中首次提出“翼尖气流旋转”的猜想。

1910年代，英国工程师兰彻斯特（Frederick Lanchester）在低速风洞中观察到，机翼后方存在螺旋状气流。他将这种现象称为“尾涡”（Trailing Vortices），并推测其与升力天生有关。

直到1918年，现代流体力学之父、德国空气动力学家普朗特首次用数学证明：机翼的升力分布会导致翼尖处的高压差，下翼面高压气流绕向低气压的上翼面。这种压力差必然产生旋转的涡流，并从翼尖向后延伸，形成“涡旋面”（Vortex Sheet）。两股翼尖涡向后延伸，与机翼中部的“附着涡”相连。这种涡流会改变机翼四周的流场，增加阻力，尤其在低速、大迎角时影响显著，诱导阻力占总阻力50%以上。这一模型清晰解释了诱导阻力（Drag due to Lift）的成因。当然，普朗特更重要的贡献是提出边界层理论、薄翼理论和大展弦比机翼的升力线理论等，同时把理论和风洞实验技术结合起来，奠定了现代流体力学的基础。

特别值得一提的是，普朗特唯一一位女学生：1938年赴德国哥廷根大学留学的陆士嘉博士，她正是中国近代流体力学的重要奠基人之一，专攻湍流理论，回国后成为北京航空航天大学建立者之一，极大推动了中国空气动力学的发展。

普朗特还有一名学生就是大名鼎鼎的西奥多·冯·卡门，他对超声速和高超声速气流表征，以及亚声速与超声速航空、航天器的设计，产生了世界级重大影响。而他也正是钱学森、胡宁、郭永怀、林家翘在加州理工学院时的导师。普朗特、陆士嘉、冯·卡门和钱学森的学术传承，堪称20世纪科学史上最伟大的师徒链条之一。

普朗特提出的翼尖涡流理论对二战期间战斗机的机翼设计产生了重要影响。椭圆形的升力分布可以最小化诱导阻力。德国梅塞施密特Bf 109从V1测试机的斜切翼尖最终进化为F型的椭圆的翼尖，还在翼尖加装小型垂直端板，抑制涡流扩散。英国“喷火”战斗机（Spitfire）也采用椭圆形机翼，升力分布接近理想状态，机动性和爬升性能优异。不过当时椭圆形机翼的制造工艺复杂，战时生产成本偏高。美国P-51“野马”则采用简单的方形或斜切翼尖进行翼尖修形，虽然不如椭圆翼高效，但更容易生产。普朗特的理论还表明，高展弦比机翼能降低诱导阻力，例如美国洛克希德的P-38“闪电”采用双尾桁高展弦比设计，高速性能优秀，在测试阶段即成为美国第一种飞行速度超过640公里/小时的战斗机。其还远程奔袭970公里，击落了由6架零式战机护航的山本五十六乘坐的三菱“贝蒂”轰炸机。

进入喷气式飞行时代，随着飞机速度提升，翼尖涡流极为强烈。现代大型客机在起飞和着陆时，左右机翼会产生两个很大的尾涡，对后面跟进的飞机而言，这种尾涡需要2-3分钟才气削弱到安全的程度。比如美国航空587号空难，空客A300因进入前机波音747的强翼尖涡流，加之飞行员过激的尾流改出操作，导致能承受90.7吨压力的垂直尾翼过载而断裂，共造成265人罹难。

所以对翼尖涡流的控制一直以来都是空气动力学家们的目标之一。NASA的空气动力学家理查德·惠特科姆开发了现代翼尖小翼，其阻碍了机翼下表面高压气流绕过翼尖流向上表面的绕流，减少了翼尖涡流的强度。通过调整翼尖小翼的角度和形状，它还能产生额外的气动力，在增加机翼有效展弦比的同时，提升机翼的升力系数，降低诱导阻力，进而提高飞机的燃油效率和飞行性能。风洞实验和飞行试验结果表明，翼梢小翼能使全机诱导阻力减小20%～35%，相当于升阻比提高7%。但翼尖小翼和程度的机翼的转角处容易形成不利气动干扰，处置惩罚不好会带来额外阻力。波音737NG上的翼尖小翼与机翼圆滑对接，减少了不利气动干扰的影响，同时略微外倾，更加有利于产生升力，号称在远程航线上可以降低油耗4%。由于翼尖涡卷具有很大的横向流动速度分量，小翼的纵向局部真实速度降低，容易进入失速，大大降低小翼的效果。所以空客A320“经典型”的翼尖小翼则同时向上和向下延展，进一步减少翼尖涡卷，降低翼尖小翼失速的影响。

惠特科姆还提出了极为重要的跨音速面积律和超临界翼型的理论，人类进入超音速飞行的新时代。超音速飞机普遍采用大后掠翼，后掠角一样平常超过45°。在超音速飞行时，气流流经大后掠翼，其速度方向会发生改变。迎面气流会按后掠角分解成垂直于机翼前缘的法向分量和平行于机翼前缘的展向分量，展向分量不产生升力 ，且醒目扰翼尖处上下表面气流的绕流，从而减轻翼尖涡流的强度，诱导阻力在全部阻力中占比降至10–20%。激波阻力成为飞机飞行的主要阻力之一，小小的翼尖同样大有用武之地。

比如，三万米高度三倍音速的战略轰炸机XB-70“女武神”采用了鸭翼+大后掠的三角翼+折叠翼尖的气动布局，在当时完美体现了超音速飞行中涡流控制、激波阻力优化与升力增强的平衡。亚音速阶段，大后掠三角翼能有效延缓翼尖失速，鸭翼和三角翼的涡流会分散翼尖涡流。超音速阶段，涡流影响削弱，大后掠三角翼的主要作用转为延迟激波形成。XB-70的65度大后掠角虽然适合超音速飞行，但会导致升力中心后移，低速升力不敷，起降性能恶化。XB-70的折叠翼尖在低速起降阶段，翼尖程度展开增加机翼的有效展弦比，提升升力效率。在低空低于1.4马赫超音速飞行时，翼尖下折25度。在高空的1.4马赫到3马赫的飞行速度区间，翼尖则进一步下折65度。折叠的翼尖除了能够降低15%的诱导阻力和激波阻力，还增加了总垂直面积，替代了一部门垂直尾翼的工作，而传统垂尾在3马赫高速下效率会明显下降，所以折叠翼尖极大增强了高速下的横向稳定性。同时翼尖下折后与机体态成闭合升力体，将激波能量转化为额外升力，形成可控乘波体，使得整机在展弦比变小的情况下反而最大增加了30％的激波压缩升力。此外，通过将翼尖在差别速度下进行折叠的变形策略，可极大地降低高速状态下整机压力中心的变革量，从而降低飞行器的其他的操控压力和代价。

XB-70首次实现飞行中翼尖形态主动调节，但其是人类历史上体积最大的气动调节装置，在当时需要付出极大的结构和增重代价。XB-70的可动翼尖的后缘长度超过了6米，折叠翼尖驱动机构比较复杂。中心驱动轴作为旋转轴线为布置的6个驱动铰链提供输入，每一个Rene 41高温合金驱动铰链都连接到机翼的结构上。两个Vickers液压驱动器位于机身内部，用来给连接到每个翼尖的液压驱动体系加压，可在10秒内完成全行程偏转。两套驱动器只有一个泵用于主液压网络，第二个作为发生液压故障情况下的备份，到达增加体系冗余度的目的。然后通过钛合金锁定销确保翼尖在高速下的结构刚性。整个翼尖驱动机构安装在一个镁钍整流罩中，该整流罩从机翼前缘到机翼副翼根部覆盖了整个铰链旋转轴线。XB-70上利用的铰链由两级行星齿轮体系构成，减速比可高达32000∶1，仅翼尖变速箱的重量估计在840kg，而整个翼尖驱动机构占全机重量的4%，给飞机带来了巨大的结构和重量成本。

而且具有讽刺意味的是，在一场为了拍摄空中定装照而进行的紧密编队飞行中，XB-70A二号机的翼尖涡流，把一架伴飞不慎的F-104N星式战斗机卷向自己而发生了空中相撞，两架飞机于加州巴斯托北方的沙漠里坠毁。

隐形战机则对翼尖的设计提出了截然差别的需求。F117的翼尖设计是隐身压倒气动效率的典型代表。其翼尖呈尖锐的多面体棱角设计，而非传统战机的圆滑过渡。尖锐边沿能将雷达波反射到少数几个固定方向，而非全向散射。翼尖涡流控制不得不让位于隐身，导致诱导阻力较大，飞行品质低下，只能通过低翼载和飞控软件赔偿。F-22则实现了隐身与气动的完美结合。其采用前缘后掠42°、后缘前掠17°的上单翼菱形机翼，气流流经时，后掠的前缘能使气流沿机翼表面的流动更顺畅，延缓气流分离。后掠角改变了气流在机翼上的速度分布，减少了翼尖处上下表面的压力差，从而抑制了翼尖涡流的产生强度 。同时边条产生的涡流有助于干扰和破坏翼尖涡流的形成过程。

美国通过B2隐形轰炸机验证了没有垂尾进行亚音速飞行后，NASA与波音在1990年代联合研制了无尾隐身战斗机技术验证机X-36，旨在探索取消传统垂尾和平尾后，如何通过鸭翼、全动翼尖、开裂式方向舵、推力矢量等创新控制技术实现超机动飞行。不过虽然初衷很好，但全动翼尖看起来并未出现在X-36上。

从翼尖的发展历史来看，翼尖虽然体积不大，但其位于机翼最外侧，对飞行控制的影响极为关键。它不但影响飞机的气动效率、稳定性、机动性，还与隐身性能和飞行安全密切相关。在六代机时代，由于去除平尾和垂尾，沈飞六代机宽速域下的超机动强烈依赖全动翼尖，其工程难度远超历史上任何一种气动操纵面。

沈飞六代机的全动翼尖推测采用了双万向节铰链体系，其运动形式可以简单类比为蜻蜓的翅膀，能够实现绕展向（Spanwise）和弦向（Chordwise）双轴偏转。即翼尖可绕机翼从翼根到翼尖的展长方向±25°旋转，差动时控制滚转，同步时辅助偏航，雷同传统副翼功能，但处于翼尖故力臂更长，效率更高。翼尖也可以绕机翼从前缘到后缘的翼弦方向±15°旋转翘起大概下折，控制俯仰或调整升力分布，雷同小型全动倾斜垂尾，也是因为处于翼尖，不像传统垂尾易受机身遮蔽，且力臂更是远大于传统垂尾，即便面积较小仍可提供横向稳定性，提升大迎角气动性能。

显然全动翼尖的作动器需要承受多向载荷，还要确保双轴运动互不干扰。推测采用了“稀土永磁电机-谐波传动减速器-滚珠丝杠”作动方案，响应时间<30ms，寿命≥10万次循环，相当于20年服役期。这一作动方案是航空领域高精度、高可靠性舵面驱动的核心技术，中国早已在歼20的全动垂尾，这一隐身与超机动能力上的关键设计上，进行了成熟的工程应用。沈飞全动翼尖可视为歼-20全动垂尾技术的“横向扩展”，两者共享中国航空工业在隐身飞控、材料、气动领域的核心突破，当然全动翼尖具备更苛刻的多自由度、材料和驱动机构空间占用需求。

此中稀土永磁电机（Rare Earth Permanent Magnet Motor, REPM）采用钕铁硼（NdFeB）稀土永磁材料，提供高强度磁场，磁能积≥50MGOe，无需外部励磁即可驱动转子。为了克服超音速巡航的高温对磁体的影响，钕铁硼磁体表面采用了铝-钛复合镀层，耐温性提升至250°C。同时采用晶界扩散技术（GBD），使磁体在极端环境下保持稳定性。采用双绕组电机设计，单绕组故障时仍保持50%推力。其响应速度远超F22的液压作动机构，维护成本还降低60%。

早在1979年6月，我国的稀土电机奠基人唐任远教授在沈阳制造出了我国第一台高速、高效稀土钴永磁发电机。而西北工业大学的蒋宗荣教授则开创了我国航空稀土永磁电机研究领域的先河。之后西北工大“稀土永磁电机及控制技术研究所”的首任所长李钟明研制多种稀土永磁电机，更是两次荣立航空部个人一等功。

中航发正在测试低温超导电机，磁体强度再提升3倍。可见稀土永磁电机或低温超导电机正是中国六代机全电飞控（More Electric Aircraft, MEA）重要核心部件。

飞控体系发送指令后，电机立即以10000~20000RPM高速旋转。谐波传动减速器通过柔轮、刚轮和波发生器的弹性变形，将转速降至100~400RPM，扭矩提升数十倍。同时传送精度精度极高，零背隙，无空程误差，也无需润滑油。歼20的全动垂尾可实现30ms内满偏转±25°，满意高动态飞行时超机动需求。而XB-70的折叠翼尖的行星齿轮减速器则堪称恐龙级的笨重古董。即便对比最先进的美国F35战机的谐波减速器，其高频变形易导致柔轮裂纹。

中航发则通过激光选区熔化（SLM）技术制造拓扑优化镂空柔轮，减重20%并增强韧性，可承受20G瞬时过载。沈飞更是在柔轮填充磁流变流体，通过磁场及时改变传动刚度，以适应超音速、跨音速和亚音速时的差别载荷，而传统固定刚性传动难以分身。

滚珠丝杠则相当于传统的液压缸，当谐波传动减速器驱动丝杠旋转时，滚珠推动螺母沿轴向直线运动，螺母则通过连杆或铰链与翼尖控制面连接，搭配位置传感器及时监测翼尖角度，形成闭环控制，确保微米级重复定位精度。不过普通滚珠丝杠应用于沈飞六代机的全动翼尖还需要做大量优化。六代机的丝杠采用TC4钛合金，减重30%的同时保持同等载荷能力。通过优化滚珠回流路径，在断电时实现机械反向自锁结构，防止翼面因气动载荷意外偏转。同时针对全动翼尖的弦向上下偏转的载荷明显差异，丝杠螺纹采用变导程设计，高压侧导程更密以提升承载能力。六代机以更高的超音速巡航时，还需要在螺母内部集成微型应变片和温度传感器，根据传感器反馈调整电机扭矩，赔偿丝杠因温升导致的微米级热变形。为了适应航母舰载，在盐雾舱内要完成100万次循环耐久考核。中航的滚珠丝杠测试标准严苛于国际航空标准，更不要说其还要应用于六代机。

翼尖需承受高频多自由度偏转带来的交变载荷，同时不能增加过多重量，所以翼尖主体材料也极为苛刻。其大概采用T800级及以上碳纤维增强复合材料（CFRP）与TC4/TC21钛合金的混杂铺层设计，通过自动纤维铺放（AFP）工艺成型，实现减重30%~40%，还可优化翼尖扭转刚度与载荷分布。

翼尖也是机翼振动模态最敏感的区域，全动翼尖需避免与机翼固有频率耦合，必须采用主动颤振抑制技术。在复合材料翼尖蒙皮中嵌入分布式光纤布拉格光栅传感器网络，光纤采用聚酰亚胺涂层，耐温300°C。光纤及时监测应变分布，采样频率达10kHz，可检测到0.1με级别的微应变，满意颤振初期预警需求。通过MEMS加速度计辅助丈量，可识别频率范围5~150Hz之间颤振模态。数据通过光纤传输至飞控计算机，然后驱动压电陶瓷作动器形成闭环颤振抑制，在风洞试验中将可颤振临界速度提高18%。沈飞六代机的全动翼尖颤振抑制技术已经到达工程化应用成熟度。

从全动翼尖和开裂式阻力舵这两种新型操纵面上，我们就能够一窥成飞六代机和沈飞六代机的定位差异。通常而言，开裂式阻力舵综合隐形效果更加，但是低速时偏航控制效率相对低下，依赖推力矢量赔偿，滚转时还需要额外控制面。采用开裂式阻力舵的成飞六代机是绝对的隐身和航程优先，侧重“先敌发现-先敌摧毁”，机动性需求次要，瞄准“一击离开”式战略对空、对地和对海打击。

而沈飞六代机全动翼尖偏转时，对前向RCS影响大于布置于机翼后缘的开裂式阻力舵，但是全动翼尖在全速域范围内均非常高效，且具备多模态飞控，一具翼尖同时能够充当副翼、襟翼和方向舵的功能。所以沈飞六代机侧重高烈度空战的一线对抗，当然也适合通过航母进行靠前部署。特别是面对势均力敌的对手时，敌方的态势感知能力、隐形能力、防空能力相当，我方未必能够实施有效的穿透型攻击，此时仍然需要发挥六代机的全向隐身和全速域超机动能力进行高烈度制空争夺，所以沈飞六代机的飞控绝对堪称有史以来最复杂的。

关于这点，我们可以从曾经“过于超前”的YF-23上一窥端倪。YF-23取消了平尾，采用了一对外倾角为50度的宽间距布置全动V尾，完全避开了边条和机翼内侧涡流，能同时提供方向和俯仰两个方向配平，从而可以给飞机提供额外的俯仰控制力矩。但是这对V尾让飞行控制体系变得非常复杂化，V尾的方向动作是需要副翼进行姿态赔偿的，不能完全独立发挥作用，而俯仰控制又需要和襟翼进行权限分配。大迎角时，V尾又处于机身的强下洗流和部门机翼下洗流中，控制的非线性气动耦合强度远超F-22的传统尾翼布局。虽然诺斯罗普开发了“交叉解耦算法”，及时解算V尾差动/对称偏转组合，但对于1990年代的算力来说，极大增大了飞控计算机运算负荷。此外，全动V尾的铰链力矩极大，且结构柔性高于传统垂尾。试飞中曾出现跨音速颤振，被迫在飞控中嵌入主动颤振抑制算法，通过加速度传感器反馈及时调整作动器阻尼。

所以，尽管YF-23在风洞中表现出了60度以上大迎角飞行能力，但是在YF-23整个公开试飞的过程，为了稳妥，没有展示任何大迎角飞行能力，最大迎角也没有超过25度，亚音速机动性方面输给了YF-22。

但是，作为诺斯罗普YF-23试飞员以及后来洛克希德·马丁公司F-22首席试飞员，保罗·梅斯对此有自己的一手试飞体验，他在后来的采访中称YF-22和YF-23的大迎角能力都相同，均为60°，但由于YF-23采用了巧妙的外倾全动V尾设计，实际上无需推力矢量就实现了这一目标。诺斯罗普+麦道这对组合对空战和隐身的理解是超前的，YF-23的倾斜全动垂尾的确是隐身、超巡与气动创新的里程碑，其设计哲学在六代机时代正被重新审视。

毫无疑问，沈飞六代机的飞控算法，特别是涉及到高动态飞行环境下的分布式控制面强耦合需要AI解算，飞控需要实现从“避免失控”到“主动利用非线性效应”的跨越，从“响应式”升级为“预测式”。

飞控的典型场景包括：起飞时，沈飞六代机的翼尖对称下偏5°~10°，与襟翼、矢量推力联动增加升力系数，大幅度降低离地速度。着陆时，翼尖不对称偏转，起减速板的作用。亚音速巡航时，翼尖微调±2°抑制翼尖涡流，降低诱导阻力。滚转时差动偏转，比如如左翼尖上偏15°，右翼尖下偏15°，替代传统副翼。0.8~1.2马赫的跨音速区间，翼尖前缘自动微上偏1°~3°以延迟激波分离。1.5马赫以上的超音速巡航时，翼尖对称上偏3°~5°进行配平优化抵消机头下沉力矩。大迎角机动时，翼尖对称上偏，发挥雷同垂尾的作用，提升大迎角下航向控制能力。风洞实验表明，全动翼尖在60度大攻角阶段时仍具有良好的偏航控制能力，且其偏转所产生的偏航力矩基本不随侧滑角的改变而变革，提供了大攻角时的可控性及抗尾旋能力。超机动时，全动翼尖偏转的自由度比全动鸭翼、全动垂尾更高，可以同时进行展向和弦向偏转，加之力臂是所有操纵面最长的，与其他操纵面和矢量推力的分布式协同，相信沈飞六代机全速域机动性上全面优于第五代战机。

翼尖虽小，却是飞行控制体系的“瑞士军刀”。沈飞六代机的全动翼尖技术核心在于 “材料-传感-控制”的高度融合，通过智能材料实现作动器革命，结合AI算法自主感知流场、预测颤振、动态重构，直接跨过了传统气动布局的桎梏！这不是追赶，而是颠覆空战规则的"死神之翼"！