前机身 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。关于这个设计是否出于隐身考虑，笔者以为FC-1飞机仍然按照传统的设计要求进行设计，低可探测性在它的设计目标中不占有重要的位置，在飞机其它部位都没有为隐身优化的情况下刻意为隐身设计前机身倾斜平面意义并不大，当然客观上仍然有减少侧面雷达散射截面积(RCS)的作用。

　　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。

　　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现在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。

　　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采用这样的设计跟我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目前还不得而知。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。

    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？笔者不敢妄自揣度，这个现象的原因还有待更详细研究资料的出现。

    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，在前苏联和我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。针对这个问题杨伟总师曾经向记者解释这对翼刀是一个可以拆卸的保险手段，如果试飞顺利的话可以拆除，后来果然03架原型机上没有了翼刀，01架的翼刀也被拆掉。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。这种我的提早破裂，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，根据杨伟总师的说法，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近年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。目前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目前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。但是现在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，笔者认为这样推测应该有一定的合理性。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。一直以来我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，我国台湾省自制的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。（未完待续） 现代兵器杂志第3期

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