二战之钢铁奏鸣曲 第40章

　　作者有话说，明天单位加班，今天把明天的章节提前发了。

第二百零四章 纠正错误

　　我们知道机翼之所以能够产生升力，是因为受机翼的形状及迎角的影响，使得机翼上下表面的空气流动速度不一致。其中机翼下表面是迎风面，空气流动速度较慢而压强较高，这个正压区就会形成向上的托举力；机翼上表面是背风面，空气流动速度较快而压强较低，这个负压区也会形成向上的吸附力。

　　机翼下方空气的上举力和机翼下方空气的上吸力共同作用，就构成了机翼的升力，其中机翼下方空气的上举力约占机翼升力的30%，而机翼上方空气的上吸力约占机翼升力的70%，由此可见机翼上方所产生的吸力风是机翼能够正常产生升力的最关键因素。

　　但是机翼上方吸力风的产生并不是无条件的，这个条件就是机翼上方的空气必须要顺着翼面方向流动，而不能发生严重的分离。那么为什么有时候机翼上方的气流会发生分离呢？原来气流要想顺着机翼表面流动，就必须要克服粘性力和压力差。

　　所有的流体中都存在一种阻止其自由流动的倾向，这是由组成流体的分子之间的相互作用导致的，这就是所谓的粘性力。空气作为一种流体自然也不例外，虽然空气分子之间的粘性比浆糊分子之间的粘性小得多，但你也可以将空气视为极其稀薄的浆糊。而空气粘性力亦可以被视为空气与机翼表面的摩擦力，这种摩擦力使得机翼表面附近受影响的空气流速比上方不受影响的部分流速慢，这部分流速较慢的区域我们称其为“边界层”或者“附面层”。

　　粘性力还不是阻碍空气在机翼表面流动的全部因素，当空气流过机翼隆起的上表面时，就像是河水流到了河道收窄的地方，于是空气流速渐渐加快，而压强随着减少。由于在这个过程中气流是从压力高的地方向压力低的地方流动，所以在这种顺压的帮助下，气流可以轻松克服粘性力的影响，并且还能不断加速。

　　而当气流通过了流道最窄的地方之后，流道重新开始加宽，气流速度随之减慢，而压力也会随之上升。这时气流的流动不仅没有了顺压的帮助，还要同时克服粘性和逆压。如果气流的能量不足以克服这种双重障碍，它就不会再老老实实顺着翼面流动了。这时机翼表面的边界层就会卷曲起来，形成一个封闭的分离涡。

　　那么我们经常说的“失速”又是怎么一回事呢？原来当机翼迎角逐渐增大时，机翼上方的最低压力点就会向前移动，最低压力点的前移又会带动气流分离点的前移。如此下去，当机翼迎角达到某个值时，我们就会看到气流的分离点直接移动到了机翼前缘，此时机翼上表面的吸力风就完全消失了，机翼升力就会大大下降，此时机翼的迎角就是“失速临界迎角”。

　　所以想要提高飞机的大迎角性能，就需要提高飞机的失速临界迎角；而要提高飞机的失速临界迎角，就需要推迟机翼上表面气流的分离点向机翼前缘移动。那么如何才能推迟气流分离点向机翼前缘移动呢？

　　解决这一问题的曙光出现在1918年，德国空气动力学家古斯塔夫·拉赫曼发现：如果在机翼的前缘部分和主体部分之间开出一条缝隙，就能大大推迟机翼上表面的气流分离，提高机翼的失速迎角并改善机翼在大迎角状态下的升阻比。

　　这就是后世飞机上常见的前缘缝翼的起源了。不过拉赫曼虽然发明了前缘缝翼，但他并不知道为什么前缘缝翼会产生这样的效果，当他把这个发明提交给德国专利局时，专利局的官员也觉得这个发明太过荒唐，因而拒绝了拉赫曼的专利申请。

　　不过是金子总是会发光的，当越来越多的实践经验证明了前缘缝翼的作用后，学术界也不得不开始重视对缝翼作用的理论诠释。比如路德维希·普朗特当时就认为缝翼之所以能起作用，是因为其形成的气流通道，减弱了吹向主机翼的气流能量，使得边界层的能量重新分配，从而延迟了机翼失速。

　　以今天的眼光看，普朗特的说法自然是错误的，至少也是不准确的。现代空气动力学普遍认为前缘缝翼的作用机理是一部分机翼下表面的空气通过缝道流向机翼上表面，使得机翼上表面的空气流速加快而压强下降。这就增加了机翼上表面气流的能量而缓解了逆压，从而阻止了边界层分离点向机翼前缘移动。

　　但是由于普朗特是开创了现代流体力学的学术泰斗，“边界层理论”的奠基人，这种错误的理论在当时的空气动力学界却被大家奉为圭臬，很少有人怀疑过普朗特会在自己创立的“边界层理论”体系中翻车，普朗特的理论翻车对设计师们造成的影响自然是负面的。

　　由于当时空气动力学理论建设的不完善，在这种不完善的理论指导下，飞机设计师们的设计到底能不能奏效，很大程度上就得靠直觉和运气了。比如上个位面中，同样是梅塞施密特设计的作品，BF-109战斗机的大迎角机动能力堪称活塞时代的翘楚，而此后的Me-210战斗机的大迎角性能简直就是大型车祸现场！

　　之所以会出现这样的情况，并不是因为梅塞施密特的设计水平突然下降了，而是因为当时设计师设计飞机时参考的空气动力学理论本身就漏洞百出，而设计师们只能依靠这些不怎么靠谱的理论，再加上自己在多年的设计经历中锻炼出来的直觉来确定飞机的气动布局。所以即使是刚刚设计出好飞机的设计师，也不能保证他的下件作品不是件坑货，毕竟运气因素在设计的成败中还是占据了过多的权重。

　　这个时代还没有大型计算机可以模拟机翼在不同速度和迎角下翼面的气流情况，海伦娜只能在她认为最有价值的空气动力学研究领域，尽可能增加风洞试验和飞行台试验的投资规模。德国在风洞领域的技术基础本来就不错，再加上海伦娜新建的一系列设备和对研究方向的把握，普朗特终于在大量的试验数据中发现了自己的理论漏洞，并开始着手修正自己的理论模型，普朗特最为得意的学生冯·卡门也受老师的邀请，加入到了这项研究工作中。

　　前缘缝翼技术在BF-108系列飞机上大获成功之后，海伦娜又专门将一架四座型的BF-108旅游飞机改装成试验机，作为专业的航空实验平台，给普朗特和冯·卡门着两位大神研究机翼表面的气流分离问题。具体做法是在机翼表面贴上多根丝线，然后让飞机的前缘缝翼和后缘襟翼处在不同位置上并逐渐拉升迎角，同时观察机翼表面的丝线被气流吹拂的状态，直到飞机超过临界迎角并失速后，再打开减速伞改出尾旋。

　　负责这件事的首席试飞员，是德国一战时期的王牌飞行员恩斯特·乌德特，在上个位面中这位老兄虽然后来位居上将，却最终因为自己的老上司戈林和米尔希激烈的权力斗争，以及对德国大举入侵苏联的忧虑而提出辞职。辞职申请被戈林否决后，乌德特最终因为不堪忍受沉重的精神压力而于1941年11月17日夜晚举枪自尽。不过乌德特确实是一个真心热爱飞行事业的人，在上个位面中他几乎亲自驾驶德国研制的每一款战机，本位面的乌德特也毫不犹豫地接受戈林的邀请，重新开始了自己的飞行事业。

　　作为实践派的乌德特性格桀骜，此前其实是不大看得起像普朗特和冯·卡门这样坐在堆满书籍资料的办公桌后面大谈论飞行原理的学术权威的。不过当乌德特看到普朗特和冯·卡门多次与他一起升空，就是为了亲自观察机翼上方的气流变化，而不仅仅是坐在办公室里分析那些影像资料时，乌德特最终还是改变了自己的态度。

　　海伦娜也不止一次和普朗特等人一起坐上试验机，不过当两位大神都在聚精会神地观察机翼上气流的变化时，海伦娜却把大部分时间都放在了观察大神上。这些年她越看越觉得这些科学大神们都是喵星人转世，对新鲜事物总是有无穷无尽的好奇心。

　　就像眼前的这两位明明可以在地面上分析仪器记录数据的，非要亲身上飞机体验分离涡形成和发展过程中飞机状态的变化。实际上即使在传感器技术更加发达的后世，喜欢亲自上飞机观察飞机动态的技术人员也大有人在。

　　不过功夫不负有心人，通过总结大量的风洞数据和飞行数据，普朗特和冯·卡门开始着手建立新的理论，他们将前缘缝翼的作用总结为包括缝翼效应、环流效应和倾倒效应等在内的一系列空气动力学效应共同作用的结果。海伦娜对他们的成果感到由衷的高兴，因为这已经非常接近后世空气动力学对缝翼作用原理的结论了。

　　不过就在这个学术课题结题前的最后一次失速试飞中，却出现了个小小的意外。当时乌德特像往常一样载着路德维希·普朗特和冯·卡门升空，海伦娜打着为两位大神的新课题结题庆祝的名义，也跟着上了飞机。但是这次在飞完机翼失速的科目后，尾旋改出伞却没能正常打开。于是飞机打着旋儿从3000多米一直下坠到了900多米，幸好乌德特经验丰富才在最后关头改出了尾旋并最终安全着陆，否则海伦娜估计就要和两位大神一起当场交代了。

　　虽然事后普朗特和冯·卡门都是保持了“朝闻道，夕死可矣”的良好心态，海伦娜至少在表面上也是一副稳如老狗的样子。但是这件事情把德国军方和学界吓得够呛，事件调查的最终结论是飞机的尾旋改出伞存在质量问题。

　　于是海伦娜乘机提出今后军方采购尾旋改出伞、减速伞、降落伞等类型的航空用伞具时，抽检时应该让工厂的老板和直接负责人充当小白鼠，这样本着为自己的小命负责的态度，他们也会尽力提高伞具的合格率。据说这个措施让此后德国各种航空伞具的次品率几乎降到了零。

　　有了大量的试验数据积累，有了相对科学的理论的指导，BF-109的前缘缝翼相比之前BF-108只能水平滑动的两位置缝翼自然有了巨大的飞跃。

第二百零五章 巧夺天工

　　此前巴伐利亚飞机制造厂应用在BF-108系列飞机上的自动前缘缝翼获得了巨大成功，但是这种缝翼只能沿着水平方向的滑轨伸出或者收起，所以存在相当大的性能局限。随着德国空气动力学界对于前缘缝翼原理理解的深入，鲁泽尔显然已经不再满足于这种简单的缝翼结构了。

　　于是在BF-109战斗机的前缘缝翼上，这位设计师进行了多项重大革新。其中最重要的一项改进就是将原来前缘缝翼的水平滑轨，变成了带有下弯度的圆弧形滑轨。不要小看鲁泽尔为缝翼滑轨增加的这点弧度，这个看似简单设计使得BF-109的前缘缝翼在打开时，不再是简单地水平伸出，而是在向前伸展的同时还向下方偏转。

　　当飞机迎角刚刚开始增大时，缝翼将沿着滑轨向前滑动，但不会立刻与主机翼分离，而机翼面积和机翼前缘弯度却会随着缝翼向下偏转而增加。这种状态下，前缘缝翼的作用与前缘襟翼的作用有点类似，机翼前缘弯度的增加会提高升力系数，而机翼面积的增加则会降低机翼载荷，这两者都有利于提高战机的机动性。

　　如果此时飞机的迎角继续增大，缝翼将会继续展开直到与主翼完全分离并且分裂出缝道。与此同时，缝翼向下偏转的角度也会继续增大。这样在大迎角状态下，前方吹来的气流就会首先平滑而无分离地绕过缝翼前缘，再与缝道中流出的气流汇合，这就进一步减小了机翼上表面的逆压梯度，推迟了气流分离，增大了机翼的失速迎角。

　　总而言之，这种使用弧形滑轨的新型缝翼无论在较小的迎角还是在大迎角状态下，都比使用水平直线滑轨的传统缝翼拥有更高的气动效率。但是滑轨形状的改变还不是BF-109前缘缝翼的全部精妙之处，这套缝翼系统真正的点睛之笔，其实是它的涡流发生系统。

　　当BF-109战斗机的前缘缝翼张开之后，你就能看到前缘缝翼覆盖下的主翼前缘上表面分布着一排细密的锯齿。当飞机处于平飞状态时，由于前缘缝翼处于关闭状态，这排锯齿就被隐藏在缝翼之下，所以不会给飞机的巡航带来额外的废阻力。而当前缘缝翼随着飞机迎角增大而张开时，这些锯齿就暴露在气流中了。

　　没错！就是这么个看上去没有多少技术含量的小玩意，其实是一种内置式的涡流发生器，这也是海伦娜用多年的研发投入换来的技术果实。要知道在上个位面的航空领域中，涡流发生器可是40年代后期才被提出并且逐渐推广应用的技术。

　　由于这些锯齿的方向和气流的方向被设计有一定的夹角，所以当从缝翼的缝道里流出的气流吹过这些锯齿就会产生多股细小的涡流，这些涡流可以将边界层外部流速较高的气流卷入到边界层内，这样就增加了边界层内气流的能量，效果是让边界层厚度变薄而流速变快，更不容易因为能量不足以克服逆压和粘性力而与翼面分离。

　　带弧形滑轨的前缘缝翼和内置锯齿状涡流发生器占据了BF-109战斗机机翼前缘的外段，它们的相互配合使得BF-109的机翼拥有极佳的大迎角特性。这可不仅仅意味着BF-109战斗机的机翼拥有远超过同时代机型的失速临界迎角，还意味着BF-109机翼后缘的副翼可以在更大的迎角范围内不受分离涡的威胁，从而能在更大的迎角下保持较高的效率，所这个设计可以极大提高BF--109战斗机在大迎角下的滚转能力。

　　虽然本位面的BF-109在前缘缝翼上相比上个位面所做的改变，仅仅是赋予了缝翼滑轨一定的弧度并且增加了锯齿状涡流发生器而已。但是正所谓细节之上见真功夫，这一点点技术改进的背后可是试验数据的大量积累和理论模型的不断修正，这个过程前后耗费了十几年的时间和大量的金钱，就这还是在海伦娜这个超级外挂可以一直把握大方向不出错的情况下实现的。

　　除了领先时代的前缘缝翼设计之外，BF-109战斗机最让人拍案叫绝的地方，还在于它对于发动机排出的废气也进行了充分且合理的利用。

　　为了优化飞机的气动外形和改善飞行员视野，BF-109战斗机使用的是倒置的V12发动机，也就是说发动机的曲轴箱在上而汽缸盖在下。按照常规设计，采用这种倒置V12发动机的飞机直接将发动机的排气管设置在机头下方两侧就行了，比如上个位面的BF-109就采用了这种设计，但在海伦娜的影响下，本位面的BF-109战斗机最终选择了拒绝平庸。

　　本位面BF-109战斗机发动机的两排气缸所产生的废气，会通过机身两侧整流罩下的废气管道进入机翼根部，最终流到机翼下方的两个引射式散热器中。这时废气会在引射器内的收敛喷管中被加速到超音速，然后进入到引射器的混合管。这种高速高能的气流会形成强烈的引射效应，从而将冷空气吸入发动机散热器。被吸入的冷空气会先经过热交换器，冷却发动机和中冷器的冷却液，然后在引射器的混合管内和发动机废气充分混合，最后向后方高速喷出。

　　这套设计的第一个好处，是增大了冷却空气的流量，提高了发动机的冷却效率。上个位面二战中的活塞式战斗机，大多要依赖飞机本身的速度让气流通过发动机的冷却装置，而本位面BF-109的冷却系统可以依靠发动机废气的能量将冷却空气吸入，也就是说即使飞机处于低速乃至静止状态，冷却器依然可以维持最基本的运行。

　　这套设计的第二个好处，是充分地利用了散热器和发动机废气中的能量产生推力。当本位面的BF-109在高速飞行时，冷却空气流入散热器后会首先在热交换器中被第一次加热，然后再在混合管中被废气第二次加热，最后这些空气在离开精心设计的散热器喷管时，在受热膨胀中获得的压力能会被转化为动能从而产生推力，这可以让BF-109飞得更快。相比之下，上个位面美国的野马战斗机将被散热器加热膨胀的空气从收敛喷管中喷出，通过“梅里迪斯效应”获得的那点推力就简直是小巫见大巫了。

　　这套设计的第三个好处，是可以让机身两侧的废气管道整流罩发挥出良好的气动效果，为了容纳废气管道，BF-109的前机身两侧各有一段长条形整流罩与机翼前缘相连接。这个直接冲压成型的整流罩不仅让前机身和机翼的过渡更圆滑，还能在大迎角下产生流过机翼上方的涡流，从而增加机翼的升力，这个作用倒是和后世的边条翼有几分异曲同工之妙，只是效果没有边条翼那么明显。

　　这套设计的第四个好处，是可以在机翼后部的襟翼偏转时，以高速气流冲刷襟翼翼面，从而提高襟翼的增升效率。本位面BF-109的机翼后缘从内到外分别是：内侧的后退开缝襟翼、中间的普通襟翼、外侧的副翼，而引射式散热器正好位于内侧的后退开缝襟翼的前方。这样当襟翼完全收起时，散热器喷流可以顺畅地从襟翼下方流过；但当襟翼展开时，高速喷流就会直接冲刷在襟翼上，这就等效于增大了襟翼的面积，提高了襟翼的效率和战机的盘旋能力。

第二百零六章 控制系统

　　这里有必要重点介绍安装在BF-109战斗机的后退开缝襟翼，这是一种安装在机翼后部的襟翼增升系统，它的翼面平时紧贴在主机翼下方并和机翼后缘融为一体。而在工作时翼面会首先沿着滑轨向后退行，待到襟翼前缘退到接近主机翼后缘的位置时，襟翼会向下方偏转从而和主机翼之间形成缝隙。后退开缝襟翼工作时，会给机翼带来三方面的影响：

　　第一方面的影响是增大了机翼面积。当后退开缝襟翼收起时，襟翼的绝大部分面积都和与主机翼交叠在一起，此时较小的机翼面积保证了飞机在平飞时具有较低的阻力；但当后退开缝襟翼工作时，随着襟翼面向后退行，原本与主机翼交叠的部分露了出来，使得机翼面积增大而翼载降低，这会在增大飞行阻力的同时，提高机翼的升力。

　　第二方面的影响是增大了机翼弯度。当后退开缝襟翼收起时，机翼形状相对比较平坦，这时机翼的升力和阻力都比较低；但当襟翼退行到位并向下偏转时，机翼的形状就会变得更加弯曲，这一变化带来的效果和前面增大机翼面积的效果类似，同样会在增加机翼阻力的同时提高升力。

　　第三方面的影响是推迟了襟翼上表面气流的分离。这一点是相对普通襟翼和未开缝的后退襟翼来说的，起决定作用的就是襟翼完全打开时形成的缝道。其中的原理和前缘缝翼有类似之处，都是将翼面下方一部分压力较高的气流通过缝道引导到机翼上表面，提高翼面上方气流的能量，从而吹散分离涡并推迟机翼失速。

　　这套后退开缝襟翼系统被安装在BF-109机翼后缘的内侧，正好位于战机废气引射冷却系统喷管的后方，所以当后退开缝襟翼完全打开时，翼面便正好位于发动机废气和散热器冷却气混合产生的高速喷流之中，这种被称为襟翼吹气的增升方式，使得BF-109的后退开缝襟翼可以发挥出远远超过其自身面积的操纵效能。

　　襟翼吹气除了提高了后退开缝襟翼的效率外，还带来了一个意想不到的好处，那就是即使在很低的速度下，战机也可以通过调节两侧襟翼的位置让两侧机翼产生大小不等的升力，从而产生反扭力以抵消螺旋桨旋转给机体施加的的扭转力。

　　并且由于废气引射冷却器的喷流强度和发动机排气中所包含的能量正相关，所以当发动机功率提升导致扭转力增强时，吹气襟翼所能提供的反扭力也会同步增强，这就等于提前消除了日后因为动力升级而导致扭转力超过机体设计余量的问题。

　　在上个位面中的二战后期，德国改到山穷水尽的BF-109K系列战斗机就存在这个问题，其所装备的功率达1850马力的DB605系列发动机扭转力很强，已经远远超过了那狭小机体可以提供的安全余量，这个问题给BF-109的低速操纵性和起降安全性都带来的负面影响，不过当时紧迫的战事已经不允许德国再去全面根除这个问题了。

　　作为多家航空设计单位合作的成果，在注重驾驶体验的库尔特·谭克博士的亲自操刀下，新战机的操作系统也比此前世界上所有的战机型号都更加进步，它的起落架和武器系统像上个位面的FW190一样采用电力收放，而舵面则采用了一套机械传动的无回力液压阻力操纵系统。

　　在这套控制系统中，操纵杆所连接的钢索并不是直接拉动舵面，而是拉动液压助力器的活门控制摇臂，然后依靠液压助力器的力量将翼面偏转到相应位置。这样不论飞机的速度有多快，也不论作用在舵面枢轴上的力矩有多大，飞行员要让飞机获得相同舵面偏转角度，所需要给操纵杆施加的力量都是相同的。

　　这是因为飞行员从操纵杆上感受的的力量根本就不是从舵面上传来的，而是谭克博士用一套弹簧式感力定中装置为他们模拟出来的。不要以为这个系统很高大上，说白了说是飞行员的操纵力牵引着连接着感力弹簧的滚轮臂，带动滚轮在一个凸轮上运动。

　　这是要让舵面偏转角越大，所需要的操纵杆量就越大；弹簧就会被拉动得越多，于是飞行员的感力也就越大。但如果飞行员放开操纵杆，滚轮就会在弹簧的作用下，自动回归到凸轮中间的凹陷处，这时所有操纵面回到中立位置，飞机也会自动恢复平飞。

　　虽然这套系统本身结构并没有多复杂，但是对于经验不足和体力较弱的飞行员来说，无异于天赐福音！你说自己是菜鸟，吃不准不同速度下要加多少的杆力？在BF-109上是不存在的！你说自己胳膊细，飞机速度快了拉不动杆，在BF-109上同样不存在的！

　　总而言之，在本位面BF-109战斗机的操纵系统上，谭克博士基本达到乃至超越了他上个位面在FW190上获得的成就。发动机的控制、螺旋桨的变矩、起落架的收放全部实现了自动化，飞行员甚至不需要在起降时担心上个位面单发战斗机普遍存在的螺旋桨扭转力问题，用谭克博士自己的话说就是：“在这架飞机上，即使是刚接触飞机的菜鸟，也能迅速找到对飞行的信心。

　　如果有人问这样的操作系统对于战斗机来说值得吗？海伦娜的回答是不仅是值得的，而且今后绝对会是物超所值！这套对飞行员、尤其是新手飞行员极为友好的操作系统表面上看会增加一点研制和生产成本，但是今后会大大降低飞行员的培训成本，缩短飞行员的培训周期，让飞行员将更多的精力用在击杀对手上，而不是费力地伺候自己的飞机上。

　　这样虽然每架飞机的采购成本会有一些提高，但如果综合考虑飞行员培训成本，包括金钱成本和时间成本，总体成本反而是下降的。如果再加上非战斗损失的减少，飞行员作战效率的提高等有利因素，改进操纵系统绝对是一笔极为合算的买卖。

　　海伦娜甚至认为操纵系统改进的潜在价值超过了对气动布局本身的改进，谭克博士也深以为然，他甚至在考虑给今后设计的飞机加上陀螺惯性导航系统，这样飞行员甚至可以在爬升到预定高度并标定航向后放手不管，等到了目标空域再接手飞机。

第二百零七章 抱朴守拙

　　由于海伦娜对新战机的定位是一款性能全面的廉价战机，所以德国设计师们既体现了强烈的创新意识，又体现出了相对谨慎的一面。比如在飞机机翼平面形状的选择上，新战机坚定地拒绝了理论上诱导阻力最小的椭圆形机翼；而在机翼剖面翼型的选择上，新战机也同样没有考虑被上个位面的部分军迷奉为神明的自然层流翼型。

　　这倒不是海伦娜不知道椭圆形机翼和自然层流翼的优点，虽然在上个位面中这两种技术分别在英国的“喷火”战斗机和美国的“野马”战斗机上有过比较成功的应用，但海伦娜和设计师们经过权衡后一致认为，从BF-109战斗机的设计定位出发，无论是椭圆形机翼还是自然层流翼都不是适合这款战机的选择。

　　比如在上个位面因“喷火”战斗机而称著于世的椭圆形机翼，它的诱导阻力确实比常规的梯形机翼稍小一些。也是基于这个原因，此前亨克尔公司拿出来和BF-109竞标的He-112战斗机的机翼就采用了这种平面形状。但是如果战斗机的机翼采用这种复杂的平面形状，每架飞机的生产需就要比采用梯形机翼的型号多耗费大约1500工时，这还是在有足够的熟练工人的情况下，这个代价对海伦娜来说是完全不可接受的。

　　至于上个位面“野马”上所采用的自然层流翼，同样没有很多军迷想象得那么完美。层流翼的减阻效果主要源于它的上表面比较平坦，最大厚度位置相对靠后，因而边界层的气流在流过机翼时加速比较和缓，从层流转变为湍流的位置也更靠后。由于层流的摩擦阻力比湍流小得多，所以层流翼理论上可以大幅降低摩擦阻力。

　　可惜这一切仅仅是理论而已，要想维持机翼上表面更大范围的层流，机翼表面就必须拥有良好的光洁度，否则层流在通过粗糙的机翼表面时，一样会转变为摩擦阻力较大的湍流。这不仅需要在生产时使用更精良的加工工艺，还需要在维护时耗费更多的心力去保持机翼表面的光洁。这是因为野外环境下的雨雪、霜冻、沙尘附着在机翼上都会导致层流被破坏，从而让层流翼失去降低摩擦阻力的功效。

　　这时有人可能会说了：层流翼除了降低摩擦阻力外，还能降低飞机压差阻力并且提高机翼临界马赫数，这听起来倒是没有多大问题，但实际上仍然经不起推敲。

　　问题就在于亚音速飞机的飞行总阻力中，大约有85%是由诱导阻力和摩擦阻力提供的，而在剩下的那15%的飞行阻力当中，压差阻力只贡献了其中的三分之一左右。也就是说整架飞机的压差阻力只占总阻力的5%上下，具体到机翼产生的压差阻力，再具体到层流翼减小的那点压差阻力，已经基本上小到可以忽略不计了。

　　至于层流翼提高临界马赫数的作用，海伦娜对此就更是不以为然了。以二战时期螺旋桨战斗机那顶天700-800千米的平飞速度，想要让机翼的临界马赫数高于这个水平的手段很多。事实上在上个位面的二战中，BF-109相对较厚的机翼临界马赫数也高达0.77Ma左右，而“喷火”战斗机那相对较薄的机翼临界马赫数更是可以高达0.89Ma上下。除非在全速俯冲，否则飞机是基本没有可能达到这样的速度的。

　　除此之外，层流翼自身的气动特性也存在一些缺陷，比如在低速条件下的最大升力系数较常规翼型低，再比如由于机翼前缘半径较小导致层流翼在大迎角下更容易失速等等。虽然这些问题对海伦娜来说并不是不可解决的，比如可以采用机翼前缘扭转技术来优化层流翼的失速特性，但那样做的话会进一步增加飞机制造的难度。

　　综合以上这些，德国设计师不青睐层流翼的理由也就非常明确了：

　　层流翼虽然理论上确实可以降低摩擦阻力，但这个优点是建立在对生产和维护的更高要求的基础上的，而BF-109的作战定位要求其经常在条件比较恶劣的野战机场起降，而那里简陋的后勤条件很难保证机翼表面不受冰雪、泥污和沙尘的困扰，所以也就很难发挥出层流翼降低机翼摩擦阻力这个最显著的优势。

　　至于层流翼的其他优势，比如降低压差阻力和提高临界马赫数，要么作用小到几乎可以忽略不计，要么使用其他手段也能够达成。况且层流翼自身的一些缺点也多少违背了海伦娜要求新战机性能全面而均衡的初衷。

　　在否决了椭圆形机翼和自然层流翼型之后，相比增升、排气以及冷却系统的巧夺天工，本位面BF-109机翼的几何外形却显得朴实无华。

　　机翼平面形状是和上个位面的BF-109E类似的梯形，只是提高了机翼根部的弦长，并且略微增加了翼展（从9.92米增加到9.98米），使得机翼面积从16.2平方米提高到了17.25平方米。剖面翼型则依然采用常规翼型，不过由于机翼弦长的增加，使得机翼在绝对厚度不变的情况下，让相对厚度略微减小，再顺势将机翼的最大厚度位置从弦长30%的位置向后移动到36%的位置。

　　这些小改动在保持BF-109机翼的低速升力的同时减少了高速阻力，并且让机翼的临界马赫数从上个位面的0.77Ma略微提高到了0.84Ma，以提高飞机在俯冲时的可操纵性。不过更重要的是这些改动基本不会增加生产成本和维护难度。

　　相比在机翼几何形状设计的中庸乃至保守，BF-109在螺旋桨叶形状的选择上，倒是走出与这个时代的常规设计理念截然相反的道路。

　　它的螺旋桨叶片不再是上个位面的二战期间最常见的针形或者圆顶形叶片，而是一种带圆角的矩形叶片。这种矩形叶片在靠近桨尖的地方弯度逐渐变小，相对厚度也也逐渐削薄。这种叶片在低速运行时效率和传统叶片相似，但当高速的状态下螺旋桨的叶尖速度接近音速时，由于这种矩形桨叶的叶尖被设计得既薄且平，所以会拥有更高的临界马赫数。这可以让螺旋桨叶片在高速旋转时阻力更小，产生的拉力更大。

　　相比之下，上个位面二战中的那些采用传统的针形叶尖或者椭圆形叶尖的螺旋桨，虽然理论上在转动时拥有最低的诱导阻力，但是它们的叶尖由于弦长变短而相对厚度较大，所以一旦螺旋桨叶尖的速度接近音速，叶尖上的气流便会更早地超过音速而产生激波。这时发动机功率便会更多地被用来克服激波阻力，而不是为飞机提供拉力，这会导致对发动机功率的严重浪费。

　　矩形叶片比针形或者圆顶形叶片效率更高，这对本位面同时期的设计师们来说可能不大符合他们多年的设计常识，但在后世确实是久经考验后确认的事实。这些年海伦娜就是为了让德国的空气动力学界和设计界对这个事实有一点粗浅的认知，也没少花费时间和试验经费，毕竟想要改变一群人的思维惯性，真的不是一件容易的事情。

　　虽然海伦娜知道，如果将螺旋桨叶加工成后掠的弯刀型还能进一步推迟叶尖激波的产生并提高桨效，但那也意味着螺旋桨叶片的加工工艺，需要从比较简单的二维曲面变成更加复杂的三维曲面，对于提高生产效率是不利的。再加上高速矩形桨叶对于二战时期的活塞式螺旋桨飞机已经绰绰有余，所以海伦娜也就没有为了虚无缥缈的“先进性”而多此一举了。

第二百零八章 风驰电掣

　　1935年2月11日，在德国一票最精华的航空技术团队的簇拥下，本位面BF-109战斗机的第三架原型机，也是首架试飞机在拖车的牵引下，缓缓驶出巴伐利亚飞机制造厂新建的总装厂房。在海伦娜的明确要求下，先前已经生产出的两架原型机分别被用于静力试验和疲劳试验。毕竟考虑到BF-109的技术跨度和对未来德国空军的意义，所有的隐患都应该尽可能消除在地面上。

　　在这个飞行器的地面测试流程尚未完备的时代，大部分飞机都是没有专门的静力试验机和疲劳试验机的。设计厂商大多都是进行些简单的地面测试工作后，就直接把首架原型机投入试飞了。这种模式在设计比较简单的飞行器时还算够用，但随着飞机的块头越来越大，速度越来越快，结构也越来越复杂，建立更加科学的地面测试体系已经刻不容缓了。

　　与此同时，在航空工业赛道的另一头，英国超级马林公司的首席设计师雷金纳德·米切尔正在绘图板前忘我地工作着，现在他已把全部身心投入到了“喷火”战斗机的研制中。虽然米切尔本人并不十分喜欢“喷火”这个名字，但由于他的老板罗伯特·麦克莱恩对这个名字情有独钟，胳膊拧不过大腿的米切尔只好屈服于上司的淫威之下。

　　此时的米切尔并不知道自己正在进行着一场极不公平的竞赛。当他还在为英国皇家空军所拨付的两万英镑的研制经费欢欣鼓舞时，海伦娜已经在BF-109的研制研制项目上烧掉数十倍于这个数字的经费，这还不包括德国此前十几年为推动空气动力学进步而进行的持续投资。更何况米切尔只能调动超级马林公司的技术团队，而海伦娜却可以调动整个德国的技术团队来为新战机项目添砖加瓦。

　　虽然米切尔本人也是一位才华横溢的飞机设计师，但他需要面对的是大批与他同样优秀的设计人才的通力协作。除了鲁泽尔和梅塞施密特这对老老搭档外，包括库尔特·谭克、克劳德·道尼尔、雨果·容克斯、沃尔特·冈特等在内的一流技术人才都或多或少地参与了BF-109的设计工作，从某种意义上说BF-109项目是德国航空工业的一次总动员。而这次总动员的阶段性成果，就是2月15日当天下午BF-109原型机的成功首飞。

　　比起上个位面BF-109的原型机，此次首飞的原型机的主尺度要略大一些。其中机身长度从上个位面的8.54米增加到了9.56米，而翼展则从9.87米增加到了9.98米。但相比上个位面液冷战斗机家族中那些更加大型化的型号，比如美国的P-51D系列和德国的FW-190D系列，本位面的BF-109依然属于相对小巧灵活的类型。

　　在此后连续多天的试飞工作中，这架原型机逐渐展现出它超凡脱俗的飞行性能，以至于巴伐利亚飞机制造厂的首席试飞员赫曼·乌尔斯塔每完成一个试飞科目，都要在下飞机后对众人大呼过瘾。看到乌尔斯塔说得那么眉飞色舞，酷爱飞行的恩斯特·乌德特中校终于坐不住了，他甚至主动对一众设计师提出：由他亲自驾驶BF-109战斗机完成最大平飞速度的测试。

　　海伦娜倒是没有对乌德特的做法过分惊奇，这家伙对与各种挑战性飞行的喜爱，已经差不多到了走火入魔的地步。上个位面的1938年，他在担任空军少将期间，就曾亲自试飞了亨克尔公司研制的He-100战斗机，并且录得了634.73千米的时速记录。

　　虽然本位面劝说乌德特重新入伍的老上司赫尔曼·戈林成了新建的海军航空兵的掌门人，导致乌德特没有去成空军，而是成了一名新晋的海军中校，但这似乎并不妨碍乌德特恨不得把德国所有能飞的玩意都亲手飞一遍的怪癖。于是鲁泽尔等一众技术人员在反复劝说无效之后，最终只得同意乌德特上机试飞。

　　于是在1935年3月6日这一天，乌德特中校终于实现了他的梦想。在事先预定的100千米环形闭合航线上，乌德特亲自驾驶BF-109原型机在6400米高度上，以平均每小时693.4千米的速度完成了这次飞行任务，创造了一项骇人听闻却未被允许公布的世界纪录。

　　要知道上个位面中，同样使用带一级增压器的1350马力发动机BF-109F极速只有624千米每小时而已。虽然这架BF-109原型机由于配套的20毫米机炮还没有研制完成，现在只在机鼻部位配置了两挺7.92毫米MG-17机枪，导致这个测试数据实际上存在一定的水分。但能在机体比上个位面的BF-109F稍大的情况下，用性能相当的发动机飞出快11%的极速，依然值得大书特书。更何况上个位面的BF-109F已经是英伦空战后期才出现的型号。