文|候知健
图：歼20采用全动垂尾，总面积明显小于F22
图：F22的垂尾面积非常大，阻力和重量、对侧面的信号反射都比歼20要大
在遵循相同的电磁学隐身设计原则的基础上，歼20和F22都在正面范围内，避免了雷达天线、座舱、进气道等大多数强信号散射源形成的强暴露特征；而在弱散射源的细节设计上各有优劣，其总信号特征处于同一个级别。
而在侧向和后向上，情况又有不同：后向由于发动机本身没有隐身设计、也无法进行良好的喷口隐身化处理，歼20和F22差距极大，可以说没有可比性。
而侧向由于歼20采用了总面积小得多的全动垂尾，因此虽然存在腹鳍这个F22所没有的构件，但是总信号强度特征依然与F22处于相同的级别并且要更低一些。俄罗斯T50虽然也采用了全动垂尾，但是该机的后机身发动机舱段根本没有做任何隐身化处理，其性能和F22、歼20完全不可相提并论。
图：F15侧面反射面积巨大，机翼/机身，水平/垂直尾翼等平面以直角相交是核心因素之一
在战斗机上，由于机长大于翼展、特别是侧向常常存在大量直角相交、形成强烈角反射器效应的结构外形；战斗机在侧向的雷达反射信号是非常强烈的，远远大于正向的特征。比如F15在入射波长λ=5cm的情况下，90±5度范围内的雷达反射面积达到400平方米。
图：B2取消了垂尾
因此对于隐身机来说，必须取消垂直尾翼，或者至少采用倾斜垂尾、并尽可能缩小其面积的设计。而对于现在的战斗机设计技术来说，完全取消垂尾，将会导致飞机的操纵能力无法满足高机动飞行要求，是无法接受的。
缩小垂尾面积的好处是显而易见的，重量和阻力都会随之减小——特别是持续超声速飞行阻力。但对于歼20和F22这样的五代机来说，它们都要求非常高的大迎角飞行控制能力——这通常需要更大的垂尾面积才能实现。
在大迎角的飞行状态下，五代机会相对迎面的气流，处于高高翘起的飞行姿态；而且会从机头的棱边、进气道的边沿以及鸭翼/边条上，撕裂迎面气流形成笼罩整个飞机上表面的巨大强烈漩涡。
图：F22高机动飞行，垂尾被笼罩在漩涡中
图：注意垂尾卷入涡流中
在这种情况下，更大面积、更坚固结构的垂尾设计——比如F22那种传统的垂直安定面+方向舵设计；通常来说，更容易获得设计上的成功。更大的面积，使得垂尾即使是因为处于机身背风区域的乱流和漩涡中，气动效率显著降低时，依然能提供足够的稳定作用和操纵能力。
图：注意F18垂尾避开边条漩涡核心区域，这是多次修改后的设计
而在大过载或者极速飞行时，垂尾上会遭受非常强烈的压力和剧烈的震动；结构不够坚固，强度和刚度不足，或者是气动弹性设计与全机不匹配，都会引发灾难性的解体和失控。特别是在瑞典JA37为代表，现代战斗机广泛引入涡流增升技术以后，高速漩涡气流对垂尾的冲击破坏更是非常普遍而棘手的问题。
图：YF-23设计不太看重机动性，涡流增升幅度远不如歼20强烈，垂尾设计难度要低很多
图：YF-23全动垂尾偏转
歼20的垂尾由于整个气动面都是可以偏转的，因此它可以用更小的总面积，就取得比F22垂尾更高的控制效率。但是作为代价，歼20这一设计的风险，无论是飞行控制，还是结构安全上的风险，也都远远高于F22——飞机的气动弹性设计只要稍微犯一点错误，那么试飞过程中很可能飞行员连挽救飞机的机会都没有。
对于高风险、高收益的极端化设计，唯一的评判逻辑就是看最终结果，这是非常成王败寇的事情：失败了，那当然就是设计师狂妄盲目，脱离实际；成功了，那就是设计师能力卓著，决断过人。
而歼20的试飞结果大获成功：安全无恙的完成了高低空最大速度、最大持续过载盘旋等各种极限指标的指标试飞并投入批产。
就F22来说，如果DSI进气道的相关气动理论和计算模型能够在80年代初中期就成熟的话，该机绝对会采用DSI进气设计。这是源于时代的局限性，而非能力或者魄力上的问题。
图：F117
图：洛克希德在F22之前研制的F117，采用全动垂尾
和DSI进气道不同，全动垂尾是一种很早就出现的技术——当然在F117等飞机上使用时，由于机动性和飞行速度要求低，它的设计难度也低很多。F22在充分权衡技术风险和性能指标以后，放弃了这一设计。
相较于F22，歼20的垂尾设计注定要付出更高的技术风险代价、更大的设计和制造成本；那么在它成功以后，获得更为出色的预期性能，也就是理所当然的事情了。
