超级军网[转帖]中国FC-1战机究竟是什么档次
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/30 04:04:36
作者：方方
说起来，和枭龙还是颇有些缘分的。1988年，笔者第一次见到枭龙前身——超-7的想
象图。那时候已经是较早期的构型了，还在和美国的蜜月期，图注说明预定的发动机是通
用电气的F404-GE-400。转眼16年过去，自己成长的同时也看着超-7逐渐演变，气动外形
越来越接近第三代战斗机，名称也变成了FC-1，到今天又拥有了自己的正式绰号“枭龙”
。
自去年枭龙首飞以来，有关枭龙的报道铺天盖地，其中不乏总师、试飞员的高度评价
。转眼间枭龙已经直追F-16后期型。事实果真如此吗？这其中有多少是宣传手段呢？枭龙
的真实水平究竟如何？笔者试图从一个旁观者的角度，利用有限的公开资料，对这架亦真
亦幻的枭龙战机进行一个简单分析。
气动布局演变
众所周知，枭龙源自上个世纪80年代中期发起的超-7研制计划。当时印度空军已经装
备先进的米格-29、幻影2000战斗机，而巴基斯坦空军只有少量不具备超视距作战能力的
F-16A/B，空防主力仍然是F-7P和幻影III，压力相当大。巴基斯坦急需一种较为先进的战
斗机，与F-16构成高低搭配，对抗印度空军的第三代战斗机。为此，巴基斯坦选择了与老
朋友成都飞机公司联合研制的策略。新飞机预定在成飞当时最成功的产品——歼-7飞机基
础上研制，巴基斯坦称为“军刀II”，中国国内称为歼-7CP，对外称“超-7”。这就是超
-7计划的由来。谁也没想到，这种飞机的研发道路竟然如此曲折而漫长，一走就是十多年
。
军刀II方案
从公开资料来看，这是已知最早期的超-7方案。该方案的基本特点是：保留歼-7的基
本结构；将歼-7原来的机头3波系进气道改进为两侧进气道，留出机头空间以安装先进雷
达和航电设备；机翼设计略有修改，翼根前缘有一条约0.4米长的狭缝，据说可以起到类
似边条翼的作用(另有资料认为该机还采用了前缘襟翼设计)；预定选装西方较为先进的发
动机，包括通用电气的F404-GE-400、普·惠的PW1120和PW1126(涡喷)发动机以及罗尔斯
·罗伊斯的RB199-127/128型发动机。不难看出，该机的改进途径和同期的歼-8II如出一
辙。唯一多出来的一项改进就是换装西方发动机。
由此，我们可以推断出该机的设计思想其实是非常简单的：由于巴基斯坦需要的是一
种介于F-16和歼-7之间的中低档战机，改进基础又是歼-7飞机，因此改进设计的重点放在
弥补歼-7系列原有缺点方面：
利用西方先进的航电设备和雷达来保证超-7具有较好的全天候作战能力——这正是歼
-7系列一直以来所缺乏的。但当年的公开资料中没有只言片语提及超视距空战能力，考虑
到当时国内航空工业的技术水平以及可能获得的西方技术，即使能够获得发射中距导弹的
能力，必然也是代价不菲——记得“和平典范”计划吗？当年歼-8II加装美国航电设备是
1000万美元一套，和后来超-7对外宣传的总报价相当。
利用西方发动机取代歼-7的涡喷发动机，提高推重比，降低耗油率，从而在一定程度
上改善飞机的机动性和提高续航能力。备选发动机中，除了PW1126外，其它型号对于航迷
而言并不陌生：F404已装备F/A-18，PW1120是以色列LAVI原型机的动力装置，
RB199-127/128则是从“狂风”战斗机的动力装置改进而来。PW1126则是较老式的涡喷发
动机，其技术水平和当时国内发动机工业的水平相当，这也是美国人大力推销这种发动机
的主要理由之一——更先进的发动机你们造不出来嘛！但背地里的用心则是不希望中国获
得先进的发动机技术。但从技术参数看，只有F404和PW1126的空气流量和歼-7所用的WP-7
相当，改进代价最小。而我们实际上更钟情于F404，当年甚至还有给歼-7换装F404的提议
。
其它方面的改进并不大，包括对机翼的改进，其实只是改善了大后掠三角翼翼尖气流
分离趋势大的固有缺点而已。
实际上，整个改进的核心就是利用当时和西方(特别是美国)的蜜月期，通过换装西方
设备来达到大幅提高超-7性能的目的。我们自己在这个改进中，所作的贡献其实并不大。
这从另一个方面也折射出成飞乃至整个航空工业的尴尬——技术储备不足，改进飞机心有
余而力不足。在笔者看来，超-7所用的两侧进气道，几乎可以说是当年最有技术含量的成
果了——当年虽然没有公开文字提及该机的进气道，但联系到国内对高速性能态度的转变
，几乎可以肯定是准备采用从米格-23发展而来的三波系超音速可调进气道。
当然，这种改进设计，飞机的性能提升幅度是相当有限的。这个时期的“军刀II”，
真的就是名副其实的超级歼7。这样的性能，显然无法令巴基斯坦空军满意——在换装了
昂贵的西方设备之后，性能仍然无法与印度的米格-29抗衡——因此很快就被毙掉了。
格鲁门方案
继1986年成为“和平典范”计划合作方之后，1988年，格鲁门再度获准参与超-7研制
计划。
最初的格鲁门方案看起来更像军刀II的改进型，外观上最大的变化是将传统的大后掠
三角翼更改为“边条翼＋中等后掠梯形翼”，并加装类似F-16的双腹鳍，但在其它方面，
包括尾翼、进气道、起落架结构等仍维持原来的设计——我们通常见到的早期超-7想象图
就是这一方案，对于熟悉歼-7的航迷来说依旧可以毫无困难地看出两者之间的渊源。这些
改变表明，超-7的研制者们已经开始试图利用气动设计的改进来进一步提高超-7的机动性
能。但另一方面，为了保证低造价和低风险，这时的超-7在很大程度上仍然照搬了母型歼
-7的设计。需要指出的是，这时超-7方案中的边条翼仍然属于窄边条类型。众所周知，边
条面积越大，拉出的涡流越强，从而产生的涡升力也越大，但副作用是力矩的非线性也越
大，有可能出现传统的机械-液压操纵系统无法控制的局面。在当时的方案中采用窄边条
，恐怕并非偶然。
接下来，后来超-7最重要的外部特征之一——肋部进气道登场了。超-7原本采用的两
侧进气道设计在小迎角下进气性能尚可，但大迎角性能不好。后在格鲁门公司专家协助下
，将进气口向内倾斜10度，大迎角性能遂得到大幅改善。后来格鲁门公司虽然在1989年后
退出超-7计划，但肋部进气道设计却一直保留下来，成为超-7的设计亮点之一。
从1988年到1989年，格鲁门参与超-7计划的时间并不长。但恰恰是这一时期的合作奠
定了超-7的基础。对大多数人而言，他们所认同的超-7正是从格鲁门的方案开始的，而不
是之前的军刀II。这个时期的改进措施锁定在飞机的机动性方面。由于格鲁门的加入，超
-7开始引入一些第三代战斗机的设计技术和概念，重点强调飞机的大迎角机动性能。也正
是由这时候开始，超-7开始摆脱原歼-7系列“旧瓶装新酒”的改进模式。
FC-1方案
格鲁门退出之后，超-7沉寂了几年。只是在1990年成飞和巴基斯坦先后表示将继续推
进超-7计划。随后米高扬设计局悄然进入超-7计划，成为第三个合作方，取代了原来格鲁
门的位置。
对国内航迷而言，再一次看到超-7已经是在1995年北京航展了。这时候的超-7，对外
名称已经更改为FC-1。第一次在北京航展见到FC-1小比例模型时，相信很多人都会吓一跳
——和格鲁门方案相比，原来残留的歼-7特征几乎消失殆尽，包括起落架形式也完全更改
，看起来更接近F-16而不是歼-7。
FC-1的主要特点是：采用经过大量风洞试验优选的75度大后掠角宽边条，并向后延伸
形成后边条兼作尾撑；双腹鳍位置由原来的后机身下部两侧向外移动到后边条外缘处；带
前后缘襟翼并采用复合弯扭的42度后掠梯形翼，平尾、垂尾完全更改，都经过切尖修形，
前起、主起的结构形式也全部改变——笔者至今仍然记得看到起落架那一瞬间的惊诧；发
动机方面，由于和西方关系恶化，转而采用克里莫夫RD-93涡扇发动机(米格-29所用RD-33
的改进型)；航电方面，问题更加严重，国际关系的变化使得原来准备依赖西方航电的
FC-1面临极大的变数，并在今后几年间严重影响了FC-1的决策和进度——事实上直到今天
，FC-1的航电配备仍未明确(至少没有公开)；操纵/飞控系统方面，最初FC-1一直宣称为
了降低造价，采用机械-液压操纵系统，但随着时间推移，FC-1的传统操纵系统升级为电
传飞控系统，早期是纵向二余度电传飞控，到01架原型机首飞时已经改进为“纵向全权限
四余度电传飞控＋二余度模拟备份，横航向二余度机械备份＋有限权限两余度数字式控制
增稳”。
从那时起，直到2002年9月冻结技术状态，FC-1的气动外形基本就没有进行大的修改
。从整体布局来看，FC-1确实相当重视提高机动性，尤其是大迎角下的机动飞行能力。一
方面，其肋部进气道大迎角进气性能良好，为FC-1大迎角飞行提供了保证；另一方面，
FC-1的宽边条在大迎角下可以拉出极强的涡流，大幅改善机翼大迎角性能，而其后边条/
尾撑在大迎角下预计会有一个强烈的低头作用，从而提供良好的大迎角下的恢复能力。飞
控系统的急剧改进更是体现了合作方对飞机机动性的高度重视——但从另一方面来说，也
可以说是气动外形的改进促进了飞控系统的改进，宽边条加剧了大迎角力矩非线性变化，
传统操纵系统可能已经无法控制了。
纵观十余年来超-7/FC-1的方案演变，我们可以发现一个非常有意思的特点：该机的
技术水平实际上折射出成飞的技术实力。80年代中，国内航空工业水平严重落后与世界水
平，几乎没有什么技术储备，改进的途径主要是换装，国外技术所占比例相当大；格鲁门
的介入，使得超-7技术水平上了一个新台阶，边条翼、肋部进气等设计都是首次在国产飞
机上应用，改进途径主要是气动设计，虽然国外技术仍然占有不少分量，但成飞自己也从
中获益匪浅；到了FC-1阶段，尽管有米格设计局介入，但其扮演的角色更象是咨询者，特
别是后期飞控系统的改进，更是显示成飞技术水平的极大提高——如果留意航空报的报道
，不难发现这些技术来自何方。
设计特点
“自顶向下”的设计流程是02年珠海航展上FC-1的宣传重点之一，即：先确定目标，
然后确定采用什么技术和手段来实现目标。那么我们不妨来看看FC-1在设计上有些什么特
点？
前机身修形：FC-1前机身上部有一道非常明显的毗线，以此为界，上半部仍保持圆滑
的流线型，下半部则逐渐由雷达罩的弧形过渡到平面形状，恰好与肋部进气道吻合衔接。
外观上看起来和F-22的前机身设计非常类似。
事实上，这个前机身修形设计并不是一开始就有的，即使在格鲁门提出肋部进气道设
计之后一段时间内，我们看到的超-7模型仍然是传统前机身，加上内倾10度的进气口，看
起来颇为突兀。
笔者以为，这种修形设计作用在于：
1.配合附面层隔板(从其长度分析，应兼有压缩斜板的作用)，对前方来流进行预压缩
，提高进气道效率。这一点和F-16利用前机身底部进行预压缩的设计思路类似。
2.减小机身横截面积，降低阻力。经过前机身修形后，肋部进气道和机身的组合更加
紧凑，有助于降低飞机阻力。
3.有助于减小侧向雷达反射截面积，这一点和F-22的前机身设计相仿。很难了解FC-1
在前机身设计时是否有这方面的考虑，但客观上确实起到了一定的效果。
肋部进气道
这几乎都成了FC-1的“招牌”了。关于它的优点大家也都耳熟能详。但是必须注意到
，这种进气道实际上也是两侧进气道的变种，我们所提到的提高大迎角下进气效率等优点
也是相对传统的两侧进气道而言的。相对于F/A-18这类利用边条进行预压的肋部进气道、
F-16类型的腹部进气道、甚至F-14/15这类具有水平压缩斜板的两侧进气道，FC-1的设计
还有没有优势就很成疑问了。
那么为什么不用可能性能更好的进气道设计？这和当年的技术实力、研制初衷密切相
关。有报道说F-35未来改进时也将采用进气道内倾设计，以提高进气效率。这实际上给了
我们一个答案——肋部进气道是改进设计而非全新设计，其根本目标是“高效费比低风险
”。作者：方方
说起来，和枭龙还是颇有些缘分的。1988年，笔者第一次见到枭龙前身——超-7的想
象图。那时候已经是较早期的构型了，还在和美国的蜜月期，图注说明预定的发动机是通
用电气的F404-GE-400。转眼16年过去，自己成长的同时也看着超-7逐渐演变，气动外形
越来越接近第三代战斗机，名称也变成了FC-1，到今天又拥有了自己的正式绰号“枭龙”
。
自去年枭龙首飞以来，有关枭龙的报道铺天盖地，其中不乏总师、试飞员的高度评价
。转眼间枭龙已经直追F-16后期型。事实果真如此吗？这其中有多少是宣传手段呢？枭龙
的真实水平究竟如何？笔者试图从一个旁观者的角度，利用有限的公开资料，对这架亦真
亦幻的枭龙战机进行一个简单分析。
气动布局演变
众所周知，枭龙源自上个世纪80年代中期发起的超-7研制计划。当时印度空军已经装
备先进的米格-29、幻影2000战斗机，而巴基斯坦空军只有少量不具备超视距作战能力的
F-16A/B，空防主力仍然是F-7P和幻影III，压力相当大。巴基斯坦急需一种较为先进的战
斗机，与F-16构成高低搭配，对抗印度空军的第三代战斗机。为此，巴基斯坦选择了与老
朋友成都飞机公司联合研制的策略。新飞机预定在成飞当时最成功的产品——歼-7飞机基
础上研制，巴基斯坦称为“军刀II”，中国国内称为歼-7CP，对外称“超-7”。这就是超
-7计划的由来。谁也没想到，这种飞机的研发道路竟然如此曲折而漫长，一走就是十多年
。
军刀II方案
从公开资料来看，这是已知最早期的超-7方案。该方案的基本特点是：保留歼-7的基
本结构；将歼-7原来的机头3波系进气道改进为两侧进气道，留出机头空间以安装先进雷
达和航电设备；机翼设计略有修改，翼根前缘有一条约0.4米长的狭缝，据说可以起到类
似边条翼的作用(另有资料认为该机还采用了前缘襟翼设计)；预定选装西方较为先进的发
动机，包括通用电气的F404-GE-400、普·惠的PW1120和PW1126(涡喷)发动机以及罗尔斯
·罗伊斯的RB199-127/128型发动机。不难看出，该机的改进途径和同期的歼-8II如出一
辙。唯一多出来的一项改进就是换装西方发动机。
由此，我们可以推断出该机的设计思想其实是非常简单的：由于巴基斯坦需要的是一
种介于F-16和歼-7之间的中低档战机，改进基础又是歼-7飞机，因此改进设计的重点放在
弥补歼-7系列原有缺点方面：
利用西方先进的航电设备和雷达来保证超-7具有较好的全天候作战能力——这正是歼
-7系列一直以来所缺乏的。但当年的公开资料中没有只言片语提及超视距空战能力，考虑
到当时国内航空工业的技术水平以及可能获得的西方技术，即使能够获得发射中距导弹的
能力，必然也是代价不菲——记得“和平典范”计划吗？当年歼-8II加装美国航电设备是
1000万美元一套，和后来超-7对外宣传的总报价相当。
利用西方发动机取代歼-7的涡喷发动机，提高推重比，降低耗油率，从而在一定程度
上改善飞机的机动性和提高续航能力。备选发动机中，除了PW1126外，其它型号对于航迷
而言并不陌生：F404已装备F/A-18，PW1120是以色列LAVI原型机的动力装置，
RB199-127/128则是从“狂风”战斗机的动力装置改进而来。PW1126则是较老式的涡喷发
动机，其技术水平和当时国内发动机工业的水平相当，这也是美国人大力推销这种发动机
的主要理由之一——更先进的发动机你们造不出来嘛！但背地里的用心则是不希望中国获
得先进的发动机技术。但从技术参数看，只有F404和PW1126的空气流量和歼-7所用的WP-7
相当，改进代价最小。而我们实际上更钟情于F404，当年甚至还有给歼-7换装F404的提议
。
其它方面的改进并不大，包括对机翼的改进，其实只是改善了大后掠三角翼翼尖气流
分离趋势大的固有缺点而已。
实际上，整个改进的核心就是利用当时和西方(特别是美国)的蜜月期，通过换装西方
设备来达到大幅提高超-7性能的目的。我们自己在这个改进中，所作的贡献其实并不大。
这从另一个方面也折射出成飞乃至整个航空工业的尴尬——技术储备不足，改进飞机心有
余而力不足。在笔者看来，超-7所用的两侧进气道，几乎可以说是当年最有技术含量的成
果了——当年虽然没有公开文字提及该机的进气道，但联系到国内对高速性能态度的转变
，几乎可以肯定是准备采用从米格-23发展而来的三波系超音速可调进气道。
当然，这种改进设计，飞机的性能提升幅度是相当有限的。这个时期的“军刀II”，
真的就是名副其实的超级歼7。这样的性能，显然无法令巴基斯坦空军满意——在换装了
昂贵的西方设备之后，性能仍然无法与印度的米格-29抗衡——因此很快就被毙掉了。
格鲁门方案
继1986年成为“和平典范”计划合作方之后，1988年，格鲁门再度获准参与超-7研制
计划。
最初的格鲁门方案看起来更像军刀II的改进型，外观上最大的变化是将传统的大后掠
三角翼更改为“边条翼＋中等后掠梯形翼”，并加装类似F-16的双腹鳍，但在其它方面，
包括尾翼、进气道、起落架结构等仍维持原来的设计——我们通常见到的早期超-7想象图
就是这一方案，对于熟悉歼-7的航迷来说依旧可以毫无困难地看出两者之间的渊源。这些
改变表明，超-7的研制者们已经开始试图利用气动设计的改进来进一步提高超-7的机动性
能。但另一方面，为了保证低造价和低风险，这时的超-7在很大程度上仍然照搬了母型歼
-7的设计。需要指出的是，这时超-7方案中的边条翼仍然属于窄边条类型。众所周知，边
条面积越大，拉出的涡流越强，从而产生的涡升力也越大，但副作用是力矩的非线性也越
大，有可能出现传统的机械-液压操纵系统无法控制的局面。在当时的方案中采用窄边条
，恐怕并非偶然。
接下来，后来超-7最重要的外部特征之一——肋部进气道登场了。超-7原本采用的两
侧进气道设计在小迎角下进气性能尚可，但大迎角性能不好。后在格鲁门公司专家协助下
，将进气口向内倾斜10度，大迎角性能遂得到大幅改善。后来格鲁门公司虽然在1989年后
退出超-7计划，但肋部进气道设计却一直保留下来，成为超-7的设计亮点之一。
从1988年到1989年，格鲁门参与超-7计划的时间并不长。但恰恰是这一时期的合作奠
定了超-7的基础。对大多数人而言，他们所认同的超-7正是从格鲁门的方案开始的，而不
是之前的军刀II。这个时期的改进措施锁定在飞机的机动性方面。由于格鲁门的加入，超
-7开始引入一些第三代战斗机的设计技术和概念，重点强调飞机的大迎角机动性能。也正
是由这时候开始，超-7开始摆脱原歼-7系列“旧瓶装新酒”的改进模式。
FC-1方案
格鲁门退出之后，超-7沉寂了几年。只是在1990年成飞和巴基斯坦先后表示将继续推
进超-7计划。随后米高扬设计局悄然进入超-7计划，成为第三个合作方，取代了原来格鲁
门的位置。
对国内航迷而言，再一次看到超-7已经是在1995年北京航展了。这时候的超-7，对外
名称已经更改为FC-1。第一次在北京航展见到FC-1小比例模型时，相信很多人都会吓一跳
——和格鲁门方案相比，原来残留的歼-7特征几乎消失殆尽，包括起落架形式也完全更改
，看起来更接近F-16而不是歼-7。
FC-1的主要特点是：采用经过大量风洞试验优选的75度大后掠角宽边条，并向后延伸
形成后边条兼作尾撑；双腹鳍位置由原来的后机身下部两侧向外移动到后边条外缘处；带
前后缘襟翼并采用复合弯扭的42度后掠梯形翼，平尾、垂尾完全更改，都经过切尖修形，
前起、主起的结构形式也全部改变——笔者至今仍然记得看到起落架那一瞬间的惊诧；发
动机方面，由于和西方关系恶化，转而采用克里莫夫RD-93涡扇发动机(米格-29所用RD-33
的改进型)；航电方面，问题更加严重，国际关系的变化使得原来准备依赖西方航电的
FC-1面临极大的变数，并在今后几年间严重影响了FC-1的决策和进度——事实上直到今天
，FC-1的航电配备仍未明确(至少没有公开)；操纵/飞控系统方面，最初FC-1一直宣称为
了降低造价，采用机械-液压操纵系统，但随着时间推移，FC-1的传统操纵系统升级为电
传飞控系统，早期是纵向二余度电传飞控，到01架原型机首飞时已经改进为“纵向全权限
四余度电传飞控＋二余度模拟备份，横航向二余度机械备份＋有限权限两余度数字式控制
增稳”。
从那时起，直到2002年9月冻结技术状态，FC-1的气动外形基本就没有进行大的修改
。从整体布局来看，FC-1确实相当重视提高机动性，尤其是大迎角下的机动飞行能力。一
方面，其肋部进气道大迎角进气性能良好，为FC-1大迎角飞行提供了保证；另一方面，
FC-1的宽边条在大迎角下可以拉出极强的涡流，大幅改善机翼大迎角性能，而其后边条/
尾撑在大迎角下预计会有一个强烈的低头作用，从而提供良好的大迎角下的恢复能力。飞
控系统的急剧改进更是体现了合作方对飞机机动性的高度重视——但从另一方面来说，也
可以说是气动外形的改进促进了飞控系统的改进，宽边条加剧了大迎角力矩非线性变化，
传统操纵系统可能已经无法控制了。
纵观十余年来超-7/FC-1的方案演变，我们可以发现一个非常有意思的特点：该机的
技术水平实际上折射出成飞的技术实力。80年代中，国内航空工业水平严重落后与世界水
平，几乎没有什么技术储备，改进的途径主要是换装，国外技术所占比例相当大；格鲁门
的介入，使得超-7技术水平上了一个新台阶，边条翼、肋部进气等设计都是首次在国产飞
机上应用，改进途径主要是气动设计，虽然国外技术仍然占有不少分量，但成飞自己也从
中获益匪浅；到了FC-1阶段，尽管有米格设计局介入，但其扮演的角色更象是咨询者，特
别是后期飞控系统的改进，更是显示成飞技术水平的极大提高——如果留意航空报的报道
，不难发现这些技术来自何方。
设计特点
“自顶向下”的设计流程是02年珠海航展上FC-1的宣传重点之一，即：先确定目标，
然后确定采用什么技术和手段来实现目标。那么我们不妨来看看FC-1在设计上有些什么特
点？
前机身修形：FC-1前机身上部有一道非常明显的毗线，以此为界，上半部仍保持圆滑
的流线型，下半部则逐渐由雷达罩的弧形过渡到平面形状，恰好与肋部进气道吻合衔接。
外观上看起来和F-22的前机身设计非常类似。
事实上，这个前机身修形设计并不是一开始就有的，即使在格鲁门提出肋部进气道设
计之后一段时间内，我们看到的超-7模型仍然是传统前机身，加上内倾10度的进气口，看
起来颇为突兀。
笔者以为，这种修形设计作用在于：
1.配合附面层隔板(从其长度分析，应兼有压缩斜板的作用)，对前方来流进行预压缩
，提高进气道效率。这一点和F-16利用前机身底部进行预压缩的设计思路类似。
2.减小机身横截面积，降低阻力。经过前机身修形后，肋部进气道和机身的组合更加
紧凑，有助于降低飞机阻力。
3.有助于减小侧向雷达反射截面积，这一点和F-22的前机身设计相仿。很难了解FC-1
在前机身设计时是否有这方面的考虑，但客观上确实起到了一定的效果。
肋部进气道
这几乎都成了FC-1的“招牌”了。关于它的优点大家也都耳熟能详。但是必须注意到
，这种进气道实际上也是两侧进气道的变种，我们所提到的提高大迎角下进气效率等优点
也是相对传统的两侧进气道而言的。相对于F/A-18这类利用边条进行预压的肋部进气道、
F-16类型的腹部进气道、甚至F-14/15这类具有水平压缩斜板的两侧进气道，FC-1的设计
还有没有优势就很成疑问了。
那么为什么不用可能性能更好的进气道设计？这和当年的技术实力、研制初衷密切相
关。有报道说F-35未来改进时也将采用进气道内倾设计，以提高进气效率。这实际上给了
我们一个答案——肋部进气道是改进设计而非全新设计，其根本目标是“高效费比低风险
”。
说起来，和枭龙还是颇有些缘分的。1988年，笔者第一次见到枭龙前身——超-7的想
象图。那时候已经是较早期的构型了，还在和美国的蜜月期，图注说明预定的发动机是通
用电气的F404-GE-400。转眼16年过去，自己成长的同时也看着超-7逐渐演变，气动外形
越来越接近第三代战斗机，名称也变成了FC-1，到今天又拥有了自己的正式绰号“枭龙”
。
自去年枭龙首飞以来，有关枭龙的报道铺天盖地，其中不乏总师、试飞员的高度评价
。转眼间枭龙已经直追F-16后期型。事实果真如此吗？这其中有多少是宣传手段呢？枭龙
的真实水平究竟如何？笔者试图从一个旁观者的角度，利用有限的公开资料，对这架亦真
亦幻的枭龙战机进行一个简单分析。
气动布局演变
众所周知，枭龙源自上个世纪80年代中期发起的超-7研制计划。当时印度空军已经装
备先进的米格-29、幻影2000战斗机，而巴基斯坦空军只有少量不具备超视距作战能力的
F-16A/B，空防主力仍然是F-7P和幻影III，压力相当大。巴基斯坦急需一种较为先进的战
斗机，与F-16构成高低搭配，对抗印度空军的第三代战斗机。为此，巴基斯坦选择了与老
朋友成都飞机公司联合研制的策略。新飞机预定在成飞当时最成功的产品——歼-7飞机基
础上研制，巴基斯坦称为“军刀II”，中国国内称为歼-7CP，对外称“超-7”。这就是超
-7计划的由来。谁也没想到，这种飞机的研发道路竟然如此曲折而漫长，一走就是十多年
。
军刀II方案
从公开资料来看，这是已知最早期的超-7方案。该方案的基本特点是：保留歼-7的基
本结构；将歼-7原来的机头3波系进气道改进为两侧进气道，留出机头空间以安装先进雷
达和航电设备；机翼设计略有修改，翼根前缘有一条约0.4米长的狭缝，据说可以起到类
似边条翼的作用(另有资料认为该机还采用了前缘襟翼设计)；预定选装西方较为先进的发
动机，包括通用电气的F404-GE-400、普·惠的PW1120和PW1126(涡喷)发动机以及罗尔斯
·罗伊斯的RB199-127/128型发动机。不难看出，该机的改进途径和同期的歼-8II如出一
辙。唯一多出来的一项改进就是换装西方发动机。
由此，我们可以推断出该机的设计思想其实是非常简单的：由于巴基斯坦需要的是一
种介于F-16和歼-7之间的中低档战机，改进基础又是歼-7飞机，因此改进设计的重点放在
弥补歼-7系列原有缺点方面：
利用西方先进的航电设备和雷达来保证超-7具有较好的全天候作战能力——这正是歼
-7系列一直以来所缺乏的。但当年的公开资料中没有只言片语提及超视距空战能力，考虑
到当时国内航空工业的技术水平以及可能获得的西方技术，即使能够获得发射中距导弹的
能力，必然也是代价不菲——记得“和平典范”计划吗？当年歼-8II加装美国航电设备是
1000万美元一套，和后来超-7对外宣传的总报价相当。
利用西方发动机取代歼-7的涡喷发动机，提高推重比，降低耗油率，从而在一定程度
上改善飞机的机动性和提高续航能力。备选发动机中，除了PW1126外，其它型号对于航迷
而言并不陌生：F404已装备F/A-18，PW1120是以色列LAVI原型机的动力装置，
RB199-127/128则是从“狂风”战斗机的动力装置改进而来。PW1126则是较老式的涡喷发
动机，其技术水平和当时国内发动机工业的水平相当，这也是美国人大力推销这种发动机
的主要理由之一——更先进的发动机你们造不出来嘛！但背地里的用心则是不希望中国获
得先进的发动机技术。但从技术参数看，只有F404和PW1126的空气流量和歼-7所用的WP-7
相当，改进代价最小。而我们实际上更钟情于F404，当年甚至还有给歼-7换装F404的提议
。
其它方面的改进并不大，包括对机翼的改进，其实只是改善了大后掠三角翼翼尖气流
分离趋势大的固有缺点而已。
实际上，整个改进的核心就是利用当时和西方(特别是美国)的蜜月期，通过换装西方
设备来达到大幅提高超-7性能的目的。我们自己在这个改进中，所作的贡献其实并不大。
这从另一个方面也折射出成飞乃至整个航空工业的尴尬——技术储备不足，改进飞机心有
余而力不足。在笔者看来，超-7所用的两侧进气道，几乎可以说是当年最有技术含量的成
果了——当年虽然没有公开文字提及该机的进气道，但联系到国内对高速性能态度的转变
，几乎可以肯定是准备采用从米格-23发展而来的三波系超音速可调进气道。
当然，这种改进设计，飞机的性能提升幅度是相当有限的。这个时期的“军刀II”，
真的就是名副其实的超级歼7。这样的性能，显然无法令巴基斯坦空军满意——在换装了
昂贵的西方设备之后，性能仍然无法与印度的米格-29抗衡——因此很快就被毙掉了。
格鲁门方案
继1986年成为“和平典范”计划合作方之后，1988年，格鲁门再度获准参与超-7研制
计划。
最初的格鲁门方案看起来更像军刀II的改进型，外观上最大的变化是将传统的大后掠
三角翼更改为“边条翼＋中等后掠梯形翼”，并加装类似F-16的双腹鳍，但在其它方面，
包括尾翼、进气道、起落架结构等仍维持原来的设计——我们通常见到的早期超-7想象图
就是这一方案，对于熟悉歼-7的航迷来说依旧可以毫无困难地看出两者之间的渊源。这些
改变表明，超-7的研制者们已经开始试图利用气动设计的改进来进一步提高超-7的机动性
能。但另一方面，为了保证低造价和低风险，这时的超-7在很大程度上仍然照搬了母型歼
-7的设计。需要指出的是，这时超-7方案中的边条翼仍然属于窄边条类型。众所周知，边
条面积越大，拉出的涡流越强，从而产生的涡升力也越大，但副作用是力矩的非线性也越
大，有可能出现传统的机械-液压操纵系统无法控制的局面。在当时的方案中采用窄边条
，恐怕并非偶然。
接下来，后来超-7最重要的外部特征之一——肋部进气道登场了。超-7原本采用的两
侧进气道设计在小迎角下进气性能尚可，但大迎角性能不好。后在格鲁门公司专家协助下
，将进气口向内倾斜10度，大迎角性能遂得到大幅改善。后来格鲁门公司虽然在1989年后
退出超-7计划，但肋部进气道设计却一直保留下来，成为超-7的设计亮点之一。
从1988年到1989年，格鲁门参与超-7计划的时间并不长。但恰恰是这一时期的合作奠
定了超-7的基础。对大多数人而言，他们所认同的超-7正是从格鲁门的方案开始的，而不
是之前的军刀II。这个时期的改进措施锁定在飞机的机动性方面。由于格鲁门的加入，超
-7开始引入一些第三代战斗机的设计技术和概念，重点强调飞机的大迎角机动性能。也正
是由这时候开始，超-7开始摆脱原歼-7系列“旧瓶装新酒”的改进模式。
FC-1方案
格鲁门退出之后，超-7沉寂了几年。只是在1990年成飞和巴基斯坦先后表示将继续推
进超-7计划。随后米高扬设计局悄然进入超-7计划，成为第三个合作方，取代了原来格鲁
门的位置。
对国内航迷而言，再一次看到超-7已经是在1995年北京航展了。这时候的超-7，对外
名称已经更改为FC-1。第一次在北京航展见到FC-1小比例模型时，相信很多人都会吓一跳
——和格鲁门方案相比，原来残留的歼-7特征几乎消失殆尽，包括起落架形式也完全更改
，看起来更接近F-16而不是歼-7。
FC-1的主要特点是：采用经过大量风洞试验优选的75度大后掠角宽边条，并向后延伸
形成后边条兼作尾撑；双腹鳍位置由原来的后机身下部两侧向外移动到后边条外缘处；带
前后缘襟翼并采用复合弯扭的42度后掠梯形翼，平尾、垂尾完全更改，都经过切尖修形，
前起、主起的结构形式也全部改变——笔者至今仍然记得看到起落架那一瞬间的惊诧；发
动机方面，由于和西方关系恶化，转而采用克里莫夫RD-93涡扇发动机(米格-29所用RD-33
的改进型)；航电方面，问题更加严重，国际关系的变化使得原来准备依赖西方航电的
FC-1面临极大的变数，并在今后几年间严重影响了FC-1的决策和进度——事实上直到今天
，FC-1的航电配备仍未明确(至少没有公开)；操纵/飞控系统方面，最初FC-1一直宣称为
了降低造价，采用机械-液压操纵系统，但随着时间推移，FC-1的传统操纵系统升级为电
传飞控系统，早期是纵向二余度电传飞控，到01架原型机首飞时已经改进为“纵向全权限
四余度电传飞控＋二余度模拟备份，横航向二余度机械备份＋有限权限两余度数字式控制
增稳”。
从那时起，直到2002年9月冻结技术状态，FC-1的气动外形基本就没有进行大的修改
。从整体布局来看，FC-1确实相当重视提高机动性，尤其是大迎角下的机动飞行能力。一
方面，其肋部进气道大迎角进气性能良好，为FC-1大迎角飞行提供了保证；另一方面，
FC-1的宽边条在大迎角下可以拉出极强的涡流，大幅改善机翼大迎角性能，而其后边条/
尾撑在大迎角下预计会有一个强烈的低头作用，从而提供良好的大迎角下的恢复能力。飞
控系统的急剧改进更是体现了合作方对飞机机动性的高度重视——但从另一方面来说，也
可以说是气动外形的改进促进了飞控系统的改进，宽边条加剧了大迎角力矩非线性变化，
传统操纵系统可能已经无法控制了。
纵观十余年来超-7/FC-1的方案演变，我们可以发现一个非常有意思的特点：该机的
技术水平实际上折射出成飞的技术实力。80年代中，国内航空工业水平严重落后与世界水
平，几乎没有什么技术储备，改进的途径主要是换装，国外技术所占比例相当大；格鲁门
的介入，使得超-7技术水平上了一个新台阶，边条翼、肋部进气等设计都是首次在国产飞
机上应用，改进途径主要是气动设计，虽然国外技术仍然占有不少分量，但成飞自己也从
中获益匪浅；到了FC-1阶段，尽管有米格设计局介入，但其扮演的角色更象是咨询者，特
别是后期飞控系统的改进，更是显示成飞技术水平的极大提高——如果留意航空报的报道
，不难发现这些技术来自何方。
设计特点
“自顶向下”的设计流程是02年珠海航展上FC-1的宣传重点之一，即：先确定目标，
然后确定采用什么技术和手段来实现目标。那么我们不妨来看看FC-1在设计上有些什么特
点？
前机身修形：FC-1前机身上部有一道非常明显的毗线，以此为界，上半部仍保持圆滑
的流线型，下半部则逐渐由雷达罩的弧形过渡到平面形状，恰好与肋部进气道吻合衔接。
外观上看起来和F-22的前机身设计非常类似。
事实上，这个前机身修形设计并不是一开始就有的，即使在格鲁门提出肋部进气道设
计之后一段时间内，我们看到的超-7模型仍然是传统前机身，加上内倾10度的进气口，看
起来颇为突兀。
笔者以为，这种修形设计作用在于：
1.配合附面层隔板(从其长度分析，应兼有压缩斜板的作用)，对前方来流进行预压缩
，提高进气道效率。这一点和F-16利用前机身底部进行预压缩的设计思路类似。
2.减小机身横截面积，降低阻力。经过前机身修形后，肋部进气道和机身的组合更加
紧凑，有助于降低飞机阻力。
3.有助于减小侧向雷达反射截面积，这一点和F-22的前机身设计相仿。很难了解FC-1
在前机身设计时是否有这方面的考虑，但客观上确实起到了一定的效果。
肋部进气道
这几乎都成了FC-1的“招牌”了。关于它的优点大家也都耳熟能详。但是必须注意到
，这种进气道实际上也是两侧进气道的变种，我们所提到的提高大迎角下进气效率等优点
也是相对传统的两侧进气道而言的。相对于F/A-18这类利用边条进行预压的肋部进气道、
F-16类型的腹部进气道、甚至F-14/15这类具有水平压缩斜板的两侧进气道，FC-1的设计
还有没有优势就很成疑问了。
那么为什么不用可能性能更好的进气道设计？这和当年的技术实力、研制初衷密切相
关。有报道说F-35未来改进时也将采用进气道内倾设计，以提高进气效率。这实际上给了
我们一个答案——肋部进气道是改进设计而非全新设计，其根本目标是“高效费比低风险
”。作者：方方
说起来，和枭龙还是颇有些缘分的。1988年，笔者第一次见到枭龙前身——超-7的想
象图。那时候已经是较早期的构型了，还在和美国的蜜月期，图注说明预定的发动机是通
用电气的F404-GE-400。转眼16年过去，自己成长的同时也看着超-7逐渐演变，气动外形
越来越接近第三代战斗机，名称也变成了FC-1，到今天又拥有了自己的正式绰号“枭龙”
。
自去年枭龙首飞以来，有关枭龙的报道铺天盖地，其中不乏总师、试飞员的高度评价
。转眼间枭龙已经直追F-16后期型。事实果真如此吗？这其中有多少是宣传手段呢？枭龙
的真实水平究竟如何？笔者试图从一个旁观者的角度，利用有限的公开资料，对这架亦真
亦幻的枭龙战机进行一个简单分析。
气动布局演变
众所周知，枭龙源自上个世纪80年代中期发起的超-7研制计划。当时印度空军已经装
备先进的米格-29、幻影2000战斗机，而巴基斯坦空军只有少量不具备超视距作战能力的
F-16A/B，空防主力仍然是F-7P和幻影III，压力相当大。巴基斯坦急需一种较为先进的战
斗机，与F-16构成高低搭配，对抗印度空军的第三代战斗机。为此，巴基斯坦选择了与老
朋友成都飞机公司联合研制的策略。新飞机预定在成飞当时最成功的产品——歼-7飞机基
础上研制，巴基斯坦称为“军刀II”，中国国内称为歼-7CP，对外称“超-7”。这就是超
-7计划的由来。谁也没想到，这种飞机的研发道路竟然如此曲折而漫长，一走就是十多年
。
军刀II方案
从公开资料来看，这是已知最早期的超-7方案。该方案的基本特点是：保留歼-7的基
本结构；将歼-7原来的机头3波系进气道改进为两侧进气道，留出机头空间以安装先进雷
达和航电设备；机翼设计略有修改，翼根前缘有一条约0.4米长的狭缝，据说可以起到类
似边条翼的作用(另有资料认为该机还采用了前缘襟翼设计)；预定选装西方较为先进的发
动机，包括通用电气的F404-GE-400、普·惠的PW1120和PW1126(涡喷)发动机以及罗尔斯
·罗伊斯的RB199-127/128型发动机。不难看出，该机的改进途径和同期的歼-8II如出一
辙。唯一多出来的一项改进就是换装西方发动机。
由此，我们可以推断出该机的设计思想其实是非常简单的：由于巴基斯坦需要的是一
种介于F-16和歼-7之间的中低档战机，改进基础又是歼-7飞机，因此改进设计的重点放在
弥补歼-7系列原有缺点方面：
利用西方先进的航电设备和雷达来保证超-7具有较好的全天候作战能力——这正是歼
-7系列一直以来所缺乏的。但当年的公开资料中没有只言片语提及超视距空战能力，考虑
到当时国内航空工业的技术水平以及可能获得的西方技术，即使能够获得发射中距导弹的
能力，必然也是代价不菲——记得“和平典范”计划吗？当年歼-8II加装美国航电设备是
1000万美元一套，和后来超-7对外宣传的总报价相当。
利用西方发动机取代歼-7的涡喷发动机，提高推重比，降低耗油率，从而在一定程度
上改善飞机的机动性和提高续航能力。备选发动机中，除了PW1126外，其它型号对于航迷
而言并不陌生：F404已装备F/A-18，PW1120是以色列LAVI原型机的动力装置，
RB199-127/128则是从“狂风”战斗机的动力装置改进而来。PW1126则是较老式的涡喷发
动机，其技术水平和当时国内发动机工业的水平相当，这也是美国人大力推销这种发动机
的主要理由之一——更先进的发动机你们造不出来嘛！但背地里的用心则是不希望中国获
得先进的发动机技术。但从技术参数看，只有F404和PW1126的空气流量和歼-7所用的WP-7
相当，改进代价最小。而我们实际上更钟情于F404，当年甚至还有给歼-7换装F404的提议
。
其它方面的改进并不大，包括对机翼的改进，其实只是改善了大后掠三角翼翼尖气流
分离趋势大的固有缺点而已。
实际上，整个改进的核心就是利用当时和西方(特别是美国)的蜜月期，通过换装西方
设备来达到大幅提高超-7性能的目的。我们自己在这个改进中，所作的贡献其实并不大。
这从另一个方面也折射出成飞乃至整个航空工业的尴尬——技术储备不足，改进飞机心有
余而力不足。在笔者看来，超-7所用的两侧进气道，几乎可以说是当年最有技术含量的成
果了——当年虽然没有公开文字提及该机的进气道，但联系到国内对高速性能态度的转变
，几乎可以肯定是准备采用从米格-23发展而来的三波系超音速可调进气道。
当然，这种改进设计，飞机的性能提升幅度是相当有限的。这个时期的“军刀II”，
真的就是名副其实的超级歼7。这样的性能，显然无法令巴基斯坦空军满意——在换装了
昂贵的西方设备之后，性能仍然无法与印度的米格-29抗衡——因此很快就被毙掉了。
格鲁门方案
继1986年成为“和平典范”计划合作方之后，1988年，格鲁门再度获准参与超-7研制
计划。
最初的格鲁门方案看起来更像军刀II的改进型，外观上最大的变化是将传统的大后掠
三角翼更改为“边条翼＋中等后掠梯形翼”，并加装类似F-16的双腹鳍，但在其它方面，
包括尾翼、进气道、起落架结构等仍维持原来的设计——我们通常见到的早期超-7想象图
就是这一方案，对于熟悉歼-7的航迷来说依旧可以毫无困难地看出两者之间的渊源。这些
改变表明，超-7的研制者们已经开始试图利用气动设计的改进来进一步提高超-7的机动性
能。但另一方面，为了保证低造价和低风险，这时的超-7在很大程度上仍然照搬了母型歼
-7的设计。需要指出的是，这时超-7方案中的边条翼仍然属于窄边条类型。众所周知，边
条面积越大，拉出的涡流越强，从而产生的涡升力也越大，但副作用是力矩的非线性也越
大，有可能出现传统的机械-液压操纵系统无法控制的局面。在当时的方案中采用窄边条
，恐怕并非偶然。
接下来，后来超-7最重要的外部特征之一——肋部进气道登场了。超-7原本采用的两
侧进气道设计在小迎角下进气性能尚可，但大迎角性能不好。后在格鲁门公司专家协助下
，将进气口向内倾斜10度，大迎角性能遂得到大幅改善。后来格鲁门公司虽然在1989年后
退出超-7计划，但肋部进气道设计却一直保留下来，成为超-7的设计亮点之一。
从1988年到1989年，格鲁门参与超-7计划的时间并不长。但恰恰是这一时期的合作奠
定了超-7的基础。对大多数人而言，他们所认同的超-7正是从格鲁门的方案开始的，而不
是之前的军刀II。这个时期的改进措施锁定在飞机的机动性方面。由于格鲁门的加入，超
-7开始引入一些第三代战斗机的设计技术和概念，重点强调飞机的大迎角机动性能。也正
是由这时候开始，超-7开始摆脱原歼-7系列“旧瓶装新酒”的改进模式。
FC-1方案
格鲁门退出之后，超-7沉寂了几年。只是在1990年成飞和巴基斯坦先后表示将继续推
进超-7计划。随后米高扬设计局悄然进入超-7计划，成为第三个合作方，取代了原来格鲁
门的位置。
对国内航迷而言，再一次看到超-7已经是在1995年北京航展了。这时候的超-7，对外
名称已经更改为FC-1。第一次在北京航展见到FC-1小比例模型时，相信很多人都会吓一跳
——和格鲁门方案相比，原来残留的歼-7特征几乎消失殆尽，包括起落架形式也完全更改
，看起来更接近F-16而不是歼-7。
FC-1的主要特点是：采用经过大量风洞试验优选的75度大后掠角宽边条，并向后延伸
形成后边条兼作尾撑；双腹鳍位置由原来的后机身下部两侧向外移动到后边条外缘处；带
前后缘襟翼并采用复合弯扭的42度后掠梯形翼，平尾、垂尾完全更改，都经过切尖修形，
前起、主起的结构形式也全部改变——笔者至今仍然记得看到起落架那一瞬间的惊诧；发
动机方面，由于和西方关系恶化，转而采用克里莫夫RD-93涡扇发动机(米格-29所用RD-33
的改进型)；航电方面，问题更加严重，国际关系的变化使得原来准备依赖西方航电的
FC-1面临极大的变数，并在今后几年间严重影响了FC-1的决策和进度——事实上直到今天
，FC-1的航电配备仍未明确(至少没有公开)；操纵/飞控系统方面，最初FC-1一直宣称为
了降低造价，采用机械-液压操纵系统，但随着时间推移，FC-1的传统操纵系统升级为电
传飞控系统，早期是纵向二余度电传飞控，到01架原型机首飞时已经改进为“纵向全权限
四余度电传飞控＋二余度模拟备份，横航向二余度机械备份＋有限权限两余度数字式控制
增稳”。
从那时起，直到2002年9月冻结技术状态，FC-1的气动外形基本就没有进行大的修改
。从整体布局来看，FC-1确实相当重视提高机动性，尤其是大迎角下的机动飞行能力。一
方面，其肋部进气道大迎角进气性能良好，为FC-1大迎角飞行提供了保证；另一方面，
FC-1的宽边条在大迎角下可以拉出极强的涡流，大幅改善机翼大迎角性能，而其后边条/
尾撑在大迎角下预计会有一个强烈的低头作用，从而提供良好的大迎角下的恢复能力。飞
控系统的急剧改进更是体现了合作方对飞机机动性的高度重视——但从另一方面来说，也
可以说是气动外形的改进促进了飞控系统的改进，宽边条加剧了大迎角力矩非线性变化，
传统操纵系统可能已经无法控制了。
纵观十余年来超-7/FC-1的方案演变，我们可以发现一个非常有意思的特点：该机的
技术水平实际上折射出成飞的技术实力。80年代中，国内航空工业水平严重落后与世界水
平，几乎没有什么技术储备，改进的途径主要是换装，国外技术所占比例相当大；格鲁门
的介入，使得超-7技术水平上了一个新台阶，边条翼、肋部进气等设计都是首次在国产飞
机上应用，改进途径主要是气动设计，虽然国外技术仍然占有不少分量，但成飞自己也从
中获益匪浅；到了FC-1阶段，尽管有米格设计局介入，但其扮演的角色更象是咨询者，特
别是后期飞控系统的改进，更是显示成飞技术水平的极大提高——如果留意航空报的报道
，不难发现这些技术来自何方。
设计特点
“自顶向下”的设计流程是02年珠海航展上FC-1的宣传重点之一，即：先确定目标，
然后确定采用什么技术和手段来实现目标。那么我们不妨来看看FC-1在设计上有些什么特
点？
前机身修形：FC-1前机身上部有一道非常明显的毗线，以此为界，上半部仍保持圆滑
的流线型，下半部则逐渐由雷达罩的弧形过渡到平面形状，恰好与肋部进气道吻合衔接。
外观上看起来和F-22的前机身设计非常类似。
事实上，这个前机身修形设计并不是一开始就有的，即使在格鲁门提出肋部进气道设
计之后一段时间内，我们看到的超-7模型仍然是传统前机身，加上内倾10度的进气口，看
起来颇为突兀。
笔者以为，这种修形设计作用在于：
1.配合附面层隔板(从其长度分析，应兼有压缩斜板的作用)，对前方来流进行预压缩
，提高进气道效率。这一点和F-16利用前机身底部进行预压缩的设计思路类似。
2.减小机身横截面积，降低阻力。经过前机身修形后，肋部进气道和机身的组合更加
紧凑，有助于降低飞机阻力。
3.有助于减小侧向雷达反射截面积，这一点和F-22的前机身设计相仿。很难了解FC-1
在前机身设计时是否有这方面的考虑，但客观上确实起到了一定的效果。
肋部进气道
这几乎都成了FC-1的“招牌”了。关于它的优点大家也都耳熟能详。但是必须注意到
，这种进气道实际上也是两侧进气道的变种，我们所提到的提高大迎角下进气效率等优点
也是相对传统的两侧进气道而言的。相对于F/A-18这类利用边条进行预压的肋部进气道、
F-16类型的腹部进气道、甚至F-14/15这类具有水平压缩斜板的两侧进气道，FC-1的设计
还有没有优势就很成疑问了。
那么为什么不用可能性能更好的进气道设计？这和当年的技术实力、研制初衷密切相
关。有报道说F-35未来改进时也将采用进气道内倾设计，以提高进气效率。这实际上给了
我们一个答案——肋部进气道是改进设计而非全新设计，其根本目标是“高效费比低风险
”。
座舱盖和背脊
去年FC-1第01架原型机出厂照片首次公开的时候，曾经让很多人大惊失色——难道还
是传统的带隔框三片式风挡？！当然，最后谢天谢地，还是整体式圆弧风挡。大家都松一
口气。FC-1终于还是用上了气泡式座舱盖。但只要稍微留意就可以发现，我们的气泡式座
舱盖和西方典型战斗机(如F-15)相比仍然有着明显差别：我们的座舱盖高度低矮，飞行员
基本上只露出脑袋；而F-15的座舱盖外形高大，飞行员几乎有1/3个身子露在外面。两者
的视界也因此有明显差别。
这种低矮座舱盖连接后方宽大背脊的形式，毫无疑问是从歼-7那里继承下来的，但即
使在进行了大改的FC-1方案中，这种严重影响视界的设计仍然保留。对于一种比较重视空
战能力的战斗机而言，确实有些不可思议。这实际上是设计中为了较高的效费比而进行权
衡取舍的结果。首先，和西方气泡式座舱设计相比，这种设计阻力较小——联系到
FC-1M1.6的最大平飞速度，很难想象如果阻力进一步增大会怎样。其次，生产能力问题—
—我们能够生产无隔框风挡是近些年来的事，如果座舱盖加大，受力也将加大，现有材料
和工艺水平能否满足要求？实际上，FC-1这种设计就是在一定程度上牺牲视界来换取其它
方面的好处——这种特点在米格-29上同样可以看到。
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。
去年FC-1第01架原型机出厂照片首次公开的时候，曾经让很多人大惊失色——难道还
是传统的带隔框三片式风挡？！当然，最后谢天谢地，还是整体式圆弧风挡。大家都松一
口气。FC-1终于还是用上了气泡式座舱盖。但只要稍微留意就可以发现，我们的气泡式座
舱盖和西方典型战斗机(如F-15)相比仍然有着明显差别：我们的座舱盖高度低矮，飞行员
基本上只露出脑袋；而F-15的座舱盖外形高大，飞行员几乎有1/3个身子露在外面。两者
的视界也因此有明显差别。
这种低矮座舱盖连接后方宽大背脊的形式，毫无疑问是从歼-7那里继承下来的，但即
使在进行了大改的FC-1方案中，这种严重影响视界的设计仍然保留。对于一种比较重视空
战能力的战斗机而言，确实有些不可思议。这实际上是设计中为了较高的效费比而进行权
衡取舍的结果。首先，和西方气泡式座舱设计相比，这种设计阻力较小——联系到
FC-1M1.6的最大平飞速度，很难想象如果阻力进一步增大会怎样。其次，生产能力问题—
—我们能够生产无隔框风挡是近些年来的事，如果座舱盖加大，受力也将加大，现有材料
和工艺水平能否满足要求？实际上，FC-1这种设计就是在一定程度上牺牲视界来换取其它
方面的好处——这种特点在米格-29上同样可以看到。
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。
迷雾重重
自FC-1 01架原型机首飞以来，媒体的报道简直可以用“铺天盖地”来形容。对相关
人士的采访、虚实莫辨的言论、网络流传的小道消息以及试飞过程中出现的一些耐人寻味
的现象，仿佛给FC-1罩上了一层诡秘的浓雾。在空前开放的媒体报道下，FC-1却仿佛离我
们更远了。在这重重迷雾之下的FC-1，究竟是什么样的呢？
翼刀
01架原型机出厂的时候，机翼上那对翼刀几乎令所有人跌破眼镜。一时间，网络上热
心探讨者有之，疾言厉色者有之，某杂志还专门撰文讲述“翼刀不是落后的象征”。一片
沸腾。然而事隔半年，03架首飞，航迷们惊喜地发现曾经以为要和FC-1长期相伴的翼刀居
然消失了！而且据说01上面的翼刀也没了。又是一番热闹。
那么翼刀如此迅速的出现然后消失的原因何在？在杨伟总师访谈录里面有这么两句话
：“风洞试验时，我们设计了很多边条，有十几种，边条能够在一定条件下产生强的脱体
涡，提高飞机的升力，但同时会带来力矩的非线性，目前选择的这种边条应该说综合效果
最好。”“翼刀对改善力矩非线性特性有一定好处。”
根据这段话，笔者认为：翼刀在这里起抑制边条涡的流动和发展的作用。这样一来，
带来的非线性力矩影响也减小了，当然涡升力也同样减小了。这比较符合杨总的说法。01
首飞之前，国内没有研制大边条飞机的经验，出于对平尾和后边条低头效率的担心，而加
装了翼刀，削弱涡升力，也是一种保险措施。在01试飞过程中，发现没有出现可能的强烈
抬头趋势——这个试飞员可以感觉得到，高G机动时不需要强烈推杆，于是考虑取消翼刀
。只是，翼刀如此仓促地出现和消失，给人以完全不同风格的感觉，更象是激进的商业促
销和保守的科研试飞两种态度交互作用的结果。
抬头问题
01首飞照片一出炉，立刻有人发现该机离地时平尾偏角相当大，几乎达到向下偏转的
极限。这对于实际上处于轻载状态的首飞原型机来说并不正常。很快，对首飞试飞员雷强
大校的采访也证实了这件事。根据雷大校的说法，在高速滑跑试验时就发现了飞机抬头困
难的问题，但气动外形已无法大改。于是利用电传飞控系统的优势，预置平尾下偏角，解
决抬头难的问题。这实际上是一种打补丁的手段。对飞行员而言，操纵感觉是正常了，但
实际问题并没有解决。
对于超音速战斗机而言，起飞抬头并不是平尾设计的极限状态，最大过载机动和超音
速机动/配平时对平尾的配平要求更高。预置平尾偏角只是解决了起飞抬头问题(而且是在
飞机轻载、重心非前限的情况下)，在其它极限状态下，平尾将由于预支了部分配平能力
而无法提供足够的抬头力矩。此外，预置平尾偏角还将导致飞机配平阻力增大。因此对
FC-1而言，如果不彻底解决抬头问题，其各方面性能特别是机动性将由于平尾配平能力限
制而受到严重影响——有朋友提出舵效问题，但在相同条件下，配平能力的下降并不因舵
效而改变。
笔者以为，这种情况可能是由于前机身超重，造成重心偏离设计位置所致。最理想的
解决方法当然是前机身减重，以及调整内部布局，后移重心。从前述载重系数来看，FC-1
仍然有相当的减重空间的。此外还可以仿效当年苏-27原型机的“减重——补强”方法，
只是要走到这一步就比较无奈了。最不好的方法就是在后机身增加配重，这实际上是以牺
牲飞机性能为代价来解决配平问题。
当然，还有一种可能性就是和前述翼刀一样，也是一种保险措施——在前机身增加配
重，以纵向静稳定的构型来保证试飞和表演的安全——若果真如此，不能不说这配重委实
加得大了点儿。
从03试飞的照片来看，起飞时平尾偏角已经有所减小，这是一个令人欣喜的现象。希
望最终FC-1能彻底解决配平问题，取消平尾预置偏角。
迎角传感器
03的迎角传感器仍然采用和01相同的风标式传感器，外观上唯一不同的是03的迎角传
感器周围标出了风标的偏转范围。根据照片估算偏转范围为：>+60度/<-30度。
这说明了什么呢？这个范围当然不是飞机稳定可控的飞行迎角范围。因为迎角超过35
度后出现的不对称机头涡，使得任何没有不具备大迎角三轴控制能力的飞机都无法稳定飞
行。那么迎角传感器采集这种远远超出正常飞行范围的数据干什么？一个可能的解释是：
飞机的电传飞控具有在这样的迎角范围内改出非正常状态的能力——否则这些数据对飞控
计算机而言根本毫无用处。若果真如此，那么对所有希望FC-1具有良好机动性甚至超机动
性的同好而言，倒算得上一个好消息。因为这要求飞机在超出正常迎角范围后仍然具有保
持稳定飞行的能力(虽然不一定可控)，以及足够的俯仰控制能力(包括后边条产生的低头
力矩)，要不然飞机一下子就进入深失速或螺旋，再好的飞控系统也无能为力了。
结语：路在何方
FC-1原本是为巴基斯坦空军量身定做的，但依靠巴基斯坦空军一家的订货，显然无法
形成规模效益，开发成本分摊到每架飞机上，价格也是巴基斯坦无法接受的。于是成飞的
眼光转向国际市场。
根据宣传材料，成飞对FC-1的定位是：作为米格-21、F-5等二代战斗机的后继机，兼
有较好的对空和对地攻击能力，效费比较高的低价位战机。随着第三世界国家装备的第二
代战斗机逐渐到寿，即将大批退役，FC-1这个级别的轻型战斗机市场确实拥有较大的市场
潜力。但问题是，FC-1在这个市场上有多少竞争优势呢？
瑞典萨伯JAS-39和美国退役后廉价倾销的F-16C/D将是FC-1面对的最强大的竞争对手
。FC-1刚刚开始试飞，这两种飞机却早已投产并远销多国，性能均是有口皆碑。F-16的主
要优点是：性能全面，经过实战检验，价格低廉(当然啦，倾销嘛)。但缺点也明显：机体
陈旧，剩余结构寿命有限；发展潜力已近枯竭，难以采用新技术以对抗未来威胁；重量较
大，对大多数中小国家空军并非最佳选择。就性能而言，JAS-39更具威胁性，因其兼有
F-16的大部分优点而没有上述主要缺点。它的问题主要在各国空军传统和习惯方面。萨伯
飞机的传统市场是北欧，当然近年来已经有所突破，获得南非和少数东欧国家的订货，但
要进入大多数第三世界国家空军还有一段路要走。
FC-1能否和这两种飞机一争高下？
笔者以为，在总体作战能力方面，当前的FC-1仍然远逊于F-16C/D。一方面，从公开
资料推测，FC-1的机动性仍未达到第三代战机中较好的水平。另一方面，也是最重要的方
面，即FC-1武器不配套，不全面。对空武器方面，FC-1目前可以配备的近距格斗导弹有：
美制AIM-9L/M、以制“怪蛇“3/4、国产PL-7/9以及俄制P-73；中距导弹有：美制AIM-7、
俄制P-27，如果用户要求还可以配备以制“德比”、俄制P-77“发射后不管”导弹以及南
非的V-4“射水鱼”，H-4“猛禽”(但AIM-120就不必指望了，美国不会允许中国造的战机
发射它最先进的导弹)。对比对空武器的五花八门、琳琅满目，FC-1配备的对地武器恐怕
只能用“寒酸”来形容：57mm和90mm火箭发射巢、各种弹径的非制导航弹，充其量再加上
激光制导炸弹、AGM-65(巴基斯坦装备的)。前些年国内演习片断中不乏昂贵的苏-27使用
火箭弹和非制导炸弹进行对地攻击的镜头——就凭这个能说服用户FC-1具有良好的对地攻
击能力吗？当然，可以从国际市场采购。现在市场上比较出色、且附带条件较少的对地攻
击武器系列主要来自以色列、俄罗斯。但即使是号称注重商业信誉的以色列，也不得不看
美国脸色行事——“费尔康”预警机是最典型的例子。至于俄罗斯，除了后勤保障体系方
面的问题，同样有政治因素限制——巴基斯坦就绝对不敢将俄系武器作为主力，而中国始
终拒绝与伊尔库茨克飞机生产联合体合作生产苏-30MKK(该厂生产印度的苏-30MKI)也有这
方面的考虑。由此可见，FC-1虽然号称“多用途”，但由于武器不全面不配套，实际上是
“一条半腿”走路，还是一种以对空作战为主，兼具简单对地攻击能力的战斗机，综合作
战能力仍难以与F-16匹敌。
上面提到关键系统的供应问题——在笔者看来，这实际上是FC-1的另一个致命弱点。
自军刀II开始，直到今天的FC-1，整个计划始终受到航电、武器系统的困扰。由于
FC-1航电立足国外，不可避免地受到国际政治关系的干扰。先是1989年中国和西方关系恶
化，尽管飞机平台设计还在缓慢推进，但发动机、航电等引进项目全部落空，超-7几乎成
了空壳子。后来虽然俄罗斯介入，提供了一条可靠性存疑的发动机供应渠道，但航电设备
却始终是空中楼阁。在90年代末期，就看到航电供应厂商流水般地换来换去。别的不说，
厂商名倒是记住了不少。到了2002年，航电系统仍未能确定，结果飞机武器系统也无法确
定，FC-1进度一拖再拖，迫使成飞不顾电子系统的滞后，先完成FC-1机体的生产和试飞.
。
十几年来的曲折经历，想必给中巴双方都留下了深刻的印象。1982年马岛海战，殷鉴
不远。事后有人说，只要阿根廷再有5枚“飞鱼”……那么FC-1呢？如果被切断航电和武
器供应，结果又会如何？我们一直强调，FC-1对于那些不希望受到美国限制的国家是一个
不错的选择，但只要无法建立起航电、武器系统的稳定供应渠道，那么无论在战场还是在
市场，无论FC-1设计水平有多高，性能有多好，都可能因为这个致命弱点而一败涂地——
一如同阿喀琉斯的脚后跟。
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。
迷雾重重
自FC-1 01架原型机首飞以来，媒体的报道简直可以用“铺天盖地”来形容。对相关
人士的采访、虚实莫辨的言论、网络流传的小道消息以及试飞过程中出现的一些耐人寻味
的现象，仿佛给FC-1罩上了一层诡秘的浓雾。在空前开放的媒体报道下，FC-1却仿佛离我
们更远了。在这重重迷雾之下的FC-1，究竟是什么样的呢？
翼刀
01架原型机出厂的时候，机翼上那对翼刀几乎令所有人跌破眼镜。一时间，网络上热
心探讨者有之，疾言厉色者有之，某杂志还专门撰文讲述“翼刀不是落后的象征”。一片
沸腾。然而事隔半年，03架首飞，航迷们惊喜地发现曾经以为要和FC-1长期相伴的翼刀居
然消失了！而且据说01上面的翼刀也没了。又是一番热闹。
那么翼刀如此迅速的出现然后消失的原因何在？在杨伟总师访谈录里面有这么两句话
：“风洞试验时，我们设计了很多边条，有十几种，边条能够在一定条件下产生强的脱体
涡，提高飞机的升力，但同时会带来力矩的非线性，目前选择的这种边条应该说综合效果
最好。”“翼刀对改善力矩非线性特性有一定好处。”
根据这段话，笔者认为：翼刀在这里起抑制边条涡的流动和发展的作用。这样一来，
带来的非线性力矩影响也减小了，当然涡升力也同样减小了。这比较符合杨总的说法。01
首飞之前，国内没有研制大边条飞机的经验，出于对平尾和后边条低头效率的担心，而加
装了翼刀，削弱涡升力，也是一种保险措施。在01试飞过程中，发现没有出现可能的强烈
抬头趋势——这个试飞员可以感觉得到，高G机动时不需要强烈推杆，于是考虑取消翼刀
。只是，翼刀如此仓促地出现和消失，给人以完全不同风格的感觉，更象是激进的商业促
销和保守的科研试飞两种态度交互作用的结果。
抬头问题
01首飞照片一出炉，立刻有人发现该机离地时平尾偏角相当大，几乎达到向下偏转的
极限。这对于实际上处于轻载状态的首飞原型机来说并不正常。很快，对首飞试飞员雷强
大校的采访也证实了这件事。根据雷大校的说法，在高速滑跑试验时就发现了飞机抬头困
难的问题，但气动外形已无法大改。于是利用电传飞控系统的优势，预置平尾下偏角，解
决抬头难的问题。这实际上是一种打补丁的手段。对飞行员而言，操纵感觉是正常了，但
实际问题并没有解决。
对于超音速战斗机而言，起飞抬头并不是平尾设计的极限状态，最大过载机动和超音
速机动/配平时对平尾的配平要求更高。预置平尾偏角只是解决了起飞抬头问题(而且是在
飞机轻载、重心非前限的情况下)，在其它极限状态下，平尾将由于预支了部分配平能力
而无法提供足够的抬头力矩。此外，预置平尾偏角还将导致飞机配平阻力增大。因此对
FC-1而言，如果不彻底解决抬头问题，其各方面性能特别是机动性将由于平尾配平能力限
制而受到严重影响——有朋友提出舵效问题，但在相同条件下，配平能力的下降并不因舵
效而改变。
笔者以为，这种情况可能是由于前机身超重，造成重心偏离设计位置所致。最理想的
解决方法当然是前机身减重，以及调整内部布局，后移重心。从前述载重系数来看，FC-1
仍然有相当的减重空间的。此外还可以仿效当年苏-27原型机的“减重——补强”方法，
只是要走到这一步就比较无奈了。最不好的方法就是在后机身增加配重，这实际上是以牺
牲飞机性能为代价来解决配平问题。
当然，还有一种可能性就是和前述翼刀一样，也是一种保险措施——在前机身增加配
重，以纵向静稳定的构型来保证试飞和表演的安全——若果真如此，不能不说这配重委实
加得大了点儿。
从03试飞的照片来看，起飞时平尾偏角已经有所减小，这是一个令人欣喜的现象。希
望最终FC-1能彻底解决配平问题，取消平尾预置偏角。
迎角传感器
03的迎角传感器仍然采用和01相同的风标式传感器，外观上唯一不同的是03的迎角传
感器周围标出了风标的偏转范围。根据照片估算偏转范围为：>+60度/<-30度。
这说明了什么呢？这个范围当然不是飞机稳定可控的飞行迎角范围。因为迎角超过35
度后出现的不对称机头涡，使得任何没有不具备大迎角三轴控制能力的飞机都无法稳定飞
行。那么迎角传感器采集这种远远超出正常飞行范围的数据干什么？一个可能的解释是：
飞机的电传飞控具有在这样的迎角范围内改出非正常状态的能力——否则这些数据对飞控
计算机而言根本毫无用处。若果真如此，那么对所有希望FC-1具有良好机动性甚至超机动
性的同好而言，倒算得上一个好消息。因为这要求飞机在超出正常迎角范围后仍然具有保
持稳定飞行的能力(虽然不一定可控)，以及足够的俯仰控制能力(包括后边条产生的低头
力矩)，要不然飞机一下子就进入深失速或螺旋，再好的飞控系统也无能为力了。
结语：路在何方
FC-1原本是为巴基斯坦空军量身定做的，但依靠巴基斯坦空军一家的订货，显然无法
形成规模效益，开发成本分摊到每架飞机上，价格也是巴基斯坦无法接受的。于是成飞的
眼光转向国际市场。
根据宣传材料，成飞对FC-1的定位是：作为米格-21、F-5等二代战斗机的后继机，兼
有较好的对空和对地攻击能力，效费比较高的低价位战机。随着第三世界国家装备的第二
代战斗机逐渐到寿，即将大批退役，FC-1这个级别的轻型战斗机市场确实拥有较大的市场
潜力。但问题是，FC-1在这个市场上有多少竞争优势呢？
瑞典萨伯JAS-39和美国退役后廉价倾销的F-16C/D将是FC-1面对的最强大的竞争对手
。FC-1刚刚开始试飞，这两种飞机却早已投产并远销多国，性能均是有口皆碑。F-16的主
要优点是：性能全面，经过实战检验，价格低廉(当然啦，倾销嘛)。但缺点也明显：机体
陈旧，剩余结构寿命有限；发展潜力已近枯竭，难以采用新技术以对抗未来威胁；重量较
大，对大多数中小国家空军并非最佳选择。就性能而言，JAS-39更具威胁性，因其兼有
F-16的大部分优点而没有上述主要缺点。它的问题主要在各国空军传统和习惯方面。萨伯
飞机的传统市场是北欧，当然近年来已经有所突破，获得南非和少数东欧国家的订货，但
要进入大多数第三世界国家空军还有一段路要走。
FC-1能否和这两种飞机一争高下？
笔者以为，在总体作战能力方面，当前的FC-1仍然远逊于F-16C/D。一方面，从公开
资料推测，FC-1的机动性仍未达到第三代战机中较好的水平。另一方面，也是最重要的方
面，即FC-1武器不配套，不全面。对空武器方面，FC-1目前可以配备的近距格斗导弹有：
美制AIM-9L/M、以制“怪蛇“3/4、国产PL-7/9以及俄制P-73；中距导弹有：美制AIM-7、
俄制P-27，如果用户要求还可以配备以制“德比”、俄制P-77“发射后不管”导弹以及南
非的V-4“射水鱼”，H-4“猛禽”(但AIM-120就不必指望了，美国不会允许中国造的战机
发射它最先进的导弹)。对比对空武器的五花八门、琳琅满目，FC-1配备的对地武器恐怕
只能用“寒酸”来形容：57mm和90mm火箭发射巢、各种弹径的非制导航弹，充其量再加上
激光制导炸弹、AGM-65(巴基斯坦装备的)。前些年国内演习片断中不乏昂贵的苏-27使用
火箭弹和非制导炸弹进行对地攻击的镜头——就凭这个能说服用户FC-1具有良好的对地攻
击能力吗？当然，可以从国际市场采购。现在市场上比较出色、且附带条件较少的对地攻
击武器系列主要来自以色列、俄罗斯。但即使是号称注重商业信誉的以色列，也不得不看
美国脸色行事——“费尔康”预警机是最典型的例子。至于俄罗斯，除了后勤保障体系方
面的问题，同样有政治因素限制——巴基斯坦就绝对不敢将俄系武器作为主力，而中国始
终拒绝与伊尔库茨克飞机生产联合体合作生产苏-30MKK(该厂生产印度的苏-30MKI)也有这
方面的考虑。由此可见，FC-1虽然号称“多用途”，但由于武器不全面不配套，实际上是
“一条半腿”走路，还是一种以对空作战为主，兼具简单对地攻击能力的战斗机，综合作
战能力仍难以与F-16匹敌。
上面提到关键系统的供应问题——在笔者看来，这实际上是FC-1的另一个致命弱点。
自军刀II开始，直到今天的FC-1，整个计划始终受到航电、武器系统的困扰。由于
FC-1航电立足国外，不可避免地受到国际政治关系的干扰。先是1989年中国和西方关系恶
化，尽管飞机平台设计还在缓慢推进，但发动机、航电等引进项目全部落空，超-7几乎成
了空壳子。后来虽然俄罗斯介入，提供了一条可靠性存疑的发动机供应渠道，但航电设备
却始终是空中楼阁。在90年代末期，就看到航电供应厂商流水般地换来换去。别的不说，
厂商名倒是记住了不少。到了2002年，航电系统仍未能确定，结果飞机武器系统也无法确
定，FC-1进度一拖再拖，迫使成飞不顾电子系统的滞后，先完成FC-1机体的生产和试飞.
。
十几年来的曲折经历，想必给中巴双方都留下了深刻的印象。1982年马岛海战，殷鉴
不远。事后有人说，只要阿根廷再有5枚“飞鱼”……那么FC-1呢？如果被切断航电和武
器供应，结果又会如何？我们一直强调，FC-1对于那些不希望受到美国限制的国家是一个
不错的选择，但只要无法建立起航电、武器系统的稳定供应渠道，那么无论在战场还是在
市场，无论FC-1设计水平有多高，性能有多好，都可能因为这个致命弱点而一败涂地——
一如同阿喀琉斯的脚后跟。
笔者以为，FC-1要想最终成为一种在战场和市场上都出色的多用途战斗机(如果“出
色”的定义不是只有区区一、两百架产量的话)，就必须解决上述两个关键问题。但专门
为FC-1研制航电、武器、甚至发动机系统，不仅开发费用高昂，而且时间上也来不及。出
路何在？
首先，要变更观念。
高效费比飞机不等于“低价＋中等性能”。历史上几乎没有哪种中等性能战斗机能卖
出去，F-16/79、F-20是最好的例子—只有F-5E例外。但那是冷战期间国际政治军事形势
使然，非F-5E之能。何况，经历了90年代多次空中战争之后，质量取胜的观念早已深入人
心，对于大多数无法建立数量优势的中小国家空军更是如此，中等性能战机的处境也因此
更加尴尬。
必须进一步提高性能，但增加的成本如何解决？利用扩大的市场来消化——最近的例
子，JSF如果没有超过3000架的市场需求，价格根本不可能控制在3500万美元以下。以当
前而论，目标不应该只限定在巴基斯坦区区一、二百架订货上，要把目光放远一些，例如
中国空军和其它仍在使用F-5E、米格-21的空军。如果竞争获胜，产量不会少于1000架。
这样的生产规模，可以使我们对FC-1作进一步的改进而价格不变和只有小幅度上升。
第二，抢占国内市场。
一直不明白成飞为何没有努力争取国内订货的迹象，即使在宣传上也看不出来。这和
西方公司的做法大相径庭。很多时候对方只是在探讨合作意向时，西方公司就已经把飞机
涂上对方空军的机徽、拉出去作展示了，即使谈不成，也可以壮壮声势，扩大影响。
就FC-1而言，就算当初是专门为巴基斯坦开发的，但时过境迁，形势已经完全不同了
。空军战略的转变，使得我们比以前任何时候都迫切需要多用途战斗轰炸机。苏-27/30、
歼-10固然是相当不错的选择，但价格高昂，装备数量不可能很多。并且将这类飞机用于
对地面非高价值目标的打击实在有浪费之嫌，一旦被击落就更加得不偿失。前面提到大多
数中小国家无力建立数量优势，但我们不同，与之相反，我们更需要相当数量的飞机来替
换退役的歼-7、强-5。和巴基斯坦空军要求不同的是，这种飞机对空性能要求一般，但对
地性能需要更加突出。
目前来看，FC-1是我们近期能够获得的最好的飞机平台之一。如果能够进行适当改进
，拿下国内订单，对整个FC-1计划将带来莫大收益。
1)我军装备基本要求之一是不能受制于人。FC-1要获得国内订货，就必须解决关键设
备的国产化问题。这必然促进相关系统的国产化进程，并且有关的费用还可以分摊到国内
订单上，等于是“搭顺风车”。一旦国产化问题解决，前述“脚后跟”问题也就迎刃而解
。
2)国内市场潜力巨大，形成的规模效益将大大降低FC-1的单机成本。成飞也因此有了
更大的发挥余地——或者在保持现有价格(或略高)的基础上进一步提高飞机性能，根据用
户要求提升其对空或对地能力，和F-16、JAS-39竞争；或者在保持现有性能的基础上进一
步降价，和先进高教(如雅克-130、T-50等)的战斗机改型竞争。
3)本国空军的订货是效益最高的免费广告。对用户来说，开发国空军的订货比什么承
诺和保证都有效。
第三，改进设计，挖掘自身的发展潜力。
在发展潜力方面，主要包括飞行性能提升和航电水平提升。
对于前者，由于FC-1改用电传飞控系统，使得今后只需付出相对小的代价就可以获得
性能的大幅度提升(如进一步放宽静安定度、采用推力矢量技术等)。而在重量方面，FC-1
也大有潜力可挖。如前述载重系数仅0.89，这显然是采用传统材料的结果。如果能大量应
用复合材料，就可以大幅减轻结构重量，或者在维持原重量的情况下加强结构增大载弹量
，再或者在增加大量设备之后仍维持原有飞行性能。总之，用户拥有极大的弹性可以自由
选择，这一点是极具吸引力的。
对于后者，笔者认为体现在两方面，即预留的设备扩展空间和软硬件接口的标准化。
对于预留的设备扩展空间，主要考虑是FC-1源自歼-7II，而歼-7II机体填充密度几近饱和
，如果FC-1沿用歼-7II的部分设计，就可能有空间不足之虞，这是应当尽力避免的。对于
接口标准化，做过PC升级的朋友相信都会有深刻印象——即插即用型设备普及以来，PC升
级变得相当快捷迅速，大大提高了效率。航电设备亦然。事实上JSF在这一点上做得是比
较出色的。虽然不能指望FC-1达到JSF的水平，但如果能尽量做好，不但前述兼容问题迎
刃而解，而且对于FC-1今后迅速升级提高战斗力具有不可估量的作用。不仅如此，如果能
借此契机开发出一套有中国自主知识产权的接口标准，那么对于中国航空今后走向世界都
将具有深远的影响。
以上是笔者对FC-1一些改进方向的设想。如果能够完成，那么FC-1不仅在机动性上可
以超越F-16后期型(需要说明的是，F-16后期型的机动性实际上不如F-16A/B)达到第三代
战机中较好的水平，在综合作战能力方面与F-16相比也不遑多让。考虑到对大多数中小国
家空军而言，最适宜的是8-10吨级的战机，加上FC-1在结构寿命等方面的优势，即使价格
上升到1500万美元，对于用户而言仍是极具诱惑力的。乐观点想，除了中国战机的传统客
户外，可能还有一部分现装备F-5E、米格-21的国家会成为FC-1的用户。最差的情况，
1500万美元，F-16中期型的作战能力，也足够吸引中国空军(当然接下来就是巴基斯坦空
军)，以作为低档战机配备普通部队。
写了这么多，分析对也好错也好，设想合理也好荒谬也罢，归根到底一句话：希望
FC-1能顺利定型，在蓝天上写下属于它自己的辉煌！
色”的定义不是只有区区一、两百架产量的话)，就必须解决上述两个关键问题。但专门
为FC-1研制航电、武器、甚至发动机系统，不仅开发费用高昂，而且时间上也来不及。出
路何在？
首先，要变更观念。
高效费比飞机不等于“低价＋中等性能”。历史上几乎没有哪种中等性能战斗机能卖
出去，F-16/79、F-20是最好的例子—只有F-5E例外。但那是冷战期间国际政治军事形势
使然，非F-5E之能。何况，经历了90年代多次空中战争之后，质量取胜的观念早已深入人
心，对于大多数无法建立数量优势的中小国家空军更是如此，中等性能战机的处境也因此
更加尴尬。
必须进一步提高性能，但增加的成本如何解决？利用扩大的市场来消化——最近的例
子，JSF如果没有超过3000架的市场需求，价格根本不可能控制在3500万美元以下。以当
前而论，目标不应该只限定在巴基斯坦区区一、二百架订货上，要把目光放远一些，例如
中国空军和其它仍在使用F-5E、米格-21的空军。如果竞争获胜，产量不会少于1000架。
这样的生产规模，可以使我们对FC-1作进一步的改进而价格不变和只有小幅度上升。
第二，抢占国内市场。
一直不明白成飞为何没有努力争取国内订货的迹象，即使在宣传上也看不出来。这和
西方公司的做法大相径庭。很多时候对方只是在探讨合作意向时，西方公司就已经把飞机
涂上对方空军的机徽、拉出去作展示了，即使谈不成，也可以壮壮声势，扩大影响。
就FC-1而言，就算当初是专门为巴基斯坦开发的，但时过境迁，形势已经完全不同了
。空军战略的转变，使得我们比以前任何时候都迫切需要多用途战斗轰炸机。苏-27/30、
歼-10固然是相当不错的选择，但价格高昂，装备数量不可能很多。并且将这类飞机用于
对地面非高价值目标的打击实在有浪费之嫌，一旦被击落就更加得不偿失。前面提到大多
数中小国家无力建立数量优势，但我们不同，与之相反，我们更需要相当数量的飞机来替
换退役的歼-7、强-5。和巴基斯坦空军要求不同的是，这种飞机对空性能要求一般，但对
地性能需要更加突出。
目前来看，FC-1是我们近期能够获得的最好的飞机平台之一。如果能够进行适当改进
，拿下国内订单，对整个FC-1计划将带来莫大收益。
1)我军装备基本要求之一是不能受制于人。FC-1要获得国内订货，就必须解决关键设
备的国产化问题。这必然促进相关系统的国产化进程，并且有关的费用还可以分摊到国内
订单上，等于是“搭顺风车”。一旦国产化问题解决，前述“脚后跟”问题也就迎刃而解
。
2)国内市场潜力巨大，形成的规模效益将大大降低FC-1的单机成本。成飞也因此有了
更大的发挥余地——或者在保持现有价格(或略高)的基础上进一步提高飞机性能，根据用
户要求提升其对空或对地能力，和F-16、JAS-39竞争；或者在保持现有性能的基础上进一
步降价，和先进高教(如雅克-130、T-50等)的战斗机改型竞争。
3)本国空军的订货是效益最高的免费广告。对用户来说，开发国空军的订货比什么承
诺和保证都有效。
第三，改进设计，挖掘自身的发展潜力。
在发展潜力方面，主要包括飞行性能提升和航电水平提升。
对于前者，由于FC-1改用电传飞控系统，使得今后只需付出相对小的代价就可以获得
性能的大幅度提升(如进一步放宽静安定度、采用推力矢量技术等)。而在重量方面，FC-1
也大有潜力可挖。如前述载重系数仅0.89，这显然是采用传统材料的结果。如果能大量应
用复合材料，就可以大幅减轻结构重量，或者在维持原重量的情况下加强结构增大载弹量
，再或者在增加大量设备之后仍维持原有飞行性能。总之，用户拥有极大的弹性可以自由
选择，这一点是极具吸引力的。
对于后者，笔者认为体现在两方面，即预留的设备扩展空间和软硬件接口的标准化。
对于预留的设备扩展空间，主要考虑是FC-1源自歼-7II，而歼-7II机体填充密度几近饱和
，如果FC-1沿用歼-7II的部分设计，就可能有空间不足之虞，这是应当尽力避免的。对于
接口标准化，做过PC升级的朋友相信都会有深刻印象——即插即用型设备普及以来，PC升
级变得相当快捷迅速，大大提高了效率。航电设备亦然。事实上JSF在这一点上做得是比
较出色的。虽然不能指望FC-1达到JSF的水平，但如果能尽量做好，不但前述兼容问题迎
刃而解，而且对于FC-1今后迅速升级提高战斗力具有不可估量的作用。不仅如此，如果能
借此契机开发出一套有中国自主知识产权的接口标准，那么对于中国航空今后走向世界都
将具有深远的影响。
以上是笔者对FC-1一些改进方向的设想。如果能够完成，那么FC-1不仅在机动性上可
以超越F-16后期型(需要说明的是，F-16后期型的机动性实际上不如F-16A/B)达到第三代
战机中较好的水平，在综合作战能力方面与F-16相比也不遑多让。考虑到对大多数中小国
家空军而言，最适宜的是8-10吨级的战机，加上FC-1在结构寿命等方面的优势，即使价格
上升到1500万美元，对于用户而言仍是极具诱惑力的。乐观点想，除了中国战机的传统客
户外，可能还有一部分现装备F-5E、米格-21的国家会成为FC-1的用户。最差的情况，
1500万美元，F-16中期型的作战能力，也足够吸引中国空军(当然接下来就是巴基斯坦空
军)，以作为低档战机配备普通部队。
写了这么多，分析对也好错也好，设想合理也好荒谬也罢，归根到底一句话：希望
FC-1能顺利定型，在蓝天上写下属于它自己的辉煌！
<P>在北航的BBS上看到此文，感觉颇有见地，可算一家之言。不知是否重复，一气贴了上来，供大家共瞻。</P>
支持有内涵的文章.支持有内涵的同仁
三代顶多
楼主分析的透彻，只是我看不太懂
支持，支持。支持。
<P>老兄，转贴也得讲点职业道德——先排一下版啊，看得头晕。</P>[em06][em06][em06]
中国空军看不上“枭龙”。好不过J10，便宜不过J7MF。
还是在价格上有点优势的！
<P>今天的参考说，巴基斯坦准备购买F-16了，而且是在F-16、中国的歼－10和瑞典的Sub-39之间竞争后做出的选择，看样子FC－1的日子也并不好过啊！</P>
[em05]DDDDDDDDDDDDDDDDDDDD
发动机、雷达和航电系统都要进口，你说这FC-1是什么水平？[em06]