殲10B的結構減重不可能達到1噸。
由於缺乏地面和水面的直接支撐，重力對於航空太空飛行器的影響程度之大，是其它交通載具，比如汽車、火車、輪船所完全無法相比的。相應的，重量控制也就必然成為飛機設計中的極端核心問題之一。
飛機要克服重力在天空中飛行，需要通過機翼上下表面不同流動速度的空氣產生壓力差形成向上的升力，而這個過程中會伴隨產生各種形式的阻力。重量越大，飛機需要產生的升力也就越多--這必然引起阻力的大幅度增加。另一方面，發動機推力克服飛機飛行阻力以後的剩餘推力變得越來越小，而飛機的質量卻增加了；參照牛頓第二定律F=MA就可以知道，這必然導致飛機加速、爬升能力的降低。
基於這種雙重負面影響，對於任何一架飛機的設計來說，如何在保證功能和性能不縮水的情況下儘可能的減小重量，始終是飛機設計單位時刻關注的問題。
在刨掉發動機和各種機載設備以後，飛機本身的結構其實並不重。從二代機到三代機的發展過程中，飛機結構重量佔飛機空機重量的比例從33-37%下降到了30-32%。從二代機中結構最笨重的型號到三代機中結構最輕巧的型號，差距也僅有7%。至於前段時間網絡盛傳殲10B通過更換複合材料，結構減重達到1噸以上的消息，這僅僅是個轉發五百萬次也不用承擔責任的謠言。
對於殲10這樣空重在8.5-9噸的三代機來說，其中機體結構重量只佔2.8噸左右。即使是減重1噸，也意味著結構重量至少減輕1/3以上，結構重量係數下降8%以上，不到24%；哪怕是F-22的結構重量係數也僅達到27.8%。殲10B作為繼承主要結構的三代機改型要對四代機形成結構上的壓倒性超越，在工程技術領域是沒有任何可能性的，只不過又是國內一些所謂的軍事專家在電視節目上的"即興忽悠"罷了。
在重量進一步減輕的同時，三代機的結構性能也是二代機所完全無法相比的。這在我國殲10的發展過程中體現的極為明顯；最主要的三個特徵就是更高的允許速壓、更苛刻的載荷譜、更長的實際使用壽命。
飛機的升力原理示意圖
速壓的問題
速壓的準確定義有些枯燥和不好理解，讀者可以近似的認為它是飛機在推開空氣的飛行過程中，空氣反過來對飛機形成的壓力。我們都知道颱風威力無比，但即使是在中心區域，颱風風力形成的速壓一般也僅在66-85kg/㎡之間；而現代戰鬥機在最大速度飛行時候，承受的壓力是颱風中心壓力的幾十倍、上百倍以上。
速壓=0.5×空氣密度×速度的平方值；與空氣密度成正比，與速度的平方成正比。最大允許速壓指標是任何一種飛機結構在使用中的絕對底線，飛行員在任何情況下都絕對不能逾越，否則必定導致飛機結構破損、引發空中解體。事實上在接近最大速壓的飛行中，戰鬥機出現外表面的蒙皮撕裂、鉚釘脫落，內部的設備安裝支架變形都是很常見的情況。
例如蘇27早期由於減重過度引起結構強度不足，在接近最大設計速壓的高速試飛中頻繁出現結構損壞、解體的事故。1983年T10-17號機出現大部分機翼解體、垂直尾翼被從機翼上飛出的結構件砍斷的嚴重事故，但是英雄的試飛員薩多夫尼科夫居然把這架殘骸一樣的飛機平安降落回了機場；遭遇同樣厄運的T10-21號機雖然墜毀，不過飛行員彈射逃生成功。和後來的這兩次事故相比，1981年的T10-12號機就沒有那麼幸運了，它的結構解體首先出現在前機身，試飛員科馬羅夫壯烈犧牲。
第三代戰鬥機速壓指標提升的最主要意義在於獲得更高的升力，以改善機動性能--飛機的所有機動動作，都是通過消耗升力與發動機推力，以克服阻力和重力作用完成的。比如戰鬥機的盤旋動作就需要大量的升力進行支撐，升力越多盤旋動作完成的也就越快，所需要的半徑也越小--機動性也就更好。大多數第三代戰鬥機都允許在盤旋過程中達到9G過載，此時升力已經達到戰鬥機重量的9倍。
之前提到飛機的升力是由機翼上下表面形成的壓力差形成的，而這個結論的數學表達形式正是升力公式的概念：每平方米機翼所產生的升力等於升力係數與速壓的乘積。升力係數代表著飛機從自身承受的壓力中榨取升力的效率。
如果將戰鬥機比喻為職業拳擊手，那麼升力係數就是一個人的技能訓練水平，而速壓指標則代表著他的體重級別。因為升力的本質就是壓力，想要獲得多少升力，首先就要承擔得起數倍、十數倍於此的壓力。
在相同的技能水平下，中量級拳手向重量級選手挑戰的結果，喜歡看拳擊賽的讀者自然很清楚--那只是單方面的毆打罷了。依靠結構的高速壓指標，三代機可以在二代機不允許的高度、速度上進行更高過載的機動飛行，這對於空戰中的主動權爭奪是完全壓倒性的優勢。
即使是給二代機換上和三代機一樣先進的氣動外形、一樣先進的飛行控制系統、一樣先進的大推力發動機；僅僅是結構速壓指標這一條，就決定了二代機的機動性能至少要落後20%以上。任何聲稱二代機通過改進就可以抗衡三代機的言論，都是一種聊以自慰的假想。
這是美軍F-14戰鬥機低空大速度飛行時解體的視頻截圖，最大設計速壓是不能挑戰的。
載荷譜和壽命
機械產品的真實壽命極大程度上取決於它的使用強度，就好像一把菜刀一樣，每天只是切切白菜蘿蔔，用上10年不難；但如果頻繁幹一些剁骨斬筋的重活，那麼用上一個月就崩口卷刃只能報廢也不奇怪。同理，一架戰鬥機如果長期進行頻繁的大速壓和劇烈機動飛行，巨大的氣動壓力和由此帶來的反覆變形必然會快速消耗掉飛機的結構壽命。
載荷譜就是用來確定飛機使用強度的一系列各種各樣的相關標準。飛機結構的指標論證圍繞著它展開，壽命結果也是依據它計算、修正而來。各種飛機都有不同的一大堆載荷譜，標明了它在一段時間的飛行過程中，各種任務條件下其結構會經受多少次各種類型、大小的載荷。上文中提到的"過載"就是其中相當重要的一個評判標準。
與最大使用過載和最大允許速壓不同，它是允許超載的。絕大多數戰鬥機的結構強度上都為此留有50%的額外餘量。這個餘量既是安全性的可靠保證，也是飛機壽命儲備的重要來源。比如最大允許9G過載的戰鬥機，結構可以保證很短時間內14.5G不解體；新設計的飛機，在結構強度試驗做到67%指標的時候就可以允許首飛。我國殲7（最大使用過載7G）戰機在試飛時曾短時間進入過9.2G狀態，超載30%以上，事後檢查也並未發現飛機結構的可見變形和破壞。
而從壽命儲備的角度看，如果無法確定飛機將來會以怎樣的強度和頻率飛行，那麼結構壽命的計算自然也無從談起。俄羅斯蘇37（編號711）意外墜毀的最主要原因就是長期的飛行表演中，頻繁的高過載機動提前透支了全部的結構壽命而未受足夠重視，它最後階段其實已經是以結構報廢狀態在飛行了。
事實上就算都是戰鬥機，不同年代、不同的型號，設計標準中載荷譜也都各不相同。隨著飛機結構設計水平、軍隊訓練強度的提升，載荷譜標準也一直都在變的越來越殘酷。F15A/B、F16A/B設計年代相近，最初的壽命標準也都是4000小時；但F15A/B/C/D的最大過載只是7.33G，F16A/B的載荷標準就提升到了每1000飛行小時中20次9G過載的水平。
殲10系列不僅擁有4000小時以上的設計壽命，約為蘇27SK系列的2倍。而且作為一款完全按照西方三代機規範標準設計的型號，它在載荷譜的含金量上同樣是國內其它任何三代飛機所完全無法相比的。這也是在中國空軍中，殲10飛行團普遍戰鬥力高昂的主要原因之一：同樣訓練一年，殲10系列飛行員在各種極限狀態下的飛行次數和累積時間可以是其它二、三代機飛行員的數倍甚至十數倍。
殲10用於與F-16一樣的載荷譜，所以中國空軍中殲10飛行團的戰鬥力普遍高昂。
蘇27的定性設計——當舊路走到極致
人類在每一個科學技術領域的認知進步，都要經歷一個從無到有、從淺到深、從蒙昧到明晰的過程；這種規律反應在飛機結構設計上，就是從定性設計到定量設計的變化。殲10正是我國第一款實現結構定量設計的飛機。
傳統的定性設計時代，設計單位的理論認識水平和計算能力都很低下。人們首先認定驗收合格的材料與部件是不存在缺陷的，繼而在這個基礎上根據已有的理論（比如經典的工程梁理論）和經驗，選出合理的方案；隨後開始粗略的估算和選擇結構部件的截面尺寸，再進一步對強度與剛度性能進行校核。如果強度、剛度不足，則加大截面尺寸增重補強；如果剩餘強度太大，便反之進行減重。
這種設計方法在計算過程中簡化的非常厲害，計算結果很容易與試驗結果出現較大偏差。如果設計人員的理論素養、經驗水平和試驗數量上不能達到非常高的水準，那麼在複雜的結構設計中要獲得出色的性能是不可能的。
定性設計的巔峰出現在蘇27的研製過程中。超大尺寸、對於結構強度和剛度特性非常不利的氣動外形設計、以及新結構設計理論與相應計算能力的匱乏，種種不利因素耦合在一起形成了巨大的噩夢。在理論與計算水平嚴重不足的情況下，蘇27結構研製過程中對實際試驗的依賴達到了空前絕後的地步。
比如該機最初僅按照90%的強度指標設計結構，隨後按照100%的標準進行強度試驗；在結構上的薄弱環節出現變形、斷裂以後，再進行針對性的補強設計。這種甚至不惜大量參照客機設計經驗瘋狂減重、在試驗和飛行中暴露缺陷、修改設計增重補救的循環一直貫穿著蘇27整個家族的前中期發展歷程；上文提及的3次大速壓解體僅僅是其結構事故中的冰山一角。作為蘇27家族第一批基本解決結構強度問題的改型，蘇27sk的空重從16.3噸增加到16.87噸，增重570公斤；壽命也從2000小時提升到2500小時。
儘管壽命等性能不佳，但不容置疑的是蘇27系列的結構最終獲得了相當高的效率。在破壞性的疲勞強度試驗中，蘇27結構的各處裂紋會以非常均勻、和緩的趨勢發展，到部件最終斷裂時會形成比較均勻的多個小塊。試驗結果證明蘇27對結構各處的壽命消耗速度是相當一致的，而且在對裂紋影響範圍、擴展速度的控制上也卓有成效。這意味著蘇27獲得了近乎於從F16開始的西方三代機才有的損傷容限的結構功能，而後者必須依靠先進的多的理論、手段才能完成設計。
蘇27的研製過程我們必須敬畏，但總體方向卻不值得效仿。落後的結構理論和計算手段，一方面使得設計者在極其頻繁的設計修改中每一次都要依賴大量試驗結果進行支持，另一方面又嚴重限制了試驗內容設計安排、數據結果提取分析的水平。設計過程的低效，使蘇27研製過程中對於各種資源--尤其是試飛員生命的消耗達到了極難令人接受的地步。在當時的航空強國中，再沒有任何其它國家在政治經濟制度上能夠容忍這樣的做法。
與蘇27不同，殲10的結構走上了一條高效、安全，而且潛力無窮的定量設計道路。它不僅自身獲得了巨大的成功，而且正在指引著今天的殲20發展壯大。
蘇27早期的原型機，與後來的蘇27有很大的不同，蘇27經常被稱為「補出來」的飛機。
殲10為什麼能夠成功
殲10在結構設計中遵循的幾個主要國家軍用標準系列，比如GJB67-85、776-89、775-89，它們全部是美國空軍標準的引進版本；分別對應Mil-A-8860A、83444和MIL-STD-1530。這些標準不僅代表了美國空軍在70年代中期對飛機結構的認識水平，而且意味著一套全新的設計、製造、使用維護體系。
隨著飛機結構設計的要求越來越高，人們必須在截面尺寸更小的部件上實現更高的強度、剛度指標。結構中可以分擔受力的冗餘部分越來越少，有效的減輕部件重量的同時也帶來了巨大的風險：材料中隱藏的一道微小裂紋，或者加工時留下的一條明顯刀痕，都有可能在巨大的壓力和反覆變形作用下迅速發展成足以導致整個部件徹底斷裂的貫穿性裂紋。
上世紀60年代中期到70年代初，以高強度使用作為導火索，輕重量、高性能的結構設計矛盾在美國飛機上集中爆發。包括F111和F4在內的大量新飛機結構件出現嚴重的斷裂現象，使飛機提前報廢甚至是墜毀。比如1969年一架F111機翼解體導致機毀人亡，而這架飛機只飛行了一百多小時。
檢測結論逼迫人們承認，製造飛機的材料和部件中必然存在著大量的微觀缺陷，並導致了50%以上的結構疲勞失效；改善材料和工藝水平可以減少、但無法消除這種現象。這使飛機結構設計中開始正式引入斷裂力學理論，系統性的研究結構部件裂紋如何發生、擴展、並引起整個部件的斷裂。
這些成果最終變成了相當詳細的指導標準，使設計師在設計時不僅能掌握結構部件會在什麼條件下破壞；而且還知道正常使用情況下，允許結構含有多少、何種類型、大小的裂紋，以及它的壽命變化。斷裂力學理論實際上從40年代後期起就一直在高速發展，而長期沒有得以應用在飛機結構設計中的原因只有一個：分析、計算能力不足。這一瓶頸最終被電子計算機的高速發展所打破。
計算機對於飛機結構的最大貢獻在於有限元分析計算，這是一切先進設計的基礎手段，也是現代定量設計與傳統定性設計的根本區別所在。有限元法可以將一個結構部件劃分成大量彼此連接的細小單元，每一個小單元只負責很簡單的幾個受力情況；通過計算這些小單元在各種條件下的變化趨勢，就可以獲得整個部件的近似性能數據。由於高可信度數據對單元數量的要求非常高，計算量極大，因此在高性能計算機出現前有限元分析一直難以實用。
斷裂力學、有限元分析、傳統設計經驗的三者結合，使飛機結構設計進入了一個完全不同的時代；它所帶來的不僅僅是Mil-A-8860A、83444和MIL-STD-1530等幾個軍用標準，還有大量《耐久性設計手冊》這樣的規範文件，更為後來的達索CATIA等航空航天專業設計軟體提供了基礎。從F16開始的西方戰鬥機都遵循這一系列的標準規範，當然越往後的型號所遵循的標準版本也更新。
殲10進氣道的有限元受力分析（圖片來自公開論文）
殲10結構的成功，正是建立在這些西方技術和相關體制的引進基礎上。1998年6月2日，成飛集團成為航空系統第一家獲得檔案工作目標管理國家一級標準的企業；作為標誌性的例子，殲10的圖紙就是完全西方化的，不論是各種標註還是基本的畫圖風格--其嚴謹程度不亞於任何同時代西方三代機。
在引進西方設計標準規範、軟硬體體系的基礎上，殲10結構上直接繼承了西方70年代中期以後的設計經驗；規避了國內沒有獨立戰鬥機結構設計經驗風險的同時，直接達到了一個較高的水平。
本文寫作目的在於駁斥殲10B減重1噸多的謠言，進而漫談一些有關現代戰鬥機結構設計的小知識、以及殲10戰鬥機在結構設計方面的進步。相信本文還可以說明這麼一個情況，殲10絕非以色列獅式戰鬥機的複製品，但毋庸諱言，成飛設計師對西方各種先進規範的學習吸收才是其成功的寶貴基礎，這個基礎現在也正在指導著殲20的壯大。（文/候知健）
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