气动布局 鸭式布局，简言之就是用主翼前方的鸭翼代替了后方的水平尾翼，这样做避免了正常布局的飞机在大迎角飞行时，水平尾翼舵面效率明显下降情况的出现。近距耦合是指鸭翼与主翼距离较小的鸭式布局，这种布局可以利用鸭翼前缘的脱体涡在主翼上翼面形成的有利干扰，产生涡升力，从而提高飞行性能，特别是大迎角飞行时的机动性能。同时，鸭式布局的飞机一般都采用大后掠角三角翼，普遍具有翼载低、阻力小的特点。由于这种布局在一定程度上兼顾了机动性能和超音速飞行性能，广为新一代战斗机所采用，尤其是EF-2000欧洲战斗机。如前文所述，“猛龙”采用这种气动布局更多缘自我国对鸭式布局的青睐和不懈研究，这让中国航空工业再一次抓住了先进气动布局发展的脉搏。“猛龙”采用鸭式布局也标志着国产战斗机彻底跳出了强调高空高速性能的有尾三角翼时代。
此外，“猛龙”还在国产战斗机中首次实际运用了机腹进气方式。这种进气方式在F-16上取得了极大的成功，可以满足飞机在大迎角飞行、高速转弯等极端状态上的进气要求。这样一来，“猛龙”战斗机的气动布局就具备了第三代和三代半战机的典型特性，使得其飞行性能可以媲美任何一种第三代战斗机。
前机身 图片资料显示，“猛龙”的前机身截面更接近于圆形，这显然是为了配合雷达罩截面。就前机身对气流进行整流压缩的效果看，这种设计确实不如F-16那种近似横椭圆截面的前机身。但是后者在大迎角时会提供一个上仰力矩，对F-16这种正常式布局飞机而言，由于平尾离重心较远，配平能力较强，问题还不大；对于静不稳定的近距耦合鸭式布局飞机而言，大迎角时鸭翼的配平负担已经相当大，再加上一个上仰力矩，无疑又挑上了一副重担。在推力矢量控制（TVC）技术出现以前，解决方法无非是加大鸭翼面积、使用升降副翼，但都会付出升力性能损失的代价。
所以，采用近距耦合鸭式布局腹部进气的战机中，只有“狮”沿用F-16的前机身设计，但其鸭翼面积相当大，可以预料其对机翼的下洗也将加大，造成机翼升力损失。米格1.44验证机前机身设计类似于“狮”，但已经确定采用推力矢量技术，可以大大减轻鸭翼的配平负担。而EF-2000则和“猛龙”一样采用了圆形截面前机身。笔者认为，“猛龙”采用圆形截面前机身设计，比套用F-16的设计更能够适合自身特点，至少在引入TVC技术之前是这样。
进气道 “猛龙”采用了矩形进气道，与F-16和“狮”的椭圆型进气道完全不同。如前所述，由于前机身设计与“狮”并不相同，进气道设计当然也不能*照搬。另外，“猛龙”的进气口上唇口明显向前延伸，形成一块面积较大的延伸板。这块延伸板不仅起到了隔离附面层的作用，而且弥补了圆形前机身整流压缩效率不高的缺点。这种设计在EF-2000上同样可见，但是这样的设计付出的是重量代价。为了获得优良的超音速飞行性能，“猛龙”估计采用了可调式进气道。
座舱罩 “猛龙”是第一种从一开始就采用整体式前风挡的国产战斗机。对于座舱罩的外形，某些分析指出，“猛龙”战斗机座舱罩顶部的曲线接近于直线，“接近直线的设计会让飞行员坐得更矮一点，如同苏联米格-29战机一样，由于飞行员坐得太矮，所以西方飞行员试飞后的评价是：虽然有气泡状的形状，但真正的视角范围仍然远不如预期中那么好。”同时也指出：“这并不是说米格-29或‘猛龙’的设计者头脑有问题，故意让飞行员坐那么矮，而是外凸的座舱罩对于气动力学或是结构力学都有不利影响。外凸的曲线会让座舱罩更深入机身上方的流场，对于机身后段产生不小的影响。座舱罩越外凸也意味着它将承受更大的空气压力。”因此，这样的设计更可以看作一种折衷的做法。
鸭翼 由照片可见，“猛龙”的鸭翼采用切尖三角翼。这种机翼升力特性较差，必然会增大鸭翼配平阻力；但另一方面，这种大后掠机翼的失速性能较好，失速迎角较大。为了保证飞机的大迎角控制能力，选择这种机翼也在情理之中。
另外，与“阵风”和JAS39类似，“猛龙”的鸭翼后缘止于接近主翼前缘位置。而同为鸭式布局的“台风”和“狮”则分别走了两个极端，一个将鸭翼和主翼的距离拉得很开，另一个的鸭翼和主翼有很大一块重叠面积。决定两者之间的合理位置既要考虑配平方面的要求，又要权衡鸭翼在大迎角飞行时对主翼的有利干扰，以及鸭翼所产生增升效果的轻重（在鸭式布局中，增强一方就意味着削弱另一方），最终的拍板定案往往需要无数的理论计算和试验调试，相信会得到一个最优化的结果。
机翼 “猛龙”战斗机的主翼是具有较大后掠角的小展弦比三角翼。这种机翼具有零升阻力系数小、失速特性好、从亚音速到超音速时焦点移动量小的优点。较大的机翼面积也使飞机获得了较小的翼载，从而提高了机动性能；另一方面为安装更大的机翼油箱提供了方便。缺点是诱导阻力较大、升力线斜率低。通过与鸭式布局和大推力发动机的配合，这些固有缺点在“猛龙”上得到了很大改善。机翼的内侧前缘为固定前缘，外侧前缘装有机动襟翼，机翼后缘装有升降副翼，从中间分为左右两块。
垂直尾翼 作为鸭式布局战斗机的特征，巨大的垂直尾翼也出现在了“猛龙”战斗机的身上。“猛龙”的垂直尾翼又高又大，高是为了保证在大迎角飞行时，垂直尾翼仍能保持对方向的控制能力；大是为了保证飞机在超音速飞行是的方向稳定性。不仅如此，“猛龙”的尾部还安装了两块大面积腹鳍，显然设计师在方向稳定性方面留有充分的余地。垂尾根部有一个笔状的容器，减速伞就安装在其中。伞具由长期研制生产减速伞、降落伞、炸弹伞的宏伟机械厂负责研制，是类似苏-27的十字形结构。在此上方，则是常见的方向舵。
起落架 “猛龙”运用了目前飞机普遍采用的前三点式起落架，前起落架为双轮，在进气道下方，向后收起。这样做的好处是：万一起落架破损，异物不易被发动机吸入。一般腹部进气的战斗机都采用这样的起落架布置方式，但是这样也使起落架所能承受的强度降低，这可能也是大多数舰载机都采用两侧或肋下进气方式的原因吧！
主起落架为单轮，收起方向向前，但收起的方式比较复杂。由于后起落架的放置位置在机身中部，利用了进气道的内部空间，起落架张开时向外呈一定角度，呈外八字形，因此收起动作既要向前，还要向内。这使得起落架的动作装置相对复杂，但节约了翼下宝贵的空间，使“猛龙”具备了增加更多翼下挂架的潜力。类似的设计在F-16和“狮”上都可以见到。
减速板 “猛龙”战斗机共有四块减速板，机身后部、机翼根部上下各两块。上面的两块分居垂尾根部下方的两侧机身，外形为矩形；下面的两块处在紧*机翼的机身两侧，近似正方形，面积较上方的两块略大。
动力装置 之前已经提到，“猛龙”的动力系统采用了一个复杂的方案，为其项目发展带来了不少隐患，好在俄罗斯的及时介入挽救了该机。否则，很难想象无法解决动力问题的“猛龙”还能够走多远。
留利卡·土星公司提供的AL-31FN型涡扇发动机从AL-31F改进而来，为了适应单发战斗机而做了相应改动。根据《简氏防务周刊》的报道，改进包括将附件传动箱移到发动机下方，简化发动机附件以及拆除内外涵流道的分离隔板。从而发动机长度从4.99米减小到4.95米，重量从1570公斤减小到1547公斤，发动机的推力没有改变，耗油率略有增加，从0.683公斤/牛·小时增加到0.699公斤/牛·小时。总体来说，AL-31FN秉承了AL-31系列发动机的优良特性，工作泼辣、加速伶俐、喘振余度高。除了暂时填补了“猛龙”战斗机的发动机空缺外，也为其飞行性能提供了基本的保证。由于AL-31FN的改进主要致力于适应单发战斗机的要求上，其性能水平并没有得到有效改善，仍然停留在80年代初期水平，显然无法适应“猛龙”战斗机长期发展的需要。
前文已经介绍过，AL-31FN只是暂时的替代品，真正与“猛龙”配套的动力装置另有其他型号。根据公开资料，上世纪80年代初期，我国获得了一批CFM56-3型涡扇发动机。CFM56-3是一种广泛用于各类喷气式客机及其改型的大涵道比涡扇发动机，采用了与美国军用涡扇发动机F101相同的核心机（燃气发生器，即发动机上产生高温高压燃气的核心部件），著名的F110系列军用涡扇发动机也是在这一核心机的基础上结合F404发动机风扇和喷管等技术研制成功的。由于F110发动机技术水平先进，推力量级也接近“猛龙”的需要，当时的航空工业部门很可能希望以上述核心机为基础，瞄准F110型涡扇发动机为“猛龙”研制一款性能相近的发动机。根据国内公开报道，在某引进核心机基础上研制的新型涡扇发动机具有较高的技术水平，其最大推力达到13200千牛，推重比为7.5，涡轮前温度为1747K，主要性能指标全面超过AL-31F发动机，总体性能水平与美军1991年投入使用的F110-GE-129IPE型发动机基本持平，可以装备“猛龙”和某引进型号的国产化改型。
[此贴子已经被作者于2006-12-12 4:55:54编辑过]
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Post By：2006-12-12 04:53:52 [只看该作者]
