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。

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