描述：工程技术人员正在检查枭龙的进气道
图片：
图片：
描述：枭龙数字样机
图片：
图片：
描述：枭龙尾喷口
图片：
图片：
枭龙ＦＣ－１战斗机
兵器知识２００６．０７
总设计师 杨伟 顾伟 成志明
进入９０年代，一些发达国家完成了二代战机向三代战机换代工作，并开始三代半或四代战机的研制。而多数发展中国家由于政治、经济等原因，不可能通过采购第三代战机的方式，对本国战斗机进行全面升级换代，在役的二代战机又即将退役。在这样的背景下，９０年代末期。我国与巴基斯坦空军共同确定了＂枭龙＂战斗机的研制要求。由于＂枭龙＂战斗机是中国第一款具有很强外贸背景的先进战机，故国内称之为＂中国战斗机＂－１（Ｆｉｇｈｔｅｒ Ｃｈｉｎａ－１）。
１９９９年，＂枭龙＂战斗机的研制工作全面展开，２００１年９月确定了飞机技术状态。２３个月后，２００３年８月２５日首飞。为了更加确切地标识，首飞后正式更名。中方称＂枭龙＂战斗机，巴方称＂Ｔｈｕｎｄｅｒ／ＪＦ－１７＂。２００６年４月２８日，完整版０４架成功首飞。
◆战技水平
＂枭龙＂／ＦＣ－１战斗机是一种单座、单发、轻型，全天候多用途战斗机，以空空作战为主，兼有较强空地作战能力。
在研制之初，对＂枭龙＂战斗机的作战使命提出了以下要求。新型战机要以空空作战为主，兼有较强的空地作战能力。在对空任务中，飞机能全高度与目标交战，能遂行超视距多目标拦截，同时可采用近距格斗弹、机炮与目标进行近距格斗。在对地攻击任务中，要能在昼夜使用常规和精确制导武器（含空舰导弹）。其典型作战模式为制空作战、防空截击、战斗空中巡逻、战斗护航，以及战场遮断、近距空中支援、对海支援、对地精确打击等。
＂枭龙＂战斗机有突出的中低空高亚音速机动作战能力；较大的航程、留空时间和作战半径；优良的短距起降特性；较强的武器装载能力。最大飞行马赫数为１．６－１．８，实用升限达１７０００米，最大过载８ｇ，基本航程１８００千米，最大转场航程３０００千米，最大续航时间为３．５小时，起飞滑跑距离４５０米，着陆滑跑距离７００米。
＂枭龙＂战斗机装有先进的航空电子和武器系统，可挂载包括精确制导武器在内的广泛的武器类型，具有多种先进的精确导航、数据传输、战场态势感知、目标探测与识别、作战攻击以及电子战等功能。具有良好的人机界面和使用维护性能，飞行员负担轻，飞机出勤率高。
◆主要特点
＂枭龙＂是单座、单发轻型战斗机，带两枚翼尖近距格斗导弹时的正常起飞重量为９１００千克。该机采用中等展弦比梯形机翼的正常式布局，机翼、平尾、垂尾前缘后掠角皆为４２度，机翼复合弯扭，７５度大后掠角边条延至机身尾部，全翼展前缘机动襟翼，后缘襟翼，差动平尾，单垂尾，双腹鳍，机身减速板，机身超音速面积律修形。先进的气动布局使飞机具有高的升力特性、大的升阻比及良好的大迎角特性，同时具有一定隐身能力。
＂枭龙＂战斗机装有一台推力大、耗油低的高推重比涡轮风扇发动机，采用两侧肋下进气道，机头可容纳大口径雷达天线。整体圆弧风挡，水泡式座舱盖，正前方下视角大于１３度，为飞行员提供良好的视野，装＂零－零＂弹射救生座椅。
该机采用前三点式起落架，整体结构油箱，机内燃油２２７０千克，并可外挂三个副油箱。全机共有７个外挂点，可悬挂多种空空、空地武器，总外挂能力３６００千克。该机可外Ｌ挂超视距中程导弹，红外近距格斗导弹，２５０千克、５００千克、１０００千克普通炸弹和激光制导炸弹，反舰导弹，反辐射导弹，电子战吊舱，激光吊舱，红外夜视吊舱等。
＂枭龙＂战斗机配装先进综合化的航空电子与武器系统，具有目标搜索、探测与跟踪，外挂物管理，武器发射和投放计算，导航计算，通信与敌我识别，数据链通信，导弹逼近告警，综合电子战，任务计划和参数记录等功能。此外，还可根据用户的不同要求，选配不同的航空电子系统组合方案。
该机配装的多功能火控雷达具有速度搜索、边跟边扫、边搜索边测距、单目标跟踪、多目标跟踪、空战格斗等空空模式；同时具有真波束地图测绘及扩展、波束锐化、空地测距、面目标探测及跟踪等空面模式。
＂枭龙＂战斗机座舱内装有智能宽视场平显和三个彩色液晶多功能显示器，双手握杆操纵，具有良好的人机界面。纵向采用数字式电传飞控系统，具有良好的飞行品质和多种自动驾驶功能。飞机机体设计寿命达４０００小时。
◆研制进展
中国一航成都飞机设计研究所作为该机的总体设计单位和投资方之一，充分利用了其在研制新型歼击机过程中已经攻克的先进技术和研制手段。如先进的气动布局，先进的航电系统，先进的电传飞控系统等。自２００１年明确了研制安排后，在不到半年的时间，便完成了飞机的初步设计，冻结了技术状态。
在设计过程中，广泛采用了先进的三维实体数字化设计技术、数字仿真技术、数字样机和产品数据管理技术，采用先进的并行工程理念优化再造了设计、制造流程。实现了１００％结构数控件利用ＣＡＴＩＡ进行三维实体设计；设计与制造数字量传递；全机图纸１００％计算机辅助设计；采用先进的电子文档管理系统对设计输出进行管理；利用数字仿真技术对各系统进行全面仿真。从而极大地缩短了设计周期，提高了设计质量，并有效地减少了地面综合试验的工作量。
在原型机试制过程中，采取设计与试制密切配合的方法，充分利用了数字化设计与制造、电子样机取样等先进技术，使得所有重大装配一次成功，大部分数控弯管一次成功，提高了制造质量，缩短了试制周期。同时，并行组建了八大试验设施，对飞控、航电、液压、燃油、环控、电气等系统进行了全面的综合试验与验证试验。
正是依靠这些先进技术，经过全体人员的艰苦努力，创造出一系列骄人的成绩。２个月完成分区协调，９个月发出生产图纸，发图后２个月便实现部装开铆，８个月完成八大试验设施组建及机上地面试验，发动机开车后４天便完成首次滑行。在首飞成功后的１０天内，完成了８架次的试飞。试飞中，飞机无一故障，试飞员对飞机突出的机动性和良好的飞行品质很满意。
◆发展前景
＂枭龙＂战斗机的设计思想非常明确，就是既要突出高的综合作战效能，又要突出低的全寿命使用费用。也就是说，要使它成为一种适合现代化战争环境的、可大批量装备的、发展中国家买得起的先进战斗机。
由于采用了一系列先进技术，＂枭龙＂战斗机可以方便地根据国内外用户不同的侧重及需求进行改、换装，一方面可以作为米格－２１、＂幻影＂Ⅲ、歼７、歼５和强５等战斗机的更新换代飞机，另一方面可以发展成为侦察、干扰、教练等特种飞机。
目前国际上成功发展的新一代轻型、廉价、高性能战斗机很少，而对高性能、轻小型先进战斗机的需求又很大，因此＂枭龙＂战斗机将具有广阔的市场前景和发展空间。
兵器知识２００６．０７
总设计师 杨伟 顾伟 成志明
进入９０年代，一些发达国家完成了二代战机向三代战机换代工作，并开始三代半或四代战机的研制。而多数发展中国家由于政治、经济等原因，不可能通过采购第三代战机的方式，对本国战斗机进行全面升级换代，在役的二代战机又即将退役。在这样的背景下，９０年代末期。我国与巴基斯坦空军共同确定了＂枭龙＂战斗机的研制要求。由于＂枭龙＂战斗机是中国第一款具有很强外贸背景的先进战机，故国内称之为＂中国战斗机＂－１（Ｆｉｇｈｔｅｒ Ｃｈｉｎａ－１）。
１９９９年，＂枭龙＂战斗机的研制工作全面展开，２００１年９月确定了飞机技术状态。２３个月后，２００３年８月２５日首飞。为了更加确切地标识，首飞后正式更名。中方称＂枭龙＂战斗机，巴方称＂Ｔｈｕｎｄｅｒ／ＪＦ－１７＂。２００６年４月２８日，完整版０４架成功首飞。
◆战技水平
＂枭龙＂／ＦＣ－１战斗机是一种单座、单发、轻型，全天候多用途战斗机，以空空作战为主，兼有较强空地作战能力。
在研制之初，对＂枭龙＂战斗机的作战使命提出了以下要求。新型战机要以空空作战为主，兼有较强的空地作战能力。在对空任务中，飞机能全高度与目标交战，能遂行超视距多目标拦截，同时可采用近距格斗弹、机炮与目标进行近距格斗。在对地攻击任务中，要能在昼夜使用常规和精确制导武器（含空舰导弹）。其典型作战模式为制空作战、防空截击、战斗空中巡逻、战斗护航，以及战场遮断、近距空中支援、对海支援、对地精确打击等。
＂枭龙＂战斗机有突出的中低空高亚音速机动作战能力；较大的航程、留空时间和作战半径；优良的短距起降特性；较强的武器装载能力。最大飞行马赫数为１．６－１．８，实用升限达１７０００米，最大过载８ｇ，基本航程１８００千米，最大转场航程３０００千米，最大续航时间为３．５小时，起飞滑跑距离４５０米，着陆滑跑距离７００米。
＂枭龙＂战斗机装有先进的航空电子和武器系统，可挂载包括精确制导武器在内的广泛的武器类型，具有多种先进的精确导航、数据传输、战场态势感知、目标探测与识别、作战攻击以及电子战等功能。具有良好的人机界面和使用维护性能，飞行员负担轻，飞机出勤率高。
◆主要特点
＂枭龙＂是单座、单发轻型战斗机，带两枚翼尖近距格斗导弹时的正常起飞重量为９１００千克。该机采用中等展弦比梯形机翼的正常式布局，机翼、平尾、垂尾前缘后掠角皆为４２度，机翼复合弯扭，７５度大后掠角边条延至机身尾部，全翼展前缘机动襟翼，后缘襟翼，差动平尾，单垂尾，双腹鳍，机身减速板，机身超音速面积律修形。先进的气动布局使飞机具有高的升力特性、大的升阻比及良好的大迎角特性，同时具有一定隐身能力。
＂枭龙＂战斗机装有一台推力大、耗油低的高推重比涡轮风扇发动机，采用两侧肋下进气道，机头可容纳大口径雷达天线。整体圆弧风挡，水泡式座舱盖，正前方下视角大于１３度，为飞行员提供良好的视野，装＂零－零＂弹射救生座椅。
该机采用前三点式起落架，整体结构油箱，机内燃油２２７０千克，并可外挂三个副油箱。全机共有７个外挂点，可悬挂多种空空、空地武器，总外挂能力３６００千克。该机可外Ｌ挂超视距中程导弹，红外近距格斗导弹，２５０千克、５００千克、１０００千克普通炸弹和激光制导炸弹，反舰导弹，反辐射导弹，电子战吊舱，激光吊舱，红外夜视吊舱等。
＂枭龙＂战斗机配装先进综合化的航空电子与武器系统，具有目标搜索、探测与跟踪，外挂物管理，武器发射和投放计算，导航计算，通信与敌我识别，数据链通信，导弹逼近告警，综合电子战，任务计划和参数记录等功能。此外，还可根据用户的不同要求，选配不同的航空电子系统组合方案。
该机配装的多功能火控雷达具有速度搜索、边跟边扫、边搜索边测距、单目标跟踪、多目标跟踪、空战格斗等空空模式；同时具有真波束地图测绘及扩展、波束锐化、空地测距、面目标探测及跟踪等空面模式。
＂枭龙＂战斗机座舱内装有智能宽视场平显和三个彩色液晶多功能显示器，双手握杆操纵，具有良好的人机界面。纵向采用数字式电传飞控系统，具有良好的飞行品质和多种自动驾驶功能。飞机机体设计寿命达４０００小时。
◆研制进展
中国一航成都飞机设计研究所作为该机的总体设计单位和投资方之一，充分利用了其在研制新型歼击机过程中已经攻克的先进技术和研制手段。如先进的气动布局，先进的航电系统，先进的电传飞控系统等。自２００１年明确了研制安排后，在不到半年的时间，便完成了飞机的初步设计，冻结了技术状态。
在设计过程中，广泛采用了先进的三维实体数字化设计技术、数字仿真技术、数字样机和产品数据管理技术，采用先进的并行工程理念优化再造了设计、制造流程。实现了１００％结构数控件利用ＣＡＴＩＡ进行三维实体设计；设计与制造数字量传递；全机图纸１００％计算机辅助设计；采用先进的电子文档管理系统对设计输出进行管理；利用数字仿真技术对各系统进行全面仿真。从而极大地缩短了设计周期，提高了设计质量，并有效地减少了地面综合试验的工作量。
在原型机试制过程中，采取设计与试制密切配合的方法，充分利用了数字化设计与制造、电子样机取样等先进技术，使得所有重大装配一次成功，大部分数控弯管一次成功，提高了制造质量，缩短了试制周期。同时，并行组建了八大试验设施，对飞控、航电、液压、燃油、环控、电气等系统进行了全面的综合试验与验证试验。
正是依靠这些先进技术，经过全体人员的艰苦努力，创造出一系列骄人的成绩。２个月完成分区协调，９个月发出生产图纸，发图后２个月便实现部装开铆，８个月完成八大试验设施组建及机上地面试验，发动机开车后４天便完成首次滑行。在首飞成功后的１０天内，完成了８架次的试飞。试飞中，飞机无一故障，试飞员对飞机突出的机动性和良好的飞行品质很满意。
◆发展前景
＂枭龙＂战斗机的设计思想非常明确，就是既要突出高的综合作战效能，又要突出低的全寿命使用费用。也就是说，要使它成为一种适合现代化战争环境的、可大批量装备的、发展中国家买得起的先进战斗机。
由于采用了一系列先进技术，＂枭龙＂战斗机可以方便地根据国内外用户不同的侧重及需求进行改、换装，一方面可以作为米格－２１、＂幻影＂Ⅲ、歼７、歼５和强５等战斗机的更新换代飞机，另一方面可以发展成为侦察、干扰、教练等特种飞机。
目前国际上成功发展的新一代轻型、廉价、高性能战斗机很少，而对高性能、轻小型先进战斗机的需求又很大，因此＂枭龙＂战斗机将具有广阔的市场前景和发展空间。
图片：
不一样的枭龙０４
兵器知识２００６．０７
彭文晶
２００６年４月２８日上午１０点５５分，中国航空工业第一集团公司自主研制、具有完全自主知识产权的＂枭龙＂全状态战斗机０４架在成都进行了首次飞行（题图），共飞行了１５分钟。＂枭龙＂０４架的成功首飞，实现了中国航空工业由技术引进向整机技术输出的突破，标志着经过多年研制成功的＂枭龙＂战斗机可以批生产。０４架是继＂枭龙＂０Ｉ／０３架之后的又一次里程碑式的跨越，意义深远而重大。
＂枭龙＂０４架在＂枭龙＂０１／０３架的基础上，进行了气动、结构和系统的优化设计，采用了先进的ＢＵＭＰ进气道等创新技术，应用了复杂薄壁零件多孔精密加工等综合制造技术，装配了国内最先进的高度综合化的航空电子和武器系统，配置了国际领先的具有良好人机界面的座舱综合显示设备，大幅提升了＂枭龙＂战斗机的整体性能和综合作战能力。
从２００３年＂枭龙＂０１架首飞到２００６年４月２８日０４架的首飞成功，＂枭龙＂战斗机的研制工作从没有停止过。＂枭龙＂０１／０３架属平台状态，着重于对飞机机体的研制，主要用于支持试飞，保证飞行安全，换言之，就是为＂枭龙＂０４架的诞生建立了良好的基础平台。如果说０１／０３架是＂基础版＂，那么，＂枭龙＂０４架则完全可以称为＂完整版＂。
◆聚焦航电
熟悉飞机的人都知道，一架战斗机能否达到实用交付状态，是否已经成为一架能够向用户交付的战斗机，航电系统至关重要，它是战斗机形成战斗力的重要保证。
从＂枭龙＂战斗机研制之初起，航电系统就成为所有人关注的焦点。出于惯性，巴方明显倾向于购买西方国家制造的航电系统，但由于价格和出口限制等各方面因素，一再受阻，迟迟未能遂愿。事实胜于雄辩，成都飞机设计研究所在航电系统研制领域上突飞猛进的表现很快引起了巴方专家的注意，积极的争取和真正的实力最终赢得了巴方专家的信任和赞许。２００４年３月，＂枭龙＂航电研发中心成立；２００４年４月，巴基斯坦正式和成都飞机设计研究所签订了全航电系统研制合同，标志着该所获得了自主研制航电系统的权利。也就是从这开始，＂枭龙＂０４架研制工作正式启动。
巴方对航电的技术要求高，许多技术是研究所以前没有的。航电技术新，是＂枭龙＂战斗机的亮点，在设计中实现了战斗机座舱中绝大部分仪表集中显示和控制，这对航电系统设计是很大的挑战。
从去年１１月以来，＂枭龙＂航电系统试验便在成都飞机设计研究所的＂枭龙＂航电试验大厅迅速、有序地开展起来。由于＂枭龙＂航电系统涉及二十多个子系统和设备，设计思路和开发技术基本都是全新的，例如开发ＯＦＰ软件和子系统软件模拟器等，都实现了研制方法和手段的创新。这些新技术的使用在很大程度上缩短了研制周期，提高了工作效率，节约了成本，使研制任务可以在短时间内完成。
为了保证＂枭龙＂０４架的首飞进度，＂枭龙＂航电研发中心的工作时间一直安排得非常紧。航电系统综合试验开始后，由于增加了许多人员，试验大厅内经常出现４０多人同时工作的场景。为了使各个系统可以并行工作，试验大厅的单位使用时间也从４个小时缩短到２个小时。从早上８点到晚上１０点，每个时间段都有系统及相关参试人员在大厅内进行综合试验。巴方工程师觉得中方工程师都住在试验大楼，＂每天早上我们来了，你们在这里；晚上走了，你们还在这里＂。
经过２２个月的辛勤努力，２００６年４月１０日，＂枭龙＂０４架航电系统按计划完成综合试验，顺利通过验收评审，交付成飞公司进行装机。这套由成都飞机设计研究所自行开发研制、具有世界先进水平的全新的综合化航空电子与武器系统，稳稳地安装在＂枭龙＂０４架的机身里，也受到了巴基斯坦、我方空军和同行的高度评价。
◆划时代的新型进气道
＂结构新颖、形式别具一格＂，＂非常先进＂……，提到＂枭龙＂０４架的ＢＵＭＰ式进气道，几乎所有的人都会翘起大拇指。ＢＵＭＰ进气道又称＂无附层面隔道超音速进气道＂（ＤＳＩ）。＂枭龙＂０４架上的新型进气道彻底替代了过去传统的附面层隔板进气道系统。由于ＢＵＭＰ进气道不需要隔道、调节斜板和附面层吸除装置，与常规进气道相比，具有总压恢复高、稳定裕度宽、迎风面积小、阻力小、雷达反射面积小等优点，同时这种进气道结构简单，重量轻，可靠性高，可以明显起到简化结构、降低重量，还可以改善战斗机的高速性能，其先进性不言而喻。＂枭龙＂是目前继美国Ｆ－３５之后世界上第二个采用该技术的战斗机。
早在２００１年初，成都飞机设计研究所总体设计气动研究室的技术人员在跟踪世界先进进气道设计技术时，就对这种设计独特的新型进气道产生了浓厚的兴趣。在仅有几张简单图片的情况下，总体室的技术人员展开了全面认真的分析和技术讨论，同时得到了＂枭龙＂战斗机总设计师杨伟、第一副总师顾伟的肯定与支持。
这是一个全新的进气道，也没有任何参考资料，但从方案设计到得出试验结果只有不到一年的时间。２００１年１０月，进气道方案＂出炉＂；１１月完成数模生成；２００２年１月完成模型图；５月初完成模型加工；５月底进行风洞试验并达到了预期的试验结果。
２００５年底，新型进气道率先在国内获得了设计成功，它标志着成都飞机设计研究所的进气道设计技术取得了历史性的突破，在国内处于领先地位，并达到了国际先进水平，具有划时代的重要意义。数字式发动机自动控制系统
＂枭龙＂０１／０３架的发动机采用模拟式电子控制系统，而在＂枭龙＂０４架上采用了全新的数字式发动机自动控制系统，大大提高了系统的技术水平，促进了国内相关技术的发展。数字式系统可提高发动机工作性能，提高系统的可靠性和维护性，并可减轻全机重量。
◆发动机采用快速安装方式
＂枭龙＂０４架发动机采用较为优化的安装方式，比０１／０３架安装更快速，使发动机安装时间缩短近一倍以上。飞机发动机的拆装较为频繁，正常情况下平均飞行几百小时便需要装拆一次。战时受战斗机数量上的限制，为了提高作战效能，需要在短时间内更换发动机并再次出动。因此发动机更换的难易和更换时间对飞机的使用影响较大，各国的飞机设计师们使出浑身解数创造出各种发动机安装方式以满足不断提高的飞机维护要求。因此，发动机的安装方式也成为飞机设计水平的具体体现之一。＂枭龙＂０４架大胆创新，发动机采用固定式安装通道，安装时不需要过多的＂左顾右盼＂担心碰撞，尤其是通过对发动机与飞机连接点的改进，实现了快速连接，解决了缩短安装时间的关键环节。＂枭龙＂０４架发动机快速安装方式的实现积累了宝贵的经验和数据，对设计未来机种意义重大。
◆创新铸就＂枭龙＂０４
传统的飞机设计分为方案设计、初步设计、详细初步设计、详细设计、试制和试飞六个阶段，研制周期很长，其研制速度往往滞后于电子设备的发展速度。为全面满足用户对进度与作战效能的需求，＂枭龙＂项目在研制之初就大胆提出原型机研制分＂两步走＂的策略，即平台状态（０１／０３架）和全状态（０４架）两个阶段。一方面可让飞机尽早飞起来，加快平台鉴定；另一方面，利用平台鉴定这段时间，研发更先进的航电武器系统，进一步优化飞机的性能。正是由于采用了＂两步走＂策略，＂枭龙＂０１／０３架在试飞等实际工作中暴露出的问题，才能够在＂枭龙＂０４架上逐一得到系统全面的解决清零。这样的策略只是＂枭龙＂创新中的其一。
＂枭龙＂全状态战斗机的成功首飞，为中国航空工业５５周岁献上了一份厚礼，为战斗机批量生产奠定了坚实的基础。＂枭龙＂０４架是我国先进航空武器装备研制取得的又一重大成果，标志着我国航空工业自主创新能力有了新的提高，实现了新型战斗机研发的新跨越。
兵器知识２００６．０７
彭文晶
２００６年４月２８日上午１０点５５分，中国航空工业第一集团公司自主研制、具有完全自主知识产权的＂枭龙＂全状态战斗机０４架在成都进行了首次飞行（题图），共飞行了１５分钟。＂枭龙＂０４架的成功首飞，实现了中国航空工业由技术引进向整机技术输出的突破，标志着经过多年研制成功的＂枭龙＂战斗机可以批生产。０４架是继＂枭龙＂０Ｉ／０３架之后的又一次里程碑式的跨越，意义深远而重大。
＂枭龙＂０４架在＂枭龙＂０１／０３架的基础上，进行了气动、结构和系统的优化设计，采用了先进的ＢＵＭＰ进气道等创新技术，应用了复杂薄壁零件多孔精密加工等综合制造技术，装配了国内最先进的高度综合化的航空电子和武器系统，配置了国际领先的具有良好人机界面的座舱综合显示设备，大幅提升了＂枭龙＂战斗机的整体性能和综合作战能力。
从２００３年＂枭龙＂０１架首飞到２００６年４月２８日０４架的首飞成功，＂枭龙＂战斗机的研制工作从没有停止过。＂枭龙＂０１／０３架属平台状态，着重于对飞机机体的研制，主要用于支持试飞，保证飞行安全，换言之，就是为＂枭龙＂０４架的诞生建立了良好的基础平台。如果说０１／０３架是＂基础版＂，那么，＂枭龙＂０４架则完全可以称为＂完整版＂。
◆聚焦航电
熟悉飞机的人都知道，一架战斗机能否达到实用交付状态，是否已经成为一架能够向用户交付的战斗机，航电系统至关重要，它是战斗机形成战斗力的重要保证。
从＂枭龙＂战斗机研制之初起，航电系统就成为所有人关注的焦点。出于惯性，巴方明显倾向于购买西方国家制造的航电系统，但由于价格和出口限制等各方面因素，一再受阻，迟迟未能遂愿。事实胜于雄辩，成都飞机设计研究所在航电系统研制领域上突飞猛进的表现很快引起了巴方专家的注意，积极的争取和真正的实力最终赢得了巴方专家的信任和赞许。２００４年３月，＂枭龙＂航电研发中心成立；２００４年４月，巴基斯坦正式和成都飞机设计研究所签订了全航电系统研制合同，标志着该所获得了自主研制航电系统的权利。也就是从这开始，＂枭龙＂０４架研制工作正式启动。
巴方对航电的技术要求高，许多技术是研究所以前没有的。航电技术新，是＂枭龙＂战斗机的亮点，在设计中实现了战斗机座舱中绝大部分仪表集中显示和控制，这对航电系统设计是很大的挑战。
从去年１１月以来，＂枭龙＂航电系统试验便在成都飞机设计研究所的＂枭龙＂航电试验大厅迅速、有序地开展起来。由于＂枭龙＂航电系统涉及二十多个子系统和设备，设计思路和开发技术基本都是全新的，例如开发ＯＦＰ软件和子系统软件模拟器等，都实现了研制方法和手段的创新。这些新技术的使用在很大程度上缩短了研制周期，提高了工作效率，节约了成本，使研制任务可以在短时间内完成。
为了保证＂枭龙＂０４架的首飞进度，＂枭龙＂航电研发中心的工作时间一直安排得非常紧。航电系统综合试验开始后，由于增加了许多人员，试验大厅内经常出现４０多人同时工作的场景。为了使各个系统可以并行工作，试验大厅的单位使用时间也从４个小时缩短到２个小时。从早上８点到晚上１０点，每个时间段都有系统及相关参试人员在大厅内进行综合试验。巴方工程师觉得中方工程师都住在试验大楼，＂每天早上我们来了，你们在这里；晚上走了，你们还在这里＂。
经过２２个月的辛勤努力，２００６年４月１０日，＂枭龙＂０４架航电系统按计划完成综合试验，顺利通过验收评审，交付成飞公司进行装机。这套由成都飞机设计研究所自行开发研制、具有世界先进水平的全新的综合化航空电子与武器系统，稳稳地安装在＂枭龙＂０４架的机身里，也受到了巴基斯坦、我方空军和同行的高度评价。
◆划时代的新型进气道
＂结构新颖、形式别具一格＂，＂非常先进＂……，提到＂枭龙＂０４架的ＢＵＭＰ式进气道，几乎所有的人都会翘起大拇指。ＢＵＭＰ进气道又称＂无附层面隔道超音速进气道＂（ＤＳＩ）。＂枭龙＂０４架上的新型进气道彻底替代了过去传统的附面层隔板进气道系统。由于ＢＵＭＰ进气道不需要隔道、调节斜板和附面层吸除装置，与常规进气道相比，具有总压恢复高、稳定裕度宽、迎风面积小、阻力小、雷达反射面积小等优点，同时这种进气道结构简单，重量轻，可靠性高，可以明显起到简化结构、降低重量，还可以改善战斗机的高速性能，其先进性不言而喻。＂枭龙＂是目前继美国Ｆ－３５之后世界上第二个采用该技术的战斗机。
早在２００１年初，成都飞机设计研究所总体设计气动研究室的技术人员在跟踪世界先进进气道设计技术时，就对这种设计独特的新型进气道产生了浓厚的兴趣。在仅有几张简单图片的情况下，总体室的技术人员展开了全面认真的分析和技术讨论，同时得到了＂枭龙＂战斗机总设计师杨伟、第一副总师顾伟的肯定与支持。
这是一个全新的进气道，也没有任何参考资料，但从方案设计到得出试验结果只有不到一年的时间。２００１年１０月，进气道方案＂出炉＂；１１月完成数模生成；２００２年１月完成模型图；５月初完成模型加工；５月底进行风洞试验并达到了预期的试验结果。
２００５年底，新型进气道率先在国内获得了设计成功，它标志着成都飞机设计研究所的进气道设计技术取得了历史性的突破，在国内处于领先地位，并达到了国际先进水平，具有划时代的重要意义。数字式发动机自动控制系统
＂枭龙＂０１／０３架的发动机采用模拟式电子控制系统，而在＂枭龙＂０４架上采用了全新的数字式发动机自动控制系统，大大提高了系统的技术水平，促进了国内相关技术的发展。数字式系统可提高发动机工作性能，提高系统的可靠性和维护性，并可减轻全机重量。
◆发动机采用快速安装方式
＂枭龙＂０４架发动机采用较为优化的安装方式，比０１／０３架安装更快速，使发动机安装时间缩短近一倍以上。飞机发动机的拆装较为频繁，正常情况下平均飞行几百小时便需要装拆一次。战时受战斗机数量上的限制，为了提高作战效能，需要在短时间内更换发动机并再次出动。因此发动机更换的难易和更换时间对飞机的使用影响较大，各国的飞机设计师们使出浑身解数创造出各种发动机安装方式以满足不断提高的飞机维护要求。因此，发动机的安装方式也成为飞机设计水平的具体体现之一。＂枭龙＂０４架大胆创新，发动机采用固定式安装通道，安装时不需要过多的＂左顾右盼＂担心碰撞，尤其是通过对发动机与飞机连接点的改进，实现了快速连接，解决了缩短安装时间的关键环节。＂枭龙＂０４架发动机快速安装方式的实现积累了宝贵的经验和数据，对设计未来机种意义重大。
◆创新铸就＂枭龙＂０４
传统的飞机设计分为方案设计、初步设计、详细初步设计、详细设计、试制和试飞六个阶段，研制周期很长，其研制速度往往滞后于电子设备的发展速度。为全面满足用户对进度与作战效能的需求，＂枭龙＂项目在研制之初就大胆提出原型机研制分＂两步走＂的策略，即平台状态（０１／０３架）和全状态（０４架）两个阶段。一方面可让飞机尽早飞起来，加快平台鉴定；另一方面，利用平台鉴定这段时间，研发更先进的航电武器系统，进一步优化飞机的性能。正是由于采用了＂两步走＂策略，＂枭龙＂０１／０３架在试飞等实际工作中暴露出的问题，才能够在＂枭龙＂０４架上逐一得到系统全面的解决清零。这样的策略只是＂枭龙＂创新中的其一。
＂枭龙＂全状态战斗机的成功首飞，为中国航空工业５５周岁献上了一份厚礼，为战斗机批量生产奠定了坚实的基础。＂枭龙＂０４架是我国先进航空武器装备研制取得的又一重大成果，标志着我国航空工业自主创新能力有了新的提高，实现了新型战斗机研发的新跨越。
描述：打开座舱盖的枭龙０４机及ＢＵＭＰ进气道
图片：
图片：
描述：枭龙０４的座舱一平三下
图片：
图片：
描述：枭龙０４降落
图片：
图片：
描述：枭龙０４正在做在环飞行控制系统试验，飞行员为空军第三试飞大队大队长雷强
图片：
图片：
描述：图０１ 歼－７的机头进气妨碍其进一步发展
图片：
图片：
描述：图０２ 歼－８Ⅱ采用标准的两侧进气成为军刀２方案的一个重要参考
图片：
图片：
描述：图０３ 枭龙０１进气道
图片：
图片：
枭龙战斗机进气道的设计演变
兵器知识２００６．０７
温杰
与此前已经先后投入试飞的０１架和０３架相比，＂枭龙＂０４架原型机在气动布局方面的显著变化之一是采用了蚌式进气道，从而成为在世界上第二种采用这种技术的战斗机。世异时移，＂枭龙＂战斗机的进气道并非一蹴而就，在近２０年时间里经历了从＂军刀２＂方案的两侧进气到＂超七＂方案的两肋进气、从ＦＣ－１布局的机身预压缩到今天的蚌式进气道的发展过程。成都飞机设计所针对日益提高的战术技术要求，围绕着总体布局设计的逐步改进，在进气道技术方面大胆探索和实践，走过了一条不断创新发展之路。
◆两侧进气 浅尝辄止
早在２０世纪８０年代中期，面对印度空军不断升级和引进各种主战机型，巴基斯坦一方面投以巨资、分阶段引进美国Ｆ－１６战斗机，另一方面积极与中国合作，尝试共同研制一种低档配置且较为先进的战斗机。正是在这一背景下，巴基斯坦空军向生产歼７Ｍ战斗机的成都飞机工业公司提出，在歼７Ｍ的基础上联合研制一种新型战斗机。
巴方将此定名为＂军刀２＂（Ｓａｂｅｒ ２）方案，并授权美国格鲁门公司与中国成都飞机工业公司共同研制，中方定为歼７ＣＰ型。从当时公开的初步方案来看，＂军刀２＂改进的基本思想是，在歼７Ｍ飞机的基础上重点改进气动布局，克服其机动性能差、作战半径小、载弹量少和缺乏先进火控系统等缺陷。为此，初步拟定的主要改进之处是增加前缘襟翼、换装新型发动机和采用两侧进气道。其中，进气方式的变化可谓是对歼７布局实施的一个重要改进。
歼７的机头进气方式结构简单、布局紧凑，但不可避免地存在着一些缺点，如：进口面积大、管道重量大，使机身轮廓大，导致阻力增加；占据了机身宝贵的空间，难以安装大口径雷达设备，不能储备足够的燃料；对来流迎角变化敏感，引起速度场不均匀，降低总压恢复系数；座舱位置相对靠后，使飞行员视界变差。
当时，中国的歼８Ⅱ战斗机刚刚研制成功，其两侧进气的布局和结构都顺理成章地成为＂军刀２＂方案的一个重要参考。因此设计人员在最初方案中选择了在机身两侧采用二元外压式超音速进气道。从机头轴向进气改变为机身两侧进气，＂军刀２＂方案无法回避的一个问题是机身附面层对进口气流的干扰。因此，改进方案必须采用相应的隔离或吸除措施。＂军刀２＂方案选择了附面层隔道，即在进气道内侧与前机身表面之间留出一定间隔，形成一个狭窄的通道，以排除前机身的附面层，防止或减少附面层流入进气道。隔道内流路为扩张通道，可以将进入隔道的附面层气流平缓／顷滑地引向机体侧面排出。
然而１９８８年初，巴基斯坦国防部拒绝了成都飞机工业公司与格鲁门公司联合提出的＂军刀２＂改进方案，宣称３亿美元的发展费用过高，而且巴基斯坦空军也表示＂军刀２＂无法对抗印度空军的米格－２９战斗机。这样，最初的＂军刀２＂方案论证浅尝辄止，无果而终。
◆两肋进气 承前启后
根据巴基斯坦空军的要求，格鲁门公司与中国航空技术进出口公司提出一种＂超七＂方案，拟研制一种重新制造的低技术和低成本的战斗机，在高低搭配中补充Ｆ－１６。为此，格鲁门公司提出带边条翼的４０度后掠机翼的改进方案，并增加与Ｆ－１６类似的双腹鳍。这一方案大迎角性能不好。后来格鲁门公司将进气口位置向内倾斜１０度，大迎角性能得到大幅改善，这也形成了后来＂超七＂／ＦＣ－１飞机标志性的肋部进气道。
８０年代末，中美关系陷入低谷，格鲁门公司不得不终止合作项目，＂超七＂计划严重受挫。１９９０年，成飞宣布将继续推进＂超七＂计划，巴基斯坦空军也表示支持研制工作，并投入了部分研制经费。１９９２年５月到１９９５年１０月间，中、巴双方经过长达三年的讨论，最终签署了新的战术技术要求。巴方提出进一步改进和优化该机的气动布局，以提高机动性能，至此一直停留在图纸阶段的＂超七＂计划进入了自主研制阶段。
从两侧进气到两肋进气，＂超七＂方案进气口位置的细微变化蕴含着国际上日益兴起的飞机／进气道一体化的先进设计思想。当时，从Ｆ－１６的腹部进气道问世，到法国＂阵风＂验证机的两肋进气道出现，前机身预压缩技术方兴未艾。这些无疑让研制人员在新机研制中获益匪浅，设计思路豁然开朗。
在自行研制过程中，设计人员从飞机／进气道一体化设计着手，将＂超七＂方案的前机身再次修形，即从雷达罩后部开始，将前机身下部的圆形轮廓设计改进为一种两肋斜平面轮廓。这样，两侧内倾的进气口可以充分利用两肋处的狭长平面所具有的遮蔽效应，在亚音速时具有良好的导流作用，在超音速时具有较好的预压缩，从而确保进气道在很宽的飞行包线内具有良好的总压恢复能力。
随着＂超七＂／ＦＣ－１飞机项目的不断推进，总体气动布局基本确定，这时推进系统的设计成为了决定最大飞行马赫数的一个关键。根据设计方案，＂超七＂／ＦＣ－１（后来起绰号＂枭龙＂）最终确定选用俄罗斯ＲＤ－９３涡扇发动机，额定推力约为４９千牛，加力推力约为８１千牛。与初期方案采用的发动机相比，ＲＤ－９３的推力显著增大，这为提高飞机的战术性能奠定了基础。因此，曾经考虑采用的正激波进气道已无法适应飞机最大飞行速度的设计要求。
在＂枭龙＂０１架首飞后正式公布的主要性能数据中，最大飞行马赫数为Ｍ１．６－１．８。从进气道设计角度来推敲，Ｍ１．６和Ｍ１．８正好是超音速战斗机外压式进气道选取波系的一个分界点，以便获得最佳总压恢复。考虑到前机身两侧斜面的预压缩作用，Ｍ１．６基本可以保持＂枭龙＂进气道的较高性能，如果希望最大速度达到Ｍ１．８，就要考虑原有的正激波进气道引起的损失。
于是，＂枭龙＂两肋进气道的进口内开始采用了斜板压缩，以便进一步阻滞气流，降低来流速度，提高总压恢复系数。从已经首飞的０１架和０３架可知，斜板角度有所不同，这表明设计单位已经全面考虑了最大飞行速度下总压恢复能力，以便发动机充分发挥推力性能，满足战术性能的要求。
然而，随着美巴关系的改善，尚未投产的＂枭龙＂又面临Ｆ－１６的竞争压力。设计人员为了进一步提高＂枭龙＂的战术技术性能，除了在气动翼面上进一步优化外，还考虑摒弃传统设计，在进气道构型方面大胆尝试全新的技术。
◆蚌式进气 初露端倪
当＂枭龙＂０１架、０３架原型机分别于２００３年和２００４年首飞后，原计划在２００５年上半年首飞的０４号原型机却一直迟迟不肯露面。正当外界猜测不断时，当年５月在成都市举办的科技节上，＂枭龙＂０４架原型机的模型突然间横空出世，一时间引起了不小的轰动，其最大亮点在于两侧进气道放弃了传统的附面层隔道，转而采用了＂无附面层隔道超音速进气道＂（ＤＳＩ）技术。
在此之前，成都飞机设计所从事进气道研制的设计人员一直在积极跟踪世界上进气道先进技术的发展动态。在弄清Ｆ－１６腹部进气道的各种设计之后，又吃透了Ｆ／Ａ－１８Ｅ／Ｆ的ＣＡＲＥＴ进气道机理，并在美国＂联合攻击战斗机＂的验证机竞争阶段，敏锐地意识到Ｘ－３５验证机所采用的ＤＳＩ技术具有非常先进的设计理念和发展潜力。设计人员面对极其有限的文献资料，从２０００年开始了摸索和研究Ｘ－３５验证机ＤＳＩ技术的艰苦努力。
Ｘ－３５验证机的两侧进气道率先采用了ＤＳＩ技术，分别在进口部位的机身表面制造出一个三维曲面。从外部直观来看，ＤＳＩ进口就像一个凸起的鼓包，因此国外一般形象地称之为ＢＵＭＰ进气道，直译为＂鼓包＂式，国内现已正式称作蚌式进气道。
从气动原理上来看，蚌式进气道是根据锥形流理论，采用乘波原理设计的。这里，为了更好地理解蚌式进气道的工作原理，首先简要介绍一下乘波构型原理及其锥形流理论。乘波构型概念最早出现在２０世纪５０年代末，基本原理并不复杂，简单来说就是如何利用飞行器在高速飞行时所产生的激波来增压。
正如人们所熟知的，当超音速气流流过一个尖劈体时，必定会在尖劈的下方产生一个从顶点开始的一道斜激波，激波后的气流参数会发生突跃，即速度减小、压力增大。对于由尖劈翼型所形成的倒Ｖ形机翼，超音速气流也会在其下方形成一个平面激波。
同样，当超音速气流流经一个圆锥时，从锥顶也会产生一道圆锥形激波。若在这个锥形流场内选择一个流动表面作为升力面的下表面，再选取两个表面形成一个升力体，则超音速气流也会在此升力体下方形成一个紧贴在机翼前缘的圆锥激波面，在激波面后也形成一个高压区。
在乘波构型的理论基础上，美国格鲁门公司在５０年代末研制＂超虎＂（Ｓｕｐｅｒ Ｔｉｇｅｒ）舰载战斗机期间，曾经率先尝试研究过蚌式进气道技术。他们利用一个离开轴线的平面，截取一个圆锥的流场，用该流场中的流线构成了蚌式压缩型面，目的是获得一个比常规半圆形进气道更扁平的进气道，仍然可以利用已知的激波形状和流场。当时研究发现，由于激波后的锥形流可以产生等熵压缩，因此，所构成的压缩型面沿展向形成一定的压力梯度，这有助于将附面层推移到进气道的进口之外。
时隔３０年之后，随着乘波构型研究的突破性进展，洛马公司在探索新型进气道技术中，证实了蚌式进气道的工程发展潜力。经过近１０年的努力，正式应用在Ｘ－３５验证机上，并在进一步优化后应用于Ｆ－３５战斗机。
正是受到Ｘ－３５进气道的启发，成都飞机设计所的设计人员通过计算、仿真、大量风洞试验，逐步掌握了蚌式进气道的基本原理和设计方法。＂枭龙＂０４架原型机的蚌式进气道与美国洛马公司正在研制的Ｆ－３５战斗机的蚌式进气道型式非常相似，表明我国已经掌握了具有世界先进水平的进气道技术。
通过＂枭龙＂原型机的对比可以更加直观地了解这种技术的优点。０１架和０３架的进气道采用了斜板式的压缩型面，用以产生一道斜激波，减小前方自由流的马赫数，然后在进口附近产生一道巫激波，将气流从超音速降低为亚音速。这里暂时作出一个假设，如果０４架采用一种半锥体压缩型面构成同样的二波系进气道，对于气流的减速增压更加有效。
机理在于，与斜板流动情况不同，锥形激波后的流动本身是锥形流，尽管从锥顶沿射线方向的气流马赫数不变，但沿流线方向是逐渐变化的。因此，在顶角相同的情况下，锥形激波弱于斜板的平面激波，而且锥形激波后为锥形流等熵压缩。实际工程中，完全的等熵压缩难以实现，只能局限于中间的阶段，整个超音速压缩过程最后还要利用一道强度较弱的正激波结尾。
利用乘波构型技术和锥形流原理，前面假设的半锥体压缩型面完全可以相应生成一种鼓包压缩型面。因此，０４架原型机的一个主要变化就是采用了重新设计的进气道压缩型面。确切地说，这个鼓包的前半部分类似一个扁圆锥形，首要功用就是形成最佳的激波系，实现超音速进气道的设计要求。
当飞机的飞行速度超过音速时，机头部位形成的斜激波在一定程度上起到对气流减速增压的作用。接着，气流在进气道的鼓包前点形成一道斜激波，继续在鼓包型面前段减速增压，气流进入唇口前形成接近垂直于鼓包表面正激波，使气流减小为亚音速，经过进气道满足发动机工作的需要。
◆一体设计 日渐成熟
当＂枭龙＂０４架原型机正式亮相后，蚌式进气道成为关注的焦点，特别是在＂无附面层隔道＂情况下如何消除附面层产生的不良影响。附面层气流是机身表面和自由流之间因粘性作用形成的低能量气流，如果大量流入进气道，不仅会降低总压恢复，还会增大发动机进口处进气畸变，严重地影。向进气道与发动机之间的匹配工作。
设计人员出于减小附面层厚度和前机身阻力的考虑，从进气道与前机身一体化设计着手，对０４架原型机的前机身进行了修形设计。由于采用了蚌式进气道构型，该机的肋下斜平面重新修改成曲面，并且将鼓包压缩型面与机身型面相融合，使前机身外形更加流畅。
如果说，０１／０３架的常规进气道只是被动地排除附面层的不利影响，那么０４架原型机的蚌式进气道可以看作是主动地推移附面层远离进气口。按照锥形流本身的特点，蚌式进气道的鼓包压缩曲面上存在中间高、两侧低的压力分布，因此在压缩型面的不同高度上都存在这样一种沿展向的压力梯度，这种压力分布的综合作用可以把气流向两侧推移。这样就产生了一个十分理想的效果，相当于存在一个无源的附面层吹除装置，可以将大部分机身附面层吹除到进气道之外。
由于鼓包两侧紧靠进口唇缘，被鼓包推向两侧的气流在进口唇罩的分流作用下，从唇罩
外侧流向机身后部，从而避免了附面层内的低能气流吸入进口。从首飞后的＂枭龙＂０４架原型机可以看出，蚌式进气道的唇口设计采用前掠形式，唇缘与机身相邻部分成峰谷外形，目的是让大部分附面层从＂峰谷＂后排除。
在两年多时间里，蚌式进气道的设计工作先后经过了多轮进气道模型高速风洞试验及
一轮低速风洞试验，经不断改进和完善，最终达到了预期目的。与０１架和０３架所采用的常规进气道相比，０４架采用的蚌式进气道具有更高的总压恢复性能，进／发匹配性能良好，工作稳定，满足飞机和发动机的要求。
据成都飞机设计所介绍，蚌式进气道不仅结构简单，减轻了飞机的重量，而且迎风阻力
小，减小了飞行阻力，可使飞机的推力增加３％，相当于１００多千克的推力。此外，它还兼具雷达反射面积小的优点，可以在一定程度上提高飞机在战斗中的生存性。
通过以上介绍可以看出，从最初的两侧进气方案到两肋进气布局，再到今天的蚌式进气道技术，＂枭龙＂战斗机的进气道设计经历了一个从简单效仿、不断优化到大胆创新的发展过程。正是凭借着追赶世界航空技术发展的决心和胆魄，成都飞机设计所成功地将具有世界先进水准的ＤＳＩ技术应用于＂枭龙＂战斗机上，有效地提高了超音速飞行性能，为增强战斗机的综合作战效能奠定了基础。
兵器知识２００６．０７
温杰
与此前已经先后投入试飞的０１架和０３架相比，＂枭龙＂０４架原型机在气动布局方面的显著变化之一是采用了蚌式进气道，从而成为在世界上第二种采用这种技术的战斗机。世异时移，＂枭龙＂战斗机的进气道并非一蹴而就，在近２０年时间里经历了从＂军刀２＂方案的两侧进气到＂超七＂方案的两肋进气、从ＦＣ－１布局的机身预压缩到今天的蚌式进气道的发展过程。成都飞机设计所针对日益提高的战术技术要求，围绕着总体布局设计的逐步改进，在进气道技术方面大胆探索和实践，走过了一条不断创新发展之路。
◆两侧进气 浅尝辄止
早在２０世纪８０年代中期，面对印度空军不断升级和引进各种主战机型，巴基斯坦一方面投以巨资、分阶段引进美国Ｆ－１６战斗机，另一方面积极与中国合作，尝试共同研制一种低档配置且较为先进的战斗机。正是在这一背景下，巴基斯坦空军向生产歼７Ｍ战斗机的成都飞机工业公司提出，在歼７Ｍ的基础上联合研制一种新型战斗机。
巴方将此定名为＂军刀２＂（Ｓａｂｅｒ ２）方案，并授权美国格鲁门公司与中国成都飞机工业公司共同研制，中方定为歼７ＣＰ型。从当时公开的初步方案来看，＂军刀２＂改进的基本思想是，在歼７Ｍ飞机的基础上重点改进气动布局，克服其机动性能差、作战半径小、载弹量少和缺乏先进火控系统等缺陷。为此，初步拟定的主要改进之处是增加前缘襟翼、换装新型发动机和采用两侧进气道。其中，进气方式的变化可谓是对歼７布局实施的一个重要改进。
歼７的机头进气方式结构简单、布局紧凑，但不可避免地存在着一些缺点，如：进口面积大、管道重量大，使机身轮廓大，导致阻力增加；占据了机身宝贵的空间，难以安装大口径雷达设备，不能储备足够的燃料；对来流迎角变化敏感，引起速度场不均匀，降低总压恢复系数；座舱位置相对靠后，使飞行员视界变差。
当时，中国的歼８Ⅱ战斗机刚刚研制成功，其两侧进气的布局和结构都顺理成章地成为＂军刀２＂方案的一个重要参考。因此设计人员在最初方案中选择了在机身两侧采用二元外压式超音速进气道。从机头轴向进气改变为机身两侧进气，＂军刀２＂方案无法回避的一个问题是机身附面层对进口气流的干扰。因此，改进方案必须采用相应的隔离或吸除措施。＂军刀２＂方案选择了附面层隔道，即在进气道内侧与前机身表面之间留出一定间隔，形成一个狭窄的通道，以排除前机身的附面层，防止或减少附面层流入进气道。隔道内流路为扩张通道，可以将进入隔道的附面层气流平缓／顷滑地引向机体侧面排出。
然而１９８８年初，巴基斯坦国防部拒绝了成都飞机工业公司与格鲁门公司联合提出的＂军刀２＂改进方案，宣称３亿美元的发展费用过高，而且巴基斯坦空军也表示＂军刀２＂无法对抗印度空军的米格－２９战斗机。这样，最初的＂军刀２＂方案论证浅尝辄止，无果而终。
◆两肋进气 承前启后
根据巴基斯坦空军的要求，格鲁门公司与中国航空技术进出口公司提出一种＂超七＂方案，拟研制一种重新制造的低技术和低成本的战斗机，在高低搭配中补充Ｆ－１６。为此，格鲁门公司提出带边条翼的４０度后掠机翼的改进方案，并增加与Ｆ－１６类似的双腹鳍。这一方案大迎角性能不好。后来格鲁门公司将进气口位置向内倾斜１０度，大迎角性能得到大幅改善，这也形成了后来＂超七＂／ＦＣ－１飞机标志性的肋部进气道。
８０年代末，中美关系陷入低谷，格鲁门公司不得不终止合作项目，＂超七＂计划严重受挫。１９９０年，成飞宣布将继续推进＂超七＂计划，巴基斯坦空军也表示支持研制工作，并投入了部分研制经费。１９９２年５月到１９９５年１０月间，中、巴双方经过长达三年的讨论，最终签署了新的战术技术要求。巴方提出进一步改进和优化该机的气动布局，以提高机动性能，至此一直停留在图纸阶段的＂超七＂计划进入了自主研制阶段。
从两侧进气到两肋进气，＂超七＂方案进气口位置的细微变化蕴含着国际上日益兴起的飞机／进气道一体化的先进设计思想。当时，从Ｆ－１６的腹部进气道问世，到法国＂阵风＂验证机的两肋进气道出现，前机身预压缩技术方兴未艾。这些无疑让研制人员在新机研制中获益匪浅，设计思路豁然开朗。
在自行研制过程中，设计人员从飞机／进气道一体化设计着手，将＂超七＂方案的前机身再次修形，即从雷达罩后部开始，将前机身下部的圆形轮廓设计改进为一种两肋斜平面轮廓。这样，两侧内倾的进气口可以充分利用两肋处的狭长平面所具有的遮蔽效应，在亚音速时具有良好的导流作用，在超音速时具有较好的预压缩，从而确保进气道在很宽的飞行包线内具有良好的总压恢复能力。
随着＂超七＂／ＦＣ－１飞机项目的不断推进，总体气动布局基本确定，这时推进系统的设计成为了决定最大飞行马赫数的一个关键。根据设计方案，＂超七＂／ＦＣ－１（后来起绰号＂枭龙＂）最终确定选用俄罗斯ＲＤ－９３涡扇发动机，额定推力约为４９千牛，加力推力约为８１千牛。与初期方案采用的发动机相比，ＲＤ－９３的推力显著增大，这为提高飞机的战术性能奠定了基础。因此，曾经考虑采用的正激波进气道已无法适应飞机最大飞行速度的设计要求。
在＂枭龙＂０１架首飞后正式公布的主要性能数据中，最大飞行马赫数为Ｍ１．６－１．８。从进气道设计角度来推敲，Ｍ１．６和Ｍ１．８正好是超音速战斗机外压式进气道选取波系的一个分界点，以便获得最佳总压恢复。考虑到前机身两侧斜面的预压缩作用，Ｍ１．６基本可以保持＂枭龙＂进气道的较高性能，如果希望最大速度达到Ｍ１．８，就要考虑原有的正激波进气道引起的损失。
于是，＂枭龙＂两肋进气道的进口内开始采用了斜板压缩，以便进一步阻滞气流，降低来流速度，提高总压恢复系数。从已经首飞的０１架和０３架可知，斜板角度有所不同，这表明设计单位已经全面考虑了最大飞行速度下总压恢复能力，以便发动机充分发挥推力性能，满足战术性能的要求。
然而，随着美巴关系的改善，尚未投产的＂枭龙＂又面临Ｆ－１６的竞争压力。设计人员为了进一步提高＂枭龙＂的战术技术性能，除了在气动翼面上进一步优化外，还考虑摒弃传统设计，在进气道构型方面大胆尝试全新的技术。
◆蚌式进气 初露端倪
当＂枭龙＂０１架、０３架原型机分别于２００３年和２００４年首飞后，原计划在２００５年上半年首飞的０４号原型机却一直迟迟不肯露面。正当外界猜测不断时，当年５月在成都市举办的科技节上，＂枭龙＂０４架原型机的模型突然间横空出世，一时间引起了不小的轰动，其最大亮点在于两侧进气道放弃了传统的附面层隔道，转而采用了＂无附面层隔道超音速进气道＂（ＤＳＩ）技术。
在此之前，成都飞机设计所从事进气道研制的设计人员一直在积极跟踪世界上进气道先进技术的发展动态。在弄清Ｆ－１６腹部进气道的各种设计之后，又吃透了Ｆ／Ａ－１８Ｅ／Ｆ的ＣＡＲＥＴ进气道机理，并在美国＂联合攻击战斗机＂的验证机竞争阶段，敏锐地意识到Ｘ－３５验证机所采用的ＤＳＩ技术具有非常先进的设计理念和发展潜力。设计人员面对极其有限的文献资料，从２０００年开始了摸索和研究Ｘ－３５验证机ＤＳＩ技术的艰苦努力。
Ｘ－３５验证机的两侧进气道率先采用了ＤＳＩ技术，分别在进口部位的机身表面制造出一个三维曲面。从外部直观来看，ＤＳＩ进口就像一个凸起的鼓包，因此国外一般形象地称之为ＢＵＭＰ进气道，直译为＂鼓包＂式，国内现已正式称作蚌式进气道。
从气动原理上来看，蚌式进气道是根据锥形流理论，采用乘波原理设计的。这里，为了更好地理解蚌式进气道的工作原理，首先简要介绍一下乘波构型原理及其锥形流理论。乘波构型概念最早出现在２０世纪５０年代末，基本原理并不复杂，简单来说就是如何利用飞行器在高速飞行时所产生的激波来增压。
正如人们所熟知的，当超音速气流流过一个尖劈体时，必定会在尖劈的下方产生一个从顶点开始的一道斜激波，激波后的气流参数会发生突跃，即速度减小、压力增大。对于由尖劈翼型所形成的倒Ｖ形机翼，超音速气流也会在其下方形成一个平面激波。
同样，当超音速气流流经一个圆锥时，从锥顶也会产生一道圆锥形激波。若在这个锥形流场内选择一个流动表面作为升力面的下表面，再选取两个表面形成一个升力体，则超音速气流也会在此升力体下方形成一个紧贴在机翼前缘的圆锥激波面，在激波面后也形成一个高压区。
在乘波构型的理论基础上，美国格鲁门公司在５０年代末研制＂超虎＂（Ｓｕｐｅｒ Ｔｉｇｅｒ）舰载战斗机期间，曾经率先尝试研究过蚌式进气道技术。他们利用一个离开轴线的平面，截取一个圆锥的流场，用该流场中的流线构成了蚌式压缩型面，目的是获得一个比常规半圆形进气道更扁平的进气道，仍然可以利用已知的激波形状和流场。当时研究发现，由于激波后的锥形流可以产生等熵压缩，因此，所构成的压缩型面沿展向形成一定的压力梯度，这有助于将附面层推移到进气道的进口之外。
时隔３０年之后，随着乘波构型研究的突破性进展，洛马公司在探索新型进气道技术中，证实了蚌式进气道的工程发展潜力。经过近１０年的努力，正式应用在Ｘ－３５验证机上，并在进一步优化后应用于Ｆ－３５战斗机。
正是受到Ｘ－３５进气道的启发，成都飞机设计所的设计人员通过计算、仿真、大量风洞试验，逐步掌握了蚌式进气道的基本原理和设计方法。＂枭龙＂０４架原型机的蚌式进气道与美国洛马公司正在研制的Ｆ－３５战斗机的蚌式进气道型式非常相似，表明我国已经掌握了具有世界先进水平的进气道技术。
通过＂枭龙＂原型机的对比可以更加直观地了解这种技术的优点。０１架和０３架的进气道采用了斜板式的压缩型面，用以产生一道斜激波，减小前方自由流的马赫数，然后在进口附近产生一道巫激波，将气流从超音速降低为亚音速。这里暂时作出一个假设，如果０４架采用一种半锥体压缩型面构成同样的二波系进气道，对于气流的减速增压更加有效。
机理在于，与斜板流动情况不同，锥形激波后的流动本身是锥形流，尽管从锥顶沿射线方向的气流马赫数不变，但沿流线方向是逐渐变化的。因此，在顶角相同的情况下，锥形激波弱于斜板的平面激波，而且锥形激波后为锥形流等熵压缩。实际工程中，完全的等熵压缩难以实现，只能局限于中间的阶段，整个超音速压缩过程最后还要利用一道强度较弱的正激波结尾。
利用乘波构型技术和锥形流原理，前面假设的半锥体压缩型面完全可以相应生成一种鼓包压缩型面。因此，０４架原型机的一个主要变化就是采用了重新设计的进气道压缩型面。确切地说，这个鼓包的前半部分类似一个扁圆锥形，首要功用就是形成最佳的激波系，实现超音速进气道的设计要求。
当飞机的飞行速度超过音速时，机头部位形成的斜激波在一定程度上起到对气流减速增压的作用。接着，气流在进气道的鼓包前点形成一道斜激波，继续在鼓包型面前段减速增压，气流进入唇口前形成接近垂直于鼓包表面正激波，使气流减小为亚音速，经过进气道满足发动机工作的需要。
◆一体设计 日渐成熟
当＂枭龙＂０４架原型机正式亮相后，蚌式进气道成为关注的焦点，特别是在＂无附面层隔道＂情况下如何消除附面层产生的不良影响。附面层气流是机身表面和自由流之间因粘性作用形成的低能量气流，如果大量流入进气道，不仅会降低总压恢复，还会增大发动机进口处进气畸变，严重地影。向进气道与发动机之间的匹配工作。
设计人员出于减小附面层厚度和前机身阻力的考虑，从进气道与前机身一体化设计着手，对０４架原型机的前机身进行了修形设计。由于采用了蚌式进气道构型，该机的肋下斜平面重新修改成曲面，并且将鼓包压缩型面与机身型面相融合，使前机身外形更加流畅。
如果说，０１／０３架的常规进气道只是被动地排除附面层的不利影响，那么０４架原型机的蚌式进气道可以看作是主动地推移附面层远离进气口。按照锥形流本身的特点，蚌式进气道的鼓包压缩曲面上存在中间高、两侧低的压力分布，因此在压缩型面的不同高度上都存在这样一种沿展向的压力梯度，这种压力分布的综合作用可以把气流向两侧推移。这样就产生了一个十分理想的效果，相当于存在一个无源的附面层吹除装置，可以将大部分机身附面层吹除到进气道之外。
由于鼓包两侧紧靠进口唇缘，被鼓包推向两侧的气流在进口唇罩的分流作用下，从唇罩
外侧流向机身后部，从而避免了附面层内的低能气流吸入进口。从首飞后的＂枭龙＂０４架原型机可以看出，蚌式进气道的唇口设计采用前掠形式，唇缘与机身相邻部分成峰谷外形，目的是让大部分附面层从＂峰谷＂后排除。
在两年多时间里，蚌式进气道的设计工作先后经过了多轮进气道模型高速风洞试验及
一轮低速风洞试验，经不断改进和完善，最终达到了预期目的。与０１架和０３架所采用的常规进气道相比，０４架采用的蚌式进气道具有更高的总压恢复性能，进／发匹配性能良好，工作稳定，满足飞机和发动机的要求。
据成都飞机设计所介绍，蚌式进气道不仅结构简单，减轻了飞机的重量，而且迎风阻力
小，减小了飞行阻力，可使飞机的推力增加３％，相当于１００多千克的推力。此外，它还兼具雷达反射面积小的优点，可以在一定程度上提高飞机在战斗中的生存性。
通过以上介绍可以看出，从最初的两侧进气方案到两肋进气布局，再到今天的蚌式进气道技术，＂枭龙＂战斗机的进气道设计经历了一个从简单效仿、不断优化到大胆创新的发展过程。正是凭借着追赶世界航空技术发展的决心和胆魄，成都飞机设计所成功地将具有世界先进水准的ＤＳＩ技术应用于＂枭龙＂战斗机上，有效地提高了超音速飞行性能，为增强战斗机的综合作战效能奠定了基础。
描述：图０４ 枭龙０３与０２的区别不大
图片：
图片：
描述：图０５ 圆锥激波乘波飞机原理
图片：
图片：
描述：图０６ 枭龙０４进气道
图片：
图片：
图片：
微爆索穿盖弹射救生技术
兵器知识２００６．０７
赵培林
◆弹射救生系统的演进
飞机设计师面临的最具挑战性的工作之一，就是在飞机发生故障时如何安全、快速、可靠地营救飞行员，因此弹射救生系统又被称为飞行员的＂生命之舟＂。
传统的弹射救生方案是先启动弹射手柄，飞机联动装置将活动舱盖抛离弹射区，然后座椅才开始运动。这一过程需要一定的时间。经试验表明，弹射时飞行速度越低，所需的时间越长，在零－零（即飞机高度和速度均为零时）弹射状态，一般需要０．３－０．４秒。飞机设计师为避免弹射座椅与舱盖在空中相碰，往往采用延时机构使座椅延时０．３－０．４秒才开始运动。对低空复杂姿态下的飞机来说，时间的损失可能导致弹射救生失败，减少从弹射启动到座椅开始运动的时间，为拯救飞行员的生命提供了更多的机会。
目前先进的战斗机已普遍放弃了抛盖弹射救生系统，而采用穿盖弹射技术，即无延时弹射救生系统，缩短了从启动弹射到座椅开始运动的时间。穿盖弹射救生技术大致可分为两类。
一类是使用破盖枪，在弹射座椅接触舱盖透明件前，破盖枪工作，使舱盖透明件产生破裂和初始裂纹，然后依靠座椅的穿盖器破裂舱盖透明件，达到清除弹射通道障碍的目的。该技术主要适用于第二代战斗机的非定向航空有机玻璃舱盖。
第二类是采用微爆索穿盖弹射救生系统。在弹射座椅接触舱盖透明件前，微爆索破裂系统工作，当舱盖透明件产生破裂和初始裂纹后，依靠座椅的穿盖器来完成弹射通道障碍的清除。该项技术主要适用于第三代战斗机的定向航空有机玻璃舱盖。
＂枭龙＂采用了大量现代先进的航空技术，微爆索穿盖弹射救生系统就是其一，它由舱盖微爆索破裂系统和ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅组成。
◆先进的舱盖微爆索破裂系统
首先介绍一下＂枭龙＂／ＦＣ－１型飞机的座舱盖结构。它主要由固定式风挡、活动舱盖组成。
＂枭龙＂的风挡是整体圆弧形，透明件采用单层厚度为１８毫米的微交联丙烯酸甲酯定向有机玻璃（符合美军标）。风挡是透明气密舱盖前面的固定部分，和机身座舱段、活动舱盖构成密封座舱，为飞行员提供一个必需的生存和工作环境。其前下视角达到１３度，为飞行员提供良好的视界，以完成起飞着陆和战斗任务。风挡是一个满足各方面要求的多功能综合结构，能承受高速的气动载荷、过载、气动热载荷、增压载荷、高低温交变载荷，可抗击速度为５３０千米／小时、重１．８千克飞鸟的撞击载荷。
枭龙／ＦＣ－１型飞机采用了后退后折返水泡式活动舱盖，由全数控加工的组合式铝合金骨架、单层厚度为６．３５毫米的微交联丙烯酸甲酯定向有机玻璃（符合美军标）组成，舱盖透明件呈水泡形，采用了电作动筒为开启动力的正常操纵系统。
根据我国多年的研究实践证明，以微爆索穿盖弹射救生技术为主方案的战斗机，其舱盖透明件如采用拉伸定向微交联航空有机玻璃，厚度只要小于７毫米就容易实现穿盖弹射救生，而采用非定向航空有机玻璃的厚度应小于８毫米。
舱盖微爆索破裂系统由微爆索子系统（ＭＤＣ）和柔性传爆索子系统（ＦＣＤＣ）组成。微爆索破裂舱盖透明件是依靠爆炸产生的爆轰波进行能量传递。穿盖弹射时要求微爆索在座椅穿盖器接触到舱盖透明件之前工作，使舱盖玻璃破裂，削弱其强度，将舱盖玻璃对飞行员头、肩、膝部的撞击载荷、过载和过载增长率控制在人体生理耐受范围内。其中头部撞击载荷不应超过３．５千牛，作用时间不得超过２０毫秒，肩部、膝部撞击载荷不应超过６．７千牛。而且玻璃破裂后的碎片、微爆索工作后的残渣等飞溅物不能对飞行员有损伤或造成严重外伤（贯穿伤）。最理想的是没有任何损伤或即使损伤，身体经短期的恢复就能驾机飞行。
柔性传爆索（ＦＣＤＣ）在飞机微爆索穿盖弹射救生系统中是一个传输能量信号的重要子系统，直接关系到微爆索穿盖弹射救生系统的成败。由于其在航空航天及军事领域的重要用途，西方军事强国将它视为核心机密，对我国实施严密封锁。但我国已成功地研制出了适用于现代战机的高性能、高寿命和高可靠性的柔性传爆索系统。
传统的燃气传输通常采用不锈钢管，以保证燃气有足够的压力，使各成件能可靠地工作。如果采用传统的管路，为保证燃气不泄漏，管路的设计与敷设将非常麻烦，而且气密性要求高，重量代价很大，其可靠性、维护性也较低。因此，＂枭龙＂采用了我国自行研制的柔性传爆索子系统，它利用爆轰波传递能量及信号，爆轰波的波速为６０００米／秒－７０００米／秒，基本上可认为是无延时传播，而且柔性的传爆索比不锈钢管更易于敷设安装，重量也比不锈钢管轻。
舱盖微爆索破裂系统一般由摇臂－机械起爆器－传爆索－飞靶－传爆索－微爆索等组成。飞行员只需做一个动作，系统就能完成弹射救生的全过程。
舱盖微爆索破裂技术的采用，使系统重量减轻了５０％－８０％，可靠性指标达到置信度０．９，可靠度０．９８。该系统所有部件均定期更换，日常仅视情检查，维护方便，系统的维修性有较大提高。
◆优异的ＴＹ５Ｂ穿盖弹射座椅
枭龙的弹射救生系统在设计上充分考虑了其具有的外贸背景。
座舱进行了特别设计，既能配装国内最先进的ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅，也能配装英国马丁．贝克公司的ＭＫ．ＣＮ１６ＬＥ弹射座椅，为用户提供了多种选择方案。下面仅就国产ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅做一简介。
ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅是在我国第三代火箭弹射座椅ＨＴＹ－５的基础上，专门为＂枭龙＂改进研制的。ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅（简称为ＴＹ５Ｂ座椅）具有多态程序控制和良好的高速防护效能，可靠性高、使用维护性好，尤其在低空复杂姿态下的救生性能十分卓越，是世界上先进的第三代弹射救生系统之一。
ＴＹ５Ｂ座椅采用了较多的高新技术，尤其是电子程序控制技术、椅背火箭技术及出舱稳定装置均为我国首次应用，正是这些高新技术与成熟技术地综合应用，使ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅具有了引人注目的优异性能。
平飞安全救生包线 弹射速度范围为０－１１００千米／小时；弹射高度范围为０－飞机升限。
低空复杂姿态下的安全救生性能基本满足美军标规定的２２种状态最低安全高度要求。低空复杂姿态下从飞行员启动弹射手柄到救生伞张满的时间不大于３秒。
着陆速度 救生伞在标准情况下（人／伞系统重量１００千克，大气压力１０１３２５帕），着陆速度不大于６米／秒。
具有完善的防护高速气流吹袭能力在机动飞行和负过载飞行条件下，能为飞行员提供安全可靠的约束。可分别携带海上、沙漠、寒区、热带和亚热带丛林救生物品，满足不同地区的使用要求。
高性能座椅 乘座舒适，操纵简单，具有良好的后视界。
可靠性 在９０％置信度下达到０．９８。
维修性 平均修复时间不超过０．８５小时，最大修复时间不超过２．５小时（维修度为９５％时）。
其它改进 为满足用户的特殊要求，ＴＹ５Ｂ座椅还进行了多项重大改进。增加了飞行员的适用范围，能满足飞行员裸重５４．５－９１千克的要求。座椅椅盆的调节为：中位至上位６２毫米（沿铅垂线方向），中位至下位８０毫米（沿铅垂线方向）。救生伞采用了压力封包技术。对飞行员的背带系统进行了改进，提高了舒适性等。
ＴＹ５Ｂ座椅从２００２年开始正式研制以来，先后完成了各项设计，并成功地通过了各项试验。
◆结束语
微爆索穿盖弹射救生系统是第三代战机广泛采用的先进技术之一，在国外已成功挽救了无数飞行员的宝贵生命。它也将被广泛运用于第四代战斗机（如美国的Ｆ－３５）的穿盖弹射救生系统上。
目前仅有少数西方先进航空大国能够掌握微爆索穿盖弹射救生技术。成都飞机设计所在２０世纪九十年代与航天部门合作开始研发该项技术，是我国唯一掌握该项技术的飞机设计研究所，已成功地将该项技术运用在该所设计研制的＂枭龙＂等多个飞机型号上。我们相信随着微爆索穿盖弹射救生技术的发展，将极大地提升飞机的战斗力，使弹射救生系统真正成为飞行员的＂生命之舟＂。
－Ｅｎｄ－
兵器知识２００６．０７
赵培林
◆弹射救生系统的演进
飞机设计师面临的最具挑战性的工作之一，就是在飞机发生故障时如何安全、快速、可靠地营救飞行员，因此弹射救生系统又被称为飞行员的＂生命之舟＂。
传统的弹射救生方案是先启动弹射手柄，飞机联动装置将活动舱盖抛离弹射区，然后座椅才开始运动。这一过程需要一定的时间。经试验表明，弹射时飞行速度越低，所需的时间越长，在零－零（即飞机高度和速度均为零时）弹射状态，一般需要０．３－０．４秒。飞机设计师为避免弹射座椅与舱盖在空中相碰，往往采用延时机构使座椅延时０．３－０．４秒才开始运动。对低空复杂姿态下的飞机来说，时间的损失可能导致弹射救生失败，减少从弹射启动到座椅开始运动的时间，为拯救飞行员的生命提供了更多的机会。
目前先进的战斗机已普遍放弃了抛盖弹射救生系统，而采用穿盖弹射技术，即无延时弹射救生系统，缩短了从启动弹射到座椅开始运动的时间。穿盖弹射救生技术大致可分为两类。
一类是使用破盖枪，在弹射座椅接触舱盖透明件前，破盖枪工作，使舱盖透明件产生破裂和初始裂纹，然后依靠座椅的穿盖器破裂舱盖透明件，达到清除弹射通道障碍的目的。该技术主要适用于第二代战斗机的非定向航空有机玻璃舱盖。
第二类是采用微爆索穿盖弹射救生系统。在弹射座椅接触舱盖透明件前，微爆索破裂系统工作，当舱盖透明件产生破裂和初始裂纹后，依靠座椅的穿盖器来完成弹射通道障碍的清除。该项技术主要适用于第三代战斗机的定向航空有机玻璃舱盖。
＂枭龙＂采用了大量现代先进的航空技术，微爆索穿盖弹射救生系统就是其一，它由舱盖微爆索破裂系统和ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅组成。
◆先进的舱盖微爆索破裂系统
首先介绍一下＂枭龙＂／ＦＣ－１型飞机的座舱盖结构。它主要由固定式风挡、活动舱盖组成。
＂枭龙＂的风挡是整体圆弧形，透明件采用单层厚度为１８毫米的微交联丙烯酸甲酯定向有机玻璃（符合美军标）。风挡是透明气密舱盖前面的固定部分，和机身座舱段、活动舱盖构成密封座舱，为飞行员提供一个必需的生存和工作环境。其前下视角达到１３度，为飞行员提供良好的视界，以完成起飞着陆和战斗任务。风挡是一个满足各方面要求的多功能综合结构，能承受高速的气动载荷、过载、气动热载荷、增压载荷、高低温交变载荷，可抗击速度为５３０千米／小时、重１．８千克飞鸟的撞击载荷。
枭龙／ＦＣ－１型飞机采用了后退后折返水泡式活动舱盖，由全数控加工的组合式铝合金骨架、单层厚度为６．３５毫米的微交联丙烯酸甲酯定向有机玻璃（符合美军标）组成，舱盖透明件呈水泡形，采用了电作动筒为开启动力的正常操纵系统。
根据我国多年的研究实践证明，以微爆索穿盖弹射救生技术为主方案的战斗机，其舱盖透明件如采用拉伸定向微交联航空有机玻璃，厚度只要小于７毫米就容易实现穿盖弹射救生，而采用非定向航空有机玻璃的厚度应小于８毫米。
舱盖微爆索破裂系统由微爆索子系统（ＭＤＣ）和柔性传爆索子系统（ＦＣＤＣ）组成。微爆索破裂舱盖透明件是依靠爆炸产生的爆轰波进行能量传递。穿盖弹射时要求微爆索在座椅穿盖器接触到舱盖透明件之前工作，使舱盖玻璃破裂，削弱其强度，将舱盖玻璃对飞行员头、肩、膝部的撞击载荷、过载和过载增长率控制在人体生理耐受范围内。其中头部撞击载荷不应超过３．５千牛，作用时间不得超过２０毫秒，肩部、膝部撞击载荷不应超过６．７千牛。而且玻璃破裂后的碎片、微爆索工作后的残渣等飞溅物不能对飞行员有损伤或造成严重外伤（贯穿伤）。最理想的是没有任何损伤或即使损伤，身体经短期的恢复就能驾机飞行。
柔性传爆索（ＦＣＤＣ）在飞机微爆索穿盖弹射救生系统中是一个传输能量信号的重要子系统，直接关系到微爆索穿盖弹射救生系统的成败。由于其在航空航天及军事领域的重要用途，西方军事强国将它视为核心机密，对我国实施严密封锁。但我国已成功地研制出了适用于现代战机的高性能、高寿命和高可靠性的柔性传爆索系统。
传统的燃气传输通常采用不锈钢管，以保证燃气有足够的压力，使各成件能可靠地工作。如果采用传统的管路，为保证燃气不泄漏，管路的设计与敷设将非常麻烦，而且气密性要求高，重量代价很大，其可靠性、维护性也较低。因此，＂枭龙＂采用了我国自行研制的柔性传爆索子系统，它利用爆轰波传递能量及信号，爆轰波的波速为６０００米／秒－７０００米／秒，基本上可认为是无延时传播，而且柔性的传爆索比不锈钢管更易于敷设安装，重量也比不锈钢管轻。
舱盖微爆索破裂系统一般由摇臂－机械起爆器－传爆索－飞靶－传爆索－微爆索等组成。飞行员只需做一个动作，系统就能完成弹射救生的全过程。
舱盖微爆索破裂技术的采用，使系统重量减轻了５０％－８０％，可靠性指标达到置信度０．９，可靠度０．９８。该系统所有部件均定期更换，日常仅视情检查，维护方便，系统的维修性有较大提高。
◆优异的ＴＹ５Ｂ穿盖弹射座椅
枭龙的弹射救生系统在设计上充分考虑了其具有的外贸背景。
座舱进行了特别设计，既能配装国内最先进的ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅，也能配装英国马丁．贝克公司的ＭＫ．ＣＮ１６ＬＥ弹射座椅，为用户提供了多种选择方案。下面仅就国产ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅做一简介。
ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅是在我国第三代火箭弹射座椅ＨＴＹ－５的基础上，专门为＂枭龙＂改进研制的。ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅（简称为ＴＹ５Ｂ座椅）具有多态程序控制和良好的高速防护效能，可靠性高、使用维护性好，尤其在低空复杂姿态下的救生性能十分卓越，是世界上先进的第三代弹射救生系统之一。
ＴＹ５Ｂ座椅采用了较多的高新技术，尤其是电子程序控制技术、椅背火箭技术及出舱稳定装置均为我国首次应用，正是这些高新技术与成熟技术地综合应用，使ＴＹ５Ｂ火箭弹射座椅具有了引人注目的优异性能。
平飞安全救生包线 弹射速度范围为０－１１００千米／小时；弹射高度范围为０－飞机升限。
低空复杂姿态下的安全救生性能基本满足美军标规定的２２种状态最低安全高度要求。低空复杂姿态下从飞行员启动弹射手柄到救生伞张满的时间不大于３秒。
着陆速度 救生伞在标准情况下（人／伞系统重量１００千克，大气压力１０１３２５帕），着陆速度不大于６米／秒。
具有完善的防护高速气流吹袭能力在机动飞行和负过载飞行条件下，能为飞行员提供安全可靠的约束。可分别携带海上、沙漠、寒区、热带和亚热带丛林救生物品，满足不同地区的使用要求。
高性能座椅 乘座舒适，操纵简单，具有良好的后视界。
可靠性 在９０％置信度下达到０．９８。
维修性 平均修复时间不超过０．８５小时，最大修复时间不超过２．５小时（维修度为９５％时）。
其它改进 为满足用户的特殊要求，ＴＹ５Ｂ座椅还进行了多项重大改进。增加了飞行员的适用范围，能满足飞行员裸重５４．５－９１千克的要求。座椅椅盆的调节为：中位至上位６２毫米（沿铅垂线方向），中位至下位８０毫米（沿铅垂线方向）。救生伞采用了压力封包技术。对飞行员的背带系统进行了改进，提高了舒适性等。
ＴＹ５Ｂ座椅从２００２年开始正式研制以来，先后完成了各项设计，并成功地通过了各项试验。
◆结束语
微爆索穿盖弹射救生系统是第三代战机广泛采用的先进技术之一，在国外已成功挽救了无数飞行员的宝贵生命。它也将被广泛运用于第四代战斗机（如美国的Ｆ－３５）的穿盖弹射救生系统上。
目前仅有少数西方先进航空大国能够掌握微爆索穿盖弹射救生技术。成都飞机设计所在２０世纪九十年代与航天部门合作开始研发该项技术，是我国唯一掌握该项技术的飞机设计研究所，已成功地将该项技术运用在该所设计研制的＂枭龙＂等多个飞机型号上。我们相信随着微爆索穿盖弹射救生技术的发展，将极大地提升飞机的战斗力，使弹射救生系统真正成为飞行员的＂生命之舟＂。
－Ｅｎｄ－
博文
没有评论:
发表评论