超级军网FC-1飞机的气动布局及其演变
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 00:07:53
原载于《现代兵器》2008年3、4期
龙翼天翔
——浅析FC-1飞机的气动布局及其演变
在经过了漫长的期盼与等待之后，饱经谣传和跳票折磨的国内航空迷们终于等来了FC-1“枭龙”04架的首飞。中国新闻网报道的“中国航空工业第一集团公司自行研制、具有完全自主知识产权的“枭龙”全状态飞机零四架，二十八日在成都进行首次飞行并获得圆满成功。“在国内各大门户网站和军事论坛被广为引用。04架飞机采用先进无附面层隔道进气道和尖拱型哥特式边条的气动布局改进虽然早在去年就已经在历次展出的04架模型上被外界所观察到，但是最终出现的实机仍然令我们为它体现出的空气动力学的进步而激动不已。FC-1的整个研制计划历时20年，其中的步步演进十分耐人寻味，笔者在此希望通过有限的图文报道和学术资料对FC-1飞机的气动布局和它的演变过程作一个分析。
从佩刀II到超7
“枭龙”飞机起源于80年代中期巴基斯坦与我国联合研制的歼-7CP/佩刀II项目。当时印度装备了当时先进的米格-29和幻影2000型战斗机，这两型飞机不但飞行性能优秀，而且还拥有巴基斯坦所装备的少量F-16A/B所不具备的超视距空战能力。巴方在使用F-16的实践经验中已经体会到了高技术先进装备所带来的强大战斗力，对于印度拥有自己所不具备的能力更有如芒在背之感。在这个形势下巴基斯坦求助于有着深厚传统友谊的中国，但是我国当时尚没有能力研制具有实用超视距空战能力的先进战斗机，于是利用当时较好的国际环境下提出由我国成都飞机工业集团公司与美国航空企业合作研制，合作对象就选择了参与“和平典范”项目的格鲁曼公司。
在计划的最初阶段，联合研制的双方试图简单的在原成飞歼-7M飞机的基础上通过将前机身改为两侧进气，保证头锥空间容纳大尺寸的雷达天线和其它远较歼-7M复杂的航电设备，这就是佩刀II方案，国内称为歼-7CP。这样改进基本保留了原歼-7M的气动性能，由于阻力增大，重量增加和进气道的修改，飞行性能将比歼-7M有一定程度的下降。如果和印度装备的米格-29和幻影2000相比，歼-7CP的飞行性能显然过于糟糕，巴基斯坦空军认为这个方案不能满足需要。1988年初，巴基斯坦正式以发展费用（3亿美元）过高为由拒绝了佩刀II方案。
巴基斯坦虽然拒绝了佩刀II方案，但是她的新式轻型战斗机仍然只能着落在成飞公司与格鲁曼联合研制上，1988年10月21日中国航空技术进出口公司与美国格鲁曼公司签订协议联合研制超-7战斗机。为了满足巴基斯坦空军的要求，达到取代F-5，米格-21和我国出口的歼-7的目的，超-7在歼-7CP的基础上进行了较大的改动，主要是前机身、后机身和机翼都经过了重新设计。为了改善飞行员视野，容纳雷达火控设备，超-7的前机身比歼-7M长1.07米，座舱盖设计成较高的水泡形，座舱盖后的一段背鳍被加大以容纳更多的燃油。为了改善飞机的大迎角飞行性能，格鲁曼提出了将两侧进气道内倾10度，从美国《航空周刊》当时发表的简单的线条图看，当时的超-7方案已经是后来在FC-1前两架原型机上看到的单级固定压缩斜板超音速进气道，但是前机身横截面是圆的。当时已经决定在超-7上采用挂装在前机身下方的23-3型双管23毫米航炮，这种布置跟歼-8II飞机相同。当时的超-7方案虽然也试图改进机翼设计来提高机动性，但是还远没有脱离歼-7的模式，仅仅是把翼展加大到7.93米，减小了前缘后掠角，机翼面积增大1.76平方米。为了在没有大幅改动机翼的基础上提高飞机的格斗能力，格鲁曼打算在机翼外段设计一段大约有1/3半展长的前缘缝翼，把后缘襟翼改为机动襟翼。前缘缝翼可以使下表面的高压气流通过缝隙加速流向上表面为附面层补充能量推迟分离的发生，在分离发生后也发展得比较缓慢，所以失速后升力不会迅速下降而是缓慢变化甚至稍有增加。超-7把前缘缝翼设置在外翼段目的主要是改善大后掠三角翼比较容易出现的翼尖失速问题，在迎角较大机翼上表面发生分离的时候，内侧分离比外侧严重，而且分离发生位置比较靠前，结果是提供一个低头的恢复力矩改善了安全性。超-7仍然保留了歼-7机翼上的翼刀，外段前缘缝翼和翼刀配合使用可以推迟外侧分离和促使内侧提前分离，在大迎角俯仰力矩上表现更好。采用后缘机动襟翼可以改变翼型弯度，提高升力减小诱导阻力，但是采用机动襟翼引起力矩变化可能会带来配平阻力的损失，所以也有些战斗机舍弃了这种设计。超-7方案的后机身气动方面基本上没什么变化，但是为了适应可能更换的发动机，去掉了喷管引射罩，采用外露的收扩喷管设计，这种设计较好的兼顾高速推力性能和低速底部阻力，为大多数现代战斗机所采用。为了兼容西方标准的着陆应急拦阻钩，对腹鳍作了一些修改。这个超-7方案相对原歼-7CP方案性能有一定的提高，但是大后掠三角翼诱导阻力大的基本缺陷仍然没有消除，不利于提高飞机的持续机动能力，而巴基斯坦装备的F-16战斗机在设计中受能量-机动理论影响很深，有非常强的持续机动能力，而且仅依靠外段缝翼获得的大迎角性能提高也无法与有大边条的F-16、米格-29或者有进气道侧面涡流发生器和全翼展两段式前缘缝翼的幻影2000飞机相比。针对这个超-7方案的缺陷，在1988年下半年到1989年的大约一年时间里，超-7的气动布局发生了根本性的改动。新的超-7方案彻底扬弃了源自米格-21家族的大后掠三角翼，采用了被第三代战斗机广泛使用的带边条中等后掠切尖三角翼气动布局。这个时期的超-7有较多的模型照片流传，但是准确反映超-7机翼设计的资料却很少。从笔者所见到的有限几张模型照片看，大约40度前缘后掠角的大根梢比切尖三角翼，翼梢带有近距格斗导弹挂梁，跟后来的FC-1飞机已经很像了，但是还没有实现翼身融合，边条是简单的狭长大后掠三角形。边条布局是一种混合流型的布局，一方面尖锐前缘的大后掠边条很容易分离拉出脱体涡流产生涡升力，另一方面边条涡为机翼流动补充能量，避免机翼附面层过早分离，这种布局可以推迟机翼的失速，提高机翼升力，而且边条涡控制机翼分离可以推迟抖振的发生，减弱抖振强度，可以明显提高飞机可用的迎角。但是边条布局对布局设计的要求很高，美国在研究YF-16和YF-17的时候曾经进行了大量的理论计算和风洞试验。从边条设计的一些基本原则来说细长三角形边条并不是最好的设计，三角形边条在边条涡破裂后升力下降较快，所能达到的最大升力系数也不是最优的，但是三角形平面形状增升效果也还可以，而且加工工艺方面无疑比复杂形状的边条简单得多，比较符合我国当时的工艺能力。当时超-7方案的边条形状很细长，面积不大，边条面积小当然增升效果也要差一些，但是细长边条造成的气动中心前移量比较少，对于保持飞机的静安定性有利。当时我国尚不能自行研制生产电传飞控系统，也没有任何开发电传飞控软件的经验，当然格鲁曼公司也不想把这种先进技术教给中国，而且格鲁曼公司自身设计带边条气动布局的经验也不丰富，采用细长边条是当时比较合理的选择。但是细长边条除了增升作用较差以外，在大迎角下边条涡破裂较早，破裂位置比较靠前，而且发生破裂后的破裂发展也比较快，在俯仰力矩上仰方面比较不利，而较宽的边条破裂的发展比较缓慢。在当时的技术条件下，超-7基本上没有利用先进飞控手段应付俯仰力矩非线性上仰的可能，这个上仰力矩的严重程度可能会对超-7的可用迎角造成限制，不过面积较小的边条相应引起的上仰力矩也比较小。笔者所见的超-7模型照片上没有表现出机翼上的控制面和增升装置，不过不难猜想对于中等后掠角的切尖三角翼没有必要再用结构比较复杂的前缘缝翼，而是会使用前缘机动襟翼，后缘则是副翼和机动襟翼。超-7的这个方案没能实现翼身融合比较令人遗憾，不过也唯有如此才能保留歼-7的中机身结构设计。超-7的腹鳍在这个阶段被改为双腹鳍，原因可能包括前机身侧面投影面积增加造成垂尾的横侧安定作用不足，飞行迎角增加要求有不受遮蔽的横侧安定面或者是从原佩刀II拦阻钩设计在腹鳍一侧不利使用的角度考虑，不过从结果看双腹鳍对飞机的大迎角性能肯定是有利的。原载于《现代兵器》2008年3、4期
龙翼天翔
——浅析FC-1飞机的气动布局及其演变
在经过了漫长的期盼与等待之后，饱经谣传和跳票折磨的国内航空迷们终于等来了FC-1“枭龙”04架的首飞。中国新闻网报道的“中国航空工业第一集团公司自行研制、具有完全自主知识产权的“枭龙”全状态飞机零四架，二十八日在成都进行首次飞行并获得圆满成功。“在国内各大门户网站和军事论坛被广为引用。04架飞机采用先进无附面层隔道进气道和尖拱型哥特式边条的气动布局改进虽然早在去年就已经在历次展出的04架模型上被外界所观察到，但是最终出现的实机仍然令我们为它体现出的空气动力学的进步而激动不已。FC-1的整个研制计划历时20年，其中的步步演进十分耐人寻味，笔者在此希望通过有限的图文报道和学术资料对FC-1飞机的气动布局和它的演变过程作一个分析。
从佩刀II到超7
“枭龙”飞机起源于80年代中期巴基斯坦与我国联合研制的歼-7CP/佩刀II项目。当时印度装备了当时先进的米格-29和幻影2000型战斗机，这两型飞机不但飞行性能优秀，而且还拥有巴基斯坦所装备的少量F-16A/B所不具备的超视距空战能力。巴方在使用F-16的实践经验中已经体会到了高技术先进装备所带来的强大战斗力，对于印度拥有自己所不具备的能力更有如芒在背之感。在这个形势下巴基斯坦求助于有着深厚传统友谊的中国，但是我国当时尚没有能力研制具有实用超视距空战能力的先进战斗机，于是利用当时较好的国际环境下提出由我国成都飞机工业集团公司与美国航空企业合作研制，合作对象就选择了参与“和平典范”项目的格鲁曼公司。
在计划的最初阶段，联合研制的双方试图简单的在原成飞歼-7M飞机的基础上通过将前机身改为两侧进气，保证头锥空间容纳大尺寸的雷达天线和其它远较歼-7M复杂的航电设备，这就是佩刀II方案，国内称为歼-7CP。这样改进基本保留了原歼-7M的气动性能，由于阻力增大，重量增加和进气道的修改，飞行性能将比歼-7M有一定程度的下降。如果和印度装备的米格-29和幻影2000相比，歼-7CP的飞行性能显然过于糟糕，巴基斯坦空军认为这个方案不能满足需要。1988年初，巴基斯坦正式以发展费用（3亿美元）过高为由拒绝了佩刀II方案。
巴基斯坦虽然拒绝了佩刀II方案，但是她的新式轻型战斗机仍然只能着落在成飞公司与格鲁曼联合研制上，1988年10月21日中国航空技术进出口公司与美国格鲁曼公司签订协议联合研制超-7战斗机。为了满足巴基斯坦空军的要求，达到取代F-5，米格-21和我国出口的歼-7的目的，超-7在歼-7CP的基础上进行了较大的改动，主要是前机身、后机身和机翼都经过了重新设计。为了改善飞行员视野，容纳雷达火控设备，超-7的前机身比歼-7M长1.07米，座舱盖设计成较高的水泡形，座舱盖后的一段背鳍被加大以容纳更多的燃油。为了改善飞机的大迎角飞行性能，格鲁曼提出了将两侧进气道内倾10度，从美国《航空周刊》当时发表的简单的线条图看，当时的超-7方案已经是后来在FC-1前两架原型机上看到的单级固定压缩斜板超音速进气道，但是前机身横截面是圆的。当时已经决定在超-7上采用挂装在前机身下方的23-3型双管23毫米航炮，这种布置跟歼-8II飞机相同。当时的超-7方案虽然也试图改进机翼设计来提高机动性，但是还远没有脱离歼-7的模式，仅仅是把翼展加大到7.93米，减小了前缘后掠角，机翼面积增大1.76平方米。为了在没有大幅改动机翼的基础上提高飞机的格斗能力，格鲁曼打算在机翼外段设计一段大约有1/3半展长的前缘缝翼，把后缘襟翼改为机动襟翼。前缘缝翼可以使下表面的高压气流通过缝隙加速流向上表面为附面层补充能量推迟分离的发生，在分离发生后也发展得比较缓慢，所以失速后升力不会迅速下降而是缓慢变化甚至稍有增加。超-7把前缘缝翼设置在外翼段目的主要是改善大后掠三角翼比较容易出现的翼尖失速问题，在迎角较大机翼上表面发生分离的时候，内侧分离比外侧严重，而且分离发生位置比较靠前，结果是提供一个低头的恢复力矩改善了安全性。超-7仍然保留了歼-7机翼上的翼刀，外段前缘缝翼和翼刀配合使用可以推迟外侧分离和促使内侧提前分离，在大迎角俯仰力矩上表现更好。采用后缘机动襟翼可以改变翼型弯度，提高升力减小诱导阻力，但是采用机动襟翼引起力矩变化可能会带来配平阻力的损失，所以也有些战斗机舍弃了这种设计。超-7方案的后机身气动方面基本上没什么变化，但是为了适应可能更换的发动机，去掉了喷管引射罩，采用外露的收扩喷管设计，这种设计较好的兼顾高速推力性能和低速底部阻力，为大多数现代战斗机所采用。为了兼容西方标准的着陆应急拦阻钩，对腹鳍作了一些修改。这个超-7方案相对原歼-7CP方案性能有一定的提高，但是大后掠三角翼诱导阻力大的基本缺陷仍然没有消除，不利于提高飞机的持续机动能力，而巴基斯坦装备的F-16战斗机在设计中受能量-机动理论影响很深，有非常强的持续机动能力，而且仅依靠外段缝翼获得的大迎角性能提高也无法与有大边条的F-16、米格-29或者有进气道侧面涡流发生器和全翼展两段式前缘缝翼的幻影2000飞机相比。针对这个超-7方案的缺陷，在1988年下半年到1989年的大约一年时间里，超-7的气动布局发生了根本性的改动。新的超-7方案彻底扬弃了源自米格-21家族的大后掠三角翼，采用了被第三代战斗机广泛使用的带边条中等后掠切尖三角翼气动布局。这个时期的超-7有较多的模型照片流传，但是准确反映超-7机翼设计的资料却很少。从笔者所见到的有限几张模型照片看，大约40度前缘后掠角的大根梢比切尖三角翼，翼梢带有近距格斗导弹挂梁，跟后来的FC-1飞机已经很像了，但是还没有实现翼身融合，边条是简单的狭长大后掠三角形。边条布局是一种混合流型的布局，一方面尖锐前缘的大后掠边条很容易分离拉出脱体涡流产生涡升力，另一方面边条涡为机翼流动补充能量，避免机翼附面层过早分离，这种布局可以推迟机翼的失速，提高机翼升力，而且边条涡控制机翼分离可以推迟抖振的发生，减弱抖振强度，可以明显提高飞机可用的迎角。但是边条布局对布局设计的要求很高，美国在研究YF-16和YF-17的时候曾经进行了大量的理论计算和风洞试验。从边条设计的一些基本原则来说细长三角形边条并不是最好的设计，三角形边条在边条涡破裂后升力下降较快，所能达到的最大升力系数也不是最优的，但是三角形平面形状增升效果也还可以，而且加工工艺方面无疑比复杂形状的边条简单得多，比较符合我国当时的工艺能力。当时超-7方案的边条形状很细长，面积不大，边条面积小当然增升效果也要差一些，但是细长边条造成的气动中心前移量比较少，对于保持飞机的静安定性有利。当时我国尚不能自行研制生产电传飞控系统，也没有任何开发电传飞控软件的经验，当然格鲁曼公司也不想把这种先进技术教给中国，而且格鲁曼公司自身设计带边条气动布局的经验也不丰富，采用细长边条是当时比较合理的选择。但是细长边条除了增升作用较差以外，在大迎角下边条涡破裂较早，破裂位置比较靠前，而且发生破裂后的破裂发展也比较快，在俯仰力矩上仰方面比较不利，而较宽的边条破裂的发展比较缓慢。在当时的技术条件下，超-7基本上没有利用先进飞控手段应付俯仰力矩非线性上仰的可能，这个上仰力矩的严重程度可能会对超-7的可用迎角造成限制，不过面积较小的边条相应引起的上仰力矩也比较小。笔者所见的超-7模型照片上没有表现出机翼上的控制面和增升装置，不过不难猜想对于中等后掠角的切尖三角翼没有必要再用结构比较复杂的前缘缝翼，而是会使用前缘机动襟翼，后缘则是副翼和机动襟翼。超-7的这个方案没能实现翼身融合比较令人遗憾，不过也唯有如此才能保留歼-7的中机身结构设计。超-7的腹鳍在这个阶段被改为双腹鳍，原因可能包括前机身侧面投影面积增加造成垂尾的横侧安定作用不足，飞行迎角增加要求有不受遮蔽的横侧安定面或者是从原佩刀II拦阻钩设计在腹鳍一侧不利使用的角度考虑，不过从结果看双腹鳍对飞机的大迎角性能肯定是有利的。
龙翼天翔
——浅析FC-1飞机的气动布局及其演变
在经过了漫长的期盼与等待之后，饱经谣传和跳票折磨的国内航空迷们终于等来了FC-1“枭龙”04架的首飞。中国新闻网报道的“中国航空工业第一集团公司自行研制、具有完全自主知识产权的“枭龙”全状态飞机零四架，二十八日在成都进行首次飞行并获得圆满成功。“在国内各大门户网站和军事论坛被广为引用。04架飞机采用先进无附面层隔道进气道和尖拱型哥特式边条的气动布局改进虽然早在去年就已经在历次展出的04架模型上被外界所观察到，但是最终出现的实机仍然令我们为它体现出的空气动力学的进步而激动不已。FC-1的整个研制计划历时20年，其中的步步演进十分耐人寻味，笔者在此希望通过有限的图文报道和学术资料对FC-1飞机的气动布局和它的演变过程作一个分析。
从佩刀II到超7
“枭龙”飞机起源于80年代中期巴基斯坦与我国联合研制的歼-7CP/佩刀II项目。当时印度装备了当时先进的米格-29和幻影2000型战斗机，这两型飞机不但飞行性能优秀，而且还拥有巴基斯坦所装备的少量F-16A/B所不具备的超视距空战能力。巴方在使用F-16的实践经验中已经体会到了高技术先进装备所带来的强大战斗力，对于印度拥有自己所不具备的能力更有如芒在背之感。在这个形势下巴基斯坦求助于有着深厚传统友谊的中国，但是我国当时尚没有能力研制具有实用超视距空战能力的先进战斗机，于是利用当时较好的国际环境下提出由我国成都飞机工业集团公司与美国航空企业合作研制，合作对象就选择了参与“和平典范”项目的格鲁曼公司。
在计划的最初阶段，联合研制的双方试图简单的在原成飞歼-7M飞机的基础上通过将前机身改为两侧进气，保证头锥空间容纳大尺寸的雷达天线和其它远较歼-7M复杂的航电设备，这就是佩刀II方案，国内称为歼-7CP。这样改进基本保留了原歼-7M的气动性能，由于阻力增大，重量增加和进气道的修改，飞行性能将比歼-7M有一定程度的下降。如果和印度装备的米格-29和幻影2000相比，歼-7CP的飞行性能显然过于糟糕，巴基斯坦空军认为这个方案不能满足需要。1988年初，巴基斯坦正式以发展费用（3亿美元）过高为由拒绝了佩刀II方案。
巴基斯坦虽然拒绝了佩刀II方案，但是她的新式轻型战斗机仍然只能着落在成飞公司与格鲁曼联合研制上，1988年10月21日中国航空技术进出口公司与美国格鲁曼公司签订协议联合研制超-7战斗机。为了满足巴基斯坦空军的要求，达到取代F-5，米格-21和我国出口的歼-7的目的，超-7在歼-7CP的基础上进行了较大的改动，主要是前机身、后机身和机翼都经过了重新设计。为了改善飞行员视野，容纳雷达火控设备，超-7的前机身比歼-7M长1.07米，座舱盖设计成较高的水泡形，座舱盖后的一段背鳍被加大以容纳更多的燃油。为了改善飞机的大迎角飞行性能，格鲁曼提出了将两侧进气道内倾10度，从美国《航空周刊》当时发表的简单的线条图看，当时的超-7方案已经是后来在FC-1前两架原型机上看到的单级固定压缩斜板超音速进气道，但是前机身横截面是圆的。当时已经决定在超-7上采用挂装在前机身下方的23-3型双管23毫米航炮，这种布置跟歼-8II飞机相同。当时的超-7方案虽然也试图改进机翼设计来提高机动性，但是还远没有脱离歼-7的模式，仅仅是把翼展加大到7.93米，减小了前缘后掠角，机翼面积增大1.76平方米。为了在没有大幅改动机翼的基础上提高飞机的格斗能力，格鲁曼打算在机翼外段设计一段大约有1/3半展长的前缘缝翼，把后缘襟翼改为机动襟翼。前缘缝翼可以使下表面的高压气流通过缝隙加速流向上表面为附面层补充能量推迟分离的发生，在分离发生后也发展得比较缓慢，所以失速后升力不会迅速下降而是缓慢变化甚至稍有增加。超-7把前缘缝翼设置在外翼段目的主要是改善大后掠三角翼比较容易出现的翼尖失速问题，在迎角较大机翼上表面发生分离的时候，内侧分离比外侧严重，而且分离发生位置比较靠前，结果是提供一个低头的恢复力矩改善了安全性。超-7仍然保留了歼-7机翼上的翼刀，外段前缘缝翼和翼刀配合使用可以推迟外侧分离和促使内侧提前分离，在大迎角俯仰力矩上表现更好。采用后缘机动襟翼可以改变翼型弯度，提高升力减小诱导阻力，但是采用机动襟翼引起力矩变化可能会带来配平阻力的损失，所以也有些战斗机舍弃了这种设计。超-7方案的后机身气动方面基本上没什么变化，但是为了适应可能更换的发动机，去掉了喷管引射罩，采用外露的收扩喷管设计，这种设计较好的兼顾高速推力性能和低速底部阻力，为大多数现代战斗机所采用。为了兼容西方标准的着陆应急拦阻钩，对腹鳍作了一些修改。这个超-7方案相对原歼-7CP方案性能有一定的提高，但是大后掠三角翼诱导阻力大的基本缺陷仍然没有消除，不利于提高飞机的持续机动能力，而巴基斯坦装备的F-16战斗机在设计中受能量-机动理论影响很深，有非常强的持续机动能力，而且仅依靠外段缝翼获得的大迎角性能提高也无法与有大边条的F-16、米格-29或者有进气道侧面涡流发生器和全翼展两段式前缘缝翼的幻影2000飞机相比。针对这个超-7方案的缺陷，在1988年下半年到1989年的大约一年时间里，超-7的气动布局发生了根本性的改动。新的超-7方案彻底扬弃了源自米格-21家族的大后掠三角翼，采用了被第三代战斗机广泛使用的带边条中等后掠切尖三角翼气动布局。这个时期的超-7有较多的模型照片流传，但是准确反映超-7机翼设计的资料却很少。从笔者所见到的有限几张模型照片看，大约40度前缘后掠角的大根梢比切尖三角翼，翼梢带有近距格斗导弹挂梁，跟后来的FC-1飞机已经很像了，但是还没有实现翼身融合，边条是简单的狭长大后掠三角形。边条布局是一种混合流型的布局，一方面尖锐前缘的大后掠边条很容易分离拉出脱体涡流产生涡升力，另一方面边条涡为机翼流动补充能量，避免机翼附面层过早分离，这种布局可以推迟机翼的失速，提高机翼升力，而且边条涡控制机翼分离可以推迟抖振的发生，减弱抖振强度，可以明显提高飞机可用的迎角。但是边条布局对布局设计的要求很高，美国在研究YF-16和YF-17的时候曾经进行了大量的理论计算和风洞试验。从边条设计的一些基本原则来说细长三角形边条并不是最好的设计，三角形边条在边条涡破裂后升力下降较快，所能达到的最大升力系数也不是最优的，但是三角形平面形状增升效果也还可以，而且加工工艺方面无疑比复杂形状的边条简单得多，比较符合我国当时的工艺能力。当时超-7方案的边条形状很细长，面积不大，边条面积小当然增升效果也要差一些，但是细长边条造成的气动中心前移量比较少，对于保持飞机的静安定性有利。当时我国尚不能自行研制生产电传飞控系统，也没有任何开发电传飞控软件的经验，当然格鲁曼公司也不想把这种先进技术教给中国，而且格鲁曼公司自身设计带边条气动布局的经验也不丰富，采用细长边条是当时比较合理的选择。但是细长边条除了增升作用较差以外，在大迎角下边条涡破裂较早，破裂位置比较靠前，而且发生破裂后的破裂发展也比较快，在俯仰力矩上仰方面比较不利，而较宽的边条破裂的发展比较缓慢。在当时的技术条件下，超-7基本上没有利用先进飞控手段应付俯仰力矩非线性上仰的可能，这个上仰力矩的严重程度可能会对超-7的可用迎角造成限制，不过面积较小的边条相应引起的上仰力矩也比较小。笔者所见的超-7模型照片上没有表现出机翼上的控制面和增升装置，不过不难猜想对于中等后掠角的切尖三角翼没有必要再用结构比较复杂的前缘缝翼，而是会使用前缘机动襟翼，后缘则是副翼和机动襟翼。超-7的这个方案没能实现翼身融合比较令人遗憾，不过也唯有如此才能保留歼-7的中机身结构设计。超-7的腹鳍在这个阶段被改为双腹鳍，原因可能包括前机身侧面投影面积增加造成垂尾的横侧安定作用不足，飞行迎角增加要求有不受遮蔽的横侧安定面或者是从原佩刀II拦阻钩设计在腹鳍一侧不利使用的角度考虑，不过从结果看双腹鳍对飞机的大迎角性能肯定是有利的。原载于《现代兵器》2008年3、4期
龙翼天翔
——浅析FC-1飞机的气动布局及其演变
在经过了漫长的期盼与等待之后，饱经谣传和跳票折磨的国内航空迷们终于等来了FC-1“枭龙”04架的首飞。中国新闻网报道的“中国航空工业第一集团公司自行研制、具有完全自主知识产权的“枭龙”全状态飞机零四架，二十八日在成都进行首次飞行并获得圆满成功。“在国内各大门户网站和军事论坛被广为引用。04架飞机采用先进无附面层隔道进气道和尖拱型哥特式边条的气动布局改进虽然早在去年就已经在历次展出的04架模型上被外界所观察到，但是最终出现的实机仍然令我们为它体现出的空气动力学的进步而激动不已。FC-1的整个研制计划历时20年，其中的步步演进十分耐人寻味，笔者在此希望通过有限的图文报道和学术资料对FC-1飞机的气动布局和它的演变过程作一个分析。
从佩刀II到超7
“枭龙”飞机起源于80年代中期巴基斯坦与我国联合研制的歼-7CP/佩刀II项目。当时印度装备了当时先进的米格-29和幻影2000型战斗机，这两型飞机不但飞行性能优秀，而且还拥有巴基斯坦所装备的少量F-16A/B所不具备的超视距空战能力。巴方在使用F-16的实践经验中已经体会到了高技术先进装备所带来的强大战斗力，对于印度拥有自己所不具备的能力更有如芒在背之感。在这个形势下巴基斯坦求助于有着深厚传统友谊的中国，但是我国当时尚没有能力研制具有实用超视距空战能力的先进战斗机，于是利用当时较好的国际环境下提出由我国成都飞机工业集团公司与美国航空企业合作研制，合作对象就选择了参与“和平典范”项目的格鲁曼公司。
在计划的最初阶段，联合研制的双方试图简单的在原成飞歼-7M飞机的基础上通过将前机身改为两侧进气，保证头锥空间容纳大尺寸的雷达天线和其它远较歼-7M复杂的航电设备，这就是佩刀II方案，国内称为歼-7CP。这样改进基本保留了原歼-7M的气动性能，由于阻力增大，重量增加和进气道的修改，飞行性能将比歼-7M有一定程度的下降。如果和印度装备的米格-29和幻影2000相比，歼-7CP的飞行性能显然过于糟糕，巴基斯坦空军认为这个方案不能满足需要。1988年初，巴基斯坦正式以发展费用（3亿美元）过高为由拒绝了佩刀II方案。
巴基斯坦虽然拒绝了佩刀II方案，但是她的新式轻型战斗机仍然只能着落在成飞公司与格鲁曼联合研制上，1988年10月21日中国航空技术进出口公司与美国格鲁曼公司签订协议联合研制超-7战斗机。为了满足巴基斯坦空军的要求，达到取代F-5，米格-21和我国出口的歼-7的目的，超-7在歼-7CP的基础上进行了较大的改动，主要是前机身、后机身和机翼都经过了重新设计。为了改善飞行员视野，容纳雷达火控设备，超-7的前机身比歼-7M长1.07米，座舱盖设计成较高的水泡形，座舱盖后的一段背鳍被加大以容纳更多的燃油。为了改善飞机的大迎角飞行性能，格鲁曼提出了将两侧进气道内倾10度，从美国《航空周刊》当时发表的简单的线条图看，当时的超-7方案已经是后来在FC-1前两架原型机上看到的单级固定压缩斜板超音速进气道，但是前机身横截面是圆的。当时已经决定在超-7上采用挂装在前机身下方的23-3型双管23毫米航炮，这种布置跟歼-8II飞机相同。当时的超-7方案虽然也试图改进机翼设计来提高机动性，但是还远没有脱离歼-7的模式，仅仅是把翼展加大到7.93米，减小了前缘后掠角，机翼面积增大1.76平方米。为了在没有大幅改动机翼的基础上提高飞机的格斗能力，格鲁曼打算在机翼外段设计一段大约有1/3半展长的前缘缝翼，把后缘襟翼改为机动襟翼。前缘缝翼可以使下表面的高压气流通过缝隙加速流向上表面为附面层补充能量推迟分离的发生，在分离发生后也发展得比较缓慢，所以失速后升力不会迅速下降而是缓慢变化甚至稍有增加。超-7把前缘缝翼设置在外翼段目的主要是改善大后掠三角翼比较容易出现的翼尖失速问题，在迎角较大机翼上表面发生分离的时候，内侧分离比外侧严重，而且分离发生位置比较靠前，结果是提供一个低头的恢复力矩改善了安全性。超-7仍然保留了歼-7机翼上的翼刀，外段前缘缝翼和翼刀配合使用可以推迟外侧分离和促使内侧提前分离，在大迎角俯仰力矩上表现更好。采用后缘机动襟翼可以改变翼型弯度，提高升力减小诱导阻力，但是采用机动襟翼引起力矩变化可能会带来配平阻力的损失，所以也有些战斗机舍弃了这种设计。超-7方案的后机身气动方面基本上没什么变化，但是为了适应可能更换的发动机，去掉了喷管引射罩，采用外露的收扩喷管设计，这种设计较好的兼顾高速推力性能和低速底部阻力，为大多数现代战斗机所采用。为了兼容西方标准的着陆应急拦阻钩，对腹鳍作了一些修改。这个超-7方案相对原歼-7CP方案性能有一定的提高，但是大后掠三角翼诱导阻力大的基本缺陷仍然没有消除，不利于提高飞机的持续机动能力，而巴基斯坦装备的F-16战斗机在设计中受能量-机动理论影响很深，有非常强的持续机动能力，而且仅依靠外段缝翼获得的大迎角性能提高也无法与有大边条的F-16、米格-29或者有进气道侧面涡流发生器和全翼展两段式前缘缝翼的幻影2000飞机相比。针对这个超-7方案的缺陷，在1988年下半年到1989年的大约一年时间里，超-7的气动布局发生了根本性的改动。新的超-7方案彻底扬弃了源自米格-21家族的大后掠三角翼，采用了被第三代战斗机广泛使用的带边条中等后掠切尖三角翼气动布局。这个时期的超-7有较多的模型照片流传，但是准确反映超-7机翼设计的资料却很少。从笔者所见到的有限几张模型照片看，大约40度前缘后掠角的大根梢比切尖三角翼，翼梢带有近距格斗导弹挂梁，跟后来的FC-1飞机已经很像了，但是还没有实现翼身融合，边条是简单的狭长大后掠三角形。边条布局是一种混合流型的布局，一方面尖锐前缘的大后掠边条很容易分离拉出脱体涡流产生涡升力，另一方面边条涡为机翼流动补充能量，避免机翼附面层过早分离，这种布局可以推迟机翼的失速，提高机翼升力，而且边条涡控制机翼分离可以推迟抖振的发生，减弱抖振强度，可以明显提高飞机可用的迎角。但是边条布局对布局设计的要求很高，美国在研究YF-16和YF-17的时候曾经进行了大量的理论计算和风洞试验。从边条设计的一些基本原则来说细长三角形边条并不是最好的设计，三角形边条在边条涡破裂后升力下降较快，所能达到的最大升力系数也不是最优的，但是三角形平面形状增升效果也还可以，而且加工工艺方面无疑比复杂形状的边条简单得多，比较符合我国当时的工艺能力。当时超-7方案的边条形状很细长，面积不大，边条面积小当然增升效果也要差一些，但是细长边条造成的气动中心前移量比较少，对于保持飞机的静安定性有利。当时我国尚不能自行研制生产电传飞控系统，也没有任何开发电传飞控软件的经验，当然格鲁曼公司也不想把这种先进技术教给中国，而且格鲁曼公司自身设计带边条气动布局的经验也不丰富，采用细长边条是当时比较合理的选择。但是细长边条除了增升作用较差以外，在大迎角下边条涡破裂较早，破裂位置比较靠前，而且发生破裂后的破裂发展也比较快，在俯仰力矩上仰方面比较不利，而较宽的边条破裂的发展比较缓慢。在当时的技术条件下，超-7基本上没有利用先进飞控手段应付俯仰力矩非线性上仰的可能，这个上仰力矩的严重程度可能会对超-7的可用迎角造成限制，不过面积较小的边条相应引起的上仰力矩也比较小。笔者所见的超-7模型照片上没有表现出机翼上的控制面和增升装置，不过不难猜想对于中等后掠角的切尖三角翼没有必要再用结构比较复杂的前缘缝翼，而是会使用前缘机动襟翼，后缘则是副翼和机动襟翼。超-7的这个方案没能实现翼身融合比较令人遗憾，不过也唯有如此才能保留歼-7的中机身结构设计。超-7的腹鳍在这个阶段被改为双腹鳍，原因可能包括前机身侧面投影面积增加造成垂尾的横侧安定作用不足，飞行迎角增加要求有不受遮蔽的横侧安定面或者是从原佩刀II拦阻钩设计在腹鳍一侧不利使用的角度考虑，不过从结果看双腹鳍对飞机的大迎角性能肯定是有利的。
到1989年由于众所周知的原因中止与美方的合作为止，超-7的气动布局基本上不再有大的变化。总体来说这个方案体现出了一些第三代战斗机的特点，但是由于保留了大量的原歼-7的气动和结构设计，特别是后机身的横侧安定面和操纵面基本上都没有变，飞机的气动性能仍然不是很理想，操纵能力是否足够也是未知之数。按照这个方案设计的超-7如果配装美国的航电和武器系统，作战能力可能基本达到诺斯罗普公司的F-20飞机的水平，但是受到保留的翼下安装起落架的限制，外挂能力不尽人意，对巴基斯坦来说这可能不算大问题，不过要取代其他国家装备的F-5E/F飞机可能就会有影响。
浴火重生的枭龙
与美方的合作终止之后，超-7这型曾经令军迷无比期待的出口型战斗机沉寂了下去，仿佛就此销声匿迹了。但是1995年的北京航展却又让大家格外惊喜，超-7不但没有就此消失，反而在这几年间彻底脱去旧胎获得了重生！此时的超-7有了一个新的名字叫做FC-1，中国的第一款自行研制的出口型战斗机，一个创造历史的型号。FC-1飞机在外观上再也看不到米格-21留下的痕迹，翼身融合配上后边条上的双腹鳍和直轴平尾恍若一架缩小了的F-16。FC-1飞机的外形直到01架和03架原型机相继试飞时为止，没有发生太大的变化。
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。
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。
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。
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。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。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。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。
浴火重生的枭龙
与美方的合作终止之后，超-7这型曾经令军迷无比期待的出口型战斗机沉寂了下去，仿佛就此销声匿迹了。但是1995年的北京航展却又让大家格外惊喜，超-7不但没有就此消失，反而在这几年间彻底脱去旧胎获得了重生！此时的超-7有了一个新的名字叫做FC-1，中国的第一款自行研制的出口型战斗机，一个创造历史的型号。FC-1飞机在外观上再也看不到米格-21留下的痕迹，翼身融合配上后边条上的双腹鳍和直轴平尾恍若一架缩小了的F-16。FC-1飞机的外形直到01架和03架原型机相继试飞时为止，没有发生太大的变化。
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。
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。
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。
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。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。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。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。
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。
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。
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。
未出世的相似者
FC-1这个级别的飞机是有一定工业基础的国家自行研制高性能战斗机的较好选择，也是国土面积不太大的发展中国家加强空中国防力量的正确选择，所以在不同的时期有很多设计单位推出过这一级别的设计。而在这些设计方案中，却有两个不曾出世的方案跟FC-1有些相似之处。
其中一个是罗马尼亚在70年代晚期的IAR-95及其后继的系列方案。罗马尼亚的航空工业虽然国内军迷可能有些陌生，但是实际上罗马尼亚自上个世纪60年代重建航空工业后，通过自身的不懈努力还是有所作为，取得了不错的成绩的。IAR-93是罗马尼亚航空工业的第一个重要里程碑，这是一种与南斯拉夫联合研制的近距支援攻击机/高级教练机，双方都非常重视以至于以两国国名命名项目为“YUROM”，这种飞机历时十年研制成功，是80年代初比较成功的发展中国家自行研制作战飞机范例。IAR-93给国内军迷留下的最深印象可能是在南斯拉夫惨遭F-16发射的AIM-120屠杀的战例，但空战本来就不是IAR-93的主要任务。另一个成功的项目是IAR-99教练机，这种教练机既可用于初级教练也可用于高级教练，飞行品质比较好，在后来的升级中通过与以色列埃尔比特公司合作改装了先进的航电设备，可以用来培训米格-21“枪骑兵”和F-16的飞行员。超音速战斗机项目被罗马尼亚视为完成其航空工业建设的最后一步，为此罗马尼亚开展了一系列的提升飞机研制能力的工作，甚至建造了一座能吹到3马赫的风洞。
IAR-95最初的方案是一种装备90千牛级发动机的轻型战斗机，飞机采用带前后边条的翼身融合体设计，外观上与FC-1方案颇有几分神似。IAR-95项目从目前存世的方案资料看比较强调超音速截击能力，采用了机身两侧的垂直压缩斜板的可调进气道，飞机头部粗大饱满，显然是从安装大口径雷达天线考虑的设计。飞机采用比较符合罗马尼亚工业能力的三片式风挡设计，但是座舱盖有一定的凸出，飞行员视野可能与米格-29接近，也是比较符合强调超音速能力的高机动型战斗机这个定位的设计。IAR-95同样采用进气道两侧边条的设计，不过边条比较宽，呈外凸的拱形，在70年代末能够做出这样的设计，说明罗马尼亚在气动设计上还是有一定水平的，不过进气道却没有内倾，这样的两侧进气道在大迎角下性能是比较差的，这一方面就体现了发展中国家在设计能力上的局限性。IAR-95的机身翼身融合比较流畅，机背没有背鳍，不过不清楚这样需要先进加工能力的翼身融合结构以当时罗马尼亚的航空工业水平是否能够顺利生产。机翼设计比较类似F-16飞机，根梢比要比FC-1小，翼尖设有近距格斗导弹挂架，机翼前缘设有全翼展机动襟翼，后缘是约占2/3展长的单块襟副翼。事实上从机翼开始整个中后机身都与F-16非常像，不难想象F-16作为70年代出现的最先进的单发高机动性空中优势战斗机对罗马尼亚的飞机设计人员产生了很深的影响。IAR-95的垂尾也是根部较厚以容纳方向舵作动器，垂尾顶部作了切尖处理，切尖的平尾也是布置在后边条外侧，不过IAR-95的减速板是模仿F-16的后边条末端上下打开的开裂式减速板，FC-1飞机则是采用与国产新型多用途歼击机相类似的后机身表面打开的减速板。目前所见的大部分IAR-95方案图片和模型照片都显示该方案没有腹鳍，不过也有资料提及有设计人员希望增加腹鳍，不过腹鳍设在什么位置则是不得而知。总的来说，IAR-95方案的气动设计水平基本上达到了一种轻型三代机的要求，如果能够研制成功的话，将是罗马尼亚航空工业能力的一次飞跃。不过很可惜，就像很多有一定飞机设计生产能力的发展中国家一样，罗马尼亚没有自行研制战斗机用的加力式涡喷/涡扇发动机的能力，当时国际上也没有合适的90千牛级发动机可供使用。虽然考虑过英国罗尔斯•罗伊斯公司的RB.168“斯贝”发动机，但是这种发动机在当时技术上已属比较落后，推重比不高，必然影响飞机性能，另一方面英国是否愿意向身处华约阵营的罗马尼亚出售发动机也是未知数。这种无法获得动力装置的窘境迫使罗马尼亚于1981年忍痛取消了IAR-95项目。
IAR-95项目对罗马尼亚航空工业有着极其重要的意义，所以时隔不久，罗马尼亚又以IAR-101的名义继续开展研究，后来大概因为方案变得不确定，又更名为IAR-S，这个时期作了多种方案的模型，并且进行了风洞试验。这一阶段的试验虽然最终并没有修成正果，但是为设计单位积累了宝贵的经验，所以设计单位INCAS（当年叫INCREST）的大门口安放着最后一轮IAR-S方案的模型。在这些方案里，有一种是把机翼改成了下单翼，有双座和单座两种型号，外观上接近F-20，机翼下设置三个挂点，机腹下设置串列多弹挂架，似乎重新考虑走超音速轻型战斗攻击机/高级教练机的路子。这条路有不少成功经验，与IAR-93的开发类似，如果按这个方式搞的话，倒也不无成功的可能，不过可惜也许是因为提高了技术要求，最终还是被淘汰了。这个方案还有一个为提高平尾效率而在平尾上增加类似F-15的平尾锯齿的衍生方案。另一个方案则是IAR-95的发展型，外观基本与IAR-95一致，但是它有个发展型采用了后边条上安装的双垂尾，不知是否出于高马赫数下方向稳定性的考虑。不过这种后体不太宽的单发飞机双垂尾间干扰比较严重，效率不太理想，阻力和重量代价也比较大，通常不采用这样的设计。而IAR-S的另一支也许是出于单发方案需要大推力发动机难以满足的考虑，也许是追求更高的性能，采用了双发设计，被称为IAR-Stwin，这个方案令人诧异地完全偏离了所有IAR-S方案的设计，看起来就像是一个F-15的变种。这个方案就如同F-15一样采用了带水平压缩斜板的两侧进气道，这种进气道较好的折衷高速性能和大迎角机动的高速性能和大迎角机动的要求，几种主要的高性能三代机都采用这种设计。进气道两边也比较类似F-15的整流罩，但是又比F-15的整流罩薄，应该是希望得到比F-15更强的涡流。飞机的后体跟F-15差别比较大，尾撑距离喷管较远，尾撑与发动机舱之间的整流体比较短，类似F-15未采用的MCAIR-4方案，这种方案阻力较小，但是结构强度也比较弱，能否支持垂尾和平尾的载荷不得而知。而且这个方案两台发动机间的距离较远，中间采用了很粗的整流体设计，这样的整流体与喷流干扰结果也很难预料，加上很奇怪的在没有隐身要求的前提下采用了效率不好的内倾双垂尾设计，只能说罗马尼亚确实没有设计双发重型战斗机的经验和能力。
在经过了一系列方案的比较后最终还是回到比较务实的设计，在IAR-95的基础上进行了放大，但是气动布局基本保持不变，飞机变得跟F-16一样大，特别是取了跟F-16一样的机翼面积，这样的飞机虽然性能上达不到F-16的水平，但是也算基本达到了三代机飞行性能的标准。这个方案拟采用米格-23飞机的R-29发动机作为动力装置，也是一个比较现实的选择，只可惜到1988年东欧经济普遍不景气，然后很快政局巨变，这个被称为IAR-95ME的方案最终不了了之。
另一个相似者米高扬的“产品33”外观上没有IAR-95那样像FC-1，但是米高扬设计局在FC-1发展过程中扮演的角色却使它和FC-1存在更深的联系。“产品33”是1986年启动的计划代替米格-29战斗机的LFI（轻型前线歼击机）计划下的一个方案。米高扬设计局在最初考虑LFI的时候，继续坚持了它传统的尽可能减小设备重量，简化机体结构，适应前线机场紧急起飞拦截作战的思路，不但没有设法改变米格-29飞机机内容积不足，航程过小的问题，反而试图设计一种只装一台RD-33发动机的轻型战斗机来满足前线航空兵的要求，这就是“产品33”方案。不过这种方案在作战飞机需要更多更完备的电子设备，并且要执行多种任务的历史发展潮流下，被苏联空军认为不合时宜，并没有获得一展身手的机会，据说后来米高扬设计局试图将这个方案作为出口型战斗机进行了大量的推销工作，但是并没有找到买家。
FC-1这个级别的飞机是有一定工业基础的国家自行研制高性能战斗机的较好选择，也是国土面积不太大的发展中国家加强空中国防力量的正确选择，所以在不同的时期有很多设计单位推出过这一级别的设计。而在这些设计方案中，却有两个不曾出世的方案跟FC-1有些相似之处。
其中一个是罗马尼亚在70年代晚期的IAR-95及其后继的系列方案。罗马尼亚的航空工业虽然国内军迷可能有些陌生，但是实际上罗马尼亚自上个世纪60年代重建航空工业后，通过自身的不懈努力还是有所作为，取得了不错的成绩的。IAR-93是罗马尼亚航空工业的第一个重要里程碑，这是一种与南斯拉夫联合研制的近距支援攻击机/高级教练机，双方都非常重视以至于以两国国名命名项目为“YUROM”，这种飞机历时十年研制成功，是80年代初比较成功的发展中国家自行研制作战飞机范例。IAR-93给国内军迷留下的最深印象可能是在南斯拉夫惨遭F-16发射的AIM-120屠杀的战例，但空战本来就不是IAR-93的主要任务。另一个成功的项目是IAR-99教练机，这种教练机既可用于初级教练也可用于高级教练，飞行品质比较好，在后来的升级中通过与以色列埃尔比特公司合作改装了先进的航电设备，可以用来培训米格-21“枪骑兵”和F-16的飞行员。超音速战斗机项目被罗马尼亚视为完成其航空工业建设的最后一步，为此罗马尼亚开展了一系列的提升飞机研制能力的工作，甚至建造了一座能吹到3马赫的风洞。
IAR-95最初的方案是一种装备90千牛级发动机的轻型战斗机，飞机采用带前后边条的翼身融合体设计，外观上与FC-1方案颇有几分神似。IAR-95项目从目前存世的方案资料看比较强调超音速截击能力，采用了机身两侧的垂直压缩斜板的可调进气道，飞机头部粗大饱满，显然是从安装大口径雷达天线考虑的设计。飞机采用比较符合罗马尼亚工业能力的三片式风挡设计，但是座舱盖有一定的凸出，飞行员视野可能与米格-29接近，也是比较符合强调超音速能力的高机动型战斗机这个定位的设计。IAR-95同样采用进气道两侧边条的设计，不过边条比较宽，呈外凸的拱形，在70年代末能够做出这样的设计，说明罗马尼亚在气动设计上还是有一定水平的，不过进气道却没有内倾，这样的两侧进气道在大迎角下性能是比较差的，这一方面就体现了发展中国家在设计能力上的局限性。IAR-95的机身翼身融合比较流畅，机背没有背鳍，不过不清楚这样需要先进加工能力的翼身融合结构以当时罗马尼亚的航空工业水平是否能够顺利生产。机翼设计比较类似F-16飞机，根梢比要比FC-1小，翼尖设有近距格斗导弹挂架，机翼前缘设有全翼展机动襟翼，后缘是约占2/3展长的单块襟副翼。事实上从机翼开始整个中后机身都与F-16非常像，不难想象F-16作为70年代出现的最先进的单发高机动性空中优势战斗机对罗马尼亚的飞机设计人员产生了很深的影响。IAR-95的垂尾也是根部较厚以容纳方向舵作动器，垂尾顶部作了切尖处理，切尖的平尾也是布置在后边条外侧，不过IAR-95的减速板是模仿F-16的后边条末端上下打开的开裂式减速板，FC-1飞机则是采用与国产新型多用途歼击机相类似的后机身表面打开的减速板。目前所见的大部分IAR-95方案图片和模型照片都显示该方案没有腹鳍，不过也有资料提及有设计人员希望增加腹鳍，不过腹鳍设在什么位置则是不得而知。总的来说，IAR-95方案的气动设计水平基本上达到了一种轻型三代机的要求，如果能够研制成功的话，将是罗马尼亚航空工业能力的一次飞跃。不过很可惜，就像很多有一定飞机设计生产能力的发展中国家一样，罗马尼亚没有自行研制战斗机用的加力式涡喷/涡扇发动机的能力，当时国际上也没有合适的90千牛级发动机可供使用。虽然考虑过英国罗尔斯•罗伊斯公司的RB.168“斯贝”发动机，但是这种发动机在当时技术上已属比较落后，推重比不高，必然影响飞机性能，另一方面英国是否愿意向身处华约阵营的罗马尼亚出售发动机也是未知数。这种无法获得动力装置的窘境迫使罗马尼亚于1981年忍痛取消了IAR-95项目。
IAR-95项目对罗马尼亚航空工业有着极其重要的意义，所以时隔不久，罗马尼亚又以IAR-101的名义继续开展研究，后来大概因为方案变得不确定，又更名为IAR-S，这个时期作了多种方案的模型，并且进行了风洞试验。这一阶段的试验虽然最终并没有修成正果，但是为设计单位积累了宝贵的经验，所以设计单位INCAS（当年叫INCREST）的大门口安放着最后一轮IAR-S方案的模型。在这些方案里，有一种是把机翼改成了下单翼，有双座和单座两种型号，外观上接近F-20，机翼下设置三个挂点，机腹下设置串列多弹挂架，似乎重新考虑走超音速轻型战斗攻击机/高级教练机的路子。这条路有不少成功经验，与IAR-93的开发类似，如果按这个方式搞的话，倒也不无成功的可能，不过可惜也许是因为提高了技术要求，最终还是被淘汰了。这个方案还有一个为提高平尾效率而在平尾上增加类似F-15的平尾锯齿的衍生方案。另一个方案则是IAR-95的发展型，外观基本与IAR-95一致，但是它有个发展型采用了后边条上安装的双垂尾，不知是否出于高马赫数下方向稳定性的考虑。不过这种后体不太宽的单发飞机双垂尾间干扰比较严重，效率不太理想，阻力和重量代价也比较大，通常不采用这样的设计。而IAR-S的另一支也许是出于单发方案需要大推力发动机难以满足的考虑，也许是追求更高的性能，采用了双发设计，被称为IAR-Stwin，这个方案令人诧异地完全偏离了所有IAR-S方案的设计，看起来就像是一个F-15的变种。这个方案就如同F-15一样采用了带水平压缩斜板的两侧进气道，这种进气道较好的折衷高速性能和大迎角机动的高速性能和大迎角机动的要求，几种主要的高性能三代机都采用这种设计。进气道两边也比较类似F-15的整流罩，但是又比F-15的整流罩薄，应该是希望得到比F-15更强的涡流。飞机的后体跟F-15差别比较大，尾撑距离喷管较远，尾撑与发动机舱之间的整流体比较短，类似F-15未采用的MCAIR-4方案，这种方案阻力较小，但是结构强度也比较弱，能否支持垂尾和平尾的载荷不得而知。而且这个方案两台发动机间的距离较远，中间采用了很粗的整流体设计，这样的整流体与喷流干扰结果也很难预料，加上很奇怪的在没有隐身要求的前提下采用了效率不好的内倾双垂尾设计，只能说罗马尼亚确实没有设计双发重型战斗机的经验和能力。
在经过了一系列方案的比较后最终还是回到比较务实的设计，在IAR-95的基础上进行了放大，但是气动布局基本保持不变，飞机变得跟F-16一样大，特别是取了跟F-16一样的机翼面积，这样的飞机虽然性能上达不到F-16的水平，但是也算基本达到了三代机飞行性能的标准。这个方案拟采用米格-23飞机的R-29发动机作为动力装置，也是一个比较现实的选择，只可惜到1988年东欧经济普遍不景气，然后很快政局巨变，这个被称为IAR-95ME的方案最终不了了之。
另一个相似者米高扬的“产品33”外观上没有IAR-95那样像FC-1，但是米高扬设计局在FC-1发展过程中扮演的角色却使它和FC-1存在更深的联系。“产品33”是1986年启动的计划代替米格-29战斗机的LFI（轻型前线歼击机）计划下的一个方案。米高扬设计局在最初考虑LFI的时候，继续坚持了它传统的尽可能减小设备重量，简化机体结构，适应前线机场紧急起飞拦截作战的思路，不但没有设法改变米格-29飞机机内容积不足，航程过小的问题，反而试图设计一种只装一台RD-33发动机的轻型战斗机来满足前线航空兵的要求，这就是“产品33”方案。不过这种方案在作战飞机需要更多更完备的电子设备，并且要执行多种任务的历史发展潮流下，被苏联空军认为不合时宜，并没有获得一展身手的机会，据说后来米高扬设计局试图将这个方案作为出口型战斗机进行了大量的推销工作，但是并没有找到买家。
“产品33”在气动布局上比较类似F-16飞机，采用了带边条的翼身融合体，中等后掠切尖三角翼，腹下进气设计。从模型上看“产品33”的头部也比较粗，截面比较圆而且有一定的下垂，比较接近米格-29的前体设计，这样的头部能容纳较大尺寸的天线，而同时又不影响飞行员前下方的视野。F-16的椭圆形前体设计具有大迎角方向稳定性好的优点，而且平坦的底部对于腹部进气道获得高质量的来流也很有好处，但是这种外形的天线罩局限了雷达天线的形状和尺寸，高度较小的雷达天线会增大俯仰方向的波束宽度，对雷达性能有一定的不利影响。该方案的座舱盖设计基本上与米格-29一致，虽然有一定的突起来获得较好的前方视野，但是座舱盖长度较短，座舱盖后部的延伸段结构遮挡了后方视野。与FC-1飞机类似的，“产品33”的早期方案采用较窄的带前缘锯齿的边条，而到后期则改为外凸的宽边条设计，这种设计上的变动究竟是不谋而合还是有所联系外界不得而知。加宽的边条显著的增加了面积，面积的增加可以显著提高边条的增升效果，而且由原先的较平直的边缘改为外凸拱形也改善了失速后的升力特性，但是边条面积的增大会使大迎角“上仰”现象更为明显。从模型照片上看，“产品33”的机翼设计基本上一直没有什么变化，目视判断是一副前缘后掠角约为40度左右，展弦比可能略大于3的切尖三角翼，机翼的根梢比要比FC-1小，翼梢弦长较大。模型照片显示，“产品33”的机翼前缘又几乎全展长的机动襟翼，后缘也是独立安排襟翼和副翼。“产品33”的后边条也很宽，外侧下方同样连接有腹鳍，边条末端与机身有一定的距离，与FC-1不同的是由于“产品33”采用腹部进气设计，前边条起始于前机身的底部两侧，而机翼下的进气道是向上弯曲的，所以到后边条位置已经处于后机身的底部。“产品33”的早期方案平尾面积较小，但是为了提高平尾效率在平尾的前缘靠近翼根处设计了锯齿，但是后期方案可能是出于加大边条后的大迎角低头恢复力矩考虑改为取消锯齿但是加大了平尾面积。“产品33”的模型没有在垂尾根部设计减速伞舱，整个垂尾厚度变化比较均匀，这点也令人好奇米高扬设计局到底准备在哪里布置减速伞，比较可能的位置是像米格-19和早期型米格-21那样布置在后机身腹部，但是实践证明这个位置的减速伞放出后会产生一个低头力矩，一般不能在接地前放伞，对减少着陆滑跑距离是不利的。另一个比较特殊的现象是“产品33”的垂尾和平尾都没有作切尖处理，考虑到较薄的尾部安定面梢部是比较容易发生颤振的部位，常见的设计一般要采取配重或者切尖的方式来防颤，有些飞机还采取了下反平尾避开机翼尾流干扰的方法，因此米高扬在防颤上的轻率处理比较让人意外，也许因为这是一种不被看好的方案，所以细节上没有进行足够的优化。“产品33”作为米格-29的后继飞机，设计要求比较重视高速性能，所以虽然采用腹部进气，但是进气道却不同于F-16飞机的皮托管式进气道，采取了比较罕见的中央垂直压缩斜板的设计，这种设计曾见于北美公司的XB-70、苏霍伊设计局的T-4、洛克威尔公司的B-1和图波列夫设计局的图-160这些高速轰炸机，在战斗机中只有没有生产的YF-107采用了类似设计。这种设计由于需要两侧都是可调节的压缩斜板，结构十分复杂，对于需要分开设置进气道的多发轰炸机来说还是可以接受的，但是对于单发轻型战斗机来说显然过于复杂，而且在性能上也没什么明显的好处，实际上是不可取的。考虑到米高扬在重型战斗机方案中采用了水平压缩斜板的腹部进气道设计，在轻型战斗机的方案中采取中央垂直压缩斜板的设计实在令人感到匪夷所思。“产品33”模型的尾部线条比较自然，没有出现明显的收缩，可见FC-1的收缩设计并非是出于配用俄方发动机的需要。
在飞机设计中由于相近的设计要求而出现趋同和在同样的设计要求下出现同样满足要求的迥异设计是两种并不罕见的有趣现象。趋同的原因可能只是因为设计要求相同而使两位设计师不谋而合，也有可能是为了满足同样的要求而进行了参考借鉴，而应对同样要求的截然不同的设计则反映了设计师个人理念的不同，即使是相同的要求，设计师也可以出于自己对任务的理解，进行不同侧重的设计。不管是出于什么原因，FC-1飞机有这些没能出世的异国“兄弟”都是一件有趣的事情，因此笔者在此对它们的气动布局也进行了简单的分析。
第二次的新生
如果说FC-1飞机逃过了失去外方合作伙伴，经过重新设计得到了重生的话，那么笔者以为2006年4月28日首飞成功的04号原型机则可以看作是FC-1的第二次新生。04架原型机是全状态飞机，飞机的气动布局在01架和03架试飞数据的基础上进行了大规模的优化设计，大幅度提高了飞机的气动性能，在这个过程中应用了大量的最新气动研究成果。
飞机的整个前体设计都作了非常大的改进，最明显的变化是为了改善进气道性能，简化结构，减轻结构重量，采用了美国洛克西德•马丁公司刚刚研制成功应用于其最新开发的美国联合攻击战斗机（JSF）F-35飞机上的无附面层隔道超音速进气道（Divertless supersonic inlet，DSI）。这种进气道通过一个复杂三维曲面外形的鼓包（Bump）作为压缩面，所以又被称为Bump进气道，在04架原型机首飞成功后，国内媒体将其称为“蚌”式进气道既是贴切的音译又传神地反映了这种新式进气道的外观。
附面层是由于流体粘性作用而附着在物体表面的低速低能量流动薄层，在这一层区域中的流动速度远低于来流的速度，但是沿垂直物体表面方向的速度梯度却很大，同时附面层流动随距离增加而减慢，存在一个逆速度方向的压力梯度，在这个逆压梯度与法向压力梯度的作用下附面层容易发生分离。附面层的另一个特点是沿物体表面流动的前段不同能量的流动互相不发生交流，表现出“分层”流动的特点，但是经过一定的距离便可能发生转捩，成为内部存在剧烈无序流动，能量交换十分频繁的紊流附面层，紊流附面层虽然相对不容易发生分离，但是也会影响到进气道内流动的均匀。由于附面层的这些特点，进气道吸入来自上游机身较远处来的附面层会对进气道的总压恢复和畸变程度产生很不利的影响。早期的喷气发动机进气道设计没有认识到附面层的影响，像XB-42使用的NACA平贴式进气道，P-59，P-80等飞机使用的无附面层隔道的两侧进气道都没有阻止附面层进入进气道的措施，进气道的性能比较差。在这个时期不需要处理附面层的机头进气或者下颔进气的设计用得比较多，在超音速飞行发展的初期，也曾有一些较早出现的方案没有考虑附面层的处理，试图用一个按设计飞行马赫数设计的鼓包来简化结构，比如美国的4马赫战斗机XF-103的进气道就是这样的腹部进气道，当然这样的设计限于当时的条件不可能取得很好的效果。在此后的近半个世纪时间里，绝大多数超音速战斗机在气动布局上都考虑了进气道附面层处理，所采取的技术手段有阻挡附面层的凸台，附面层隔道，附面层抽吸装置等，而且很多飞机同时使用两种附面层处理手段，比如FC-1飞机的01架和03架原型机就同时采用了附面层隔道和固定压缩斜板开附面层吸除孔进行抽吸的手段。附面层隔道增加飞机的横截面积，增加阻力、重量和雷达散射截面积（RCS），而附面层抽吸需要一套泄放旁路管道，显著增加了进气道的复杂性。对于像FC-1这样的轻型战斗机，由于进气道增加的阻力和重量也是可观的损失。
无附面层隔道超音速进气道是一种应用了乘波原理的进气道。目前应用乘波原理的进气道总共有两种，一种是双斜切后掠压缩面进气道（Caret进气道），另一种就是鼓包进气道（Bump进气道），前者应用高超音速乘波体（Wave Rider）理论中的尖脊翼（Caret Wing）的原理来设计，并以此命名，后者则是采用锥形流乘波理论设计的。一个单独的基于锥形激波流场的锥导乘波体设计通常采用上下表面分别设计的反设计方法，也就是根据任务要求选定设计点的马赫数和迎角，选择一个虚拟的圆锥体（称为基准圆锥）来获得一个圆锥激波流场，在这个流场内根据需要设计乘波体上表面的形状，上表面与圆锥激波面相交处形成一条前缘线（FCT），前缘线向外延伸即得到自由来流面，通过解圆锥激波方程得到前缘线后的波后流面，这个波后流面就是乘波体下表面的理论形状。应当要注意圆锥激波流场并非在波后就立刻转折到平行基准圆锥母线方向，否则就会出现扩张流管而有悖质量守恒，实际情况是波后流线逐渐弯曲偏转到平行基准圆锥母线方向，因此下表面形状通常是一个前端有些内凹的复杂曲面形状，而且圆锥激波要比平面激波弱，激波能量损失较少，波后存在继续压缩的现象，空间压力分布与二维情况是不一样的。由于靠近基准圆锥处流线转折较快而远离基准圆锥处转折较缓，圆锥激波流场内存在径向的压力梯度，所以对于插入到圆锥激波流场中的乘波体表面而言就存在了法向和展向的压力梯度，正是这两个压力梯度的作用提供了向外推出附面层的效果。对于进气道设计而言，鼓包是直接附着在前机身表面的，所以不需要考虑乘波体上表面的形状，自由流面就是前机身在进气道入口前的表面形状，前缘线就是前机身表面与圆锥激波面的交线。乘波现象中激波完全附着于物体前缘，阻断了激波封闭区域内外的压力交流，从而获得高的效率，正因为这个特点，鼓包进气道具有较一般进气道更高的总压恢复。由于鼓包进气道的捕获面积是固定的，而且喉道没有放气，它需要通过自动溢流来使流量满足需要，同时外推的附面层也需要泄放通道，这就造成了鼓包进气道的前掠唇口设计，唇口与机身相交处就形成了泄放通道，附面层和溢流从此处排出。
第二次的新生
如果说FC-1飞机逃过了失去外方合作伙伴，经过重新设计得到了重生的话，那么笔者以为2006年4月28日首飞成功的04号原型机则可以看作是FC-1的第二次新生。04架原型机是全状态飞机，飞机的气动布局在01架和03架试飞数据的基础上进行了大规模的优化设计，大幅度提高了飞机的气动性能，在这个过程中应用了大量的最新气动研究成果。
飞机的整个前体设计都作了非常大的改进，最明显的变化是为了改善进气道性能，简化结构，减轻结构重量，采用了美国洛克西德•马丁公司刚刚研制成功应用于其最新开发的美国联合攻击战斗机（JSF）F-35飞机上的无附面层隔道超音速进气道（Divertless supersonic inlet，DSI）。这种进气道通过一个复杂三维曲面外形的鼓包（Bump）作为压缩面，所以又被称为Bump进气道，在04架原型机首飞成功后，国内媒体将其称为“蚌”式进气道既是贴切的音译又传神地反映了这种新式进气道的外观。
附面层是由于流体粘性作用而附着在物体表面的低速低能量流动薄层，在这一层区域中的流动速度远低于来流的速度，但是沿垂直物体表面方向的速度梯度却很大，同时附面层流动随距离增加而减慢，存在一个逆速度方向的压力梯度，在这个逆压梯度与法向压力梯度的作用下附面层容易发生分离。附面层的另一个特点是沿物体表面流动的前段不同能量的流动互相不发生交流，表现出“分层”流动的特点，但是经过一定的距离便可能发生转捩，成为内部存在剧烈无序流动，能量交换十分频繁的紊流附面层，紊流附面层虽然相对不容易发生分离，但是也会影响到进气道内流动的均匀。由于附面层的这些特点，进气道吸入来自上游机身较远处来的附面层会对进气道的总压恢复和畸变程度产生很不利的影响。早期的喷气发动机进气道设计没有认识到附面层的影响，像XB-42使用的NACA平贴式进气道，P-59，P-80等飞机使用的无附面层隔道的两侧进气道都没有阻止附面层进入进气道的措施，进气道的性能比较差。在这个时期不需要处理附面层的机头进气或者下颔进气的设计用得比较多，在超音速飞行发展的初期，也曾有一些较早出现的方案没有考虑附面层的处理，试图用一个按设计飞行马赫数设计的鼓包来简化结构，比如美国的4马赫战斗机XF-103的进气道就是这样的腹部进气道，当然这样的设计限于当时的条件不可能取得很好的效果。在此后的近半个世纪时间里，绝大多数超音速战斗机在气动布局上都考虑了进气道附面层处理，所采取的技术手段有阻挡附面层的凸台，附面层隔道，附面层抽吸装置等，而且很多飞机同时使用两种附面层处理手段，比如FC-1飞机的01架和03架原型机就同时采用了附面层隔道和固定压缩斜板开附面层吸除孔进行抽吸的手段。附面层隔道增加飞机的横截面积，增加阻力、重量和雷达散射截面积（RCS），而附面层抽吸需要一套泄放旁路管道，显著增加了进气道的复杂性。对于像FC-1这样的轻型战斗机，由于进气道增加的阻力和重量也是可观的损失。
无附面层隔道超音速进气道是一种应用了乘波原理的进气道。目前应用乘波原理的进气道总共有两种，一种是双斜切后掠压缩面进气道（Caret进气道），另一种就是鼓包进气道（Bump进气道），前者应用高超音速乘波体（Wave Rider）理论中的尖脊翼（Caret Wing）的原理来设计，并以此命名，后者则是采用锥形流乘波理论设计的。一个单独的基于锥形激波流场的锥导乘波体设计通常采用上下表面分别设计的反设计方法，也就是根据任务要求选定设计点的马赫数和迎角，选择一个虚拟的圆锥体（称为基准圆锥）来获得一个圆锥激波流场，在这个流场内根据需要设计乘波体上表面的形状，上表面与圆锥激波面相交处形成一条前缘线（FCT），前缘线向外延伸即得到自由来流面，通过解圆锥激波方程得到前缘线后的波后流面，这个波后流面就是乘波体下表面的理论形状。应当要注意圆锥激波流场并非在波后就立刻转折到平行基准圆锥母线方向，否则就会出现扩张流管而有悖质量守恒，实际情况是波后流线逐渐弯曲偏转到平行基准圆锥母线方向，因此下表面形状通常是一个前端有些内凹的复杂曲面形状，而且圆锥激波要比平面激波弱，激波能量损失较少，波后存在继续压缩的现象，空间压力分布与二维情况是不一样的。由于靠近基准圆锥处流线转折较快而远离基准圆锥处转折较缓，圆锥激波流场内存在径向的压力梯度，所以对于插入到圆锥激波流场中的乘波体表面而言就存在了法向和展向的压力梯度，正是这两个压力梯度的作用提供了向外推出附面层的效果。对于进气道设计而言，鼓包是直接附着在前机身表面的，所以不需要考虑乘波体上表面的形状，自由流面就是前机身在进气道入口前的表面形状，前缘线就是前机身表面与圆锥激波面的交线。乘波现象中激波完全附着于物体前缘，阻断了激波封闭区域内外的压力交流，从而获得高的效率，正因为这个特点，鼓包进气道具有较一般进气道更高的总压恢复。由于鼓包进气道的捕获面积是固定的，而且喉道没有放气，它需要通过自动溢流来使流量满足需要，同时外推的附面层也需要泄放通道，这就造成了鼓包进气道的前掠唇口设计，唇口与机身相交处就形成了泄放通道，附面层和溢流从此处排出。
FC就差一台合适的发动机 唉~~~~
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04架飞机的另一个明显改动是就是把原来前端有锯齿的狭长外凸边缘边条改成了时下最为流行的大面积哥特式边条，这种边条是美国F/A-18E/F首先采用，外凸的尖拱外形酷似欧洲哥特式建筑的门窗造型。这种边条比较宽，相对面积很大，大迎角产生的涡流很强而且比较稳定，超过失速迎角后升力变化比较缓慢，不会出现升力突然急剧下降的现象，而且对横侧安定性也比较有利。唯一的问题是边条面积越大上仰力矩也就越大，特别是哥特式边条头部的面积比较大，对控制律编写和俯仰配平能力要求比较高，解决了这个问题后，哥特式边条目前来说应该是性能最好的边条形式，所以新出现的很多机型比如雅克-130和我国的L-15等都采用了这种边条设计。FC-1飞机在采用了这种边条后对提高瞬时盘旋角速度和大迎角飞行能力应该有较大的帮助，对于现代近距格斗所强调的机头指向性将有比较明显的提高。04架FC-1飞机的机翼虽然粗看没有明显的变化，但是仔细观察可以发现前缘增升装置与01/03架原型机有一定的区别。04架原型机的前缘机动襟翼分为内外两段，而内外两段的后掠角则有微小的差别，内段的后掠角要比外段稍大一些，其原因可能是为了微调气动中心位置，也可能是为了进一步减小波阻。但是前缘机动襟翼上还有比后掠角变化更为明显，同时也更为重要的改进，那就是前缘机动襟翼的铰链线被一种灰色的柔性材料密封了。密封铰链线可以保持翼面表面的形状的连续性，从而避免铰链线处发生分离等不利的气动现象，减少阻力，提高气动效率，并降低由于气动干扰而产生振动的可能。这种技术实际上属于自适应机翼的初级阶段，虽然保证了连续性，但是有的时候还保证不了光滑过渡，目前已公开的采用了这种技术的现役战斗机还只有美国的F-22第四代战斗机，不过F-22的密封铰链线除了气动上的考虑之外，还是隐身要求的需要，它所用的柔性材料还要保证与蒙皮材料极为接近的电导率，难度要更大一些。在研的战斗机中，与F-22为同一家公司生产的F-35战斗机也使用了与F-22相似的处理手段，俄罗斯则宣布它在苏-33UB型舰载战斗教练机上实现了实用的自适应机翼技术，能够保证表面的光滑，从照片上看苏-33UB型飞机的前缘机动襟翼与机翼之间较宽的区域都覆盖灰色材料，似乎证实了俄罗斯的宣传。自适应机翼是美国率先提出的概念，并由一架改装的F-111飞机进行了验证，但是一直受材料技术的制约而未能进入实用。1990年试飞的先进战术战斗机技术验证原型机YF-23尝试了使用柔性材料密封铰链线，但是在试飞过程中发现这种材料在控制面反复动作的情况下会产生开裂，说明直到当时这种技术仍然不够成熟，无法在批量生产的机型中使用，甚至在欧洲最新的三种三代半战斗机和美国海军最新的三代半舰载战斗攻击机F/A-18E/F“超级大黄蜂”上也没有使用这项有风险的技术。这样一项技术能够在我国的出口型战斗机上使用，充分说明了我国的气动技术和材料技术取得了巨大的进步，同时也体现了04架原型机在2002年冻结技术状态后重新进行重大改进的后发优势。通过观察最近网上流传的新型歼击机照片，可以发现新生产的新型歼击机也同样使用了这项技术，看来这项技术已经被我国充分地掌握了。
04架原型机的平尾设计未见有明显的改进，据有的观察者称可能有微小的下反，不过很明显的是起降阶段平尾的偏度要比01/03架原型机小很多，这种现象可能与控制律改进放宽了静安定性，并且移动装载改进结构后重心位置后移有关。但是原01/03架飞机出现的起飞抬头难需要预置平尾下偏角的现象可能不仅仅是重心位置的问题，有可能与平尾突然下偏，流管面积骤然变化造成平尾下表面压力升高抵消了平尾下偏本来可以得到的负升力也有关系，也就是所谓的地面效应问题，所以才可以通过预置平尾下偏角，防止当地流管在抬头操纵时发生过大的面积变化来改善抬头难的问题，如果仅仅是由于重心位置问题的话，预置下偏角并不能产生更大的抬头力矩。从这个角度讲，平尾略作一些气动上的改进也是有可能的，但是并不明显，难以通过肉眼从照片上判断。04架原型机的垂尾则作了较明显的修改，在减速伞舱前的位置上出现了左右两边对成的一对鼓包，鼓包后面似乎是透明的光学窗口，从安装位置和形状不难判断是导弹逼近告警系统的传感器窗口。飞机的方向舵铰链线同样采用柔性材料进行密封，这对提高方向舵的效率是有利的。01/03架原型机的垂尾顶端没有安装什么设备，并采取了切尖防颤振的设计，但是04架原型机则在垂尾顶部布置了一个电子设备舱，从欧洲广泛使用的类似设计看，里面装的应该是电子战设备，有可能是主动电子干扰机，由于电子设备舱起到了防颤配重的作用，垂尾顶部变平，外观上十分便于识别。与前三架原型机相比，04机的腹鳍弦向明显加长，可能与前体的修形带来的方向安定性变化有关，。
新锐轻型战斗机气动布局的比较
与FC-1飞机同级别的较新研制成功或者仍然在研的战斗机主要有我国台湾省的F-CK-1战斗机，瑞典萨伯公司的JAS39“鹰狮”战斗机，印度斯坦航空公司的LCA战斗机。F-16战斗机研制时间较早，而且实际上比这几种飞机都要大一号，就不列入比较了，F-20战斗机年代也比较早，而且改进的比较不彻底，没有彻底脱去F-5E的遗传，比较有意思的是F-20原本也打算在04架原型机上作一些改进，可惜这架飞机最终未能完成制造。
在要比较的四种飞机中，设计年代最早的并不是最传统的F-CK-1飞机，而是JAS39，该机于1980年展开研制工作，到1982年确定设计方案，1984年开始制造原型机，1988年底完成首飞，整个研制过程相对比较顺利，但是由于电传的问题发生过坠机事故。JAS39沿用了萨伯公司率先在战斗机上采用的近距耦合鸭式布局设计，但是进一步发展为全动鸭面，并采用了翼身融合技术。JAS39飞机在气动设计上考虑了截击作战和制空作战的需要，对飞机的高速性能和跨音速直至低速的格斗机动性能进行了折衷。该机鸭翼和主翼的后掠角均不大，分别为43度和45度，在俯视图上鸭翼后缘恰与主翼前缘相接于一点，但是空间位置上鸭翼高于主翼，高度合理的鸭翼在飞机的横侧安定性上比较好。理论上45度左右后掠角的机翼本身的大迎角涡流比较弱，加鸭翼后增升效果比较明显，但是由于JAS39的鸭翼后掠角比主翼后掠角还要小，两个弱涡互相干扰能达到的效果并不是很理想，总的来说不算升力特性很理想的布局。不过JAS39的机翼在前缘增升面的设计上比较特殊，两段前缘襟翼均设在机翼外段，内段襟翼的内边界大致上鸭翼翼梢的展向位置，而外段襟翼形成了一个锯齿。鸭式布局战斗机的前缘增升面不占用全展长是一个设计上通行的做法，可能是因为内段在鸭翼下洗区内，即使有增升装置效率也不好。外段襟翼的锯齿可以改善外段机翼的大迎角分离情况对横侧安定性也有好处，不过这种设计在鸭式布局的飞机上却比较罕见，从展向位置看，鸭翼涡与锯齿涡应该也不能卷绕，但是瑞典人在近耦合鸭式布局上经验极为丰富，想必这样设计有其存在的必要。从JAS39所进行的大迎角试飞内容看，该机的设计目标有一定的过失速飞行考虑，其初期原型机的正常飞行迎角被限制在20度，但是经过39-2号原型机试飞过程中开发了新的大迎角控制律将可用的区域扩展到52度，试飞中曾经在垂直科目的顶点迎角超过了160度。在大迎角试飞中JAS39表现出较好的抗偏离特性，不容易进入尾旋而且很容易改出，俯仰方向只有一个很小的深失速区域，需要专门的操纵才能进入深失速。这个现象说明如果只是希望能做瞬态的大迎角动作进行机头指向，那么飞机的升力特性不是最重要的，有良好的操稳特性才是最重要的条件，JAS39正是遵循了这种方式，并且在一些细节比如机头小边条等地方予以了充分的考虑。后掠角较大的鸭翼和机翼有较强的涡流增升效果，而且对高速飞行有利，但是JAS39并未如此设计，可能是希望有较大的升力线斜率来获得较好的起降性能，同时较小的诱导阻力也可以让载油量较少的JAS39在航程上有所收益。JAS39在全机阻力的处理上比较出色，在后掠角并不大，而且采用了两侧矩形皮托管进气道的情况下仍然能飞到2马赫的速度，在同类飞机比较难得。与FC-1飞机相比，JAS39的气动布局显然在阻力上有比较明显的优势，即使04架通过前机身和进气道的修改改善了超音速剩余推力，FC-1的高速性能恐怕也难以达到JAS39的水平。但是FC-1在改用了哥特式大边条后边条涡的增升能力大幅提高，在升力特性不无超过JAS39的可能，而且FC-1飞机展弦比较大，又使用自适应技术减少阻力，估计有较好的稳盘性能。飞机的大迎角操稳特性则是比较难以预测的，即使经过专门的设计，也往往会在试飞中出现预想不到的情况，所以在FC-1飞机完成包线扩展并公开试飞结果之前，笔者不敢猜测其大迎角飞行特性究竟会有什么样的表现。
新锐轻型战斗机气动布局的比较
与FC-1飞机同级别的较新研制成功或者仍然在研的战斗机主要有我国台湾省的F-CK-1战斗机，瑞典萨伯公司的JAS39“鹰狮”战斗机，印度斯坦航空公司的LCA战斗机。F-16战斗机研制时间较早，而且实际上比这几种飞机都要大一号，就不列入比较了，F-20战斗机年代也比较早，而且改进的比较不彻底，没有彻底脱去F-5E的遗传，比较有意思的是F-20原本也打算在04架原型机上作一些改进，可惜这架飞机最终未能完成制造。
在要比较的四种飞机中，设计年代最早的并不是最传统的F-CK-1飞机，而是JAS39，该机于1980年展开研制工作，到1982年确定设计方案，1984年开始制造原型机，1988年底完成首飞，整个研制过程相对比较顺利，但是由于电传的问题发生过坠机事故。JAS39沿用了萨伯公司率先在战斗机上采用的近距耦合鸭式布局设计，但是进一步发展为全动鸭面，并采用了翼身融合技术。JAS39飞机在气动设计上考虑了截击作战和制空作战的需要，对飞机的高速性能和跨音速直至低速的格斗机动性能进行了折衷。该机鸭翼和主翼的后掠角均不大，分别为43度和45度，在俯视图上鸭翼后缘恰与主翼前缘相接于一点，但是空间位置上鸭翼高于主翼，高度合理的鸭翼在飞机的横侧安定性上比较好。理论上45度左右后掠角的机翼本身的大迎角涡流比较弱，加鸭翼后增升效果比较明显，但是由于JAS39的鸭翼后掠角比主翼后掠角还要小，两个弱涡互相干扰能达到的效果并不是很理想，总的来说不算升力特性很理想的布局。不过JAS39的机翼在前缘增升面的设计上比较特殊，两段前缘襟翼均设在机翼外段，内段襟翼的内边界大致上鸭翼翼梢的展向位置，而外段襟翼形成了一个锯齿。鸭式布局战斗机的前缘增升面不占用全展长是一个设计上通行的做法，可能是因为内段在鸭翼下洗区内，即使有增升装置效率也不好。外段襟翼的锯齿可以改善外段机翼的大迎角分离情况对横侧安定性也有好处，不过这种设计在鸭式布局的飞机上却比较罕见，从展向位置看，鸭翼涡与锯齿涡应该也不能卷绕，但是瑞典人在近耦合鸭式布局上经验极为丰富，想必这样设计有其存在的必要。从JAS39所进行的大迎角试飞内容看，该机的设计目标有一定的过失速飞行考虑，其初期原型机的正常飞行迎角被限制在20度，但是经过39-2号原型机试飞过程中开发了新的大迎角控制律将可用的区域扩展到52度，试飞中曾经在垂直科目的顶点迎角超过了160度。在大迎角试飞中JAS39表现出较好的抗偏离特性，不容易进入尾旋而且很容易改出，俯仰方向只有一个很小的深失速区域，需要专门的操纵才能进入深失速。这个现象说明如果只是希望能做瞬态的大迎角动作进行机头指向，那么飞机的升力特性不是最重要的，有良好的操稳特性才是最重要的条件，JAS39正是遵循了这种方式，并且在一些细节比如机头小边条等地方予以了充分的考虑。后掠角较大的鸭翼和机翼有较强的涡流增升效果，而且对高速飞行有利，但是JAS39并未如此设计，可能是希望有较大的升力线斜率来获得较好的起降性能，同时较小的诱导阻力也可以让载油量较少的JAS39在航程上有所收益。JAS39在全机阻力的处理上比较出色，在后掠角并不大，而且采用了两侧矩形皮托管进气道的情况下仍然能飞到2马赫的速度，在同类飞机比较难得。与FC-1飞机相比，JAS39的气动布局显然在阻力上有比较明显的优势，即使04架通过前机身和进气道的修改改善了超音速剩余推力，FC-1的高速性能恐怕也难以达到JAS39的水平。但是FC-1在改用了哥特式大边条后边条涡的增升能力大幅提高，在升力特性不无超过JAS39的可能，而且FC-1飞机展弦比较大，又使用自适应技术减少阻力，估计有较好的稳盘性能。飞机的大迎角操稳特性则是比较难以预测的，即使经过专门的设计，也往往会在试飞中出现预想不到的情况，所以在FC-1飞机完成包线扩展并公开试飞结果之前，笔者不敢猜测其大迎角飞行特性究竟会有什么样的表现。
F-CK-1在这些飞机中排行老二， 1982年底上马，在合作伙伴美国通用动力公司的帮助下于1985年冻结了设计，1989年首飞，试飞过程中虽然发生过飞机平尾颤振断裂造成机毁人亡的意外，但是总的来说对一型全新研制的战斗机还是比较顺利的，到1994年开始向军方交付首批生产型飞机。F-CK-1飞机气动布局自然流畅，显示了通用动力公司在飞机设计上的深厚功力。F-CK-1机头呈扁椭圆形，这个形状对于大迎角飞行保持方向稳定性是比较有利的，但是这种机头截面形状要求使用椭圆形的雷达天线，而垂直方向尺寸较小的天线垂直波束宽度较大，精度有一定的不利影响，这是选择是否采用这种机头形状是需要斟酌的地方。F-CK-1飞机边条面积较大，外缘为较直的曲线外凸形状，机翼前缘后掠角仅有30度，后缘则有前掠角，这种机翼和边条的配合比较接近F/A-18飞机的设计。这种设计虽然并不是最优的边条机翼组合，但是也有小迎角升力线斜率大的优势，对于比较强调的起降性能的F-CK-1而言也是合理的选择。该机采用边条屏蔽的肋下皮托管进气道设计，显然是强调大迎角性能的设计，而且结构也相当紧凑。该机虽然采用双发，但是后边条和开裂减速板设计带有明显的F-16风格，平尾在发生颤振事故后改为带下反的切尖平尾，垂尾顶端也作切尖处理，方向舵铰链线后掠比较明显，似乎比较注重超音速的方向舵效率。与FC-1相比，这种早出生很多的飞机依然有其优点，该机采用边条屏蔽的进气道设计，大迎角的总压恢复和畸变都要比无屏蔽的进气道好得多，但是FC-1飞机为了排出附面层却不能使边条覆盖在进气道上方，而且如果这样改进要修改很多结构，所以不具备使用有屏蔽进气道的条件。F-CK-1飞机在翼身融合和飞机面积分布上处理的游刃有余，飞机在使用皮托管进气道并且机翼后掠角较小的情况下仍能达到1.8马赫的速度，可见阻力是比较小的。但是另一方面，FC-1使用鼓包进气道之后超音速总压恢复提高，在高速性能上将有一定的改善，并不一定仍逊于F-CK-1。F-CK-1飞机虽然采用了大面积边条，但是边条形状不如FC-1采用的哥特式边条有利，而且机翼的平面形状也不利于发挥边条布局的增升能力。此外，通用动力公司在F-16飞机的气动布局设计上未能解决大迎角方向稳定性和深失速问题，被迫限制了F-16的使用迎角，F-CK-1作为通用动力帮助设计的产物，许用迎角范围恐怕也不会太出色。
印度的LCA战斗机虽然立项时间很早，除了1998年后一段时间内由于核试验遭到美国制裁之外的大部分时间里外部条件非常优越，但是研制进度却异常缓慢，尤为怪异的是虽然1995年就生产出第一架技术验证机TD-1，但是直到2001年才完成首飞。到目前为止LCA的研制历程已达23年之久，却仍没有完成原型机的制造和试飞工作，定型更是遥遥无期，很多人都怀疑LCA研制完成之时在战场上还能发挥什么作用，印度政府的新战斗机采购案更令LCA前景黯淡。LCA在气动布局上比较另类，选择了展弦比特别小的外凸双后掠无尾三角翼布局，体现出该机的作战要求和设计思想都是与众不同，具有浓郁的印度特色。该机为了保证雷达天线的尺寸和飞行员视野，头部十分高大，最为代价是迎风面积和面积分布都不理想，在零升阻力必然有比较明显的增加，不过LCA设计最大马赫数仅为1.6，在阻力方面做一点折衷也是可以接受的。LCA的机翼设计十分复杂，平面形状是外凸双后掠，内段后掠角较小，外段后掠角十分大，这种形状的三角翼除了LCA之外只有瑞典的J37飞机使用，但是J37是近耦合鸭式布局的飞机，主翼形状作外凸则前缘转折处首先分离出涡流，而其位置恰好与鸭翼涡流相互作用，有鸭翼涡加强主翼涡，主翼涡反过来稳定鸭翼涡的妙用。LCA飞机并没有鸭翼，将机翼涡流的位置向外移动对于保持外翼段的升力，避免翼尖失速是有好处的，但是外翼后掠角选得如此之大，一方面对翼尖失速是不利的，另一方面诱导阻力非常大，大后掠三角翼的主要好处是超音速阻力小，超音速气动中心移动小，对无尾三角翼飞机来说，展弦比小的大后掠机翼相对来说可以提供比较长的升降副翼配平力臂。如果说LCA由于重视超音速性能而需要设计成大后掠角的话，似乎该机的速度指标并不高，采用对低速性能牺牲很大的极小展弦比大后掠机翼仿佛很不划算，即便对跨音速加速性有较高需要也似乎并不需要用如此大的后掠角，当然LCA飞机的设计人员对此必然有一个必须如此设计方为最优的理由。内翼段前段切去，后掠角减小，一方面可能是前述调整涡流位置需要，也可能是调节气动中心或者面积分布的需要；另一方面如不将此段切去，前端必然延伸到座舱两侧，一来挡住了飞行员向两侧下方的视野，二则结构设计上会把前梁接头前移，而座舱段是没有加强框的大开口结构，势必无法承受前梁传来的载荷；当然也有可能是以上诸条综合考虑的结果。LCA机翼有复合弯扭，从内到外翼型安装角变化十分明显，外段前缘有扭转，这样的设计可以提高机翼在小迎角下的升力，改善大迎角翼尖的分离，减小亚音速诱导阻力。机翼前缘有复杂的三段式前缘缝翼，后缘为襟翼和副翼，前缘缝翼放下时，在改变翼型弯度的同时，使下表面高压气流通过缝隙流向上表面，为上表面补充能量，有移动升力线和改善大迎角分离的效果，是比前缘襟翼更为有效的增升手段，不过缝翼的结构也较为复杂。目前主翼采用大后掠三角翼的新型战斗机多数采用双段式缝翼，缝翼分段一方面是机翼弯扭后缝翼结构的需要，另一方面对放下的角度可以做分别优化，但是LCA的三段式前缘缝翼也是独特的设计，似乎非常希望改善飞机的低速性能，不惜付出结构复杂化的代价。关于LCA的资料往往称该机前缘内侧有涡流发生装置，但是在实际飞机上却观察不到，前缘翼根部开有下方进气道的附面层放出缝，从F/A-18飞机的经验看，附面层放出缝放出的气流在大迎角有改善稳定性的作用，但是这个设计显然并非涡流发生装置，也许是计划使用涡襟翼一类比较前卫的设计但是在现有的原型机上尚未使用。LCA飞机的进气道为机翼屏蔽的皮托管进气道，有较长的附面层分离板但是形状不太像有固定压缩斜板的功能，这个进气道设计与F-CK-1比较相似，在性能特点上也是接近的。LCA后机身逐渐收缩，与安装同系列发动机的JAS39的情况比较类似，虽然在垂尾根部也设计了减速伞舱，但是没有出现与FC-1类似的后体设计。飞机垂尾顶部有切尖，方向舵铰链线后掠角度很小。笔者以为LCA在设计上的特殊之处是由于设计者对矛盾的设计要求采用了特殊的折衷手段所致，飞机设计中经常出现为不同要求而折衷的情况，但是通常会采取在确保达到指标的前提下取中间设计参数的做法，而LCA的设计人员则似乎打算通过把满足两种要求的手段都用到极致来满足要求。目前还不清楚LCA能否达到设计要求，不过这种强行满足要求的做法也许是因为印度缺乏设计一种多设计点优化的高性能现代战斗机所需的经验基础所造成的。从LCA的气动布局看其原本重视的短距起降能力可能并不会很出色，受大后掠无尾布局大迎角从后缘开始分离的影响，大迎角操纵性也不会很好，飞机的全机阻力总的来看亚跨音速范围可能比较好，飞机的爬升加速性能也许比较接近F-20的水平，但是包线右端恐怕不会理想，飞机翼载荷较小，瞬盘性能可能会比较类似幻影2000的表现，但是大的诱导阻力必然是飞机的持续机动性低下。如果把LCA与FC-1比较的话，FC-1的气动布局表现出设计者比较丰富的经验，估计FC-1在包线较大范围内都对LCA有一定的优势，尤其是在包线两端，但是在亚跨音速加速性和瞬盘性能方面FC-1就不一定占优。
印度的LCA战斗机虽然立项时间很早，除了1998年后一段时间内由于核试验遭到美国制裁之外的大部分时间里外部条件非常优越，但是研制进度却异常缓慢，尤为怪异的是虽然1995年就生产出第一架技术验证机TD-1，但是直到2001年才完成首飞。到目前为止LCA的研制历程已达23年之久，却仍没有完成原型机的制造和试飞工作，定型更是遥遥无期，很多人都怀疑LCA研制完成之时在战场上还能发挥什么作用，印度政府的新战斗机采购案更令LCA前景黯淡。LCA在气动布局上比较另类，选择了展弦比特别小的外凸双后掠无尾三角翼布局，体现出该机的作战要求和设计思想都是与众不同，具有浓郁的印度特色。该机为了保证雷达天线的尺寸和飞行员视野，头部十分高大，最为代价是迎风面积和面积分布都不理想，在零升阻力必然有比较明显的增加，不过LCA设计最大马赫数仅为1.6，在阻力方面做一点折衷也是可以接受的。LCA的机翼设计十分复杂，平面形状是外凸双后掠，内段后掠角较小，外段后掠角十分大，这种形状的三角翼除了LCA之外只有瑞典的J37飞机使用，但是J37是近耦合鸭式布局的飞机，主翼形状作外凸则前缘转折处首先分离出涡流，而其位置恰好与鸭翼涡流相互作用，有鸭翼涡加强主翼涡，主翼涡反过来稳定鸭翼涡的妙用。LCA飞机并没有鸭翼，将机翼涡流的位置向外移动对于保持外翼段的升力，避免翼尖失速是有好处的，但是外翼后掠角选得如此之大，一方面对翼尖失速是不利的，另一方面诱导阻力非常大，大后掠三角翼的主要好处是超音速阻力小，超音速气动中心移动小，对无尾三角翼飞机来说，展弦比小的大后掠机翼相对来说可以提供比较长的升降副翼配平力臂。如果说LCA由于重视超音速性能而需要设计成大后掠角的话，似乎该机的速度指标并不高，采用对低速性能牺牲很大的极小展弦比大后掠机翼仿佛很不划算，即便对跨音速加速性有较高需要也似乎并不需要用如此大的后掠角，当然LCA飞机的设计人员对此必然有一个必须如此设计方为最优的理由。内翼段前段切去，后掠角减小，一方面可能是前述调整涡流位置需要，也可能是调节气动中心或者面积分布的需要；另一方面如不将此段切去，前端必然延伸到座舱两侧，一来挡住了飞行员向两侧下方的视野，二则结构设计上会把前梁接头前移，而座舱段是没有加强框的大开口结构，势必无法承受前梁传来的载荷；当然也有可能是以上诸条综合考虑的结果。LCA机翼有复合弯扭，从内到外翼型安装角变化十分明显，外段前缘有扭转，这样的设计可以提高机翼在小迎角下的升力，改善大迎角翼尖的分离，减小亚音速诱导阻力。机翼前缘有复杂的三段式前缘缝翼，后缘为襟翼和副翼，前缘缝翼放下时，在改变翼型弯度的同时，使下表面高压气流通过缝隙流向上表面，为上表面补充能量，有移动升力线和改善大迎角分离的效果，是比前缘襟翼更为有效的增升手段，不过缝翼的结构也较为复杂。目前主翼采用大后掠三角翼的新型战斗机多数采用双段式缝翼，缝翼分段一方面是机翼弯扭后缝翼结构的需要，另一方面对放下的角度可以做分别优化，但是LCA的三段式前缘缝翼也是独特的设计，似乎非常希望改善飞机的低速性能，不惜付出结构复杂化的代价。关于LCA的资料往往称该机前缘内侧有涡流发生装置，但是在实际飞机上却观察不到，前缘翼根部开有下方进气道的附面层放出缝，从F/A-18飞机的经验看，附面层放出缝放出的气流在大迎角有改善稳定性的作用，但是这个设计显然并非涡流发生装置，也许是计划使用涡襟翼一类比较前卫的设计但是在现有的原型机上尚未使用。LCA飞机的进气道为机翼屏蔽的皮托管进气道，有较长的附面层分离板但是形状不太像有固定压缩斜板的功能，这个进气道设计与F-CK-1比较相似，在性能特点上也是接近的。LCA后机身逐渐收缩，与安装同系列发动机的JAS39的情况比较类似，虽然在垂尾根部也设计了减速伞舱，但是没有出现与FC-1类似的后体设计。飞机垂尾顶部有切尖，方向舵铰链线后掠角度很小。笔者以为LCA在设计上的特殊之处是由于设计者对矛盾的设计要求采用了特殊的折衷手段所致，飞机设计中经常出现为不同要求而折衷的情况，但是通常会采取在确保达到指标的前提下取中间设计参数的做法，而LCA的设计人员则似乎打算通过把满足两种要求的手段都用到极致来满足要求。目前还不清楚LCA能否达到设计要求，不过这种强行满足要求的做法也许是因为印度缺乏设计一种多设计点优化的高性能现代战斗机所需的经验基础所造成的。从LCA的气动布局看其原本重视的短距起降能力可能并不会很出色，受大后掠无尾布局大迎角从后缘开始分离的影响，大迎角操纵性也不会很好，飞机的全机阻力总的来看亚跨音速范围可能比较好，飞机的爬升加速性能也许比较接近F-20的水平，但是包线右端恐怕不会理想，飞机翼载荷较小，瞬盘性能可能会比较类似幻影2000的表现，但是大的诱导阻力必然是飞机的持续机动性低下。如果把LCA与FC-1比较的话，FC-1的气动布局表现出设计者比较丰富的经验，估计FC-1在包线较大范围内都对LCA有一定的优势，尤其是在包线两端，但是在亚跨音速加速性和瞬盘性能方面FC-1就不一定占优。
这个是23MM写的
好长 凑字
真啊要分几次才传得上来。
:L 不是说小龙可以根据不同用户。。。。小巴可以买好发动机吧，，，
很长,帮顶一个~~~~~~~~~~~~~~
好文要顶．．．．．．．．．
来几张气动布局演变的图会更好
:D 好长，先留个痕迹先。
我记得8几年的时候 超7还是圆头的呢~
留个记号以后看
原帖由 mousie 于 2008-10-15 11:51 发表
我记得8几年的时候 超7还是圆头的呢~
跟超7 早已风马牛不相及了。
[:a4:] 什么时候PAF的发财突破一百架，旁边的阿三歌准的又要大买5待机
23MM的雄文。。。
由于01与04之间时间间隔。。成飞在04上使用了一些比较“急进”的气动方案。。。
由于01与04之间时间间隔。。成飞在04上使用了一些比较“急进”的气动方案。。。
说白了就是拿04当小白鼠，验证技术，提升自身实力。。。。。。
04还是玩了很多新东西么
印象里在哪个期刊上发表过这个文章来着？
发财多多的造
感觉文章还没写完么
132家属区的小麻将打的很凶猛呀,满耳都是噼里啪啦的洗牌声.[:a2:] [:a2:] [:a2:]
MSYF23老大的作品
这个文章你不是发过么，顶上来就好了.......
好长，配图说明就好了