4倍音速法国大鸟——达索 MZ1-46Q

摘要：达索公司的幻影III系列战斗机在3代战斗机当中是一个奇迹，1958年10月24日，它成为第一款在水平飞行中超过马赫 2 的西欧战斗机，在速度指标上远超空军最初的1.6马赫需求。当然达索公司不会止步于此，在当时的乐观主义观点来看，3马赫近在眼前，达索公司将会很快

“滚回绘图板”被淘汰的飞行器方案433

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达索公司的幻影III系列战斗机在3代战斗机当中是一个奇迹，1958年10月24日，它成为第一款在水平飞行中超过马赫 2 的西欧战斗机，在速度指标上远超空军最初的1.6马赫需求。当然达索公司不会止步于此，在当时的乐观主义观点来看，3马赫近在眼前，达索公司将会很快突破这个速度，如同复制幻影III的成功一样简单。

幻影III

同样在1958年，作为幻影III的进一步发展，达索将幻影 VIA高超音速战斗机的方案提供给空军，设计目标三马赫。用来和Nord公司的“超级格里芬”项目竞争。幻影 VIA起飞重量预期为 13 吨，动力装置为推力 9 吨的超级阿塔（Super Atar ）涡轮喷气发动机。这是法国第一次向三马赫进军，但很快这个超前项目就被关闭了。

让法国空军感到压力的洛克希德A-12（YF-12）

直到 1964 年，两个超级大国高速飞机的发展情报，让法国重新意识到了未来的方向。主要是米格-25 战斗机和A-12/ SR-71 两个实际上超越了3马赫障碍的型号出现后，法国的3马赫计划再次启动。

1964 年 2 月，戴高乐的国防部长皮埃尔·梅斯梅罗姆（Pierre Mesmer）成立了前景预测和评估中心（CPE-Centre de Prospective et d'Évaluation）。该中心由休斯·德·埃斯托伊尔（Hughes de l'Estoile）领导，1965 年 5 月 25 日提出了新的高速战斗机发展计划。

新高速战斗机项目计划于 1980 年服役，主要用作截击机、远程侦察机并作为战略打击（核打击）工具，目标速度是M 3.0-4.0。1965 年 12 月 14 日，在CPE主导下，达索-布雷盖、Nord 和 Sud Aviation 参加了竞争设计比赛。1966 年 5 月，达索和 Sud Aviation 提交了他们的提案。

高速战斗机的核心部分是动力系统，最初提出了十个可能的动力系统选项，包括多模式涡轮喷气发动机和高度集成的喷气发动机，一个版本是在安装在 SR-71上的 J58 发动机的改进型。剩下9个方案中，斯内科玛公司提供了 8 个草案。

斯内科马的部分提案

其他方案包括基于现有斯内科马TF30涡轮喷气式发动机开发的 TF306引擎，设计用于3马赫以上，这种发动机安装在实验飞机幻影 F2 和幻影 G 上，以及幻影III系列的阿塔发动机升级版M53 引擎，即后来幻影2000的引擎。

TF306

达索的第一批提案于 1966 年 10 月 19 日提交，终极目标M 4.0。这是法国工程师第一次使用计算机来计算飞机的飞行性能和特性。由于对热效应的研究，建议机身材料使用钢或者钛合金。1966 年 11 月，达索公司提出了两款（三角翼和变后掠翼）能够达到 M=4.0 速度的战斗机项目方案，配备 Nord X-81 发动机——这是一种由涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机组成的混合动力装置。然而，X-81 发动机未来并未被用于其他项目的设计中。1967 年提出的四发飞机项目方案是为 M51-30 发动机设计的，该发动机单台推力为 12 吨。1967 年 7 月，达索公司推出了最具雄心的 MZ1-46Q 项目。

斯内科玛认为TF 306 是一个很好的折中方案，但在速度超过 2.5 马赫之后，它的效率就明显的下降了。斯内科马提出了几种结合了 TF 306 涡轮喷气发动机和冲压喷气发动机的混合发动机。这一动力系统命名为M51系列。其中M51-53为推力13,000 公斤的冲压-喷气混合引擎。根据动力和布局的不同，达索提交的这些提案使用不同的字母组合代号，字母“M”为M51-53引擎，“Z”代表固定后掠角机翼双引擎布局。

MZ1-46Q（有些资料为MZI-46Q，可能有引用错误，也可能本来就混用，我无法确认）是达索一大堆提案中最重的一个。MZ1-46Q采用两台M51-53混合喷气式引擎，预计最大起飞重量超过40吨，使用达索三角翼单垂尾设计，此时已经成为达索的传统。

MZ1-46Q方案长度：22.5 米，翼展：12 米，空重：26.9 吨，最大重量：41.2 吨，起飞后8 分钟内达到 4.2马赫。主要特色为其单一机腹进气道，呈半圆形，中间有半圆锥形激波装置，这是冲压发动机的必须。座舱位于前机身，拥有非全景的金属封闭式座舱盖，仅保留了玻璃风挡，这是对4马赫下热效应的回应。

达索工程师称其为“翼下整体进气道”，工程师对其设计设计思路的解释是：“动力装置通过增大进气道和发动机喷管的尺寸，对飞机总体布局选择产生重大影响。位于飞机重心前方的进气道尺寸增大，会导致不稳定性显著增加，进而需要增大垂直尾翼的面积。同时，机身横截面积也会明显增大。因此，在马赫数增加的情况下，应将进气道远离重心放置，在双发布局时，应放置在发动机吊舱处，或直接在飞机前部靠近机头位置，是一个较为可接受的选择。此外，由于马赫数增加导致升力梯度减小，攻角增大，会加剧飞机的稳定性问题，并需要在机翼上安装辅助垂直鳍片，这对承力面结构造成严重影响。因此建议将进气道排除在机身表面之外，或利用机翼压力场的优势将其置于机翼下方。减小进气道的横截面积，使得这一方案对于需要达到 M=4.0 速度的飞机来说非常具有吸引力。”