F-14战斗机的油门杆往前推是加推力还是减啊

　　加力，如果你是猫猫的FANS，就顺便看一下下面的F14性能介绍，不是FANS就不用看了，蛮多的。
　　浅析F-14战斗机的技术特点
　　进入60年代中随着苏联超音速反舰导弹发射平台的逐渐增加，特别是能携带空射超音速反舰导弹的中远程轰炸机的大量装备，对美国海军航母战斗群的饱和攻击已经从理论变为现实的威胁。为了应付这种威胁，美国海军需要一种能够在远离航母的空域长时间巡逻并能够搭载远距空空导弹在敌轰炸机攻击之前就将其击落的中型防空战斗机。但是越战的经验和F-111B研制的失败也使海军认识到不能仅强调战机的超视距远程空战能力，新的舰载战斗机必须要有足够的机动性。在这两点基本要求上延伸出了VFX的战技术要求，具体来说，海军还要求飞机有良好的可维护性，能够在满挂弹药和2000磅燃油的条件下着舰和足够的载弹量以及电子对抗能力遂行近距支援任务。
　　众所周知，VFX计划的产物就是大名鼎鼎的格鲁曼F-14“雄猫”，作为世界上第一种第三代战斗机，它在气动和结构设计上都独具特色，外观上有一种特有的气势和美感，不仅极快地完成从设计到装备部队的过程而且拥有梦幻般的远距空战能力，再加上超人气电影《壮志凌云》的推波助澜，这一切使它在世界各地拥有数量庞大的Fans群体。笔者此次不想简单的介绍这种飞机的一般性能，而是希望能够对F-14设计上的特点和其中的理由作一个比较详细地介绍。
　　气动布局
　　为了满足海军对飞机的高速截击能力、巡逻时间和大负荷条件安全着舰的近乎自相矛盾的苛刻要求，在当时的条件下使用变后掠翼布局几乎是唯一可行的布局。如果要采用固定翼布局，要满足着舰性能的要求，就必须要加大翼面积以降低翼载荷，但是翼面积越大波阻和摩擦阻力就越大，截击能力和巡航经济性就受到损害，于是必须要有更强劲的动力和更多的燃油，毫无疑问，这样会产生更多的重量，就会要求更大的翼面积。虽然这并不是一个没有尽头的循环，但是却收敛于一个成本和重量无法接受的结果，根据国会要求对F-15上舰研究的结果证明了这一点。
　　在总结了F-111的教训和过去数十年的研究经验的基础上，F-14的机翼堪称战斗机变后掠翼系统的经典之作。F-14的机翼后掠角变化范围为20度~68度，地面停放时可以锁定在后掠75度位置，在后掠20度时翼展19.14米，后掠68度时翼展11.65米，停放时为10.15米，翼面积52.49平方米。机翼可动段有二段式前缘缝翼和三段式后缘襟翼，在后缘襟翼前的机翼上表面有四块扰流片。在F-111的设计试飞过程中，美国人发现该机的转轴位置选择的过于靠内（约20%半展长处），随着飞行马赫数和机翼后掠角的增大，气动中心不断后移，最终后移量达到53%平均气动弦长，换言之飞机的纵向静安定度（注1）增加非常大（最大静安定度达到近60%）。为了配平飞机需要很大的平尾负升力，产生很大的配平阻力，也严重的影响了飞机的机动性，实际上也对平尾面积和尾臂长的选择产生影响，从而增加了重量和成本。在研制F-14时，格鲁曼应用了兰利研究中心的成果，把转轴位置选择在较靠外的30%半展长处（转轴距机身对称面2.72米），使气动中心的移动量大大减小，在后掠50度时出现的最大后移量仅有16%平均气动弦长，此后随后掠角的增加反而逐渐减小，相应的整个马赫数范围内的纵向静安定度都比F-111小得多。这是对采用变后掠翼布局的F-14的机动性要求的基本保证。
　　与多数变后掠翼飞机不同，F-14的翼套相当大，这是转轴位置靠外造成的，在翼套的内部还收藏着一片翼套扇翼，翼套扇翼伸出可以进一步前移气动中心，使超音速的静安定性降低10%，降低平尾负荷和配平阻力。当收起翼套扇翼时，在大部分超音速范围F-14能做6g以上的机动，而伸出翼套扇翼时还可以再增加约1g。翼套的前缘半径较大，翼套上表面每侧各有两条结构加强翼刀，这样的设计兼有结构和气动的妙用，结构上加强了空心的翼套的强度和刚度，但气动上则又有更为重要的作用。变后掠翼机的翼套后掠角很大，在一定迎角（注2）的时候会像边条一样拉出涡流，但是当外翼小后掠角状态时这个涡流会在翼套前缘与活动机翼相交处离开前缘而流过机翼上方，会在活动翼上表面诱导上洗气流，并且促使活动翼上表面气流发生分离。分离一般从翼套与活动翼相交处弦向的后缘开始，但随着迎角的增大，很快就会向外和向前扩展，虽然实际上也会影响翼套的后缘，但是该处的分离非常缓慢。这种现象发生后再增大迎角，外翼的升力就不再增加，甚至可能下降，而翼套的升力则继续增加，从而影响了飞机所能达到的最大升力系数（注3），并且更重要的是使纵向力矩系数的变化出现非线性，而且变得不稳定，有时也会在纵向不稳定后也破坏横航向的稳定性。另外，由于分离从后缘开始发生，放后缘襟翼的增升效果也不理想。采用大的翼套前缘半径可以推迟出现分离涡流到更大的迎角，而翼刀则可以保持已经发生的涡的位置，阻止它向外翼流动发展。翼套的后缘有一圈柔性的整流装置来保持后缘的密封，这个装置由液压活塞来保持正确的位置。而翼套后的机身收藏后掠的外翼的位置，则有一个气囊来保持气动外形和机身的密封。
　　也许会让人感到惊讶，作为1970年首飞的飞机，F-14的机翼掠动，翼套扇翼的伸缩和机翼增升装置的收放全部是自动的，而且它们多数并不是由控制增稳系统的飞控计算机控制，而是由中央大气数据计算机控制。在油门杆上有一个四向电门，是机翼的主要掠动控制系统，可以选择自动掠动或者将外翼锁定在前后位置，另一个选择是需要使用炸弹作近距支援时，把机翼锁在55度后掠角位置上，这是因为这个后掠角位置加速性好，持续机动能力强，而且低空速压大，为避免受到过大载荷，机翼不宜多做掠动。飞行员还可以通过油门杆侧面的手动杆应急手动无级调节后掠位置，但是为了限制翼根弯矩，飞行员对后掠角的调节受到掠动程序中手动后掠限动器的限制。事实上格鲁曼设计这个以马赫数为自变量函数的自动掠动程序的最初目的就是为了限制翼根弯矩，减轻机翼的重量，但是他们很快就发现对掠动程序进行合理的优化可以改善飞机的飞行性能。最后使用的程序基本上包括适用于4300米以下和适用于6100米以上两种，实际上考虑了空气密度不同造成的速压和翼根弯矩的区别。众所周知，小后掠角状态可以获得好的低速升力特性、高的升阻比，而增加后掠角可以明显的推迟马赫数增加时的阻力增加。绝大多数时候把按最大升阻比和阻力增加特性确定的随马赫数掠动的程序与按翼根弯矩考虑的掠动程序相叠加就最后得到输出的后掠角，出现这样的结果，不得不说格鲁曼很走运，F-14这个设计的气动效率最优值和结构受载有着高度的相容性，只有很少的情况必须要为结构作出气动上的少许让步。这套变后掠系统使F-14收到了很高的气动效益，在亚音速巡航时可以获得远超过10的最大升阻比（在M0.6可以达到15，此时对应最大航时巡航，但因为速度较慢，并不出现最大航程），而在超音速的零升阻力系数仅略超过0.04。在3050米高度，0.9马赫的条件下，F-14A拥有超过600英尺/秒的单位重量剩余功率，虽然单位重量剩余功率并不与实际的爬升率完全一致，但是反映了飞机的爬升能力，变后掠构型使F-14A在自身重量较大，推重比不足的情况下能够获得比通常推测的更大的爬升率。当然，在前面也已经谈到飞行员可以在手动后掠限动器限制的范围内手动调节机翼的后掠位置，但是飞行员不可能知道在什么时候取多大的后掠角有最佳气动效率，而且自动变后掠机构能够提供的7度/秒（1g）到3度/秒（7.5g）的变后掠速率通常也够用，所以一般并不经常使用手动变后掠。不过，自动变后掠程序并非为格斗而优化，在格斗中也许有经验的飞行员会通过手动调节后掠角而获得额外的优势，比如减小后掠角以迅速的降低速度和获得良好的盘旋性能或者增大后掠角以迅速的加速脱离缠斗。
　　包含翼套扇翼、前缘缝翼和后缘机动襟翼在内的机动装置对F-14的机动性有十分重要的作用。翼套扇翼最大可向外旋转15度，其作用在前文中已经提到，但是需要说明的是，在F-14B/D型机上已经取消了翼套扇翼,笔者以为原因可能是由于控制系统的改进、飞机重心位置的变化和美国海军对超音速机动性要求的变化使飞机已经不需要这个装置。在机动中使用前缘缝翼据说跟格鲁曼的试飞员曾经试飞过达索的幻影G有很大的关系，他们发现在亚音速机动中使用前缘缝翼可以极大的推迟抖振的发生，稍后会谈到这些机动装置综合作用会有多大的效益。F-14的前缘缝翼最大偏角为17度，在起降时使用，用作机动缝翼时最大偏角8.5度；相似的后缘襟翼在起降时最大偏度为35度，而在机动中最大偏角为10度。后缘襟翼的结构比较复杂，在上表面有一块眉门，眉门伸出时可以保持上表面的连续，收起时可以形成起降高升力构型所需的单缝；下表面也有一扇门可以在后缘襟翼处于收起或机动位置时保持机翼下表面的连续，而在起降高升力构型下则收起形成单缝。前缘机动缝翼和后缘机动襟翼的操纵原本是由飞行员通过操纵杆上的手轮控制的，但是实际上空战中飞行员负担太重，很难顾得上及时使用，在90批次之后就改为由中央大气数据计算机全自动控制了。翼套扇翼也是由中央大气数据计算机控制的，但是在M1.4以下可以由飞行员通过操纵杆上的手轮控制。在低速压下的前后缘机动缝、襟翼和翼套扇翼的收放是互相联系的，大致上是低速时当迎角超过7度时机动装置完全伸出，在迎角小于4度时收回，起始伸出的迎角随马赫数增加而增加。机动装置偏转角度之间的关系是翼套扇翼向外旋转的角度是后缘襟翼的1.5倍，前缘缝翼的偏转角度是后缘襟翼的0.85倍。但是在低空低马赫数时，外翼小后掠，翼套扇翼是不伸出的，因为飞机本身按机翼伸开时具有最小的纵向安定性设计，以减小平尾配平负荷从而获得大的升阻比，如果此时伸出翼套扇翼会使飞机变为纵向静不安定，这种现象在当时是应当避免的。翼套扇翼在M1.4以上会完全伸出，在后掠控制电门处于投弹位置时也会完全伸出。前后缘缝/襟翼也有使用的限制，在7620米以下高度为了控制结构承受的气动载荷，把使用机动装置限定在表速为426千米/小时的常数速压线以下，而在7620米以上高度，由于这个表速所对应的马赫数约为0.85，对应的机翼后掠角接近50度，前后缘机动装置的效率很差，所以即使在更大高度速压有所降低，也把前后缘机动装置在M0.85以上时收起。另外，最内侧襟翼受运动空间的限制，在后掠角大于21度时即锁死。虽然使用机动装置增加了飞机的复杂性，但是从性能的提高看还是值得的。在高度6100米，M1.3的条件下伸出翼套扇翼可使升力系数为0.4时的升阻比提高5%，平尾配平载荷降低38%。在亚音速机动装置综合作用下，不仅最大可用升力系数增加约有0.1，更重要的是抖振边界升力系数随马赫数提高了0.2~0.4。在机动装置收起时虽然最大可用升力系数也可以高达1.6，但是由于抖振十分严重，难以准确追踪目标，多数情况只能用于防御机动，而在使用机动装置时最大可用升力系数与最大可用于跟踪的升力系数基本重合，这主要是由于前缘缝翼极大的减弱了抖振强度。
　　F-14机头直径很大，主要是为了容纳大直径的雷达天线，在机头长细比上作了折衷，既照顾了波阻，也可以在一定程度上避免大迎角下机鼻上表面分理处不对称的涡影响方向安定性。机身横截面很独特，为发动机短舱宽间距布局，机身扁平，翼套有一定的上反角，发动机舱也是倾斜安装，看起来略呈扁M形。发动机短舱宽间距布局虽然增大了干净构型下的摩擦阻力和波阻，但是在挂载武器的时候却可以通过保形挂架挂载“不死鸟”导弹，和机身半埋挂载“麻雀”导弹，比起完全外挂武器减少了相当多的阻力。翼套内段的上反与外段的下反可以使较大后掠角时的升力分布仍接近椭圆，减少诱导阻力。为了适应高空高速截击任务的需要，F-14选择了二元外压式四波系直通进气道，有一块水平固定压缩斜板，三块可调压缩斜板（最后的一块是扩压段的）和一个可调的放气门。压缩斜板按飞行马赫数调节，放气门则要跟据飞行马赫数、发动机换算转速（由温度传感器测得的总温换算得到的发动机转速）和飞行迎角来调节。各级斜板和放气门均为带反馈的闭环系统，该闭环系统精度较高，在小行程段误差不大于0.6%，中行程段不大于0.35%，大行程段不大于0.8%。系统响应速度则根据需要不同，按飞行马赫数控制的斜板由于飞行马赫数变化较慢，作动筒速度分别为10.16毫米/秒，43.18毫米/秒，30.48毫米/秒，而放气门还受到迎角和发动机转速的控制，其中战斗机在空战时油门运动频繁，发动机转速变化也很快，要求放气门作动筒速度达到139.7毫米/秒。进气道控制系统的指令更新也很快，更新周期为10毫秒，能够较好的满足实际飞行的需要。进气道内侧距机身25厘米，可以避免机头附面层进入进气道，进气道的下唇口位置比机头下缘更低，加上水平压缩斜板的屏蔽作用，进气道的大迎角性能较好。F-14的双垂尾安装在发动机短舱的上方，外倾5度，两垂尾顶端距离为3.25米，发动动机短舱下有双腹鳍，能够满足高空高速飞行的方向安定性要求。方向舵偏角为±30度，在大迎角时仍能控制飞机。全动平尾位置较主翼低，偏角范围为+15度到-35度，可以差动控制飞机滚转。为了减少后体阻力F-14A在设计过程中作了大量的研究，其中最具特色的是格鲁曼专为F-14A设计的光圈式收扩喷管，这种至今仅见于F-14A的喷管具有重量轻、自冷却和安装性能高的特点，喷管调节时作前后移动，不需要铰链，内外均十分光滑，在获得高的内部性能的同时又可以降低阻力。发动机喷口间的整流设计也十分关键，最后选择的整流方案较原设计短，剖面为楔形，中后部有一段外伸体可以改善面积分布，该方案兼顾了亚音速和跨音速性能，使飞机的巡航时可减少约6.5%的废阻力。整流体上下表面各有一块减速板，面积分别为2平方米和1.3平方米，可打开34度，但是在着舰时下减速板只能放到18度（一说被锁死）。
　　F-14的操纵舵面包括扰流片、全动平尾和方向舵，其中扰流片主要参与滚转操纵，全动平尾同向偏转可作俯仰操纵，差动可作滚转操纵，方向舵在小迎角作偏航操纵，大迎角也作滚转操纵。扰流片最大开度为55度，自动驾驶仪工作时为15度，当后掠角大于57度时，扰流片被锁死，不再参与操纵。变后掠翼飞机采用扰流片是相当普遍的现象，主要是因为布置全翼展后缘襟翼的需要，采用扰流片也可以避免大动压时的操纵反效，并且打开扰流片产生的阻力可导致有利于滚转的偏航力矩，另一点很重要的是在降落阶段打开后缘襟翼前的扰流片可以明显破坏襟翼升力效果，产生很大的滚转力矩，对低速时保持有效操纵飞机很有意义。但是使用扰流板也存在着很多固有的问题，首先是扰流片通过扰动气流引起升力变化来产生滚转力矩，这个过程有明显的时间延迟，时间延迟会影响操纵的准确度；其次是扰流片产生的滚转力矩与扰流片偏度的关系是非线性的，偏度很小的时候，处在附面层内，几乎不能产生滚转力矩，然后随偏度增加力矩增加很快，但最后力矩增长又趋于缓慢；然后是由于大迎角时机翼后缘附面层增厚，甚至局部分离，这会严重降低扰流片的操纵效率，使用前缘缝翼可以控制分离，部分弥补这个缺陷；最后是随着后掠角的增大，扰流片扰动减弱，位置也更靠近重心，操纵效果将会下降，而且扰流片位置靠后，会产生附加的抬头力矩，另外大后掠角通常对应的跨超音速飞行状态，扰流片前将会出现激波，扰流片只能影响波后升力分布，操纵效能进一步下降。扰流片的这些特点决定了F-14必须要使用差动平尾与扰流片相组合的滚转操纵手段，差动平尾在中小后掠角是辅助的滚转操纵手段，随后掠角增大逐渐变为主要操纵手段。差动平尾差动量一般不大（在F-14上最大差动权限为±7度，使用自动驾驶仪时为±5度），在低速压时不能产生足够滚转力矩，而且机翼展开时转动惯量和滚转阻尼也较大，必须要与扰流片组合作用，相反的对应高速压的大后掠状态，本身舵效比较明显，而且飞机转动惯量和滚转阻尼都减小很多，这时候为限制滚转率和后机身扭矩，平尾差动权限逐渐下降到最大值的一半。F-14的扰流片还有一些辅助的功能：在降落时可附加偏转8度，起直接升力控制的作用；在着陆接地后，左右同时打开55度增加阻力；在机动襟翼工作时下偏4.5度，减小缝隙，改善流态。与多数人的印象可能不同，战斗机的方向舵的偏航操纵能力主要用于机动中减小侧滑（注4）和精确控制航向及抵抗侧风降落等，而在F-14上方向舵的大迎角操纵能力十分重要。F-14拥有较高的使用迎角和一些非常规的机动能力，但在大迎角下扰流片和差动平尾的效能不足，必须要用方向舵控制滚转。

加力，这是目前几乎所有飞机设计中通行的做法，符合人的日常习惯

往前推是加,是国际惯例

油门杆往前推是增加推力，这一点在目前世界各国的战斗机上都是一致的。

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