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）
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