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S-37的前掠翼相關技術及其應用 楊可夫斯基 初版：2003年6月，尖端科技；2006年6月，空軍學術雙月刊 此為二版 隨便問一個軍機迷：〝你對前掠翼有什麼印象〞，十之八九會回答：〝美國的X-29已經證明他不行了〞。之所以說〝不行〞其實與高速時遭遇的問題有關。1997年9月25日升空的俄羅斯S-37實驗機號稱解決了這個問題。以下將討論前掠翼哪些地方吸引人、遭遇哪些問題、解決的方法，以及S-37的技術在傳統機翼的應用。 關鍵詞 1.前掠翼的優點 2.結構發散效應 3.克服結構發散的方法-1 4.克服結構發散的方法-2 5.X-29 6.S-37 7.複材預成型技術 8.自適應機翼 9.自適應機翼的條件 10.自適應材料在傳統戰機之應用
前掠式主翼(Forward Swept Wing，簡稱FSW)於二次大戰時由納粹德國發展，是一種以速度取向觀之平淡無奇又問題多多，但在許多層面又極其誘人的氣動怖局。同掠角的前掠與後掠翼上的氣流行為理論上是一樣的，但裝在飛機上後，前掠翼具有以下幾種氣動力特點： (1)FSW佈局能延緩穿音速時震波之生成並減少超音速時後緣震波之強度。(2)所以在相同穿音速震波阻力係數之前提下，FSW可減少掠角，縱而換來較高的升力係數。(3)FSW的升力中心集中在翼根，因而能減少翼根負荷，使翼根弦長可以減少，即做出更細長、展弦比更高的機翼，這又為其帶來更高的升力係數與更低的誘導阻力係數。(4)升力係數的提升使翼面得以縮小。(5)超音速後(約1.2~1.3馬赫以上)前緣震波出現，此時掠角較低的FSW會較快變成"超音速前緣"(設此時馬赫數V1，V1>1.2或1.3)，但也由於後緣震波較弱，使得震波阻力係數依然較低，直到更高馬赫數(V2>V1)才開使有較高的震波阻力係數，又由於翼面積較小，所以速度又要高一些(V3>V2)其阻力大小才會超過傳統佈局(後掠翼)。(6)前掠翼因機翼前掠之故，升力中心較前，使可安裝於較後方，而令重心附近有充足空間可置油箱或武器艙，此優點與三角翼類似。 以上分析係指對穿音速優化之前掠翼而言，實際上，在上述例子中，若加大前掠角，便可降低超音速時之震波阻力係數縱而提高超音速巡航速度與極速(蘇霍設計局高層表示，要製造用於超音速的前掠翼戰機，必需將掠角提升到30度以上)。前掠角增大會導致升力係數減少，可透過增大翼面積來解決，無論如何，只要前掠角不要過大，前掠翼的前述優勢就存在。但用增加掠角方法來提升超音速性能是有限制的。此係實用上前掠翼掠角不能太大之故。對後掠翼而言，當掠角非常大時可乾脆減少後緣掠角使變成三角翼來增加面積；而前掠翼不允許這麼做。 因此，前掠翼在超音速巡航速度以及極速的追求上先天不如三角翼，但會存在一個臨界超音速速度，在此速度以下妥善設計的前掠翼在氣動效率上全面佔優(瞬間轉彎、持續盤旋、加速性)，而不像傳統佈局與三角翼相比時互有高下。此外，前掠翼還有失速攻角高、失速初期依然易於控制等優點。 前掠翼失速前性能優異，即使剛開始失速仍能有效控制，且若加上渦流產生裝置則更能延緩失速，因此增加操作彈性。說明這一特性之前，必須先簡介一下什麼是失速。飛機飛行時，因為空氣與機身摩擦力的影響，使得表面附近有一部分氣流流速較慢，能量較低，稱為附面層(邊界層)。高速時，表面空氣有足夠的能量克服附面層阻力，所以其影響只在於增加阻力，但速度越高，影響較小；但當速度很低或攻角很大，以致表面氣流能量不足以維持附面層前進時，較外側能量較高的氣流就會填補附面層後方的低壓區，嚴重的話會形成亂流，使得氣流不平順，而無法造成升力，這就是失速(注1)。不妨想像一下海浪的崩壞，就類似這個現象，海浪最後越來越慢(表面氣流慢)，使得上面的水往下掉(外層氣流填補減壓區)，造成浪花(亂流)。由此可知，失速是發生在氣流能量不足時，而氣流末端能量通常比前面低(表面摩擦的影響)，因此失速往往是發生在氣流末端。前掠翼將氣流導引至機身，使得低能氣流會在機翼內側，失速也發生在該處，因此開始失速時，外側翼面仍能有效作用，外側翼面產生的滾轉力矩較內側大，所以此時飛機仍是可控的。以上說的是前掠翼剛失速時的性能比後掠、三角翼好，除此之外，前掠翼也較不容易失速，只要飛機有前翼或翼前緣延伸等渦流產生裝置，那麼其渦流延著機身行進時剛好可以用來吹除附面層，延緩失速、減低阻力。 二戰結束後，接收德國科學家及技術文件的蘇聯與美國都做了前掠翼研究。1945到1950年間蘇聯建造了JU-287的翻版EF-131以及其改型EF-140前掠翼轟炸機以驗證德國人的理論。此外，1947至1948年之際，還測試了以火箭為動力、極速達1150km/hr(0.95馬赫)的LL-3前掠翼實驗機等。但與美國的結果相同，因為結構上的問題，無法讓前掠翼付諸實用，因此之後數十年間蘇聯、美國都沒有制式化的前掠翼戰機出現，甚至也看不到類似的實驗機。 1970年代，前掠翼的未來出現曙光，因為出現了兩個關鍵科技：複合材料以及機翼剛性分布計算法。前者提供更輕、更強的機翼，使機翼在被扭曲時不至於被折斷，後者則可使機翼於面臨離散效應時能夠〝只彎曲而不扭曲〞，避開機翼扭曲造成的負面氣動效應。因此蘇聯、美國再次考慮前掠翼用在新世代戰機的可行性，蘇聯最著名的兩個氣動力學研究中心TsAGI與SibNIA分別研究改良自MiG-23及SU-27的前掠翼風洞模型，累積了不少數據及經驗，後來都提供意見給進行前掠翼戰機設計的蘇霍設計局，據說TsAGI研究人員相當反對將前掠翼用在第五代戰機上，但在蘇霍設計局堅持下，TsAGI仍提供許多氣動力設計上的協助。蘇霍設計局自己也建造一架前掠翼滑翔試驗機，用以驗證失速、螺旋等特性。該實驗驗證了前掠翼維持高攻角飛行的能耐。該實驗暗示著，前掠翼戰機維持高攻角飛行的時間將是SU-27的3到4倍，而SU-27是第四代戰機中綜合高攻角性能最好的！此外，美國方面也估計，如果F-16改用前掠翼，轉彎角速度可增大14％，作戰半徑增加34％，起降距離减少35％。
理論是如此，但納粹德國的前掠戰鷹每逢轉彎必斷翼，這是因為前掠翼有所謂的〝離散效應〞會扭曲機翼使得機翼扭斷。
先定義〝彎曲〞與〝扭曲〞 所謂的〝離散效應〞(結構發散效應)就是飛行時機翼被扭曲而且越扭越嚴重的效應。解釋之前，先定義彎曲與扭曲。以S-37為例，將翼身交界線當y軸，垂直於y軸且與機翼共平面的當x軸(若學過廣義座標，可將垂直於y軸之平面與機翼之交線作為廣義的x軸，這樣更接近實際情況)，此外，為了方面解釋，這裡假設機翼整個是平的。飛機飛行時，升力作用在機翼上，就會將機翼托起，此時最複雜也最一般化的情況就是機翼既會繞x軸翻，也會繞y軸翻，特殊的狀況就是只繞y軸翻。因為y軸是固定的，所以繞x軸翻就是在〝扭曲機翼〞，繞y軸翻，就是在〝彎曲機翼〞，也就是說，一般情況下，前掠翼既會彎曲亦會扭曲。 結構收斂與發散 只要機翼有對x軸翻轉(扭曲)的效應，就出現了迎風面，對於三角翼、後掠翼而言，這個迎風面可受風壓而被〝壓回去〞，也就是氣動力會將其扭曲限制在一定的範圍，因此這種結構被稱作是〝收斂的〞。前掠翼完全相反，迎風面受風壓而繼續扭曲，造成更大的迎風面•••，如此〝風行健，機翼以扭曲不息〞，這就是所謂的〝結構發散〞。 結構發散的影響 歷史上前掠翼的發散效應有兩個不好的影響：折斷機翼、高速性能降低。 前者是德國人遭遇的，納粹德國用金屬製造前掠翼，從原子的觀點看，金屬的強度是沒有方向性的，也就是在每個方向的剛性都相同，用這樣的材料作成的結構就只能強化某些方向的強度，而成為〝有方向性〞的結構(這就像一張紙，往任何方向都很柔軟，但把他折成百折裙的樣子時，就成為一個方向柔軟，一個方向不柔的結構)。後掠或三角翼因為結構是〝收斂〞的，因此機翼需要承受的主要是彎曲機翼的應力，這是〝單方向〞的，因此金屬機翼不會有重大的問題。但前掠翼則必須克服多個方向的力，若要用金屬結構，重量將暴增，這將抵銷前掠翼帶來的機動力優勢。因此二戰時前掠翼只用在不必重視機動性的轟炸機以增加速度及航程，德國JU-287就是第一種面臨實用的前掠翼轟炸機。 如果前掠翼不會被折斷，會發生什麼事呢(稍後在討論怎麼不折斷)？如同前面提到的，可以分為最一般化的〝既彎曲又扭曲〞及理想化的〝只彎曲不扭曲〞討論。對於前者，〝離散效應〞儘管折不斷機翼，但一樣會扭曲之，機翼一旦被扭曲，該部位攻角增加，伴隨局部升力增加，這又會扭曲機翼，造成攻角又增加，如此〝風行健，機翼以扭曲不息〞，使得外側機翼失速，等效翼面積、控制力都減少，阻力也因局部攻角增加而增加。反之，後者只繞y軸轉，也就是〝只彎不扭〞，那麼就不會有迎風面，自然就不會有什麼局部攻角一直增加導致局部失速的問題了。
三•克服結構發散的理論方法 1970年代，前掠翼的未來出現曙光，因為出現了兩個關鍵科技：複合材料以及機翼剛性分布計算法。前者用來避免斷翼，後者則是避免機翼扭曲。
前面提到金屬結構因強度方向問題，若要克服機翼扭曲，會爆增重量(就像前面百折裙的例子，如果要用這樣的東西作成一個在每個方向都很強的結構，我們會需要很多這樣的結構以不同方向疊起來，這將導致厚度劇烈增加)。 複合材料則是以層層交織的分子構成，從分子的觀點看，構成複材的分子的剛性是有方向性的，因此只需將不同方向的分子疊起來，就形成各個方向都很強的材料(金屬則必需藉由做出特別的形狀來達成需要的強度，例如蓋房子用的鋼骨的〝工〞字型)。因此複材機翼能避免前掠翼被折斷，同時他甚至比金屬後掠翼輕。 此外，因複材機翼的強度方向可由鋪設纖維的方式決定，因此能在製造機翼時小心鋪設，改變剛性分布，這是抵抗扭曲的方法之一，稍後詳述。 改變機翼剛性分布(說得白話些，就是改變機翼彎曲難易度、或說改變機翼的軟硬度)使得某些地方較不容易彎，有些地方較容易彎，就能改變機翼傳力的性質，只要剛性分布得當，使得機翼傳力的〝最短路徑〞就是只彎曲不扭曲時，機翼就不會扭曲了。 這裡用到的只是一個非常原始的物理觀念--〝最短路徑〞原理--。(注2)在力學上，〝最短路徑〞原理的意義是：〝力會延著系統許可的最短路徑傳遞〞(注3)。這個理論是極為原始以致至今無法證明的理論，就像牛頓第二定律告訴我們F=ma卻沒告訴我們為什麼F=ma也沒告訴我們什麼是〝力〞，連提出〝最短路徑〞理論的科學家都不見得弄得透，只是以〝造物者的智慧〞來解釋，同樣的〝解釋法〞，也發生在牛頓被問及〝什麼是力〞時。可見這個理論的〝原始以致不可證明〞了。 但這個理論卻可以輕易的從簡單的實驗理解：拿一張紙或是軟性墊板(相當於均勻的機翼)，將左側的一邊壓住使之固定，然後抓住其對邊的任一角，慢慢拉起，這時拉起來部分的將是三角形。用最短路徑原理來解釋，這是此時力傳遞的最方便模式。現在，拿幾張瓦楞紙或木板等很硬的東西貼在右半側(改變彎曲難易度，有貼的地方不容易彎，沒貼的地方容易彎)，然後用同樣的方法拉起角落，拉起來的將是整個右半邊的面(這是此時力最容易傳輸的模式)。 也就是說，改變機翼的〝軟硬度〞就能改變他對氣動力反應的方式。至於要如何達成呢？目前有很多種方法，改變複材機翼的纖維分布、使用控制面藉氣動力施力、或是在機翼內放置機械裝置來拉動機翼•••等。以下將介紹這些應用方法的代表：美國的X-29(1984年)及俄羅斯的S-37(1997年)。
四•解決前掠翼問題的兩個例子 二戰剛結束，美蘇兩國都在擄獲知德國科學家協助下做了一些前掠翼研究，例如前面提到的俄國EF-131、EF-140、LL-3等，但都因無法解決結構問題，因而兩國皆中斷相關研究，直到1970年代複材問世才又開始。 X-29是藉由改變複材機翼的纖維分布來克服扭轉問題的。他的機翼首先是用複材層層交織的性質來避免扭斷，而在克服扭轉帶來的負面影響方面，他是透過改變纖維分布來達成的。1970年代除了複材問世外，人類也發明計算機翼剛性分布的方法，這樣一來，便可以設計一種機翼，其剛性分布使傳力的最短路徑剛好就是只彎不扭。製造機翼時，只要控制每個地方的纖維種類、鋪設方向等因素即可製成這種機翼。 美國於1981年開始以F-5為基礎修改成X-29前掠翼實驗機，並於1984年12月14日將它送上天。X-29證明了前掠翼的眾多優點，基本上證實在1.3馬赫以下時，只要飛控性能許可，前掠翼確實如同預測，凌駕其他機翼。但當超過1.3馬赫時，前掠翼出現了反效果，〝離散效應〞儘管折不斷複合材料機翼，但一樣會扭曲之，造成前述的負面影響。此外，機翼也產生突增的震波阻力。加上高比例複合機翼在量產上需要大量人力而導致品管的困難、成本的暴漲，且前掠翼不符合美國的匿蹤設計思想，使得美國捨棄了前掠翼設計。 其實X-29的問題與其技術有關，不足以判前掠翼死刑。X-29的機翼剛性分布是事先做好的，不能改變的，而飛機在次、穿、超音速時，空氣作用方式有很大的差異，因此他的結構就不能保證在每個速度範圍都只彎不扭。 高速震波阻力部分，據X-29的工程師表示，因為工藝問題，使得X-29的翼根突然加厚，與機翼形成較明顯的不連續，這在高速時就形成了很大的震波阻力。 此外，前掠翼會將氣流導引至機身，因此機身與機翼的組合也是要考慮的問題，X-29的機身是F-5的，這可能也是阻力來源。 X-29還有一個技術問題：前掠翼的量產。前掠翼幾乎全由複材製造，人類使用複材的歷史遠不及金屬，對其性質了解還不是很透徹，雖然複材強度很高，但對其損壞的量測到目前都還是的很了不起的研究課題。因此就使用上來說，使用幾乎全複材的前掠翼有一定的風險。再者，X-29的機翼須在製造時仔細鋪設纖維，品管不易，需大量人工，因此造價高昂、品質難保證。 俄羅斯S-37(Su-47) 1997年9月25日才首飛的S-37，比X-29年輕13歲。雖然他的前身S-32計畫是1980年代初期的東西，但這個計畫於1990年代初曾因軍方需求提高而大幅更新設計。蘇霍設計局於1993年才決定以自籌支經費繼續發展S-32計畫，並於1995或1996年開工。主要用於探索大於100度攻角機動之飛行現象、飛控系統、新材料、少部份新航電等。因此雖然計畫名稱歷史與X-29一樣久遠，但可說是不同時代的產品。 S-37試飛後，蘇獲設計局有兩大宣傳詞與本主題密切相關，且相當重要，亦有證據可循。首先是蘇霍設計局〝有把握量產高比例複材機翼〞，接著是〝超音速性能超乎想像........使用智慧型自適應機翼，使機翼任何時候只彎曲不扭曲〞。 S-37的複材工藝是相當先進的，全機表面主要由28塊大塊複材構成，例如機翼上表面就有長達8m的複材蒙皮。這些複材是以先進的〝預成形〞技術製造的。先在金屬平板上作出複合材料平板，然後視需要將之塑型、接合。這種技術的優點在於能大量預製、工程化程度高、降低人力需求，自然能降低成本，S-37的預成型複材減輕了15%重量及40至60%的勞動強度。過去的複合材料必需先做好模子，然後以模子為基礎鋪設纖維，過程幾乎都要人力，品管困難，而且複合材料不能事先大量生產，導致複合材料成本居高不下，因此航空先進國家都進行了複合材料預成型技術之研究。舉個很簡單的例子就可以了解以上論點，以打毛線衣為例，過去的複材製程就好像從一顆毛線球開始慢慢織成衣服，而預成型製程就好像用現成的布料去剪裁成需要的形狀然後加以縫合。後者自然更加工程化(人工少)、品質更穩定(布料是機器做出來的，較沒有人為問題，每一塊布都差不多)。 目前與蘇霍公司合作密切的共青城飛機製造廠(KnAAPO)就在飛機製造上大量應用預成形技術，目前，鈦合金、鋁合金、複合材料都是先做成大塊板材，送進機器裡經過一次熱循環作成所需的形狀。 蘇霍設計局表示，S-37除了在穿、次音速性能跟預測的一樣好外，超音速性能超乎想像，到2001年裝備D-30F-6M的S-37達到1.2馬赫巡航速度及2馬赫極速。據報導該機用到的關鍵技術是〝智慧型自適應機翼〞使機翼〝在任何時候只彎曲而不扭曲〞。從這則報導以及俄國、歐洲近年的一些新聞可以推測，所謂〝智慧型自適應機翼〞是一種〝用電腦透過機械裝置改變機翼傳力性質〞的機翼。 前面提到，只要讓機翼某個地方容易彎扭(軟)某些地方不易(硬)就能改變機翼的傳力性質。除了像X-29那樣改變纖維分布之外，也可用機械調整。只要機翼具有適當的柔性，則我們便可藉在不同地方出力，改變他的傳力性質。再舉前面提到的紙張的例子，如果我們一樣用右手拉紙張的角落，左手則在紙上到處移動，將發現，隨著左手位置的不同，紙張被拉起來的樣子就不同。因此，只要機翼具有柔性，且有某種受電腦控制的機械裝置在，就能隨時隨地調整機翼的彎扭性質。 自適應機翼用的機械 這個機械裝置是什麼呢？答案是，很多。可能是用多個控制翼面藉由氣動力對機翼施力，也可能是在機翼內放置機械，這個機械又可能是傳統笨重的機械，也可以是微機械，甚至是先進的壓電陶瓷等等。前者如1985年的一架F-18實驗機，後者如F-111。S-37控制面數量跟一般戰機差不多，他應使用後者。雖然F-111用內置機械是為了改變翼剖面而非克服結構發散，但其基本運作方式是相同的：利用固定於機翼主結構的機械裝置推動或拉動蒙皮(作用力是垂直於蒙皮的)，如此便可改變機翼剖面，使任何時候機翼都在最佳升力狀態，甚至改變機翼的傳力性質。F-111用的是傳統機械，事實上不管機械大小如何都是可行的，如果以固態技術製造微機械，則重量可更小，可靠性更高，甚至可應用先進的〝壓電陶瓷〞(一種陶瓷材料，可受電壓驅動而變形)。S-37是戰機，不會使用F-111那種轟炸機用的方法，因此他用的將是微機械或壓電陶瓷。 自適應機翼這有兩大好處：首先，因為機翼傳力性質可由飛控電腦調節，因此機翼在強度許可的情況下都可以只彎不扭，適用速度範圍更廣；再者，控制剛性分布的是電腦，因此機翼蒙皮只要具有柔性即可，不需在施工時刻意改變剛性分布，如此一來，機翼製程將大幅簡化，有利於量產。 這種機翼不是憑空想像的，一些新聞足可證明這種技術存在，且俄羅斯有這種技術：〈1〉德國DASA這幾年在研究自適應技術，使用的機械主要以壓電陶瓷為主，除了用在起落架艙減少起降震動(已在龍捲風戰機上實驗)外，也計畫用來提升未來EF-2000改型戰機的氣動力效率。〈2〉美國於1985年曾再F-18上實驗自適應技術，2002年同樣是F-18實驗相同的東西，只是用了更先進的科技〈3〉1999年問世的Su-33UB就在翼前緣使用智慧型自適應材料，提升氣動效率。
柔性？有多柔？ 雖然說機翼要具有柔性，但事實上柔也得有個限度。如果機翼過分柔軟，以致為了達到〝自適應〞而有強烈的外型變化，那除了造成內部空間配置的困難外，也達不到想像中的氣動力效率(如果機翼非常柔軟，則即使做到只彎曲不扭曲，但垂直作用於機翼的氣動力有更多部分成為水平分量而非升力，那麼這時只彎不扭就失去意義了)。這也是經常造成爭議的問題。 所謂柔性機翼、可變剖面等，其變化是非常微小的。例如有一種自適應機翼是藉改變剖面以維持最佳升力係數，這種機翼的厚度變化只有幾mm而已，可以說根本看不出變化。而前面提到的調整彎曲扭曲的機翼，也只有微量變化，例如2002年的F-18實驗機，其柔性機翼最多彎曲僅5度，也是幾乎看不出來的變化。 調控機械要不要與氣動力抗衡？ 〝不需要〞，但是〝可能會〞。要看機械是怎麼運作的。如果是用很多片小翼面(1985年的F-18)調控，則因為是用氣動力對柔性機翼施力，因此翼面機械當然要有能對抗氣動力的強度。但採用內置機械者，機械只用來改變機翼每個地方的力響應性質，因此與外界氣動力沒有直接關係，氣動力仍是由機翼蒙皮及主結構承擔。
歸納一下，S-37這種自適應機翼有幾個條件：〈1〉強度高且具柔性的複材(否則機翼動不動就折斷一切都是空談)〈2〉內置機械必須能影響柔性複材的行為(否則就不能改變傳力性質了)，而且只要足以影響複材，不論作用力遠小於或遠大於氣動力，理論上效果都一樣。另外依據〝科學人〞對那架用於柔性機翼實驗的F/A-18的報導，自適應材料還必須有〝自省〞的工夫，他不但要能因應飛機飛行性能需求而做變化，也要能隨時改變應力分布以避免應力長期堆積在某些地方造成結構疲勞。
六•附錄：自適應技術在傳統機翼的應用 這種自適應技術在傳統機翼也大有前景，這也是為何德國DASA、美國等都在研究這課題。與前掠翼相同的是，人們也是期望用自適應技術讓後掠或三角翼〝只彎曲不扭曲〞。這樣可做出更輕更小但升力係數更高的機翼。 前面提到，後掠、三角翼(以下簡稱傳統機翼)一樣會有扭曲現象，但其行為是〝收斂的〞，也就是在氣動力作用下，他的扭曲行為會被限制在很小的範圍。 這無形中將低了傳統機翼的升力。因為〝看起來沒有扭曲〞的傳統機翼之所以看起來沒有扭曲，是由於空氣動力一直給予一個向下的作用力以抵消扭曲。因此一個傳統機翼產生的升力應該等於〝同面積同形狀的剛體機翼產生的升力〞減去〝為克服扭曲而有的向下作用力〞(F=F剛-F減)。為了盡量避免這個負面效應，傳統機翼會加強結構，使機翼本身就不容易扭曲，或增加面積。 有了自適應技術後，情況改觀了，只要讓傳統機翼也能在任何時候像S-37的機翼一樣〝自願的〞只彎曲不扭曲，那麼就不需要刻意加強結構、也不需增加翼面積來彌補升力，換言之，在達到相同的升力要求下，機翼可以更小更輕。 當然上述研究自適應技術的國家野心還不只如此，他們有的還寄望這種機翼能帶來更好的控制能力：例如前掠翼的結構發散效應使機翼局部攻角增加•••在平飛時是我們亟欲避免的，但，換個角度想，如果飛機轉彎時，這個效應就很有用了，因為它增加了機翼的升力。因此，透過自適應技術於必要時讓機翼有〝發散〞效應，就能增加操控性(控制軟體在此將扮演相當重要的角色)。 因此雖然連蘇霍設計局自己都說下一代戰機不會用前掠翼，但S-37的自適應機翼技術以及預成型技術都將大大影響俄羅斯第五代戰機，幾年後，當EF-2000應用上DASA的預成型技術及自適應技術、美國新型飛機用自適應機翼改善氣動效率時，蘇愷戰機仍將在S-37的庇蔭下，在這一方面與歐美新技術平起平坐。
注1：嚴格的說，低速氣流在不足以推進附面層時，會先剝離，之後因氣流剝離而造成後方減壓區，因此外界氣流為填補減壓區而形成亂流。這裡忽略氣流剝離不談，是因為初學者不容易想像〝剝離〞現象，因此為了方便想像，這裡直接用〝海浪的崩壞〞以供想像失速時的亂流現象。
注2：〝最短路徑〞原理最早出現於光學的〝費馬原理〞，這個原理說〝光會沿著最短光徑行進〞(注3)，藉此解釋反設定律與折射定率。後來在許多理論中都發現這個理論稍加修改就可適用該理論。例如在力學裡，能量會沿著最短〝路徑〞傳遞；力會延著最短〝路徑〞傳遞•••等等。而且只要找到合適的數學表示法，就能得到有用的數據。例如力學上，將〝能量會沿著最短〝路徑〞傳遞〞寫成某種數學形式，就能得到跟牛頓力學得到的完全相同的運動方程式。 注3：所謂的最短〝路徑〞中的〝路徑〞並不是我們熟知的〝距離〞，而是一種廣義的字眼，在不同理論中〝路徑〞表示不同的涵義。在光學中，〝最短路徑〞其實是〝最短光徑〞，也就是〝光最不費時的路徑〞，或可說是〝最短時間〞；在力學裡〝能量傳遞的最短路徑原理〞其實是說〝能量對時間的積分會趨向最小值〞•••。
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