XF-88战斗机

XF-88战斗机是美国空军基于二次世界大战期间为轰炸机护航的经验下，期望以喷射动力设计一架战斗机在航程上能够媲美过去二战时期担任护航的前辈。官方给予这架原型机的正式名称是巫毒（Voodoo），同样的名字延续使用在以XF-88为基础放大的F-101战斗机上。

历史[编辑]

1946年初，尚未独立成美国空军的美国陆军航空军在贝尔公司 XP-83战斗机与康维尔公司 XP-81两个设计案之败之后，提出另外一个穿透战斗机设计需求。这架飞机至少需要1440公里（900英里）的作战半径，同时能够与当时其他战斗机有相似的性能，除此之外，飞机的空重希望控制在6810公斤（15000磅）以下。

麦克唐纳公司于当年4月1日提出他们的设计案，预备以两具西屋公司推力1362公斤（3000磅）J34涡轮发动机作为动力来源，这两具发动机将装置在翼根处，但是稍后发现这种设计有不少问题，于是将发动机移动到后机身，以并排的方式安装，翼根处改为进气道。整个设计的着眼点是希望获得最大的机身内部空间作为燃料箱。

美国陆军航空军经过审核之后，于1946年6月正式提出两架XP-88原型机生产合约。原尺寸模型于当年8月完成，在通过军方的检视之后作了一些修改，包括进气口从垂直改为40度后掠，添加边界层排放板以提高压力回复。风洞测试结果显示V型尾翼无法在接近失速状态下提供足够的稳定能力，同时作为方向舵时会产生剧烈的滚转力矩。设计小组于是修改为T型尾翼，水平安定面位于靠近垂直安定面顶端的部分。1947年2月军方对修改过后的性能表示满意，原型机生产计划正式展开。

1948年6月美国空军正式将XP-88改为XF-88，同年10月20日第一架原型机在Muroc干湖进行第一次试飞。在整个试飞期间，XF-88出现许多小问题，包括起飞时因为气流在S型进气道内发生不顺现象引起推力下降，滚转率过低，空气减速面打开时机身会出现剧烈抖动等等，当这些问题逐一解决之后，最大的问题方才浮上台面。

测试时最大平飞速度比当时服役中的F-86战斗机要低，XF-88需要花费将进6分钟才能到达9090米（30000英尺）高度，设计于预估战斗重量大约为7491公斤（16500磅），实际上会高达9080公斤（20000磅）以上，最重要的作战半径也不到原先预估的水准。为了改善航程的问题，机身内加装一具734美制加仑的油箱，加上两具350加仑翼端油箱，可是风洞测试显示翼端油箱会引发严重的失速问题。

第二架原型机编号改为XF-88A，发动机更换成具有后燃器的XJ-34-WE-15。这个额外的后燃器是由麦克唐纳公司自己设计，长度只有76.2公分（30英寸），重量99公斤（218磅），输出推力由原先1634.4公斤（3600磅）提升至2191公斤（4825磅）。新增加的推力让XF-88A海平面最大飞行速度接近1120公里／时（700英里／时），爬升到9090米（30000英尺）只要4分钟，起飞距离降低20%。

美国空军除了XF-88A之外，同时竞争穿透战斗机计划的候选人还有洛克西德公司的XF-90战斗机与北美人航空公司 XF-93战斗机。经过试飞比较之后，美国空军于1948年6月宣布XF-93获胜，并且于同年12月通知麦克唐纳停止所以设计研发工作，不过两架原型机的试飞计划依旧进行。

眼看XF-88A的命运就要结束之际，1949年2月，F-93A的生产合约突然被取消，主要的原因在于二战结束之后国防经费大幅删减，空军决定优先拨款给拦截机与战略轰炸机。穿透战斗机计划的三位候选人继续进行试飞比较的工作。

1950年8月，评估会议发表XF-88A为最终获选者，只不过此时朝鲜战争已经爆发，采购经费必须优先交给已经使用在战场上的机种，此外，新一代喷射轰炸机的速度让护航的需求不再那么重要。因此最后没有一架穿透战斗机设计案进入生产阶段。

XF-88B的试验插曲[编辑]

在空军物资司令部的要求下，麦克唐纳公司将第一架原型机改为XF-88B作为螺旋桨与喷射复合动力推进试验机。改装的项目主要是在机鼻加装一具艾利森公司XT-38-A-5涡轮轴发动机推动三叶螺旋桨，两具喷射发动机改为有后燃器的XJ-34-WE-15，机翼内加装油箱，但是减少机身内的燃料容量，腾出空间安装飞行试验必要的仪器。

这种复合动力设计在进入喷射时代初期相当常见，主要的着眼点在于螺旋桨动力与燃料消耗的经济性，以及利用喷射动力兼顾高速飞行的需求。1950年代的喷射发动机的平均耗油量偏高，直接影响飞机滞空时间，采用复合动力就是希望以两者的优点提升飞机的性能表现。不过复合动使用在中小型军用飞机上都停留在试验评估阶段，只有少数大型飞机，像是B-36和平缔造者轰炸机采用螺旋桨与喷射复合动力。

由于XF-88A在1950年6月发生意外，必须以这架飞机替代，使得改装的工作拖延到1952年初才宣告完毕。第一次试飞于1953年4月进行，并且持续到1956年，其中受损的XF-88A还被送到试验中心，成为XF-88B的备用零件贡献者。

设计特点[编辑]

XF-88为全金属半硬壳结构设计，机翼为中单翼，进气口位于两侧翼根处，进气道通过机身两侧之后呈S型弯曲与发动机连接，也就是所谓的S型进气道。发动机排气管位于机翼翼后缘后方，垂直安定面前方的位置。

机翼采用纯后掠翼设计，由翼根渐缩至翼端，原型机设计阶段曾经计划在翼端安装副油箱。垂直安定面位于机尾，远离发动机排气管的位置，有后掠角的水平安定面则位于靠近垂直安定面根部，但是高于机翼的位置，以避开机翼的气流产生的影响。

起落架为前三点设计，XF-88B由于鼻端的涡轮轴发动机的关系，鼻轮由机身中线移往右侧。

XF-88设计阶段并未考虑固定武装的设置以及机翼下的挂架点，同时也不具空中加油能力。