龙翼天翔
张文宇
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。
前机身 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。
进气道 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。
座舱 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。
边条 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。
主翼 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。
翼刀 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。
襟副翼 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。
后机身 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。
平尾 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。（未完待续）
