米格-19战斗机：红色帝国的超音速起点（上）

冷炮历史2021-03-01 09:14

打开网易新闻 查看更多图片 

音障曾被视为一道不可逾越的坎，但随着1947年10月14日加利福尼亚上空的一声巨响，音障不可逾越的神话被彻底打破。

作为苏联第一款服役的超音速战斗机，MIG-19的地位确颇为尴尬。这款总产量不到2000架的机型，竟然在服役4年后就匆匆停产。作为超音速起点的他是非功过究竟如何？本文将揭开MIG-19战斗机的神秘面纱。

飞机设计

在降落时 采用减速伞的mig-19战斗机

如图1-1所示，大后掠角的后掠翼是MIG-19的标致性特征之一。MIG-19战斗机采用了后掠角55度（1/4弦线）的后掠翼，前缘后掠角超过57度，展弦比为3.24，机翼上反角-4.5度，机翼面积25平方米。

图1-1 MIG-19机翼一些基本参数

早期的高亚音速战斗机，就是采用后掠机翼来提高临界马赫数和降低波阻。随着飞行速度进入超音速，后掠机翼的设计就有了两种趋势。其一是随最大马赫数增大，机翼的后掠角也不断放大，展弦比不断减小。其次是展弦比虽然不断减小，但后掠角维持在中等水平。苏联早期后掠翼飞机设计选择了前者，而美国战斗机选择了第二种思路。如图1-2所示为美苏主要后掠翼战斗机的机翼参数比较。

图1-2 美苏主要后掠翼战斗机的机翼参数比较

增加机翼后掠角能保持亚音速前缘，理论上这是减小波阻的最有利方法。但大后掠角的结构效率低，扭转变形大。为了达到强度和刚度的要求，就必须选用更小的展弦比和较大的翼型相对厚度，这在一定程度上抵消了大后掠机翼的优点。后来的Su-7战斗机便遇到了这种麻烦。

正在接受现场指导的 su-7战斗轰炸机中队

图1-3给出了机翼后掠角对升力特性的影响，增加机翼后掠角会使机翼的升力特性降低。因为在亚音速流动时，通过后掠翼前缘使机翼上下表面之间的压力趋于平衡，机翼后掠角越大这种效应越强。另一方面，增加机翼后掠角也会使机翼临界迎角增大。因为对更大角度的后掠翼要得到完全使气流分离的压力梯度，需要的迎角更大。

图1-3 机翼后掠角对升力特性的影响

较低的升力线斜率、较大的诱导阻力、严重的翼尖失速以及俯仰力矩的上仰问题，都影响了起飞着陆、亚音速巡航和机动性能。而保持中等后掠角减小展弦比的思路同时可以采取较小的相对厚度，以弥补小后掠的阻力影响。同时也可以兼顾亚音速与超音速性能，上仰问题也不太严重。相对来说，早期苏联战斗机用途较为单一，强调高空高速性能，航程较短。美国战斗机为了兼顾空空与对地能力和较远的航程，因此也对兼顾亚超音速的性能给予了更多重视。二者不同的需求决定了不同的机翼参数选择思路。

美国空军的首款超音速战机 F-100

MIG-19的主要对手F-100超佩刀，便是中等后掠角小展弦比思路的代表。该机后掠角为45度，展弦比为3.86。F-100A/C战斗机的机翼面积为385平方英尺，折合36平方米，后来的F-100D加大到400平方英尺，折合37平方米。后掠角与最大升力系数有较大的相关性。根据MIG-19战斗机的气动手册，其最大升力系数为1.1。图1-4给出了F-100战斗机的升力系数，其放下襟翼时的最大升力系数超过1.5。对于前缘58度后掠角MIG-19飞机，将其1.1的最大升力系数画在该图上，再次印证了升力系数与后掠角的这一关系。

图1-4放下襟翼时的最大升力系数

与之前的MIG-15和MIG-17相比，MIG-19战斗机有较大的继承性。进气道沿用了前两者的机头进气，而最大的变化在于平尾布局。MIG-15、MIG-17都采用了高置平尾布局，MIG-19的早期原型机仍然沿用了这一设计，而在SM-2/1原型机上改为正常平尾布局。

并排存放在博物馆中的mig15、17和19

高平尾配平阻力更低，能在小迎角时躲开机翼尾流的影响，所以效率较高。但在大迎角时，平尾处在机翼的强下洗区和动压减小区。平尾效率下降，在低速及亚音速时纵向力矩在大迎角时有严重的上仰趋势，如图1-5所示。而采用中下平尾在大迎角时处于较小下洗梯度的流场中，能增加纵向稳定性并消除上仰趋势。

图1-5 高平尾的大迎角特性

米格设计局的设计师与空军飞行员都注意到，飞机超过1马赫时的平尾效率严重不足，这也体现在所谓的“抬头（pick-up）”现象。为获得所需要的响应，飞行员需要更大的力拉操纵杆。这加大了升降舵的偏度与阻力，飞机会减速而升降舵的舵效会突然提升。结果就是过载G剧烈增加，唯一的解决方法是采用全动平尾。该设计早在美国的F-86E佩刀战斗机上得到验证，而在MIG-19S型上，苏联飞机首次使用了全动平尾的设计。

MIG-19S的三面图

动力装置

图曼斯基涡喷引擎

MIG-19的动力装置为2台图曼斯基涡喷引擎。该发动机为单转子九级轴向压缩机设计，并带有加力燃烧室。打开加力燃烧室时最大静推力为3250kgf，不开加力最大2600kgf，压缩比为7.1，涡轮进入温度为1150K。该发动机加力推力曲线与非加力推力曲线如图3-1与3-2所示。

图3-1 RD-9B开加力推力曲线

图3-2 RD-9B非加力推力曲线

MIG-19技术手册中给出了发动机相关的使用限制。在低于6000m的高度，RD-9B允许使用加力的时间为6分钟。而在高于6000m高度，允许使用时间为10分钟，非加力最大推力限制相同。在美国对于歼-6战斗机的HAVE BOAT测试中，RD-9B引擎的加力与军用推力使用时间均被限制在10秒钟。测试人员认为超出这一限制时长会对发动机造成损害，如图3-3。

图3-3 HAVE BOAT 测试节选

飞机航程

巴基斯坦空军的 mig-19战斗机

MIG-19战斗机的极短航程，是饱受苏联空军诟病的原因之一。该机空重为5447kg，内油量仅为1800kg，载油系数（内油量/空重）仅为0.33。而F-100C超佩刀战斗机的内油量为7488lb折合3396kg，空重19270lb折合8740kg，载油系数为0.39。MIG-19战斗机的劣势不仅在载油系数上，如图3-1所示为MIG-19战斗机的升阻比随升力系数的变化图。该机的最大升阻比为11，而超佩刀的升阻比为13.5，如图3-2所示。

图3-1 MIG-19升阻比随升力系数的变化H=0m

图3-2 超佩刀与其他飞机的升阻比

升阻比与载油系数的差距，也决定了二者的航程差距。MIG-19战斗机在携带副油箱时的最大航程仅为1800km，而F-100C战斗机即使在考虑海平面5分钟正常动力下启动引擎与地面滑行。1分钟最大动力用于起飞和加速，海平面使用5分钟军用推力作战，保留20分钟海平面最大留空时间速度下的巡航以及5%的余油。在不抛弃副油箱的情况下其转场航程仍达到了1574海里，折合约2915km。

F100的航程明显优于mig-19

一个关于爬升率的真相

图4-1 MIG-19惊为天人的爬升率高度曲线

图4-1给出了MIG-19技术手册中的爬升率高度曲线图，该图只画出了5000m以上MIG-19战斗机的爬升率曲线。按改图所示，5000m高度下其爬升率达到180m/s，6000m高度下达到160m/s，可谓惊为天人。

然而，该数据较为孤立，且缺乏详细的测试机况及测试重量。图4-2给出了6700kg机况下MIG-19S战斗机的nx-高度曲线，同样取自该手册。

nx为飞机的切向过载，能衡量一架飞机的水平加减速性能。切向过载的计算公式为推力减阻力除以重力，即(T-D)/G，而我们知道SEP = (T-D)*V/G。根据图4-2在6000m高度，0.9马赫的速度下，nx = 0.44，而0.9马赫在6000m高度折合284.8m/s，nx*V = SEP。即在6000m 0.9马赫下，6700kg的MIG-19的SEP为125m/s，最大爬升率往往取在0.9左右这个范围，125m/s的爬升率显然低于图4-1所示160m/s的数据非常多。使假设MIG-19不带任何燃油理想情况下裸机爬升，换算到5440kg，才能达到155m/s。

图4-2 MIG-19在6700kg下的nx-高度曲线

显然这这是不可能的，其结论与出自同一本手册的图4-1矛盾。无独有偶，美国对歼-6战斗机测试的HAVE BOAT报告，也给出了歼-6战斗机的Ps等值线。如图4-3所示。

图4-3 歼-6干净构型7000kg下的Ps等值线

在0.9马赫，20000ft即大约6000m高度下，7000kg干净构型的歼-6战斗机SEP为122m/s。换算成6700kg则是127m/s，与图4-2的计算结果完全一致，仅有2m/s的误差。MIG-19技术手册同样给出了该机的阻力系数曲线，如图4-3所示。

图4-3 MIG-19阻力系数曲线

在海平面0.9马赫时，该机的阻力系数为0.015，取MIG-19S正常起飞重量7620kg。参考面积25平方米，海平面0.9马赫折合306m/s，海平面空气密度为1.225。此时，阻力D为0.5*cd*p*S*V^2，即21507N。根据前文图3-1所示，RD-9B海平面0.9马赫加力推力约为3100kgf，折合30380N，两台总计T=60760N，海平面0.9马赫SEP为(T-D)*V/G得161m/s。我国对MIG-19S的一份测试报告显示其海平面，M=0.9时最大爬升率为156m/s，与图4-3的结论误差仅为5m/s。

综上所述，笔者认为图4-1那惊为天人的爬升曲线有误。不仅与美国和我国的测试数据矛盾，且与手册内其他气动参数自相矛盾。（未完待续）

米格-19战斗机：红色帝国的超音速起点（下）

冷炮历史2021-03-02 07:35

打开网易新闻 查看更多图片 

MIG-19与对手们的性能比较

F-100C（J57-P-21）战斗机的爬升率如图4-4所示，前文MIG-19海平面0.9M

图4-4 F-100C战斗机爬升率高度曲线

SEP计算所用重量为7620kg，为空重的1.4倍，F-100C取同样的载重系数为26978lb。图4-4所示27587lb的F-100C海平面爬升率为22000ft/min，换算到26978lb下爬升率为22497ft/min。即114m/s，比MIG-19S低约40m/s。同样的载油系数或许对升阻比更高的F-100不太公平。即使换算到24000lb，即携带4000lb折合1800kg内油时，F-100C的爬升率也只有128m/s。仍低了约30m/s。较轻的重量与充足的推力，导致MIG-19在爬升率这一指标上显著优于F-100超佩刀。

正处于爬升阶段的 阿尔巴尼亚空军MIG-19

图4-5给出了MIG-19(歼-6)与F-100C战斗机的平飞速度包线。F-100C全空域最大平飞速度达到1.4马赫，海平面最大平飞速度达到650节，折合约1204km/h。而MIG-19战斗机海平面最大平飞速度约为1200km/h，高空最大平飞速度为1.355马赫。该数据同时得到了我国、美国以及苏联原技术手册的证实。

图4-5 F-100C与MIG-19（歼-6）最大平飞速度包线

在许多人的印象中，轻巧的MIG-19战斗机拥有比F-100更灵活的机动性。那么这一理解是否完全正确呢？

MIG-19的外形 容易让人觉得其盘旋性能出色

瞬时盘旋率取决于翼载荷与机动时的升力系数。MIG-19S战斗机正常起飞重量下的翼载荷为305kg/m^2，低于F-100C战斗机的翼载荷338 kg/m^2。但在升力系数上，采用中等后掠角和前缘缝翼的F-100战斗机最大升力系数达到1.5一级的水平。相比之下，MIG-19在0.4马赫时，其最大可用迎角达到22度。此时升力系数也仅为1.1，显著低于超佩刀。MIG-19技术手册给出了MIG-19S战斗机6700kg下的过载等值线，如图4-6所示。

图4-6 MIG-19S过载等值线（6700kg）

根据该等值线，在海平面750km/h，即该机角点速度下，MIG-19S战斗机能拉出8G的瞬时过载。不难算出，其海平面最大瞬时盘旋率为21.4度/秒。而F-100C战斗机在类似载重系数。在24000lb的情况下，过载限制7.33G，海平面角点速度约为350节，折合648km/h，最大瞬时盘旋率达到22.7度/秒。即使在过载限制更低的前提下，超佩刀仍然取得了比MIG-19更高的角点盘旋率。因为该机在升力系数上的优势弥补了翼载荷的劣势。

在越战中击落F-4的越南空军MIG-19

MIG-19战斗机在格斗中真正的优势，来自较大推重比所赋予的更高稳定盘旋能力。MIG-19技术手册指出，MIG-19S在6700kg不同高度不同马赫数不同过载条件下的nx图，如图4-7所示。飞机做定常盘旋时，SEP=0，nx=0，而在10000m高度，1马赫速度下，6700kg的MIG-19S战斗机在做3G过载机动时nx=0。即该机在10000m，1马赫速度下稳定盘旋过载为3g。而根据F-100C战斗机（J57-P-21）的SAC文件可知，该机27587lb在35000英尺下，1马赫时的稳定盘旋过载为2G。换算至24000lb时过载为2.3G，进一步减轻到23000lb时过载也仅为2.4G，显著弱于MIG-19S 战斗机。虽然MIG-19战斗机的气动参数并不如F-100超佩刀，然而该机仍通过较轻的重量和较为充足的推力带来了较大爬升率和稳定盘旋能力的优势。

图4-7 MIG-19S nx与过载的关系（6700kg）

能完全压倒MIG-19战斗机，还是F-8十字军战士。该机在后期型号达到了1.7马赫以上的最大速度，可以被称为一代两马赫以下战斗机的巅峰。装备J57-P-20的F-8D战斗机平飞速度包线如图4-8所示。

图4-8 F-8D战斗机的平飞速度包线

在大约35000ft高度，该机最大平飞速度达到1.9马赫。海平面最大平飞速度超过660节，达到1马赫，折合1225km/h。在24482lb干净构型下，F-8D战斗机海平面最大爬升率达到34650ft/min，折合约176m/s，高出类似载重系数下MIG-19S战斗机将近20m/s。若换算到更轻的21750lb，即类似于6700kg的MIG-19，则该机海平面最大爬升率达到198m/s。在30000ft高空，23859lb的F-8战斗机可以在425节的表速，即1176km/h的真空速下拉出9G过载。而MIG-19S战斗机6700kg在同一高度同一速度下的过载不到6G。至于稳盘过载，21750lb的F-8E战斗机在30000ft高空，接近1马赫下过载达到3G，丝毫不输同载重系数下的MIG-19S战斗机。

更新的F-8十字军战士 足以击败MIG-19

武器装备

博物馆中的MIG-19与NR-23机炮

MIG-19早期型号的武器为3门NR-23机炮，而后来的MIG-19S型采用了3门NR-30机炮的配置。NR-30型机炮由第16特种设计局努杰里曼研制，该型机炮的自动工作是把炮管后坐力的能量用于机芯组开膛和后坐，并利用从炮管排出的火药气体能量，进入气体复进机内。用来制止后座，实现炮管复进。采用单带供弹。由钢弹链组成弹带，炮弹卡在弹链中。炮管长1600mm，口径30mm，炮重66.5kg，射速850-1000发/分钟，弹丸初速780m/s。NR-30机炮有七种弹药，其中杀伤爆破燃烧弹弹丸装药重48.5kg。

装备早期空空导弹的MIG-19PM

MIG-19PM型截击机还装备了苏联最早期的空空导弹，包括RS-1U和RS-2US。这些导弹采按照无线电波束（采用三点法）飞行，能从后半球进入角有限的条件下杀伤机动能力较弱的目标。可发射区的限制条件以及在导弹制导过程中对载机机动的严格限制，使得人们放弃了无线电波束制导。F-100战斗机的武器装备则要先进得多。早期在1957年采用红外自导引头的自主导引导弹AIM-9B响尾蛇开始装备到到美国战斗机上，导引头光敏材料为硫化铅（PbS），并采用比例引导法，发动机燃烧时间2.2秒，推力3820磅。导弹最大速度1.7马赫，导引头工作时间21秒，最大可用过载达到12G。导引头追踪率达到11度/s，导引头搜索视角正负25度，连续视场角4度，最小射程900m。

图5-1 AIM-9B导弹的攻击包线

AIM-9B导弹的攻击包线如图5-1所示，在发射速度1.5马赫，目标速度0.8马赫的条件下，AIM-9B导弹追尾时的攻击包线在50000ft达到了32000ft，折合9.8km，65000ft达到了36000ft，折合11km，俄罗斯科学院院士费多索夫在其著作中称响尾蛇导弹为导弹制造业中的一个跨时代的事件。苏联仿制AIM-9B的红外空空导弹R-3S直到1962年才交付部队使用，装备MIG-21F-13战斗机。而MIG-19P型战斗机在加装R-3S后称为MIG-19PT战斗机，该型导弹最大发射距离7km（高度不详，从书中的RVV-AE射程推测，测试高度应该是15000m），最小发射距离1km，可攻击速度1800km/h以及3G过载的目标，导弹发射时飞机允许过载不超过2G，许多方面仍达不到原版AIM-9B的水平。

F-100的武器系统明显优于MIG-19

飞行事故

1架坠毁的的苏军 MIG-19

MIG-19作为最早的一批量产的超音速战斗机，技术相对不够成熟，超音速飞机设计经验也相对缺乏。因而事故频发，这点也同样发生在他们的美国对手超佩刀上。

1956年7月24日，当年的图希诺航展即将在莫斯科举行。但就在这一天，意外发生了。一架隶属于库宾卡基地的米格-19战机，坠毁在莫斯科市中心并造成飞行员丧生。飞机坠毁的地点刚好就在苏联核物理研究所旁，而核物理研究所的综合大楼内就有好几座核反应堆。如果飞机坠毁炸毁了核反应堆，那么后果将不堪设想。这次严重的事故让米格-19是否应该参加航展引起了巨大的争议。为了尽快找到事故原因，设计师米高扬亲自赶往库宾卡基地询问了飞行员和技术人员以及米高扬设计局自己的工程师。最终发现了飞机副翼配平片的设计缺陷。米高扬随机下令紧急对其他飞机进行相应的改装，这才使得两天之后机队得以顺利在航展上空通场飞行。

在苏联飞行员眼里，MIG-19战斗机最臭名昭著的一点便是多次在空中发生解体与爆炸。这些爆炸的发生都毫无征兆，甚至几乎没有飞行员能够存活到在无线电里喊话，使得找到事故原因非常困难。经过很长时间的排查，最终才发现问题出在油箱被安置在后机身发动机下方。差劲的隔热性能，导致这些油箱在发动机长时间运作后会被加热，最终引起爆炸。这个问题后来通过加装隔热板被部分解决，然而这还是不能解决飞行员对该机的恐惧心理。

埃及空军的MIG-19尾部残骸

MIG-19战斗机作为米高扬的承前启后之作，更是超音速时代的起点，在苏联战斗机中的地位不言而喻。该机在升阻力系数落后于对手F-100战斗机的情况下靠较轻的重量和充足的推力获得了不输前者的飞行性能。然而，该机极短的航程、较高的事故率、较差的维护性以及野地起降性能使得该机受到了苏联飞行员与地勤的一致恶评。苏联空军也很快将其停产。

我国在上世纪五十年代末获得了该机的生产授权并称为歼-6战斗机。因为各种各样的原因，歼-6战斗机长期作为我国空军主力并服役到了21世纪。“功勋战机”与“歼六万岁”的背后，又何尝不是一种无奈呢。