机尾

　　FC-1的机尾总给人一种不协调的感觉。垂尾根部之后的机身到RD-93的收扩喷口这一段急剧收缩，

　　看起来就象是一个适配环。这种设计在飞行中必然导致飞机尾部压差阻力增大，甚至可能造成紊流，导致更严重的干扰阻力(那个长得几乎算是“怪异”的减速伞舱，恐怕就兼有一定的整流作用)。FC-1最大M数只有1.6，或许与这种设计脱不了干系。

　　什么原因迫使FC-1不得不采用这种设计？这是个令人颇感兴趣的问题。

　　笔者最初以为是发动机附件体积的影响，但对比米格-29的发动机舱，显然没有这个问题。另一个可能性是跨音速面积律的影响——为了保证后机身横截面积分布符合要求，以局部阻力增大的代价换取全机总阻力的减小。不过此说有些勉强，因为现在早已不是F-102那个时代，面积分布问题完全可以在设计中兼顾到。

　　还有一种可能性，那就是为发动机变动作准备。长期以来，FC-1计划一直被航电供货问题所困扰。发动机供货方面，虽然目前看起来不成问题，但作为印度最大军火供应商的俄罗斯，一旦切断RD-93的供货渠道，巴基斯坦的FC-1将立刻成为废铁。国内目前并没有适合FC-1的中等推力涡扇发动机可用，但涡喷发动机技术却已成熟。设想一下，如果换装一台8吨级的涡喷发动机，并采用为很多航迷“深恶痛绝”的引射式喷管(也就是所谓“喷管不外露”的设计)，这个急剧收缩的“适配环”将不复存在。

　　当然，这只是猜测。是否如此，也许要等多年以后才能知道了。

　　边条翼

　　边条翼是第三代战斗机中最流行的气动设计。但这种设计的发明完全是个偶然。1958年诺斯罗普在研制N-156F(后来大名鼎鼎的军援战斗机F-5的前身)时为了使飞机横截面积分布更接近跨音速面积律的要求而在机翼根部前缘增加了一小块三角形机翼，后来却意外地发现这种设计不仅没有预料中的高诱导阻力，反而可以大幅改善机翼升阻特性。边条翼的历史由此开始。

　　边条翼本身是一块大后掠尖前缘的近似三角形机翼，气流从小迎角开始就自其尖锐前缘分离，并中等迎角后形成稳定涡流——即边条涡。边条涡不仅可以给后面机翼的附面层补充能量，推迟气流分离，还可以在机翼上诱导出高升力——这就是边条翼最吸引人的地方。不过，边条翼也有它的麻烦：由于涡升力的存在，导致飞机焦点前移，造成俯仰力矩的非线性变化，甚至可能造成无法抑制的上仰失速。要想利用传统的机械-液压操纵系统进行控制是个不小的难题。并且边条面积越大，俯仰力矩的非线性变化也越剧烈。

　　和格鲁曼方案中的边条翼比起来，FC-1现在的边条翼不仅面积大大增加，在其前端翼根处还多了一个小缺口——类似的设计在日本AAM-3的鸭舵和我国SD-10的尾舵上也见到过，据推测可能具有增强涡流、消除附面层的作用。换句话说，FC-1的边条翼设计把能够增强涡流的手段都用上了，目的无他，就是要增强涡升力，提高机动性。

　　机翼

　　毫无意外的，FC-1采用了前缘后掠42度的悬臂式梯形翼，从公开的3维结构剖视图看，应为多梁式混合结构。

　　有意思的是这个后掠角。边条涡对机翼产生的有利干扰随机翼后掠角呈驼峰形变化，在大约40度后掠角左右达到最佳。这主要是由于小后掠角机翼大迎角性能不好，失速迎角小，即使结合边条翼也效果不彰；而大后掠角机翼大迎角性能好，大迎角时其自身的前缘涡流同样可以起到边条涡的作用，边条翼虽然也起了作用，但相对作用较小。因此，第三代战斗机采用边条翼布局的多结合40度左右的后掠翼，以期获得最大的有利干扰。但美系飞机通常选用40度后掠角，典型的就是F-16，当年超-7格鲁门方案也是；而俄系飞机则选择42度后掠角，米格-29、苏-27以及这个有米格身影的FC-1都是。看起来各国所进行的研究结果并不完全一致。

　　气动控制面方面，FC-1机翼装有全翼展前缘襟翼，机翼后缘内侧(根据照片分析)为简单襟翼，兼作机动襟翼，可以和前缘襟翼配合偏转，保持最佳机翼弯度，以提高升阻比和抖振边界。不过FC-1并未采用类似F-16的全翼展襟副翼，其机翼外侧仍然是传统副翼，占据了从后缘襟翼外侧到翼梢的整个外翼段。

　　对笔者而言，FC-1机翼更令人瞩目的特点是它的根梢比。熟悉F-16的人第一眼看到FC-1，往往会觉得它的机翼非常“尖”。根据试飞照片估算，其根梢比约5.7，远大于F-16、米格-29这类飞机，更接近三角翼。根梢比大，可以减小机翼弯矩，减轻结构重量，但另一方面，较大的根梢比会加剧翼尖失速，并对机翼刚度有不利影响，而延伸到翼梢的副翼则加剧了不利影响。由此导致的颤振问题可以利用翼尖导弹挂架(兼作防颤杆)加以改善；而副翼反效问题如何改善呢？这确实是个颇令人感兴趣的问题。

　　　尾翼·腹鳍·后边条

　　如果说当年格鲁门方案的尾翼设计还残留着歼-7的痕迹的话，那么FC-1已经把这点痕迹完全抹去了。

　　全新设计的垂尾具有切尖结构，显然是为了改善颤振特性。方向舵转轴倾角很小，有助于改善大迎角下的方向操纵性——而歼-7的方向舵在迎角30度左右就已完全失效了。或许是因为原型机的缘故，在01架和03架原型机垂尾上并未看到更多的传感器，在04架全状态机上能看到更多令人感兴趣的东西。

　　平尾则一改中国战机的传统，采用了直轴平尾的形式。这种平尾重量轻，受力简单，对机身结构设计有利。不过，由于后掠角不大，其颤振特性较差，一般都会采用切尖或配重方式来改善。FC-1的平尾正是采用了切尖方式。不过，由于后边条的原因，FC-1的平尾几乎和机翼位于同一水平面，也看不出下反角——这和当年IDF早期原型机非常相似，令人不由得捏一把汗。希望FC-1只是看起来相似，不要重蹈10002号原型机的覆辙。

　　在格鲁门方案中，腹鳍是呈八字形安装在后机身腹部。FC-1则向外移动到后边条外侧，垂直安装。这种设计，似乎是有意拉开腹鳍间隔，以减小相互干扰，提高效率。和垂尾结合，有助于改善FC-1的方向稳定性。

　　FC-1的尾撑/后边条是后期方案中出现的，其宽度(展长)相当大，看起来更类似X-29而非F-16。如此宽大的尾撑，令人怀疑它除了具有承力作用外，还可能在大迎角状态下具有强烈的低头作用，以抑止前方大边条翼带来的强烈上仰趋势。

　　起落架

　　FC-1采用全新设计的起落架，均为单轮，分别向后/向前收起。前起为国内首见的支柱式半轮叉结构。主起则比较有意思，外表看起来似乎是已经由由原来的机翼起落架改进为机身起落架，但实际上主起仍然直接安装在翼梁根部，承受的载荷由翼梁传递——实际上和米格-29的起落架设计类似。这种设计既具有机翼起落架重量轻的优点(不象机身起落架需要传力结构传递载荷)，又具有机身起落架节约机翼内侧翼下空间的优点(通常翼下这个位置的挂载能力最强，但采用机翼起落架的飞机却往往由于起落架收放路线的限制而难以使用)。但凡事有利必有弊，这种设计虽然具有前述优点，但起落架舱却可能影响到进气道的布置。联想到02年珠海航展上贵航曾经宣称JL-9的进气道设计比FC-1的效率更高，笔者以为有这么一种可能：FC-1的进气道为了避开后方的主起舱而向内作较剧烈的转折，从而影响了它的总压恢复系数；而JL9仍然沿用歼-7的机翼起落架，主起舱较靠后，就不存在这个问题。

　　飞控系统

　　飞控系统曾经是笔者对FC-1意见最大的地方。早些年成飞一直宣称为了降低费用，FC-1将采用传统机械-液压操纵系统。对于这种为了低造价而采用低技术的策略，笔者始终认为不妥。对于这种为了满足高机动性而设计的飞机，却采用机械-液压操纵系统，无疑将使得性能大打折扣，甚至有可能陷入“价格降低——性能下降——价格进一步降低”的恶性循环。

　　不管怎样，FC-1最终还是采用了电传飞控系统，只是决定的时机颇为古怪——在完成详细初步设计的当年才宣布要采用电传飞控，给人有些赶不上趟的感觉；但如果考虑到电传飞控的硬件有可能不是专门为FC-1设计，而是“拿来主义 ”，那么这个时间倒是恰好。若果真如此，FC-1计划倒确实是省下了一笔巨额开发费用。

　　只是问题在于，FC-1究竟是一开始就决定要借用某机的飞控系统，还是迫于形势(例如碰到控制方面的严重困难)决定采用的，这将决定它是否是按照随控布局进行设计，电传飞控能否最大限度发挥其优势。

　　尾容量

　　尾容量和平尾效率成正比，不同特点的飞机，设计人员选取的尾容量也有相应差别。我们来看看其它飞机的尾容量：米格-21 0.237，米格-23 0.483，苏-27 0.220，F-4 0.258，F-15 0.232，F-16 0.203，F-22 0.197。这里面，米格-23尾容量最大，因为机翼全后掠时焦点移动太大，必须加大尾容量以保证此时的纵向操纵能力。放宽静稳定度飞机的尾容量都较小，其中又以苏-27最大，因为要保证超音速机动能力，同样要有足够的尾容量(也正因为如此，苏-27脱开电传后其纵向俯仰率高得惊人，连加装TVC的F-16/MATV也比不上)；F-22最小，除了TVC的因素外，大幅放宽静稳定度也是一种重要原因。

　　笔者对FC-1尾容量进行粗略估算之后，不禁大吃一惊——估算尾容量只有0.21！

　　这意味着什么呢？如果前述估算误差不大的话，那就意味着FC-1很可能就是一种按照随控布局设计的飞机，设计之初就已经考虑了放宽静稳定度，而不是象最早推测的那样到后期改进时再放宽。这样就可以回答前面飞控系统中提到的问题。但是这和公开报道FC-1采用电传操纵的时间明显不符。令人怀疑，长期以来有关FC-1采用传统操纵系统的宣传会不会就是一个幌子，目的只是要巴基斯坦投钱进来？

　　载油系数

　　载油系数对飞机的续航能力影响甚大。根据公开资料计算，FC-1的机内载油系数并不高，约0.25。但其转场航程却远达3000公里，这只能解释为利用外挂燃油实现的理想状况。如果执行典型作战任务，FC-1要么因为外挂燃油而限制了挂载方案的多样性，要么因为燃油不足而限制了作战半径。采用RD-33发动机的米格-29早期型，机内载油系数约0.27，其机内燃油航程只有1700公里。或可作为一个参照。

　　载重系数

　　载重系数可以说明飞机的续航能力和外挂武器的能力，还能说明飞机机体、发动机、机载设备的研制水平——即在满足作战性能要求的前提下，它们的重量是否轻。FC-1的载重系数同样不乐观，仅0.89，略高于米格-23的0.81，不如F-4E的0.94，而F-15、F-16则高达1.4以上。即使是米格-29早期型，其载重系数也达到了1.22左右。这说明FC-1仍然大量采用常规技术制造——虽然成飞确实拥有复合材料制造技术。

　　这里不得不提到2002年出现的一篇对巴基斯坦工程师的采访，该工程师提到，FC-1的过载限制是＋8G，但“later maybe it would be verified for 8.5(最终将达到8.5)”。如果结构设计和材料都没有改进的话，这种改变意味着飞机结构重量的减轻。不考虑其它因素，仅从数字估算，相当于飞机空战重量减轻了约5%强，合400多公斤。这可不是一个小数目。若此说属实，那么除了说明FC-1还有相当的改进空间外，也说明目前FC-1的设计确实未臻完美——那多出来的400多公斤重量是怎么来的？这是个颇耐人寻味的问题。

　　从这些特点我们可以看到，FC-1在设计中确实贯彻了自上而下的设计策略，“高效费比低风险”的设计思想始终得到贯彻。设计重点在于提高飞机的气动性能，或者说，相对于FC-1“多用途”战斗机的称谓，该机其实更着重于空战性能的提高，而对地攻击能力只是“兼顾”而已。

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