《南华早报》在3月11日报道称，中国正在测试的新型高超音速无人机表现相当优秀，据目前披露的资料，升阻比远超超音速巡航的F-22，能以7马赫的速度将600千克的载荷投送到8000公里外的美国！

《南华早报》报道引用了3月23日发表在《力学学报》上关于高超音速无人机气动技术的论文称，中国新一代高超音速无人飞机现在可以挑战美军最先进战斗机的空气动力学性能。

报道表示，F-22依托强大推力的发动机以及优秀的跨音速空气动力设计，使得这架战斗机的升阻比达到了8.4左右，能以1.8马赫的速度持续巡航，但这架战斗机的超音速升阻比却不是很高，在2马赫时升阻比已经下降到了4左右，这将导致这架飞机在航程上将受到升阻比的严重影响，结果就是F-22的航程确实不高，与F-35类似，遭受腿短的困扰。

然而中国科学家在《力学学报》发表的论文却表示，中国新一代高超音速无人飞机却打破了F-22的设计极限，在亚音速时升阻比两者相当，然而在6马赫时中国的高超音速无人机依然达到了大于4的升阻比，这表示这种飞行器有极佳的跨音速飞行性能，特别是对高超音速条件下也能达到长航程，这是一种高超音速时代的相当优秀的气动技术，对于高超音速飞行器来说犹如虎添翼。

高超音速升阻比：打破你认知的技术

升阻比很容易理解，即升力与阻力的比值，WIKI定义是：飞行器在同一迎角下升力与阻力的比值。飞行器的升阻比越大，其空气动力性能越好，对飞行越有利，也会有比较优秀的爬升性能。

飞行器的升力来自机身与机翼的迎角、翼面的伯努利原理产生的升力以及机翼的襟翼以及各种气动翼面的升力，还有来自鸭翼以及边条和机翼翼尖产生的涡流升力等等。而阻力则来自诱导阻力和寄生阻力二种，前者是立体的机翼产生升力时同时衍生的阻力，或者理解为机翼横截面积产生的阻力，迎角越大，诱导阻力也越大。

后者则是空气和飞机的相对运动产生的阻力，约和速度的平方成正比。因此高速时的阻力主要以寄生阻力为主，高速时速度越高阻力越大，升阻比越小，也是因为寄生阻力造成的影响。减少截面积或是使飞机机身变得流线型，都可以减少寄生阻力。

这个解释有点复杂，在速度一定的情况下，升阻比直接可以看成是滑翔比，比如上文中说的的亚音速升阻比为8.4，这个意思是在无动力的条件下每下降1米的高度，可以获得8.4米的滑翔距离，现代滑翔机的滑翔比（升阻比）可达50~60，客机能达到15~20，比如波音-747的升阻比为17，但超音速的协和在M2（2马赫）巡航的升阻比为7.14。

这样就比较容易理解了，上文说明了升阻比在不同的速度下是会变化的，所以高超音速飞行器的升阻比减小是必然的事情，但是问题来了，为什么中国新型高超音速无人机能做到高超音速下仍然保持很高的升阻比呢？这还需要来了解一个展弦比的概念。

早期的展弦比是翼展和翼弦长（气流过机翼通过的长度）的比值，所以命名为展弦比。后来的翼面设计越来越复杂不适合简单的比值，改成了机翼的翼展平方与机翼翼面积的比值，平直机翼的展弦比很大，三角翼甚至“无机翼”的飞行器展弦比很小，前者适合亚音速飞行，而后者适合高音速乃至高超音速飞行。

比如B-52轰炸机展弦比为6.5，U-2高空侦察机展弦比10.6，全球鹰无人机展弦比更是高达25，这是低速侦察机与轰炸机的展弦比。那么战斗机呢？F-16是3.2、F-15是3、F-18是3.52、Su-27是3.5、MIG-29是3.5、台风是2.4，F-22是2.3，J-20是2.2。

展弦比一定的飞行器升阻比其实就决定了，如果机体表面没有其他附件的话，不过现代飞行器会有各种设计来增加固定展弦比飞行器的升阻比，比如鸭翼、比如边条、还有各种气动翼面，甚至通过机身横截面积的变化来减少阻力等等！

比如蜂腰式机身（indented fuselage），即指安装机翼部位的机身截面适当缩小，整体外形类似蜂腰形。蜂腰式机身采用跨音速面积律设计，可以达到降低飞行器跨音速飞行时的零升阻力（寄生阻力）的目的。

一架优秀的战斗机最好是亚音速升阻比很高，超音速升阻比略微下降，但亚音速的升阻比设计往往和超音速时的升阻比很多是冲突的，只能二选一，因此F-22的亚音速升阻比高达8.4，但2马赫时却下降为4，原因就是必须有所取舍，但我国的J-20却在这方面做得比F-22要好得多。

J-20的升阻比：设计那是相当优秀

很多网友喜欢拿J-20与F-22对比，事实上也确实是去和F-22对比的，与F-22相比J-20存在的问题是发动机推力不足，想要达到与F-22等同的超音速巡航速度必须要更小的展弦比以求更小的阻力，据公开资料，F-22的展弦比为2.3，而J-20的展弦比不足2.2。

如果从正常设计来理解的话，F-22的升阻比为8.4，那么更小展弦比的J-20升阻比一定会小于8，但事实上却恰恰相反，J-20的升阻比超过10，有鸭翼的功劳，当然关系最大的还是鸭翼与机翼之间的大边条，此前央视曾报道J-20的“升力体边条翼鸭式布局”获得过中国专利设计金奖，这就是中国军工在气动设计上的深层次理解，其气动布局之复杂超出想象：

基于涡流控制技术的升力体机身、鸭翼、边条、机翼、后机身边条、外倾双腹鳍和外倾全动双垂尾的一体化非常规气动布局，其控制和受控涡流至少包含机头鳍角涡流、进气道鳍角涡流、鸭翼涡流、边条涡流和机翼前缘涡襟翼涡流等——复杂多涡系的互相耦合！

在超音速升阻比方面，J-20以比F-22更匹配的超音速面积律修型，还有鸭翼更优秀的自配平降低超音速配平阻力（超音速下重心后移导致机头迎角增大，需要尾翼翼面配平产生额外阻力），还有全动尾翼降低高度将垂尾的激波阻力降到最低，从而整体提升J-20在超音速下的升阻比，J-20既做到了亚音速时的高升阻比，又做到了超音速后的高升阻比，这两个几乎矛盾的结果居然在J-20上完美得到了体现。

升阻比大表示气动效率更高，在更高的高度上和更高的速度上机动性能会更好，体现在战斗机上就是作战性能非常优秀，高音速下操控仍然非常灵敏，航程更远，更节省燃油等等，而如今J-20更换了WS-15发动机，整体性能比之前用WS-10A发动机又将提升一个台阶。

有了J-20相当优秀的空气动力学设计，使得中国军工在J-20后的各种气动设计中出现了跨越，跨音速以及高音速和高超音速设计都能从J-20成熟的经验中获得经验，比如论文中提到的新型高超音速无人机就是如此，尽管论文并没有点出具体是什么机型，但大家都能猜出这个应该是MD-22的升级版。

《力学学报》发表的论文中提到的关于高超音速无人机与2019年公开的MD-22宽速区高超音速飞行器非常相似，这架无人机的性能有些“变态”：

机长10.8米，翼展4.5米，起飞重量约4吨；

0~7马赫，最大航程可达8000km；

临近空间高超音速技术试验平台；

高速条件下实施6g稳盘过载；

最关键的几个参数就是0~7马赫和整机尺寸，最高7马赫表示这种飞行器可以测试使用碳氢燃料的TRRE发动机的飞行包线，机身尺寸表示它可以装进比较大型的发动机，也就是说可能会在未来载人的大型飞行器发动机。

另一个则是它的定位是临近空间高超音速技术试验平台，这就表示MD-22担任的使命中应该就会包括测试发动机这种重要任务的。另外它还能再高速条件下进行6g稳盘过载测试，这表示MD-22还能测试在高超音速下的机动性能。

MD-22已经能将600 公斤（1,300 磅）的有效载荷投送到8000公里以外，也就是中美之间的距离！但在论文中提到的新型高超音速无人机的数据为机长12米，翼展6米，这个数据要比MD-22大一圈，并且论文中的数据还提到了这款无人机在6马赫时依然达到了大于4的升阻比,这表示新型高超音速无人机的性能要比MD-22好得多。

同时也意味着新型无人机在高空也能灵活机动，一个是这种飞行器可以在高超音速下展开机动作战任务，比如与美军的下一代NGAD空战，因为这种灵活机动的高超音速无人机可以作为中国的六代机的忠诚僚机担任作战任务，或者作为自杀无人机展开超远程奔袭打击，高超音速下的机动也让导弹防御系统构成了更严峻的挑战。

有一个比较有趣的数据，美国目前在研或者已经接近装备的忠诚僚机都是亚音速机型，比如XQ-58A女武神和MQ-28等都是，到现在为止都没有超音速以及高超音速的机型出现。而中国公开的无人机中超音速与高超音速占了很大的比例，比如WZ-7和FH-97以及暗剑无人机和MD-22，还有这次论文中公布的新型高超音速无人机等等。

似乎美军从没打算让无人机执行超音速作战任务？还是美军认为亚音速忠诚僚机执行炸弹卡车任务已经足够？中美空军的作战理念似乎正在走向两个不同方向，中国空军已受到“天下武器唯快不破”的至理名言的严重影响，而美军似乎还沉浸在未来装备NGAD六代机的虚幻快感中无法自拔。

暗剑无人机

美军在装备自嗨中犯过的错不少，比如海军的濒海战斗舰和朱姆沃尔特驱逐舰以及中压交流全电推进等都走错了，陆军的“十字军”火炮与连续失败的高超音速导弹，还有空军自以为是的停产F-22战斗机以及不上不下的F-35等等，都是比较典型的错误，而在下一代无人机中居然没有超音速以及高超音速版本，不知道美军是怎么考虑的，中美空军未来迟早将走向激烈的对抗前线，孰优孰略很快就会见分晓了。