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   飞行常识
FC-1枭龙战斗机
发布时间:2013-5-23

           FC-1枭龙战斗机是中国研制的一种全天候、单发、单座、轻型超音速战斗机,具有完全自主知识产权的多用途轻型战斗机,由中国航空工业第一集团公司巴基斯坦空军共同出资,由成都飞机设计研究所、成都飞机工业集团公司研制开发,FC-1枭龙战斗机2002年5月31日完成设计,2003年8月25日首次试飞。2007年开始交付巴基斯坦空军。2013年5月22日,李克强总理从印度飞往巴基斯坦开始访问,进入巴境后,巴基斯坦6架枭龙战机为李总理专机全程护航。

构想

FC-1枭龙战斗机[1]计划最初源于1988的“超-7”轻型战斗机计划,80年代中期,巴基斯坦空军深感其战斗机主力型号老旧已经无法适应当时的形势。一方面引进美国的F-16战斗机,一方面积极与中国合作,试图凭借中方的力量研制一种低档配置且较为先进的战斗机。为此巴基斯坦向生产歼-7M战斗机的成都飞机公司(成飞)提出,共同在歼-7M的基础上研制新战斗机,当时的中方总设计师是著名飞机设计专家屠基达。巴方将此定名为“佩刀Ⅱ”方案,中方定为歼-7CP。当时基本思想是在歼-7战斗机的基础上采取与歼-8Ⅱ战斗机相同的两侧进气道、翼根前缘增加了前缘襟翼,换装发动机,当时成都飞机工业集团公司与美国格鲁曼公司签署协议,打算联合研制“超-7轻型战斗机”。格鲁曼公司提出带边条翼的40度后掠机翼的改进方案,为改善大迎角性能,格鲁门公司将进气口设计向内倾斜10度,大迎角性能得到大幅改善。由于1989年中美关系恶化,美国政府取消了所有军事合作项目,“超-7”战斗机研制计划搁浅。
研发经历

进程

1991年,中国再次启动该计划,成都飞机工业集团公司计划于1998年进行原型机首飞。不久,巴基斯坦表示有兴趣参加联合研制。1992年2月,中国政府正式邀请巴基斯坦空 军投资“超-7”计划。作为回报,巴方有权全面参与研发过程,并拥有合作生产权。巴基斯坦空军急需以现代化战斗机替代其老旧的幻影3、幻影5,以及中国制造的歼6强5等战机。1992年5月,中、巴专家组开始“Super-7”(超七)飞机项目可行性论证。10月,签署备忘录。
1994年10月巴基斯坦政府开始进行正式谈判。1995年7月,巴空军对战术技术提出要求,双方于10月签署了新的战术技术要求(即ASR-Air Staff Requirement)。谈判拖延了数年之久,1998年中国与巴基斯坦签署了合作开发“超-7”轻型多用途战斗机的协议。1999年6月28日,双方签署《中巴合作研制S-7/FC-1飞机合同》。飞机的名字也改成FC-1。意即Fighter China No.1
该计划巴基斯坦空军负担50%的投资,中国航空技术进出口总公司和成都飞机工业集团公司共同负担剩下50%的投资。另外,俄罗斯米格设计局加入“超7”计划,该项目变成为成都飞机工业集团公司为主,米格设计局和巴方参与的三家合作项目。据报道俄罗斯的米格设计局将提供原本为夭折的米格-33战斗机准备的技术资料。气动设计工作是与俄罗斯米格设计局合作进行的。
1987年初项目刚起步时,美国普拉特·惠特尼公司就超7的发动机提出了三个方案:1、PW1212,该发是1962年研制的A-4攻击机的非加力发动机J-52的改进型;2、F404发动机,此计划与歼-7的进气道较匹配,进气道可不作改动。但中、后机身需做较大改动,费用较高; 3、PW1216发动机,是PW1212的双轴加力式涡喷改型。普惠公司的具体计划是在PW1212发动机的基础上,配用中国WP-7BM或WP-13发动机的加力筒体及相应的系统,构成PW1216。普惠公司对该方案相当自信。同年4月底英国罗·罗公司驻京办也向中航技和军方介绍了RB199-127/128三轴式军用加力式涡扇发动机。但最终西方发动机方案随着中美关系转变而无疾而终。
最终,FC-1的发动机选用由俄罗斯研制的发动机,即克里莫夫RD-93型涡扇发动机(米格-29战斗机装备的RD-33型发动机的改进型)。最大推力49.4千牛,加力81.4千牛。2003年12月,中航一集团宣布,贵州航空发动机研究所配合FC-1的研制工作,此处提及的涡扇发动机即WS-13(RD-93型的仿制型)。该发动机推重比7.8,加力推力86.37千牛。有报导提到可能是RD-93型发动机的仿制改进型。2003年之后,法国与中国曾讨论过参与为FC-1项目提供发动机(据报道是斯奈克玛公司的M88系列发动机)的可能性,但因当时的政治环境不适合而搁浅。
超7、FC-1的外形几经演变,其进气口内倾,翼面采用边条,带前、后缘襟翼的40度后掠梯形翼,水平尾翼、垂直尾翼经过切尖修形,这种外型设计,有效地提高了飞机可获得的升力,明显能提高飞机的中低空缠斗性能,三个起落架的结构形式也全部改变,以腾出更大的翼下空间挂载武器
2001年2月,巴基斯坦空军制造出了一架全尺寸模型机,2001年9月冻结了“超-7”原型机的技术状态,开始进行详细设计。2002年9月16日制造首架原型机。 由于是外贸型号,可以公开报道。官方媒体评价为“标志着中国航空工业的生产制造能力、工程技术队伍的管理水平和技术都上了一个台阶”,“是根据国际市场需要,由中航一集团成都飞机设计所设计、成都飞机工业集团公司生产的新一代外贸型飞机,能满足当代各类作战环境的需要”。该计划将使用4架试验型飞机和两架静态试验机。
2003年8月30日01架原型机首飞成功,02架进行静力试验。2004年4月9日03架原型机首飞成功,进行操纵安定性试验和强度试飞考核。2004年6月15日,双方签订JF-17(巴方命名)在巴基斯坦合作生产主合同和技术改造生产线合同。2004年7月“超-7”飞机计划被正式命名。中方称之为FC-1/“枭龙”式战斗机,巴方则称之为JF-17(“联合战斗机”)“雷电”战斗机
2006年4月28日配备全状态航电系统和武器系统的“枭龙”04架原型机首飞成功,比原定进度落后了1年多,“枭龙”04架原型机将对飞机的整个飞行状态、航电系统、控制系统和武器攻击能力进行全方位的测试。同时意味着枭龙战机已经具备了可以连续批量生产的能力。“枭龙”04号原型机在01、03架原型机的基础上,进行较多的改进,一般认为这是在新形势下巴基斯坦希望FC-1的性能再提高一些,以满足更新更高的作战需求。04号原型机采用了大边条、“无附面层隔道超音速进气道”(DSI)进气道和“玻璃座舱”(座舱综合显示设备)。DSI进气道设计(通称“蚌式”进气道设计技术)是在进气道口设计一个三维曲面的突起,前机身没有必要像以前那样有个斜面提供预压缩,这个突起鼓包起到对气流的压缩作用,并产生一个把附面层气流推离进气道的压力分布。批量生产型FC-1枭龙战斗机采用这种设计。
关于中国向外国出口型FC-1枭龙战斗机搭载俄罗斯制造的发动机,中俄之间发生了争议。如果不能妥善解决这一问题,不但将影响及时向巴基斯坦交付飞机,而且将影响到未来对其他国家的出口。据信,双方正在试图就此达成妥协。2007年4月,俄罗斯已正式允许中国向巴基斯坦再出口俄制飞机发动机。俄罗斯同中国达成了用俄制RD-93发动机共同组装JF-17战斗机并向第三国出口的协议。
原计划在中国进行小批量生产,首批12架飞机交付巴基斯坦空军,作进一步的飞行测试,并供飞行员和地勤人员进行适应性训练。2006年3月,中巴“枭龙”项目首席主管、巴基斯坦空军拉提夫少将对媒体宣布,首批中巴联合研制的FC-1战机将装备巴基斯坦空军。巴基斯坦空军订购数量约150架JF-17型战斗机,据称,中国空军似乎只打算订购少量的FC-1枭龙战斗机。这与其说是出于真正需要,还不如说是为刺激出口做个姿态。很清楚,中国空军认为由苏-27、苏-30MKK战斗机和歼-10战斗机足以满足其作战需要。也许,中国空军最终采购一定数量的FC-1枭龙战斗机,作为“高低搭配”,配合苏-27系列和歼-10型战斗机作战。
航空电子系统采用的是西方国家的产品,投标竞争者曾包括法国、英国的公司。雷达的竞争型号包括意大利、法国公司。在2002年初的新加坡航展中,巴方选中的意大利FIAR Grifo S-7机载雷达公开展出(巴方的歼-7型战斗机装备同一公司生产的雷达)。Grifo S-7共有超过25种工作模式,其中包括空对空和空对地模式。
2007年1月,第一批FC-1枭龙战斗机已经正式交付巴基斯坦空军。
2007年8月,由于俄罗斯禁止中国向巴基斯坦出口装有俄罗斯产RD-93型发动机的战机,巴方将3月份移交的两架战机退回中国。
2008年1月22日,巴基斯坦航空联合体举行仪式,正式开始组装JF-17战机,首年将组装8架,并在2011年前达到年产25架。巴基斯坦空军参谋长Tanvir Mahmood Ahmed上将在仪式上表示,巴基斯坦空军首阶段将采购150架JF-17,并在2010年之前在国内生产战机上60%的机身部件和80%的电子设备。
2009年11月23日,第一架由巴基斯坦组装成功的JF-17,在旁遮普省的卡姆拉(Kamra,位于首都伊斯兰堡西北约60公里)的生产线正式下线,巴基斯坦总理吉拉尼、巴空军参谋长苏莱曼上将和中国驻巴基斯坦大使罗照辉出席了下线仪式。
2010年7月19日,两架巴基斯坦空军的枭龙战机参加英国范保罗国际航展,首次公开亮相。
设计特点

前机身

枭龙腹部涂有巴基斯坦国旗,重新设计之后的FC-1飞机前机身形状进行了修形,从进气道附面层隔道向前对原来曲面形状的前机身切出一个顺气流方向的平面,直到机头雷达罩末端为止。这个设计可以在很多其他采用了平面激波系的两侧肋下进气设计飞机上看到。两侧肋下进气的进气道是两侧进气的一种改进,利用机身对进气道的遮蔽减小当地迎角改善进气道的大迎角性能,同时可以利用前机身对来流的预压缩作用改善进气道的超音速性能。对前机身侧面切平以后,机身产生平面预压缩激波,波后压力分布比较简单均匀,表现出二维流动的特征,能较好的适应FC-1飞机的二维进气道,而且前体侧面的平面外形跟平面的附面层分离板搭配在提供同样隔道宽度时飞机迎风面积较小。

进气道

FC-1飞机的进气道在布置上基本上延续了原超-7飞机的设计,外伸的附面层分离板同时起单级固定压缩斜板的作用构成二维双波系超音速进气道。固定的双波系进气道也是比较常见的设计,F/A-18和F-20飞机就采用这样的设计,不过这种进气道在超过设计马赫数之后总压恢复明显下降,如果设计大的压缩角显然会造成较大的型阻,所以高速性能也并不理想,而且这种进气道重量比皮托管进气道大,所以F-16在确定有足够剩余推力后果断采用了较轻的皮托管式进气道。FC-1飞机设计马赫数并不高,但是却采用双波系进气道,估计主要原因还是零升阻力较高而同时飞机推重比不大,剩余推力有些不足。从FC-1的01号原型机到03号原型机,进气道作了一点肉眼难以分辨的改动,固定压缩斜板的压缩角提高了2°,这个设计明显是以提高超音速总压恢复为目的,为此不惜减小了捕获面积,牺牲了一点流量裕度,这也说明了FC-1飞机在高速剩余推力方面的不足。固定压缩斜板上开有附面层吸除孔,在FC-1进气道特写的照片上可以看得很清晰,固定压缩斜板的长度足以产生较厚的附面层,如果不作处理会降低进气道的总压恢复,产生畸变,并且容易发生分离,这套抽吸排放管路也是双波系进气道重量增大的原因。普通的机身两侧垂直压缩斜板超音速进气道受机身上洗影响,当地迎角比较大,大迎角总压恢复较差,而且在有侧滑情况下垂直压缩斜板表面容易发生分离,这是比较明显的弱点。FC-1飞机的内倾设计在大迎角性能和抗侧滑能力上都有所改善,而机身底部又过渡比较平坦,避免了大迎角时机腹高压产生的漩涡,对避免下唇口内侧分离有利。

边条

从超-7到FC-1,边条的变化比较明显,原来的三角形狭长边条被外凸的狭长边条所取代,机身采用了翼身融合设计,后机身出现了较宽的后边条。在边条根部宽度变化不大的情况下改变边条平面形状少许增加了边条的面积,这个改进增加了边条涡的强度,推迟了机翼的失速,而且机翼达到最大升力系数后升力随迎角的变化比较和缓,同时外凸形状对飞机的横侧安定性有好处。但是增加的边条面积比较靠前,修改之后气动中心的前移和大迎角的上仰力矩都比较明显,FC-1采用这样的设计跟中国飞控系统的进步应该是有关系的。FC-1的边条前端有一个锯齿,这是边条布局中比较少见的设计,俄罗斯米高扬设计局曾经有过类似边条设计的轻型战斗机方案,在FC-1飞机上出现的这个设计不知与米高扬设计局和成都飞机设计研究所在这个项目上的合作是否有关。毫无疑问的,这个锯齿可以明显的提高边条涡的强度和稳定性,但是它对俯仰力矩的影响还不得而知。此外,F-35前掠进气道尖锐的上唇口外凸在涡的产生方面可能与锯齿边条类似。

座舱

FC-1飞机从超-7方案开始就采用了全圆弧风挡,当时格鲁曼公司建议采用F-20飞机的风挡,但是FC-1飞机的背鳍比较窄,后方视野较超-7有所改善,不过依然没有取消掉背鳍。背鳍是结构上容纳操纵拉杆,液压管路之类设备的地方,采用背鳍付出一些重量、阻力和视野的代价可以简化内部结构的设计,所以仍然很顽强地出很多新型战斗机的设计中。实际上FC-1飞机的气泡式座舱盖十分低矮,即使没有后面的背鳍,飞行员的后向视野也不会太好,而且飞行员侧面下方的视野也不太理想。视野不良对于飞行员的态势感知能力有一定的负面影响,但是舱盖低矮可以减少阻力,减轻重量,对于前面已经提到超音速剩余推力似乎比较紧张的FC-1来说,减少阻力要更重要一些。

机翼

主翼
FC-1的机翼是一个42°后掠角的大根梢比切尖三角翼。42°后掠角在边条布局上的趋同现象是一个颇令人感兴趣的话题。机翼后掠角在40°左右的时候边条可以使机翼获得最大的升力系数增量是一个早在70年代就被观察到的现象,后掠角较小的机翼外段失速比较早,而后掠角较大的机翼自身存在大迎角前缘分离涡,边条涡的影响就比较小。但是早年F-16选择了40°后掠角的切尖三角翼,并且获得了良好的效果,而苏联在同时期设计的苏-27和米格-29飞机却采用42°后掠角的后掠梯形机翼,有意思的是美国最先进的F-22战斗机也从YF-22验证机的48°后掠角改成了42°后掠角,42°后掠角真的是利用涡升力最有利的后掠角 吗?或者这是因为要求相近的单位重量剩余功率(SEP)优势区域而从诱导阻力考虑的优化结果?
翼刀
01架原型机上出现的翼刀曾经让很多军迷感到惊讶,翼刀是一种阻止机翼上表面附面层向翼梢堆积,推迟翼尖分离的简单气动手段,在前苏联和中国的喷气式战斗机上很常见,但是在三代机上基本上没有这样的设计。对于边条布局的飞机,上表面翼刀具有与普通翼刀相同的推迟翼尖失速的功能,同时也可以减轻大迎角有侧滑时的不对称涡破裂现象,有利于飞机保持横侧安定性,但是翼刀同时也促使前缘涡提早破裂。这种涡的提早破裂,一方面减小了升力系数和失速迎角,当然是不利的,但是同时也减弱了边条布局的俯仰力矩上仰问题,这应该是设计这个翼刀的主要目的。此后的试飞应该是证明了飞机的大迎角纵向控制能力没有问题,所以果断取消了翼刀以获得更大的升力。美国F/A-18E/F飞机的机翼前缘锯齿设计从目的上讲也是希望推迟翼尖失速改善飞机的操稳特性,不过锯齿可以拖出一个涡系对升力和升力分布都有好处,这点要比翼刀好。但是美国人没有料到锯齿和前缘襟翼的相互作用会导致两侧机翼分离流动的不对称造成急剧的掉翼尖现象,这个现象成为F/A-18E/F飞机试飞过程中的主要问题,后来通过加装折叠铰链多孔整流罩才解决。
襟副翼
FC-1飞机的根梢比较大,翼梢的导弹挂架正好可以作为防颤杆,但是在弦长和厚度都很小的翼梢布置挂架估计还是要付出一些重量代价。FC-1飞机在机翼上设有前缘机动襟翼,后缘襟翼和副翼,这种布置方式既是原超-7的延续,也是成都飞机设计研究所和成飞公司研制的机型上常见的。前缘机动襟翼在变弯度增升推迟失速和减小诱导阻力方面的效果不须赘述,在后缘布置襟翼和副翼也是相当普遍的设计。有一些先进战斗机如F-16和苏-27采用了襟副翼设计,将襟翼与副翼连为一体,这样在起降时有更大面积的后缘增升装置,做滚转操纵时操纵面的控制力矩也较大,不过随着飞控的进步,所有操纵面的控制均由飞控计算机统一调度,外侧副翼也可下偏增加升力,而需要副翼操纵滚转时,襟副翼内段产生的力矩较小,但是阻力增量却较大,反不如足够控制能力的独立副翼,很多新的战斗机方案也采用独立襟翼和副翼的设计。不过,笔者观察这个时期的FC-1原型机试飞照片,外侧副翼在起降时并不偏转,而成都飞机设计研究所稍早研制的另一种战斗机在起降时却可以看到外侧副翼与内侧襟翼偏角一致,可见FC-1的飞控软件在这方面的功能尚未完全开发出来。在机翼后有贯通的后边条是FC-1有别于原超-7的一个设计,后边条设计在战斗机中首见于F-16,其作用一方面是相当于尾撑为平尾提供足够的力臂,另一方面后边条在前部边条涡的影响下可以产生一定的升力,这个升力在重心之后而且距离较远有明显的低头作用。FC-1飞机不但采取了后边条设计,而且后边条较宽,显然设计者希望FC-1飞机有足够的大迎角恢复力矩。不难推测这个阶段的FC-1设计已经较多地考虑了大迎角机动性,狭窄边条的作用终究有限,这时已埋下了日后修改边条设计的伏笔。

后机身

FC-1飞机虽然采用正常布局,后部安定面和操纵面布置都不出人意料,但是在后体设计上仍然出现了令人诧异的地方。通常来说,飞机的尾部为了避免气流出现分离产生过大的阻力,往往设法从较远的位置开始收缩机身,这样就不会有太大的收缩角,可以保持表面气流的附着。但是FC-1飞机却很特别的在尾部渐渐地增大机身直径,直到平尾转轴略靠前一些的位置才突然地收缩,应该说这么大的收缩角在的其他战斗机上都很难见到,而且这一段收缩曲面跟后面平直的喷管之间的衔接也很突兀。这种急剧收缩的设计一方面容易分离,另一方面这段扩张流管即使不分离也会产生压差阻力,超音速的时候转折处可能会发生膨胀波,这些都是不利的地方,而且在同类战斗机如鹰狮、F-20上面也可以看到后体的收缩并不设计成那么剧烈。成都飞机设计研究所的设计人员当然不可能忽略这个细节,要知道一架飞机的后体阻力可以占整机阻力的30-50%之多!参考采用同系列发动机的俄罗斯米格-29系列战斗机和伊朗Shahagh飞机的后体设计,发现这两种飞机的后体也没有出现这样的情况,从RD93发动机的照片看在加力燃烧室延伸段也没有大的外凸部件,所以这种设计也不是空间冲突造成的。以前曾经有分析认为FC-1项目由于发动机的选择可能会由于俄罗斯和巴基斯坦关系的变化而发生变化,所以这种做法可能是为了选择其他发动机做的准备。但是FC-1的发动机选择已成定局,而且04架原型机为了减小阻力对前机身设计作了重大改动的情况下,后体设计仍然保持不变,充分说明了这种设计是经过深思熟虑后的选择。此外超-7时期飞机有多种发动机可选,从模型看后体设计上也是较和缓的收缩,也说明了这一点。排除了诸般因素之后,似乎还是以这种设计是从面积 分布考虑出发的推测较为合理,如果后体外型过早开始收缩的话,在全机的面积分布上可能会较为远离理想分布,这样超音速波阻就比较大,比如F-20飞机就是考虑了飞机有足够的剩余推力飞到2.0马赫的速度才放心选择了波阻较大的直线收缩后体设计。总的来说,为满足面积分布的要求而在后体做外鼓而后急剧收缩的设计十分少见,通常飞机的面积分布与其他要求还是能比较好的协调,而且在飞机一开始设计时就会考虑这点,所以F-102那样的尾部鼓包再也没有出现过。但是FC-1飞机在中机身容积上似乎比较紧张,除了起落架舱盖上延续设计单位风格的鼓包之外,翼根上下表面也有长条形的鼓包,在这种情况下FC-1飞机可能想要收缩中机身而不可得,于是无奈采取了后机身修形,通过牺牲亚音速阻力来换取减小超音速阻力的设计,考虑到FC-1在一些细节上显示出很强的改善高速性能的愿望。另一点比较有意思的是成都飞机设计研究所设计的新型多用途歼击机的后体线型与FC-1也有些类似,只是AL-31FN发动机喷管安装节尺寸较粗,后体的衔接处收缩不太剧烈,也许这是设计单位认为可以以较小的代价满足全机气动要求的办法也未可知。

平尾

在后机身的气动面设计上,FC-1将切尖的直轴平尾布置在后边条的外侧,在稍靠前的后边条下方布置腹鳍,同样切尖的垂尾位置也较平尾靠前。一直以来中国的战斗机设计中都师法前苏联的平尾布局,采用转轴相对机身纵轴成一个夹角的斜轴平尾。斜轴平尾的转轴顺平尾后掠方向,因此即使平尾有很大的后掠角,转轴仍然得以布置在平尾厚度较大的位置结构上比较有利,而且转轴处于平尾的亚音速压心与超音速压心之间,铰链力矩较小,而且跨音速变化不大,这是斜轴平尾的主要优点。但是西方设计战斗机时多采用转轴垂直机身纵轴的直轴平尾,既然反其道而行之,直轴平尾自然享受不到斜轴平尾的那些好处,通常转轴不能布置在厚度最大处,对于使用大后掠设计较为不利,而且铰链力矩较大。但是直轴平尾也有自身的好处,主要是斜轴平尾由于转轴斜置,随平尾偏度增加平尾效率下降而且出现非线性,而直轴平尾则有较好的大偏度效率,而且基本保持线性变化。从结构考虑的话,直轴平尾只需要通过一个加强框安装,而斜轴平尾需要两个加强框承力,而且存在一个纵向力矩,显然直轴平尾有利于减轻机身结构的重量。考虑到现代战斗机多数使用中等前缘后掠角,而且强调大迎角的配平能力,直轴平尾的优点显得较为明显,包括俄罗斯第三代战斗机在内的所有正常布局现代先进战斗机都采用了直轴平尾。但是直轴平尾另有一个缺点,就是直轴平尾后掠角较小,而且为了保证根部厚度,往往根梢比较大,所以颤振特性比较差,通常采用切尖方式解决,FC-1飞机也是采用这种方式。但是稍低于翼弦平面的平尾处于机翼的尾迹中,尾迹的压力脉动也可导致平尾颤振,中国台湾省自制的F-CK-1战斗机便因此发生过事故,所以也有很多飞机将平尾作一定角度的下反,F-16就是这样,F-CK-1在发生事故后也采取了下反平尾的设计。后边条下布置腹鳍的做法与米格-29的早期原型机类似,SU-27飞机也是同样的设计,相比F-16的腹鳍设计,这种相隔较远的腹鳍能够避免互相干扰,效率较高,阻力较小,但是腹鳍受力要先传递到后边条上,然后才有后边条传到机身加强框,比F-16那样直接传给机身加强框要稍重一些。于这种细微处往往可见飞机设计并不一定有一个确定的最优设计,常常会做一些权衡取舍来获得需要的结果。当时FC-1飞机的垂尾设计比较普通,垂尾较平尾靠前是为了避免大迎角平尾尾迹的遮蔽影响垂尾效率,较高大的垂尾也有利于提高大迎角方向安定性,方向舵的铰链线后掠角较小也可以改善大迎角效率,但是超音速的效率就比较低。垂尾的顶端为了防颤振作了切尖处理,垂尾根部有一条厚度较大的背鳍,背鳍内容纳方向舵作动器,背鳍向前延伸较长,在气动上有类似边条的效果,大侧滑角时的背鳍涡有利于提高垂尾和方向舵的效率。背鳍向后延伸出减速伞整流罩,减速伞舱伸出垂尾后缘较远,相比是为减少底部阻力而作的整流考虑。
性能介绍

特征

FC-1枭龙战斗机的设计思想较为保守,这主要是出于避免技术风险的考虑。同时也采用了一些先进的空气动力学技术,既有效地提高整体作战性能,又兼顾可靠性,具备低成本的特征。FC-1的结构主要采用传统材料和技术。并未大量使用复合材料。采用复合材料的部分仅限于少量进气道、舱盖等部位,主要仍使用传统的高硬度航空铝材。FC-1设计强调中、低空亚音速机动性能,牺牲了一些高空高速性能,具备超视距空战能力。FC-1明显大于歼-7M,该机的综合作战能力应比歼-7战斗机有大幅度的提高。
FC-1枭龙战斗机采用中等展弦比边条翼正常式气动布局,机身采用超音速面积律,梁式与半硬壳式混合结构。单垂直尾翼,差动水平尾翼,双腹鳍,全翼展前缘襟翼后缘襟翼机翼水平尾翼垂直尾翼前缘后掠角均为42度,大后掠角边条一直延伸到机身尾部,前三点起落架。座舱采用整体圆弧风挡、水泡形座舱盖和微爆索穿盖及“零-零”弹射救生系统,视野较好,弹射救生较可靠。FC-1两个侧面肋下进气口的位置安排是出于提高大迎角飞行时机动性的考虑,进气口位于前机身下部,略微向外倾斜,这样,即使在大迎角飞行时也可向发动机输送空气。由于采用了DSI进气道,压缩和分离附面层,阻力减少,减小雷达反射波,不设辅助进气门放气门,结构重量大大减轻,可靠性高。批量生产型FC-1使用这种进气道。FC-1型战斗机的空气动力外形完全顺应了最新潮流,特别强调提高机动性。
FC-1枭龙战斗机设计了新一代的冗余度纵向电传操纵系统,FC-1枭龙战斗机的飞行控制系统采用了混合体制,既采用了传统的液压传动,也采用了电传系统。双冗余度纵向线传操纵系统与传统的机械控制方式相结合。这一设计使操纵性、飞行员操作强度和成本能互相兼顾。既增强了稳定性和控制力,同时还避免了单纯应用电传系统所带来的技术风险和高额费用。预计未来在飞行控制系统上会完全应用电传系统。
FC-1枭龙战斗机的航空电子系统采用集中分布式结构,基本结构由1553B数据总线联结,为满足FC-1枭龙战斗机的作战及任务要求,其先进综合化的航空电子和武器系统须具有自主导航,对空、对地、对海攻击,目标搜索与识别,通信与进场着陆,外挂物管理,任务计划与参数记录,综合电子战,综合显示与控制,数据传输等多种功能;能帮助飞行员顺利执行各种战术操作,为飞机提供良好的使用特性和方便的维修能力;可挂载包括精确制导武器在内的多种武器,具有发射中距空对空导弹实现超视距攻击的能力。此外还可以根据用户的不同要求,选配不同的航空电子系统组合方案。整个航空电子系统划分为武器与任务管理、雷达、惯导、电子战、通信导航与识别、机电管理、外挂物管理、大气数据以及飞控等几个子系统。主要设备有任务计算机;具有中距空中拦射、近距空战格斗、对地、对海攻击、辅助导航等功能以及上视和地杂波环境下的下视及下射能力的脉冲多普勒雷达;激光陀螺惯性导航系统加全球定位系统;外挂管理系统;敌我识别器;雷达告警接收机;箔条/曳光弹投放器和数据传输单元等。
操纵界面为"一平三下"的平视显示器、多功能液晶显示器和双手不离杆操纵系统。"枭龙"配装有一台智能式平显,总视场达24度,可叠加FLIR视频信号,为飞行员提供飞行、导航、起飞、着陆等信息显示以及目标的瞄准、射击等。在平显前面装有正前方控制板(UFCP),为飞行员提供基本的信息显示,以及导航和通信等控制输入界面。平显上部装有一台视频摄像机,以记录平显画面和外视景。"枭龙"驾驶舱具有夜视兼容的能力,与夜视镜(NVG)配合,提高了飞机在微光或夜间条件下的生存与作战效能。头盔瞄准系统和头盔显示系统是其选装系统。
FC-1枭龙战斗机机身内部载油量大约可载3500~3800升燃油,并可外挂三个副油箱。,该机没有安装任何空中加油设备,但在设计中已将空中加油设备考虑在内。
FC-1枭龙战斗机固定配备一门23-3型双管23毫米口径机关炮,备弹220发。飞机有7个外挂点,翼尖两个,翼下四个,机腹中心一个。主要的空战武器包括中国产主动雷达制导的SD-10型超视距导弹以及PL-9型红外制导近距格斗导弹。官方报导中还提到了反舰和反雷达导弹、普通炸弹和制导炸弹,以及反跑道炸弹和子母弹等。FC-1的总外挂能力可以达到3.6吨。
FC-1枭龙战斗机除了单座基本型,未来中国还计划生产双座教练/战斗机型。另外,机身设计方面还包括安装一个拦阻钩。该设计非常引人注目。
下面对比一下FC-1与F-16。决定飞机水平盘旋性能的主要条件是飞机推重比、由气动外型决定的飞机阻力系数和升力系数。FC-1的气动外型对于F-16优越,肋部DSI进气的形式比F-16腹部进气的阻力小。经改进后FC-1的空重6411kg优于F-16为6607kg,。但是由于发动机的推力以及燃油经济性上RD-93与F-100-PW-200有较大差距,前者的加力推力11340kg,比FC-1大30%。因此在空战中,两机乃是伯仲之间,盘旋率及翻滚速度上FC-1占优,爬升率、加速性、滞空时间上F-16占优。
但FC-1具有发射的SD-10主动雷达制导中距空对空导弹的能力,相对于早期型号只能发射AIM-7“麻雀”中程雷达半主动制导空空导弹的F-16A来说,FC-1在中距空战中具有一定优势。

参数

翼展9.45米
机长 14米
机高 4.77米
主轮距 2.54米
前主轮距 4.94米
正常起飞重量9100千克
外挂能力 3800千克
机内燃油 2300升
最大马赫数 M1.8( 1912 Km/h )
实用升限 16500米
航程 2500千米
限制过载-3G-8.5G
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