飞机姿态控制包含俯仰（pitch）、滚转（roll）与偏航（yaw）方向，其中俯仰方向安定性和操控性是对飞行安全最重要的飞控参数。如果以俯仰控制面安装位置对飞机分类，则可分为鸭翼（canard，法文鸭子的意思，来源于法国报纸对莱特兄弟飞机的描述）、水平尾翼（horizontal tail）、无尾翼（tailless）以及同时安装鸭翼和水平尾翼的三翼面（three surface）布局。鸭翼布局虽然具有较佳升力特性，但如果未能妥善处理好鸭翼涡流与主翼、机身及垂直尾翼流场间的交互作用，将对飞行稳定与姿态控制产生不良影响。但这个缺点在近距耦合概念诞生，并结合线传飞控系统后已经得到改善，诞生了几种成功的鸭翼战斗机。本文从气动力学的观点出发，在不考虑飞控系统与推力矢量控制运用的成熟性、结构负荷极限、战场场景想定与战术运用等外在因素的情况下，对鸭翼布局的气动特点进行初探。
前言
　　人类第一架载人动力飞机“飞行者”号采用的就是鸭翼布局，该布局与水平尾翼布局相比，具较佳的升力特性，所以在飞机早期发展史上也能偶尔见到鸭翼布局战斗机。但因为鸭翼布局复杂的气动特性，特别是缺乏足够的纵向恢复力矩，所以虽然最早运用在飞机上，却没有被后续战斗机普遍运用，水平尾翼布局反而成为“传统布局”。随着线传飞控系统的诞生，因鸭翼与主翼间复杂气流交互作用导致的操控问题得以解决，推力矢量控制进一步解决俯仰方向控制。欧洲和中国的新一代战斗机，因侧重瞬间转弯能力以及短场起降需求，多采鸭翼布局设计，而美俄则继续坚持传统布局战斗机。显见两种布局各具优点，使设计人员于在不同设计考虑下，在两种迥异的气动外形下，依据战场环境与作战需求设计出各自的性能优异的战斗机。

静稳定布局

静不稳定布局。

鸭翼与哪种外形的主翼匹配最好呢？由于后掠翼的失速是从翼尖发生，鸭翼产生的涡流对延缓该处流场分离的帮助不大，所以后掠翼和梯形翼大多以前缘边条或锯齿产生涡流，推迟气流分离的方式来提高大迎角操控性，所以一般不会采用鸭翼-梯形翼或鸭翼-后掠翼的匹配方式。鸭翼大多会与三角翼和前掠翼匹配，产生的涡流能推迟这两种机翼的大迎角失速。试验表明鸭翼还能降低前掠翼根部的超音速激波强度，减轻翼根气流分离情况，但因为前掠翼仍无法克服材料特性与战损容许能力问题，并未用于真正的战斗机设计上，所以本文仅对鸭翼-三角翼布局进行探讨，在讨论前我们需要先了解一下三角翼的气动特性。

三角翼的气动特性
　　在追求战斗机高速性能的时代，无尾三角翼设计曾是各国竞相采用的设计。在结构上三角翼极长的翼弦可以使用简单的结构把力量均匀分布在机身，也使机翼厚度由尖锐的前缘经较长距离过渡至较厚的翼根，兼顾低阻力与高结构强度，并获得充足的机翼油箱空间，并提高战损容忍度。大后掠角的机翼前缘可躲在机鼻形成的马赫锥后，减少超音速阻力，在发动机推力不足却需追求超音速能力的年代深具价值。无水平尾翼的设计可省去驱动水平尾翼的致动器与支撑结构，并减少水平尾翼的表面阻力，使战斗机得以充分发挥高速性能。大翼面积获得低翼载，保证了较佳的瞬时转弯速率。
　　但三角翼存在先天缺陷，由于机翼展弦比低，升力系数在相同迎角下低于后掠翼和梯形翼。而且为避免产生低头力矩，无法使用襟副翼等增升装置，需以大迎角、高速落地，不利短场降落。低翼载使飞机对气流扰动敏感，低空高速飞行时易受不稳定气流干扰，影响飞行品质。由于没有尾翼进行俯仰控制，需要主翼后缘升降副翼控制，相同控制面偏角造成的配平阻力大于传统气动布局，影响盘旋机动性，在格斗时能量衰减快，不利于近战。副翼位置靠近垂直尾翼，副翼作动时造成两侧翼面压力不同，容易影响垂直尾翼流场，造成偏航控制问题。所以在20世纪60年代后，战斗机无尾三角翼热潮渐退，直至线传飞控系统出现，克服了上述气动问题后，三角翼适于大迎角飞行的气动特性才开始被人注意。

　具大后掠角且前缘尖锐的三角翼，由于下翼面压力大于上翼面，因此在大迎角时气流会从下翼面向上翼面卷曲，形成涡流。当气流在大迎角时从机翼前缘分离，且重新附着（reattach）于上翼面下游处时，就形成了主涡流（primary vortex），此涡流在上翼面所生成的卷动气流（Swirling flow）形成一个高速低压区，产生向上的吸力（suction force），称为涡升力（vortex lift）。所以大迎角时机翼上表面虽然出现气流分离现象，但机翼升力却反而增加，三角翼的总升力是涡流涡升力与表面附着气流产生的位流升力之和。机翼前缘越尖锐，产生的涡流越强，卷曲速度越快，形成的涡流柱型越细且集中，稳定性越强。如果涡流内有一个轴向流，就更可以增加安定性，所以后掠角越大，产生的涡流也越安定。如果涡流附近有其它涡流存在，彼此间交互影响也可增加其安定性。如果涡流受低压区吸引，也会增加安定性。幻影2000进气道两侧固定式小边条就是为大迎角时产生额外涡流所设置的。　随着迎角持续增加，主涡流将向内侧移动，涡流核心（vortex core）逐渐扩大，涡流变得不安定而崩溃，低压区随之消失，紊流漩涡（turbulent eddy）出现，此时升力降低，失速现象发生。所以大后掠角三角翼失速的原因并非上翼面气流分离所致，而是涡流不稳定崩溃后，上翼面低压区消失所致。涡流溃散的时机可分为左右对称或单侧发生，如为单侧涡流溃散将影响滚转（rolling）方向的稳定性。上述分析并未考虑前缘襟翼对主翼流场的影响，一般来说，三角翼的前缘襟翼可在大迎角时增加战斗机的稳定性，低迎角时增加升力。

　在三角翼之前安装大后掠角鸭翼，就能在大迎角时产生强劲的涡流，与主翼的涡流产生交互作用，稳定涡流核心，延缓主翼失速的发生，提升大迎角性能。可变偏角鸭翼一方面可以引导气流以较佳角度进入主翼流场，并且能调整涡流的角度与强度，实现涡流控制的最佳化。固定边条产生的涡流因无法控制涡流强度，只能用其它气动控制面配合变化，在效率上远不及鸭翼。在大迎角时，垂直尾翼因笼罩于机身扰流中，降低了偏航方向控制效率，通过鸭翼差动控制可弥补偏航方向姿态控制效率的损失。三角翼因不易配平增升装置（如襟副翼）等所产生的低头力矩，也因可以鸭翼配平后，得以装用。此外在降落后通过加大鸭翼偏角，使之成为大型减速板，又可在不增加刹车系统负荷情况下，大幅缩短刹车距离。鸭翼有这么多气动控制优点，那为什么直到20世纪80年代后才逐渐被普遍运用在战斗机设计中呢？主要原因就是鸭翼复杂的气动特性。

我们在前面对三角翼大迎角流场特性的探讨中可以知道，善加利用鸭翼产生的涡流，可延缓主翼表面气流分离，进一步提升大迎角能力。但此涡流也可能影响其它控制面的流场，对外侧主翼而言，涡流引起的上洗气流将增加该处区域迎角（local angle of attack），而使此处气流提早分离，如恰好在副翼位置发生分离，就会降低副翼的控制效率。涡流引起的下洗气流则会降低内侧主翼的区域迎角，降低影响范围内机翼产生的升力。在大迎角侧滑时，如果鸭翼产生的涡流正好在垂直尾翼处破碎，将造成垂尾颤振，造成横向控制问题与结构疲劳的潜在危险。所以鸭翼涡流在主翼面上的生成、发展、破裂与飘移等特性都将影响飞机的升力、纵向与横向控制。影响涡流崩溃时机的因素有迎角、侧滑角与滚转角，但并非所有鸭翼布局的飞机都会遭遇相同问题，妥善的设计可降低上述问题的影响程度。
　　鸭翼涡流也会影响主翼升力分布，增加结构设计的复杂性，通过主翼扭转（twist）可抵消此效应。翼面扭转在战斗机设计中通常指气动扭转机翼（aerodynamic twisting wing）设计，机翼沿翼展方向采用不同翼型（airfoil），利用不同翼型的迎角与对应升力系数的差异性，使受涡流影响的部分与未受涡流影响的部分可依预期结构设计在机翼上妥善分布升力。更进一步的设计还可把预期的巡航条件纳入考虑，使战斗机可无需或仅以少量控制面偏量就能维持巡航姿态，减少配平阻力，增加巡航效率。
歼-10内翼段有明显扭转，以对应鸭翼下洗气流，维持主翼面气流的局部迎角

随马赫数的增加，鸭翼下洗气流对主翼升力的影响渐轻。超音速时鸭翼下洗作用减小，主翼升力的损失也相应减少，升阻比提高。此时鸭翼正向偏折可产生抬头力矩，但并不会增加整体升力，因为下洗气流与尾流对主翼流场会产生影响。超音速时气动中心后移，使鸭翼可以较少的偏折量（即较低的配平阻力）就能进行姿态控制，满足超音速机动性的控制要求。传统布局此时会因水平尾翼受主翼下洗气流影响，升力减少而必须加大配平偏度，增加配平阻力，所以鸭翼布局在超音速时能以较佳升阻比获得较佳巡航能力。
　　直观而言，因鸭翼位主翼流场上游，所以鸭翼易影响主翼流场。但大迎角时，主翼的上洗气流也影响鸭翼流场，易造成鸭翼失速。两者流场间复杂的干涉，使鸭翼-三角翼布局的气动流场比主翼-水平尾翼的流场更复杂。所以鸭翼与主翼的匹配，如鸭翼翼面形状及面积的选择、与主翼间的相对位置，都将关系能否发挥鸭翼优点。

重心位置的选择会影响全机的机动性及稳定性，重心在升力中心之前，可使战斗机姿态自然稳定，但缺乏操控性，反之则可获较佳操控性，但不易稳定，线传飞控的出现使重心得以后置。
　　对静稳定设计的鸭翼布局战斗机而言，重心位置较靠近机头，鸭翼必须产生较大升力配平，除了影响鸭翼附近结构设计与翼面积外，也会产生较大诱导阻力，增强鸭翼下洗气流强度，降低主翼升力效率。跨音速时，随着气动中心的后移，鸭翼须以更大的升力进行配平，增加了诱导阻力，不利于跨音速性能。把重心后置，鸭翼控制力臂延长，可以减轻鸭翼气动负载，能以较小的配平阻力进行姿态控制，同时获得较佳的超音速性能。当然重心位置也不能过度后移，否则鸭翼将要产生负升力配平。
　　诱导阻力与翼面负载分布有密切关系，这与稳定性的选择、重心位置设定、所需配平力有关。鸭翼与主翼间的高度差，以及重心与升力中心相对关系位置均会影响配平阻力（trim drag），升力中心与重心距离增加，配平阻力也随之加大。在重心位置不变时，鸭翼与主翼的高度差越小，配平阻力系数越大，所以在气动与结构允许的情况下，应使鸭翼与主翼保持适当高度差。

对以先天不稳定设计的飞机而言，传统布局因重心在升力中心之后，尾翼也能以升力形式进行控制，与鸭翼一样能提供敏捷灵活的控制。在空速持续增加至接近音速时，升力中心后移，与重心间距离降低，飞机稳定性渐增，升降舵不能够提供足够的控制力矩，所以需要采用全动式水平尾翼，增加了配平阻力。对鸭翼而言，却因升力中心的后移而增加控制力矩，强化了鸭翼的姿态控制能力，能以较小偏角获得足够操控性，降低配平阻力，在超音速时也具有较佳操控性。
　　进一步扩展战斗机飞行包线至失速后（post-stall）控制范围，那么飞机就要在先天不稳定和失速后控制低头恢复（nose-down recovery）能力间取得平衡，大迎角时只有产生足够的低头恢复力矩，才能克服俯仰惯性耦合动量、进气道气流动量以及重心位置的变化。所以X-31验证机在设计时把将最小俯仰力矩系数（pitching moment coefficient, CM）设定为-0.1，以获足够的低头力矩，重心位置则取8%。这是因为先天不稳定的纯三角翼布局虽然具有较佳的常规飞行性能，却没有失速后控制能力，而先天稳定的三角翼布局虽然在大迎角时有低头恢复力矩，常规飞行性能却较差。鸭翼可在常规飞行时使升力中心前移，把全机变成先天不稳定，进而获得较佳的配平阻力与升力，在大迎角时鸭翼则不承受控制负载，让先天稳定的三角翼提供低头恢复力矩，这种设计概念不仅可用较小的鸭翼获得足够配平能力，并且可以减轻系统重量与阻力。

鸭翼布局的缺点
　　近距耦合与线传飞控使鸭翼布局的气动力优点得以发挥，但仍然需要考虑其先天具有的缺点。一般来说鸭翼布局战斗机的垂尾面积与高度都超过传统布局战斗机，这是因为鸭翼涡流会干扰垂尾附近流场，影响纵向稳定，此外还因为垂尾离重心较近，力臂较短，需较大面积才能产生足够的纵向控制力矩。还有的设计为了确保大迎角时的横向稳定性，在机腹加装腹鳍。高耸的垂尾会增加结构重量、阻力和雷达反射截面积。 从正向RCS值考虑，传统布局因为水平安定面置于主翼之后，可以弱散射部件遮蔽强散射部件的原理来降低平尾的雷达反射。鸭翼布局则因为水平安定面在主翼前，进行姿态控制时鸭翼偏角的改变将增加正向RCS值。当然在平飞时，大后掠角的鸭翼与三角翼可以使雷达主波束偏折，能在一定程度上降低正向RCS值。欧洲“台风”在设计时并没有考虑隐身，但从EAP（Experimental Aircraft Program）验证机改进为“台风”时，把方形进气口改为“微笑”式弧形进气口，以降低进气道RCS值，易反射雷达波的主翼、鸭翼前缘也以碳纤维复合材料制造。 “台风”把EAP的方形进气口改为“微笑”式弧形进气口以降低正向RCS值。

法国“阵风”战斗机经过外形评估后，发现最大雷达反射源来自雷达、电子战天线、座舱盖和进气道，所以把进气道埋入两侧肋部，并用鸭翼在上方遮蔽，避免被俯视雷达和预警机探测。
“阵风”利用鸭翼从上方遮蔽进气道
　　歼-10出于高速性能需求，采用了二元可变几何进气道，付出结构复杂与重量增加的代价来获得具有良好超音速进气压缩效率的进气道，但圆形机身截面与长方形进气道的结合不可避免地留有较大间隙与不连续面，两者间的结构加强梁也增大了RCS值，所以后续改型歼-10B大幅修改了进气道形式，采用F-35、枭龙战斗机所用的无边界层隔道超音速进气道（diverterless supersonic inlet, DSI）来降低正向RCS值，但DSI进气道的压缩效率可能不如原先，影响高速性能。（原文作者观点，不代表本人观点。）