為何F15沒有前緣襟翼？

為何F15沒有採用三代機中普遍使用的前緣襟翼或者縫翼？如果6、70年代的航電計算水平達不到的話？那為何在之後的諸多改進型號中也沒有採用？

　F-15 的機翼設計是依據半經驗和當時的線性理論方法選擇機翼參數組合，利用飛機設計一體化系統（CADE）進行分析研究，然後選擇有利方案進行吹風試驗，選定最終的機翼參數。經過長達
1 年的吹風試驗，對 800 個機翼變數進行了試驗，包括 74 種機翼外形和 54 中變彎度措施。

　　最後確定了兩種方案：方案一，展弦比 2.5，根梢比 5，前緣後掠角 50°，帶前緣錐形襟翼；方案二，展弦比
3，根梢比 2.5，前緣後掠角 45°，固定前緣錐形扭轉。經過各類改進之後，方案二入選。最終
F-15 的機翼方案為：切尖三角翼，無前後緣機動襟翼，採用前緣固定錐形扭轉設計。前緣後掠 45 度，機翼相對厚度為
6%/3%（翼根/翼尖），展弦比為 3，根梢比為 5，翼面積 56.48 平方米，下反角 1°，安裝角
0°。機翼上僅有後緣高升力襟翼和副翼共 4 個操縱面。

　　F-15
採用切尖三角翼翼形的原因是很顯然的，三角翼在改善機翼結構、增大機內容積方面有較大優勢，同時可以使飛機在跨音速區的阻力增加變得更加平緩，飛機跨音速時焦點移動量也較小，減小了配平阻力。不過，在
F-15 原型機試飛照片上，我們可以看到，該機並沒有翼尖斜切結構。但在試飛過程中發現，F-15 在 9,144
米高度、M0.85~M0.95 速度範圍內進行 6G 或更大過載的機動時，機翼會出現顫振現象。為了改善顫振特性，機翼翼尖切去了大約
0.8 平方米左右，形成現在所見的切尖設計。

為了改善飛機亞音速性能，F-15
採用了前緣固定錐形扭轉設計，而沒有採用當時已經得到普遍應用的前緣機動襟翼——這種設計主要是從重量、製造工藝和系統複雜性方面考慮的。由於
F100 發動機推力相當高，即使固定錐形扭轉將導致飛機超音速阻力增大，根據計算，F-15
的超音速性能仍可達到空軍的指標。權衡利弊之後，麥.道決定放棄前緣機動襟翼的選擇。而 F-15
放棄後緣機動襟翼，則是由於後緣襟翼放下以後，增加的配平阻力超過了因此減小誘導阻力所帶來的好處。

　　機翼採用高達 3

的展弦比，配合較小的根梢比，有利於推遲翼尖分離，明顯減小了機翼誘導阻力；同時較大的展弦比提高了機翼升力線斜率，改善了機翼升力特性。這和能量機動理
論中減阻增升的要求是一致的。當然，展弦比增大，超音速零升阻力係數也增大，增大了跨/超音速的波阻。這個缺點，則利用強大的發動機推力和其它方面的設計
來彌補。

奪取絕對空優——麥克唐納道格拉斯 F-15 鷹戰鬥機發展史

因為加了成本高，不加也能湊合用。