X-31

X-31計劃的基礎條件首先是由德國MBB公司在上世紀70年代提出的。德國MBB公司早期進行的技術研究主要是基於先進格鬥導彈作戰範圍的提高，以及將戰鬥機的機動動作範圍擴展到失速迎角之後。早期研究的結果是新型格鬥導彈的採用已經完全改變了戰鬥機格鬥空戰的性能要求，較小的轉彎半徑和高的瞬間轉彎角速度的作戰意義要明顯超過指導第三代戰鬥機設計的高穩定盤旋角速度要求。X-31驗證機也是世界上第一種在設計開始時就將氣動力控制和推力矢量控制進行綜合考慮的機型，也是第一種完全以驗證過失速機動技術的要求和使用環境為目的進行設計的機型。 ^[2] 

美國航空科研機構在基本相同的時間裏也開展了對戰鬥機過失速機動性能的探索，共同的發展目標和各自所具有的技術優勢使美國和德國走上了合作開展高機動戰鬥機技術驗證的發展道路。X-31驗證機是將美國羅克韋爾國際公司的 HiMAT高機動遙控研究機與德國的 TKF/J-90方案進行綜合後提出的設計方案。美國和德國參加項目的單位在1980年6月就“增強戰鬥機機動性”計劃（EFM），即X-31驗證機計劃簽訂了項目合作備忘錄，整個發展計劃將由兩國相關單位來確定研製的目標與技術指標要求， 美國國防高級研究計劃局(DARPA) 和德國國防部的計劃部門負責對項目的總體要求進行論證和平衡，美國羅克韋爾國際公司和德國MBB公司負責驗證機的研製和技術試驗工作，X-31驗證機主要的試飛工作則由美國海軍試飛中心與美國航空航天局負責。 ^[2] 

X-31計劃是美國進行的第一個國際性試驗計劃，同時也是德國和美國第一次在高技術航空領域進行的合作。因為德國在戰鬥機過失速機動技術方面的探索工作開始的較早，所獲得的技術成果也比較豐厚，德國在過失速機動研究方面的技術基礎使X-31計劃真正成為了美國和徳國共同研製並且技術共享的項目，德國得以用佔總投資額25%的投資獲得100%的技術分享權，就是通過德國航空工業自己所掌握的技術優勢所爭取到的。X-31合作項目又一次證明了獨立自主的技術發展是獲得利益和收穫的基礎。 ^[1] 

X-31驗證機項目的目的主要是四個方面：

一：證明高機動戰鬥機的概念。

二：對高機動，低成本國際戰鬥機的概念進行基礎研究。

三：建立EFM設計和應用數據庫。

四：對EFM的戰術優勢進行研究和驗證。

X-31驗證機的設計要求主要是研究如何提高戰鬥機的近距空戰格鬥能力，X-31驗證機的基本目標是要進入戰鬥機還不敢涉及的失速後的飛行包線，讓飛機能夠在很大的迎角和很低的速度下進行可控飛行，使戰鬥機能夠具有更高的轉彎角速度，失速後的機頭指向能力以及滾轉耦合機身瞄準的能力。通過提高戰鬥機的瞬間機動性和敏捷性來保證戰鬥機可以在戰場上獲得戰術上的優勢地位。 ^[1] 

在X-31驗證機項目開展前所進行的前期技術準備中，第一階段的研究工作主要是論證項目發展用驗證機是採用改裝現有飛機還是新設計一種新機型。因為當時可供應改裝的飛機都是根據氣動力控制為基礎設計的特點，而新機型必須將氣動控制和發動機推力矢量的效能進行綜合考慮，在經過對項目驗證機的技術和應用條件所進行的論證後，確定新驗證機只有根據項目技術要求全新設計才能夠真正的達到驗證技術的要求。 ^[1] 

X-31驗證機的方案設計在1987年8月完成，羅克韋爾國際公司負責氣動外形和機體結構設計，德國MBB公司負責飛行控制系統及進氣道的設計。X-31 1號機在1990年10月首進行飛，2號機在1991年初也完成了首飛。X-31的第一階段試驗從1991年初開始，主要進行了發動機推力矢量試驗和飛行迎角達70度的試飛驗證。X-31原型機的試飛工作主要在美國海軍試飛中心進行和德國進行，根據早期試飛的成果和技術發展的條件，X-31驗證機的試飛項目已經由原設計中驗證過失速機動擴展到利用發機推力矢量技術來驗證"無尾"飛機的設計和使用環境，同時還根據X-31的推力矢量技術和大迎角飛行能力來對新型作戰飛機設計中的無滑跑着陸技術進行驗證。 ^[1] 

美國洛克韋爾和德國MBB公司根據美、德政府、美國國防預研局（DARPA）和美國海軍的一項聯合計劃設計了"加強戰鬥機機動性驗證機" X-31。該機1986年底開始設計，1987年8月完成。一共生產了2架，分別稱為X-31A和X-31B，並先後在1990和1991年首飛。1993年，機上安裝了頭盔目視/音頻顯示器，使飛行員在大迎角情況下作戰時能瞭解自己的位置。試驗中，X-31可控飛行達到70°迎角，並在這迎角完成了一次繞速度矢量的控制橫滾。第二架飛機利用失速後機動能力完成了快速小半徑的180°轉彎。X-31能以超過任何常規飛機的氣動力極限正常飛行。它可做的一個稱為 "赫布斯特（Herbst）機動" 是將X-31拉至74°迎角，繞速度矢量滾轉並反向下滑加速飛行的機動動作。這動作大大減小了戰鬥機轉彎半徑，可迅速使機頭指向後方目標。 ^[3] 

首架 X-31 於 1990 年 10 月 11 日進行了首飛，隨後的飛行試驗大部分都是在驗證大迎角條件下的飛行狀態。在這些試驗中，X-31 嘗試了多個角度上的失速飛行，為突破“失速障”這一技術難題積累了大量試驗數據。1994 年，X-31 開始進行超音速飛行時無尾翼飛機飛行狀態研究的試驗。

X-31完成180度轉彎的半徑約為149米，時間12秒。而用常規機動（無推力矢量），X-31的轉彎半徑約為823米。

X-31與F/A-18進行過多次一對一空中作戰試飛。對抗用的F/A-18飛機經氣動及飛行控制系統改裝，在常規轉彎性能上接近X-31。空戰結果，X-31在94次演練中，勝78次，平8次，負8次。利用NASA空戰模擬器同樣條件下作戰71次，X-31勝56次，平7次，負8次。當然這些空戰和作戰模擬是在一定約束條件下進行的，而且只限於目視格鬥。

5年來兩機共試飛538架次。1995年1月19日X-31A在美國航空航天局德賴登飛行研究中心墜毀。同年這項目研究結束。後來， X-31進行過無尾飛機技術的飛行驗證研究。雖然實際上並沒有去掉垂尾，但飛行控制系統重新編程後，飛機上其它舵面被用來抵消垂尾的穩定性功能使飛機像沒有垂尾一樣，然後由推力矢量來代替垂尾的作用以模擬無尾飛行。1994年3月17日X-31成功地進行了試飛，高度11600米，速度達到M1.2。在高速平飛和轉彎時，試飛員僅用發動機推力矢量技術成功地演示了飛行的穩定性和操縱性。實現了史無前例的無垂尾超音速飛行。 ^[3] 

2002年美德兩國想利用X-31B進行極短距起飛和着陸研究（ESTOL）稱VECTOR項目，計劃試飛45次，準備靠推力矢量作用將着陸迎角從12度提高到24度。初步試飛表明效果明顯，着陸速度降低31%，滑跑距離從2400米減少到520米。後由於經費削減，項目取消。

隨着中距空空導彈的發展，對未來空戰是以超視距作戰為主還是目視格鬥為主爭論很大。因此過失速機動技術的研究已經暫告一段落。

圖1這架 X-31 是Pingp 攝於 2004 年 5 月柏林國際航空航天展覽會。這是一架在最新改型的 X-31，被稱為 X-31 VECTOR， 即"帶矢量推力的超短距起飛着陸控制和無尾飛行研究，與第一階段的 X-31 EFM（增強機動性戰鬥機）研究超機動性不同，VECTOR 研究推力矢量控制下的極短距起飛和着陸技術，研究成果可以應用在未來無人機項目上。VECTOR 由美國海軍和波音公司，和德國聯邦國防科技與採購辦公室（BWB）、德國空軍第 61 試驗中心（WTD）、德國 EADS 軍用飛機公司、德國航空研究局（DLR）飛行系統科技學院共同實施，可以在 VECTOR 項目徽章上看到。 談到戰鬥機的機動性無外乎包括常規機動性和非常規機動性.，如果談常規機動性，當然要是指飛機的推重比、翼載、轉彎速度等. 非常規機動則包括過失速機動和直接力控制的非常規機動，過失速機動就是將飛機的仰角遠遠超過其失速仰角，在速度非常小的情況下.迅速改變飛機速度矢量的方向和機頭指向。比方美國X-31驗證機的過失速機動幾個典型動作， A.拉桿使飛機成70度仰角，然後做翻轉150度的航向的失速筋斗，然後再繞其速度矢量做150度外切橫滾； B.先拉桿成70度仰角，再以50度仰角作左轉彎完成150度的轉向。C.拉桿以3G過載15-17度仰角至倒飛，在此狀態下使飛機以70度仰角左傳180度，然後再次90度轉向。 ^[3] 

區別於傳統的現代戰鬥機常規設計的是主動控制技術（Active Control Technology），主動控制技術是由美國率先提出的一種飛機設計和控制技術。從飛機設計的角度來説，主動控制技術就是在飛機設計的初始階段就考慮到電傳飛行控制系統對總體設計的影響，充分發揮飛行控制系統潛力的一種飛行控制技術。比如F-16就是世界上第一架採用主動控制思想設計的飛機。比如採用主動控制技術：1．放寬靜穩定度 2．實現直接力控制 3．控制機動載荷 4．控制突風載荷 5．控制機體顫振 6．採用綜合火控/飛行/推力控制系統。 ^[3] 

X-31 增強戰鬥機機動性（EFM）項目由波音公司與歐洲航空防務航天公司聯合開展研究，它是 X 系列試驗飛行器中第一個國際合作項目。X-31 機長 14.85 米，機高 4.45 米，翼展 7.28 米，採用鴨式前翼、機腹進氣、雙三角機翼、單垂尾、無平尾佈局，並帶有翼根前邊條。其機翼採用鋁合金翼梁和翼肋、碳纖維複合材料蒙皮，機身結構大部分為鋁合金材料。X-31 機身腹部的矩形進氣口帶前伸的附面層板，其下唇口板可調節。 ^[3] 

X-31是一種以增強戰鬥機機動性為根本目的的技術驗證機，在設計中主要用來驗證在大迎角過失速機動時的飛機運動性能和控制技術，為新一代高機動戰鬥機的設計提供技術支持和積累前期技術儲備。 X-31驗證機獲取高機動飛行和大迎角過失速控制能力的途徑是發動機推力矢量技術和自動飛行控制系統的應用，X-31驗證機採用單發動機，單垂尾，雙三角翼的鴨式佈局。飛機的控制在應用常規氣動力控制的同時也利用推力矢量來保證X-31在大迎角姿態時的穩定性和操縱性。飛機設計單位為了在驗證新技術的同時控制飛機本身的製造成本，在 X-31的設計和製造中廣泛應用了其他現役飛機上的成品，部件和結構。 ^[1] 

X-31驗證機在氣動佈局上採用小前翼，機腹進氣及雙三角機翼，機翼前端靠近機身的位置還帶翼根前邊條。 X-31使用的通用電氣公司F404渦輪風扇發動機的噴口處安裝可控推力導向片以實現推力轉向，由三塊導向板組成的推力矢量控制系統可以保證尾噴流最大偏角達到 26度。X-31因為是按照純粹驗證機的標準進行設計，飛機的結構和設備都比較簡單，X-31在驗證飛行狀態時的推重比為1.0-1.2。 ^[1] 

X-31驗證機的機翼採用了跨音速翼型的小切尖雙三角機翼帶有固定扭轉結構的機翼相對厚度為5.5%，機翼無安裝角和上反角。 X-31驗證機雙三角機翼的內側機翼後掠角為48度，機翼外側後掠角為36度36分，機翼為普通半硬殼結構，機翼結構由鋁合金翼梁骨架與碳纖維複合材料整體蒙皮組成。機 翼可動部分為前緣處兩段前緣襟翼和機翼後緣的兩段式襟副翼，帶固定扭轉的機翼和前、後緣可動部分在飛行控制計算機的控制下，根據具體飛行條件的變化自動調整機翼 的彎度。因為X-31驗證機本身所研究的是亞、跨音速時的高機動性，所以在機翼的設計上也是以強調M0.1-1.4之間的亞、跨音速範圍為主，沒有過多的考慮飛機在M1.6以 上超音速飛行時對機翼氣動力上的要求。X-31驗證機的機翼結構設計與EF2000（歐洲戰鬥機）基本相同，翼型和剖面彎度以及外載荷都由羅克韋爾國際公司進行確定和修改，X-31的機翼採用了多桁梁金屬結構設計，蒙皮採用了碳纖維複合材料，翼身結構和機翼作動筒護板採用了9130/T300複合材料 製造。 ^[1] 

X-31驗證機的前翼相對機身和 主翼的位置與歐洲戰鬥機EF2000類似的遠距離耦合設計，前翼設置在駕駛艙前方略高於機翼位置，這樣可以使前翼具備較好的俯仰控制能力。 X-31的前翼面只能同向偏轉而不可差動控制。X-31前翼與副翼的可動部分都採用複合材料蒙皮蜂窩結構，可動翼面的控制系統採用的都是應用在美國軍用飛機上的成品件。

X-31驗證機的機身設計比較傳統，前機身用鋁合金梁框和碳纖維複合材料蒙皮組成，中段機身為全鋁合金結構，後機身的框架結構和蒙皮採用高強度的鈦合金製造。 X-31的機身設計內部空間較大，不對超音速性能進行過多的考慮也使機身線條件比較簡單。為了提高 X-31驗證機的推重比，除了必要的飛行控制和測試設備之外，X-31驗證機上沒有安裝雷達系統和機載武器的能力與空間，X-31驗證機的結構材料中碳纖維複合材料為20%，輕鋁合金材料為55%，鋼和鈦合金的比例為11%。 ^[1] 

X-31驗證機的縱向和橫向均為靜不安定設計，飛行控制採用了數字式電傳操縱系統，為了降低X-31驗證機的設計工作量和製造成本，X-31採用了F-16戰鬥機的前三點起落架，進氣道下方的主起落架向後收入機身，主起落架向前收入機身，機輪與剎車系統是“獎狀”式民用飛機的，採用與A-7攻擊機同樣的輪胎。單座增壓駕駛 艙內裝有馬丁-貝克彈射座椅、風擋，向後開啓的座艙蓋，儀表都直接採用了 F/A-18戰鬥機的成品。X-31驗證機在應急條件下可連續工作4.5分鐘的應急電/液系統採用F-16戰鬥機的同類裝置，空中起動機是F-20戰鬥機用的，飛行操縱系統採用了F-16和F/A-18戰鬥機的成品，速度/加速度測量裝置也採用了 F/A-18戰鬥機的設備。 ^[1] 

X-31驗證機的進氣系統採用了下唇口可調節的機身腹部矩形進氣 道，進氣道和機身下表面之間帶前伸的附面層隔板，X-31動力裝置為一台通用電氣公司的F404-GE-400渦輪風扇發動機，發動機加力推力7255千克，為了降低安裝在發動機尾噴口處的推力矢量裝置的技術難度，採用了機械控制的三塊碳-碳材料製造的推力導向折流板，可作±26度（正常使用時的偏轉角度為±10度）偏轉的導向折流板系統使X-31具備了多軸推力矢量能力，導向折流板在不使用推力矢量時還可以作為阻力板使用。X-31驗證機推力矢置裝置的折流板在設計上借鑑了“狂風”戰鬥轟炸機反推力裝 置所應用的技術，X-31驗證機上的推力矢量裝置雖然要付出很大的阻力和重量代價，但是卻是推力矢量裝置中技術難度最小，完全符合低成本技術驗證機的設計目的和技術要求。 ^[1] 

X-31 的動力系統與 X-29A 一樣，都是通用電氣的 F404-GE-400 渦扇噴氣發動機。其發動機尾噴口處安裝有三片推力導向片（可作正負 10 度的偏轉，並能長時間承受最高 1,500 度的高温），可使飛機在上下或左右方向上的控制更加自如。X-31 採用數字飛行控制系統，其中三台同步主計算機控制飛機飛行控制面的工作，餘下一台計算機則在前面三台計算機出現衝突時充當連接斷路器的角色，但這四台計算機都不具有與 X-29A 類似的備份功能。 ^[3] 

X-31 主要用來驗證推力矢量技術與高級飛控系統配合的實用性，即用推力矢量技術和可控前翼完成常規飛機無法實現的大迎角機動飛行。與同時代的“先進技術戰鬥機”（ATF）和“歐洲戰鬥機”（EFA）等先進戰鬥機強調中距空戰能力的設計思想不同，X-31 計要求主要是研究如何提高近距空戰格鬥能力，使飛機能夠在很大的迎角和很低的速度下飛行，使其具有更高的轉彎角速度。 ^[3] 

翼展 7.3米

前翼翼展 2.64米

機長 （機身長）14.85米

機高 4.6米

機翼面積 21.02平方米

前翼面積 2.2平方米

垂尾面積 3.5平方米

前主輪距 3.5米

主輪距 2.4米

全備空重 5450千克

燃油重量 1880千克

正常起飛重量 6850千克

最大起飛重量 7500千克

最大平飛速度 M1.3

海平面爬升率 218米/秒

實用升限 12200米

起飛滑跑距離 457米

起飛距離（至15米高）823米

着陸滑跑距離 823米

着陸距離（自15米高）1128米

設計過載 +9g～-4g