（上圖為殲7MF的座艙航電儀錶實圖，下圖則為各部功能示意圖）
小引：在比較中巴合作FC-1 VS 殲7MF之前，介紹其航空電子系統，雖比較艱澀難懂，但航電一直是俄中戰機不如美歐之處，所以不妨一讀。
＜”梟龍”飛機的航空電子系統＞
航空電子系統在幾十年 的發展中，系統結構不斷演變，經歷了一個從分立式、混合式、聯合式到高度綜合化的發展過程。隨著電腦技術、數位通信技術和網路技術的發展，航空電子設備的性能日趨完善，已成為現代軍用飛機提高作戰效能的重要手段。近些年的幾場高技術條件下的局部戰爭表明，航空電子系統在發揮飛機的綜合作戰效能中起著決定性的作用。換言之，沒有先進的航空電子系統，就沒有先進的飛機。
現代先進航空電子系統是一個集控制、感測器、顯示、通信和網路技術於一身的高度資訊綜合的電腦網路系統。其功能不僅涵蓋了傳統的航電儀錶系統和火控系統，還通過網路將機上各感測器和電子設備有機地綜合在一起，實現資源分享，資料融合甚至資訊融合，並為飛行員提供良好的人機界面。
綜合化是航空電子發展的靈魂和核心。”梟龍”飛機的航空電子系統在目前第三代聯合式航空電子系統的基礎上，實現了更高水準的綜合，即將整個航空電子系統當作飛機任務系統進行了整體的優化設計，不僅具有模組化、系統容錯和動態重構、支援多感測器綜合和資訊融合等突出的技術特徵，在成本上也滿足了 ”買得起”這一重要的技術指標。
系統的功能及組成
為滿足”梟龍”飛機的作戰及任務要求，其先進綜合化的航空電子和武器系統須具有自主導航，對空、對地、對海攻擊，目標搜索與識別，通信與進場著陸，外掛物管理，任務計畫與參數記錄，綜合電子戰，綜合顯示與控制，資料傳輸等多種功能；能幫助飛行員順利執行各種戰術動作，為飛機提供良好的使用特性和方便的維修能力；可掛載包括精確制導武器在內的多種武器，具有發射中距彈，實現超視距攻擊的能力。此外還可以根據用戶的不同要求，選配不同的航空電子系統組合方案。
”梟龍”飛機的航空電子系統採用集中分散式結構，大多數設備通過1553B匯流排連接起來，實現資訊和資源分享，根據任務和功能需求，將整個航空電子系統劃分為武器與任務管理、雷達、慣導、電子戰、通信導航與識別、機電管理、外掛物管理、大氣資料以及飛控等幾個子系統。
武器與任務管理子系統是航電系統的核心，負責與飛行員介面、控制系統模式狀態、戰鬥管理、任務保障管理等多種功能，它包含兩台互為備份的武器任務管理電腦，以及”一平三下”四個顯示器，資料傳輸卡，視頻記錄儀，航空電子啟動板等設備，正前方控制板為飛行員提供友好的作介面。
多模式的機載脈衝多普勒雷達和內嵌GPS的鐳射陀螺慣性導航系統是”梟龍”飛機的重要感測器，保證了對目標的精確打擊。
電子戰子系統包括含暫態測頻分析的雷達告警接收機，以及手動和自動控制的箔條/紅外彈投放系統。通信導航與識別子系統包括兩部互為備份的抗干擾超短波電臺，其中一部電臺還兼有資料鏈的功能，另外還包含無線電高度表、儀錶著陸設備以及敵我識別詢問機和應答機。機電管理系統包括機電管理電腦和飛行參數記錄儀，它提供航電系統與飛機其他系統之間的介面，並記錄飛機飛行參數。大氣資料系統包括了大氣資料解算器、攻角解算器和左/右L形壓力感測器。
駕駛艙顯示與控制
駕駛艙顯示系統作為與飛行員資訊交換的直接媒介，在”梟龍”航空電子系統的設計之初，飛行員就參與了顯示系統及飛行員動作程式的設計及評價，以使整個航電系統更能滿足飛行員的要求。
”梟龍”飛機採用了雙手握杆操縱（HOTAS）設計，它使飛行員的雙手不離開油門杆和駕駛杆仍能控制主要的感測器、武器和顯示器，同時在空戰格鬥中使油門杆和駕駛杆在飛行員所希望的位置，減輕了飛行員的動作負擔。
系統任務電腦完成航電系統主模式的邏輯處理以及人機界面介面的功能控制，自動地使相關的子系統處於最佳的工作狀態，在不同的任務階段，包括滑行、起飛、巡航、攔截、格鬥、返場以及著陸等，使顯示系統按需分配顯示器資源，顯示相關的資訊。
”梟龍”飛機的駕駛艙裝有3台12.5釐米×12.5釐米的有源矩陣液晶（AMLCD）多功能彩色顯示器，解析度為600×600，亮度和對比度可手動調節也可自動調節，每個顯示器有可重定義功能的周邊鍵用於模式控制和參數設置。通常情況下，左邊顯示器顯示武器作戰狀態/資料，中間顯示器顯示雷達資料，右邊顯示器顯示戰術資訊，但顯示器之間均可全功能相互備份，包括平顯畫面。所有顯示器均可疊加外視頻，包括雷達、數位地圖、視頻攝像機以及吊艙、前視紅外（FLIR）等外掛物的視頻信號，所有顯示畫面均由系統管理電腦通過1553B匯流排進行控制。在應急情況下，其中一個顯示器還可作為電子飛行指示器，顯示最基本的飛行參數。
”梟龍”還配裝有一台智能式平顯，總視場達24度，可疊加FLIR視頻信號，為飛行員提供飛行、導航、起飛、著陸等資訊顯示以及目標的瞄準、射擊等。在平顯前面裝有正前方控制板（UFCP），為飛行員提供基本的資訊顯示，以及導航和通信等控制輸入介面。平顯上部裝有一台視頻攝像機，以記錄平顯畫面和外視景。
”梟龍”駕駛艙具有夜視相容的能力，與夜視鏡（NVG）配合，提高了飛機在微光或夜間條件下的生存與作戰效能。頭盔瞄準系統和頭盔顯示系統是其選裝系統。
感測器與目標探測
”梟龍”飛機配裝天線口徑600毫米的多功能脈衝多普勒雷達，具有中距空中攔射、近距空戰格鬥、對地對海攻擊、輔助導航等功能，以及上視和地雜波環境下的下視及下射能力。為了提供最佳的探測和跟蹤性能，該雷達可在高、中、低重複頻率多種波形下工作，可完成自適應的脈衝壓縮和自動波形管理。空-空TWS模式下可同時跟蹤10個目標，並可同時制導兩枚超視距（BVR）導彈攻擊其中2個目標。敵我識別器與雷達交聯，辨別目標敵我屬性。該雷達採用模組化設計，可換性和可維護性好，並具有良好的電子對抗能力。
機上安裝的環形鐳射陀螺慣性導航系統（INS）為雷達及其他航電系統提供高精度的載機飛行向量資料，並提供導航支援。著陸支援設備為進場提供飛行指引。
分散式的大氣資料系統（DADS）的採用將原來分離的壓力感測器部分與測量解算融為一體，以電信號輸出取代了傳統的傳輸氣壓信號的壓力管路，提高了信號精度，並使系統的可靠性得到大幅度的提高。
由雷達告警接收機（RWR）和導彈逼近告警（MAW）組成的電子戰系統，配合箔條紅外投放裝置（CFD）以及電子戰吊艙，為”梟龍”飛機提供了較強的目標探測和自保護能力。
前視紅外以及紅外搜索與跟蹤（IRST）系統屬選裝設備，可在不暴露自身的情況下發現目標。
嵌入式電腦與匯流排網路系統
第三代戰鬥機綜合化航空電子系統的主要結構是，基於微處理器和嵌入式電腦的各子系統設備之間通過匯流排通信網路連接。”梟龍”航電系統主要通過1553B匯流排連接各子系統和設備，其中武器任務管理電腦（WMMC）作為”梟龍”航電系統控制和管理的核心，採用PPC處理器，通過運行系統作戰飛行套裝軟體（OFP）程式，完成整個航電系統的任務管理與操縱控制，以及火控解算、外掛管理、資訊綜合、顯示控制、語音告警、資料傳輸等任務。
為了提高系統可靠性，”梟龍”飛機配裝了兩台互為備份的武器任務管理電腦和兩條雙餘度的1553B匯流排。武器任務管理電腦作為這兩條匯流排的匯流排控制器（BC），負責並管理匯流排的即時通信任務，控制各子系統的模式和工作狀態，接收飛行員的指令資訊，相關設備的資料及狀態資訊，進行資訊綜合，實現系統的有機協調及集中控制。
通信與戰術資料鏈
”梟龍”飛機配裝了兩部V/UHF頻段的機載抗干擾通信電臺，用於對地和對空的指揮與話音通信。除正常的調頻、調幅和保密通信模式外，兩部電臺都具有先進的跳頻和跳擴頻抗干擾通信功能，一部電臺還具有超短波戰術資料傳輸鏈處理功能。為保障飛行員與地面指揮之間的通信聯絡，兩部電臺的話音通信功能互為備份。另外，當航電系統崩潰或電臺的匯流排通信中斷以後，也能通過電臺控制盒對電臺進行控制。
外掛管理及武器系統
”梟龍”飛機所有的掛點既可掛裝符合MIL-STD-1760標準的武器，也可掛裝東/西方國家非標準武器。外掛管理系統的標準武器介面單元（SAIU）用於監視武器外掛狀態、執行飛行員對武器的動作，監控投射條件並輸出投射指令，監控武器投射方案，應急投放處理等。繼電器介面盒（RIB）根據SAIU的各種控制命令，輸送每個掛點外掛物所需的強電激勵信號。
”梟龍”飛機完善的航電及武器系統，以及靈活的外掛配置方案，為打擊不同的空/地/海目標提供了有力的保障。
面向物件與結構化設計方法
”梟龍”飛機綜合化的航空電子系統是由基於一個龐大而複雜的集中分散式電腦網路系統和預定義功能的設備組成。為此，”梟龍”飛機的航空電子系統設計中採用了面向物件的結構化設計方法，以”自頂向下”的設計概念進行系統總體設計，將複雜的問題逐步簡單化。系統的設計從頂層開始，將整個航空電子系統當作飛機的一個功能模組來考慮。以結構化的設計方法給出整個航空電子系統的一般定義。頂層模組分解成若干個子模組，遵循資訊隱藏和解偶的原則，將每個子模組又按層次被分解成更小的子模組，直到最低層。同層次的模組之間在功能定義無交*，對相鄰的上下層之間的模組，上一層模組定義下層模組的功能，而下層模組完成更詳細的功能定義，由此將一個複雜的航空電子系統功能逐步分層、分解、簡單化，直至底層功能描述。相應地，面向選裝的設備歸納出航電系統要求並確定設備的規範，進而優化可選擇的設備，生成一個最佳綜合效能的航空電子系統，同時也保證了航電設備對飛機平臺資源較低的佔用率以及較高的性價比。
為保證”梟龍”飛機的航空電子系統在滿足飛機的戰術技術指標要求的同時，具有較低的設計成本，使用戶買得起，用得起，系統在設計過程中，廣泛採用了數位化的設計以及驗證手段，使那些需在綜合和試飛過程中才會暴露的問題在設計階段就顯現出來,並加以解決，從而提高了工作效率，縮短了工作週期，降低了研製成本。
http://www.zgjunshi.com/power/Article_Show.asp?ArticleID=3470
2010年範保羅航展 巴展示梟龍機載制導武器 全部爲中國制造
SD-10A中距空空導彈
翼尖加挂近距格鬥導彈
中國産C-802A空射反艦導彈
中國軍工正在與6個國家談判出售梟龍戰鬥機
東方網2010年7月20日消息：Arabianaerospace網站19日報道，梟龍戰機由中巴聯合研制，2009年巴基斯坦接收到了首批由中國制造的戰機。去年，巴基斯坦航空聯合體開始在本國組裝該戰機，其還將于2012年開始爲該型戰機配備西方航空電子設備、雷達和其他系統。
報道稱，巴基斯坦兩架飛機參加了範保羅航展。“梟龍”有望在航展期間展出，但只進行靜態展出。
巴基斯坦和中國都希望出口此戰機，宣傳稱梟龍戰機是替換老化的F-5和F-16的低成本替代機。巴基斯坦到年底估計有28架JF-17梟龍戰機服役，計劃最終爲其空軍配備250架。
目前，負責向全球推銷中國制造的軍用航空産品的中國航空技術進出口總公司正在與6個潛在客戶談判，而巴基斯坦政府也在與其他國家進行初步討論。
一名業內人士稱，中國計劃在全球軍用航空市場上發揮重要作用，而其希望將對外出口“梟龍”戰機作爲該計劃的一部分，而巴基斯坦則希望借助對外出口戰機來降低本中組裝戰機的單位成本。
這名業內人士說：“他們已經進行了一段時間的談判，相關談判會在範保羅航展上會繼續進行，這是他們展示其飛機能力的大好機會。”
這名業內人士還補充稱，中國已與包括剛果、尼日利亞、菲律賓、斯裏蘭卡、蘇丹和委內瑞拉在內的國家進行了對話，巴基斯坦官方也與埃及和土耳其進行了討論。”
據稱，對于承諾采購“大量飛機”的客戶，中國或可協助其建立當地組裝廠。這中國在“梟龍”戰機項目上給巴基斯坦的待遇以及數年前中國向埃及出售“洪都”K-8訓練和輕型攻擊機和方式相同。
不過，報道指出，中國或許會在發動機方面遭遇困難，因爲俄羅斯不希望中國對外出售RD-93發動機。中國貴州航空集團過去十年一直在爲該戰機研究WS-13泰山發動機，據報道3月已用新發動機進行了試飛。但尚不清楚該公司是否已准備大批量生産此發動機。(編譯：春風)
梟龍銷售前景：
潛在客戶國家已派飛行員在中國體驗梟龍戰機
中國軍工正在與6個國家談判出售梟龍戰鬥機(圖)
巴空軍稱非洲與中東國家有意采購JF17梟龍戰機
俄媒稱梟龍配RD93發動機威脅米格29市場(圖)
巴基斯坦稱未來十年將大量生産梟龍並對外出口
梟龍技術特點：
梟龍采用系列先進關鍵技術 航電系統世界領先
我國梟龍戰機航電系統達世界三代機先進水平
梟龍戰機完成設計鑒定 實現從産品到商品跨越
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中巴JF-17梟龍戰機座艙先進程度令人驚歎(圖) 2008-11-03 東方網
中国枭龙战机座舱 摄影:寒风 未经许可不得转载
中国枭龙战机座舱 摄影:寒风 未经许可不得转载
中国枭龙战机用雷达 摄影:寒风 未经许可不得转载
枭龙战机宣传画
新浪軍事－東方軍事珠海航展聯合報道 此次珠海航展，中國公司展出了一部梟龍專用模擬訓練座艙系統。從內部細節上看，這部系統顯然說明了梟龍的先進性究竟有多強！此外這次展會還首次展示了梟龍雷達部分的細節結構。
座艙主要可以分爲觀測，操控，維生幾個組成部分。在觀測部分上，你如果放眼望去首先叫你吃驚不已的就是擺在正中的左右側的3塊碩大的彩色液晶顯示屏幕。以及駕駛艙前段頂部的寬屏平面周視顯示器。從這一點來看可以說明梟龍座艙已經全部爲國際軍用戰機流行的“玻璃化”因此它顯得更加簡潔明快。
從美國最新的F16以及F18改進型內部座艙結構來看，中國巴基斯坦聯合研制的梟龍戰鬥機，已經具有了他們這些同類産品的先進水平，這對于中國戰鬥機來說可以說是一個設計與制造上的質的飛躍。
對于梟龍戰機來說，我們其實已經並不陌生了，但是很有能夠有機會在如此近距離上，直接徹底觀察梟龍座艙全貌。如果對比起來看，SU27座艙內在駕駛員操控左右臺上，依舊有大批“螺型”旋鈕這些設計可以說體現了SU27系統的一個設計年代的弊端，而梟龍戰鬥機左右操控臺卻十分注意人性化和合理化設計，大批使用和應用了蝶型旋鈕以及簡便開啓裝置，這可以在作戰中極大減少飛行員不必要的精力消耗。而同時這也是歐美目前最新戰機內部設計流行的發展趨勢。
從目前各國設計戰鬥機能力來看，采用這種品字形三大屏幕配置的戰鬥機目前還是十分少見。可以說只有美軍第四代著名的F22戰鬥機具有這樣的三座超大顯示屏幕。而F16各型號以及最新的F18均沒有采用三大液晶屏幕。通常是一大兩小的晶體型設計結構。
梟龍的平顯系統，從內側外觀來看，顯然一排排英文字母曆曆在目，這也說明它的設計也是中國采用了國際化流行設計，以及借鑒了大批歐美成功設計制造而成的。曾有報道說中國通過巴基斯坦提升了自己的戰鬥機座艙平面顯示系統的設計能力。
此外此次展會上，首次將梟龍整體雷達系統的真實版推到了大家眼前，這套雷達系統無論從設計還是制造都顯得十分精致。從外觀來看它既具有了俄羅斯設計風格，也擁有中國獨特創造的特點。擁有這套雷達系統，更加使得梟龍戰鬥機具有更好的空戰作戰與遠程作戰能力。（寒風 珠海報道）
http://mil.news.sina.com.cn/p/2008-11-03/0254527983.html
淺析FC-1梟龍戰機氣動布局及其演變過程(組圖) 2008-04-07現代兵器
巴基斯坦空军已经接收6架FC-1/JF-17战斗机
FC-1第01架原型机首飞时安装了颇受争议的翼刀
超七轻型战机模型
在經過了漫長的期盼與等待之後，飽經謠傳和跳票折磨的國內航空迷們終于等來了FC-1“梟龍”04架的首飛。中國新聞網報道的“中國航空工業第一集團公司自行研制、具有完全自主知識産權的“梟龍”全狀態飛機零四架，二十八日在成都進行首次飛行並獲得圓滿成功。“在國內各大門戶網站和軍事論壇被廣爲引用。04架飛機采用先進無附面層隔道進氣道和尖拱型哥特式邊條的氣動布局改進雖然早在去年就已經在曆次展出的04架模型上被外界所觀察到，但是最終出現的實機仍然令我們爲它體現出的空氣動力學的進步而激動不已。FC-1的整個研制計劃曆時20年，其中的步步演進十分耐人尋味，筆者在此希望通過有限的圖文報道和學術資料對FC-1飛機的氣動布局和它的演變過程作一個分析。
從佩刀II到超7
“梟龍”飛機起源于80年代中期巴基斯坦與我國聯合研制的殲-7CP/佩刀II項目。當時印度裝備了當時先進的米格-29和幻影2000型戰鬥機，這兩型飛機不但飛行性能優秀，而且還擁有巴基斯坦所裝備的少量F-16A/B所不具備的超視距空戰能力。巴方在使用F-16的實踐經驗中已經體會到了高技術先進裝備所帶來的強大戰鬥力，對于印度擁有自己所不具備的能力更有如芒在背之感。在這個形勢下巴基斯坦求助于有著深厚傳統友誼的中國，但是我國當時尚沒有能力研制具有實用超視距空戰能力的先進戰鬥機，于是利用當時較好的國際環境下提出由我國成都飛機工業集團公司與美國航空企業合作研制，合作對象就選擇了參與“和平典範”項目的格魯曼公司。
在計劃的最初階段，聯合研制的雙方試圖簡單的在原成飛殲-7M飛機的基礎上通過將前機身改爲兩側進氣，保證頭錐空間容納大尺寸的雷達天線和其它遠較殲-7M複雜的航電設備，這就是佩刀II方案，國內稱爲殲-7CP。這樣改進基本保留了原殲-7M的氣動性能，由于阻力增大，重量增加和進氣道的修改，飛行性能將比殲-7M有一定程度的下降。如果和印度裝備的米格-29和幻影2000相比，殲-7CP的飛行性能顯然過于糟糕，巴基斯坦空軍認爲這個方案不能滿足需要。1988年初，巴基斯坦正式以發展費用(3億美元)過高爲由拒絕了佩刀II方案。
巴基斯坦雖然拒絕了佩刀II方案，但是她的新式輕型戰鬥機仍然只能著落在成飛公司與格魯曼聯合研制上，1988年10月21日中國航空技術進出口公司與美國格魯曼公司簽訂協議聯合研制超-7戰鬥機。爲了滿足巴基斯坦空軍的要求，達到取代F-5，米格-21和我國出口的殲-7的目的，超-7在殲-7CP的基礎上進行了較大的改動，主要是前機身、後機身和機翼都經過了重新設計。爲了改善飛行員視野，容納雷達火控設備，超-7的前機身比殲-7M長1.07米，座艙蓋設計成較高的水泡形，座艙蓋後的一段背鰭被加大以容納更多的燃油。爲了改善飛機的大迎角飛行性能，格魯曼提出了將兩側進氣道內傾10度，從美國《航空周刊》當時發表的簡單的線條圖看，當時的超-7方案已經是後來在FC-1前兩架原型機上看到的單級固定壓縮斜板超音速進氣道，但是前機身橫截面是圓的。當時已經決定在超-7上采用挂裝在前機身下方的23-3型雙管23毫米航炮，這種布置跟殲-8II飛機相同。當時的超-7方案雖然也試圖改進機翼設計來提高機動性，但是還遠沒有脫離殲-7的模式，僅僅是把翼展加大到7.93米，減小了前緣後掠角，機翼面積增大1.76平方米。爲了在沒有大幅改動機翼的基礎上提高飛機的格鬥能力，格魯曼打算在機翼外段設計一段大約有1/3半展長的前緣縫翼，把後緣襟翼改爲機動襟翼。前緣縫翼可以使下表面的高壓氣流通過縫隙加速流向上表面爲附面層補充能量推遲分離的發生，在分離發生後也發展得比較緩慢，所以失速後升力不會迅速下降而是緩慢變化甚至稍有增加。超-7把前緣縫翼設置在外翼段目的主要是改善大後掠三角翼比較容易出現的翼尖失速問題，在迎角較大機翼上表面發生分離的時候，內側分離比外側嚴重，而且分離發生位置比較靠前，結果是提供一個低頭的恢複力矩改善了安全性。超-7仍然保留了殲-7機翼上的翼刀，外段前緣縫翼和翼刀配合使用可以推遲外側分離和促使內側提前分離，在大迎角俯仰力矩上表現更好。采用後緣機動襟翼可以改變翼型彎度，提高升力減小誘導阻力，但是采用機動襟翼引起力矩變化可能會帶來配平阻力的損失，所以也有些戰鬥機舍棄了這種設計。超-7方案的後機身氣動方面基本上沒什麽變化，但是爲了適應可能更換的發動機，去掉了噴管引射罩，采用外露的收擴噴管設計，這種設計較好的兼顧高速推力性能和低速底部阻力，爲大多數現代戰鬥機所采用。爲了兼容西方標准的著陸應急攔阻鈎，對腹鰭作了一些修改。這個超-7方案相對原殲-7CP方案性能有一定的提高，但是大後掠三角翼誘導阻力大的基本缺陷仍然沒有消除，不利于提高飛機的持續機動能力，而巴基斯坦裝備的F-16戰鬥機在設計中受能量-機動理論影響很深，有非常強的持續機動能力，而且僅依靠外段縫翼獲得的大迎角性能提高也無法與有大邊條的F-16、米格-29或者有進氣道側面渦流發生器和全翼展兩段式前緣縫翼的幻影2000飛機相比。
針對這個超-7方案的缺陷，在1988年下半年到1989年的大約一年時間裏，超-7的氣動布局發生了根本性的改動。新的超-7方案徹底揚棄了源自米格-21家族的大後掠三角翼，采用了被第三代戰鬥機廣泛使用的帶邊條中等後掠切尖三角翼氣動布局。這個時期的超-7有較多的模型照片流傳，但是准確反映超-7機翼設計的資料卻很少。從筆者所見到的有限幾張模型照片看，大約40度前緣後掠角的大根梢比切尖三角翼，翼梢帶有近距格鬥導彈挂梁，跟後來的FC-1飛機已經很像了，但是還沒有實現翼身融合，邊條是簡單的狹長大後掠三角形。邊條布局是一種混合流型的布局，一方面尖銳前緣的大後掠邊條很容易分離拉出脫體渦流産生渦升力，另一方面邊條渦爲機翼流動補充能量，避免機翼附面層過早分離，這種布局可以推遲機翼的失速，提高機翼升力，而且邊條渦控制機翼分離可以推遲抖振的發生，減弱抖振強度，可以明顯提高飛機可用的迎角。但是邊條布局對布局設計的要求很高，美國在研究YF-16和YF-17的時候曾經進行了大量的理論計算和風洞試驗。從邊條設計的一些基本原則來說細長三角形邊條並不是最好的設計，三角形邊條在邊條渦破裂後升力下降較快，所能達到的最大升力系數也不是最優的，但是三角形平面形狀增升效果也還可以，而且加工工藝方面無疑比複雜形狀的邊條簡單得多，比較符合我國當時的工藝能力。當時超-7方案的邊條形狀很細長，面積不大，邊條面積小當然增升效果也要差一些，但是細長邊條造成的氣動中心前移量比較少，對于保持飛機的靜安定性有利。當時我國尚不能自行研制生産電傳飛控系統，也沒有任何開發電傳飛控軟件的經驗，當然格魯曼公司也不想把這種先進技術教給中國，而且格魯曼公司自身設計帶邊條氣動布局的經驗也不豐富，采用細長邊條是當時比較合理的選擇。但是細長邊條除了增升作用較差以外，在大迎角下邊條渦破裂較早，破裂位置比較靠前，而且發生破裂後的破裂發展也比較快，在俯仰力矩上仰方面比較不利，而較寬的邊條破裂的發展比較緩慢。在當時的技術條件下，超-7基本上沒有利用先進飛控手段應付俯仰力矩非線性上仰的可能，這個上仰力矩的嚴重程度可能會對超-7的可用迎角造成限制，不過面積較小的邊條相應引起的上仰力矩也比較小。筆者所見的超-7模型照片上沒有表現出機翼上的控制面和增升裝置，不過不難猜想對于中等後掠角的切尖三角翼沒有必要再用結構比較複雜的前緣縫翼，而是會使用前緣機動襟翼，後緣則是副翼和機動襟翼。超-7的這個方案沒能實現翼身融合比較令人遺憾，不過也唯有如此才能保留殲-7的中機身結構設計。超-7的腹鰭在這個階段被改爲雙腹鰭，原因可能包括前機身側面投影面積增加造成垂尾的橫側安定作用不足，飛行迎角增加要求有不受遮蔽的橫側安定面或者是從原佩刀II攔阻鈎設計在腹鰭一側不利使用的角度考慮，不過從結果看雙腹鰭對飛機的大迎角性能肯定是有利的。
早期公开展出的超-7战机方案模型 到1989年由于衆所周知的原因中止與美方的合作爲止，超-7的氣動布局基本上不再有大的變化。總體來說這個方案體現出了一些第三代戰鬥機的特點，但是由于保留了大量的原殲-7的氣動和結構設計，特別是後機身的橫側安定面和操縱面基本上都沒有變，飛機的氣動性能仍然不是很理想，操縱能力是否足夠也是未知之數。按照這個方案設計的超-7如果配裝美國的航電和武器系統，作戰能力可能基本達到諾斯羅普公司的F-20飛機的水平，但是受到保留的翼下安裝起落架的限制，外挂能力不盡人意，對巴基斯坦來說這可能不算大問題，不過要取代其他國家裝備的F-5E/F飛機可能就會有影響。
浴火重生的梟龍
與美方的合作終止之後，超-7這型曾經令軍迷無比期待的出口型戰鬥機沈寂了下去，仿佛就此銷聲匿迹了。但是1995年的北京航展卻又讓大家格外驚喜，超-7不但沒有就此消失，反而在這幾年間徹底脫去舊胎獲得了重生！此時的超-7有了一個新的名字叫做FC-1，中國的第一款自行研制的出口型戰鬥機，一個創造曆史的型號。FC-1飛機在外觀上再也看不到米格-21留下的痕迹，翼身融合配上後邊條上的雙腹鰭和直軸平尾恍若一架縮小了的F-16。FC-1飛機的外形直到01架和03架原型機相繼試飛時爲止，沒有發生太大的變化。
前機身 重新設計之後的FC-1飛機前機身形狀進行了修形，從進氣道附面層隔道向前對原來曲面形狀的前機身切出一個順氣流方向的平面，直到機頭雷達罩末端爲止。這個設計可以在很多其他采用了平面激波系的兩側肋下進氣設計飛機上看到。兩側肋下進氣的進氣道是兩側進氣的一種改進，利用機身對進氣道的遮蔽減小當地迎角改善進氣道的大迎角性能，同時可以利用前機身對來流的預壓縮作用改善進氣道的超音速性能。對前機身側面切平以後，機身産生平面預壓縮激波，波後壓力分布比較簡單均勻，表現出二維流動的特征，能較好的適應FC-1飛機的二維進氣道，而且前體側面的平面外形跟平面的附面層分離板搭配在提供同樣隔道寬度時飛機迎風面積較小。關于這個設計是否出于隱身考慮，筆者以爲FC-1飛機仍然按照傳統的設計要求進行設計，低可探測性在它的設計目標中不占有重要的位置，在飛機其它部位都沒有爲隱身優化的情況下刻意爲隱身設計前機身傾斜平面意義並不大，當然客觀上仍然有減少側面雷達散射截面積(RCS)的作用。
進氣道 FC-1飛機的進氣道在布置上基本上延續了原超-7飛機的設計，外伸的附面層分離板同時起單級固定壓縮斜板的作用構成二維雙波系超音速進氣道。固定的雙波系進氣道也是比較常見的設計，F/A-18和F-20飛機就采用這樣的設計，不過這種進氣道在超過設計馬赫數之後總壓恢複明顯下降，如果設計大的壓縮角顯然會造成較大的型阻，所以高速性能也並不理想，而且這種進氣道重量比皮托管進氣道大，所以F-16在確定有足夠剩余推力後果斷采用了較輕的皮托管式進氣道。FC-1飛機設計馬赫數並不高，但是卻采用雙波系進氣道，估計主要原因還是零升阻力較高而同時飛機推重比不大，剩余推力有些不足。從FC-1的01號原型機到03號原型機，進氣道作了一點肉眼難以分辨的改動，固定壓縮斜板的壓縮角提高了2°，這個設計明顯是以提高超音速總壓恢複爲目的，爲此不惜減小了捕獲面積，犧牲了一點流量裕度，這也說明了FC-1飛機在高速剩余推力方面的不足。固定壓縮斜板上開有附面層吸除孔，在FC-1進氣道特寫的照片上可以看得很清晰，固定壓縮斜板的長度足以産生較厚的附面層，如果不作處理會降低進氣道的總壓恢複，産生畸變，並且容易發生分離，這套抽吸排放管路也是雙波系進氣道重量增大的原因。普通的機身兩側垂直壓縮斜板超音速進氣道受機身上洗影響，當地迎角比較大，大迎角總壓恢複較差，而且在有側滑情況下垂直壓縮斜板表面容易發生分離，這是比較明顯的弱點。FC-1飛機的內傾設計在大迎角性能和抗側滑能力上都有所改善，而機身底部又過渡比較平坦，避免了大迎角時機腹高壓産生的漩渦，對避免下唇口內側分離有利。
座艙 FC-1飛機從超-7方案開始就采用了全圓弧風擋，當時格魯曼公司建議采用F-20飛機的風擋，但是FC-1飛機的背鰭比較窄，後方視野較超-7有所改善，不過依然沒有取消掉背鰭。背鰭是結構上容納操縱拉杆，液壓管路之類設備的地方，采用背鰭付出一些重量、阻力和視野的代價可以簡化內部結構的設計，所以仍然很頑強地出現在很多新型戰鬥機的設計中。實際上FC-1飛機的氣泡式座艙蓋十分低矮，即使沒有後面的背鰭，飛行員的後向視野也不會太好，而且飛行員側面下方的視野也不太理想。視野不良對于飛行員的態勢感知能力有一定的負面影響，但是艙蓋低矮可以減少阻力，減輕重量，對于前面已經提到超音速剩余推力似乎比較緊張的FC-1來說，減少阻力要更重要一些。
邊條 從超-7到FC-1，邊條的變化比較明顯，原來的三角形狹長邊條被外凸的狹長邊條所取代，機身采用了翼身融合設計，後機身出現了較寬的後邊條。在邊條根部寬度變化不大的情況下改變邊條平面形狀少許增加了邊條的面積，這個改進增加了邊條渦的強度，推遲了機翼的失速，而且機翼達到最大升力系數後升力隨迎角的變化比較和緩，同時外凸形狀對飛機的橫側安定性有好處。但是增加的邊條面積比較靠前，修改之後氣動中心的前移和大迎角的上仰力矩都比較明顯，FC-1采用這樣的設計跟我國飛控系統的進步應該是有關系的。FC-1的邊條前端有一個鋸齒，這是邊條布局中比較少見的設計，俄羅斯米高揚設計局曾經有過類似邊條設計的輕型戰鬥機方案，在FC-1飛機上出現的這個設計不知與米高揚設計局和成都飛機設計研究所在這個項目上的合作是否有關。毫無疑問的，這個鋸齒可以明顯的提高邊條渦的強度和穩定性，但是它對俯仰力矩的影響目前還不得而知。此外，F-35前掠進氣道尖銳的上唇口外凸在渦的産生方面可能與鋸齒邊條類似。
主翼 FC-1的機翼是一個42°後掠角的大根梢比切尖三角翼。42°後掠角在邊條布局上的趨同現象是一個頗令人感興趣的話題。機翼後掠角在40°左右的時候邊條可以使機翼獲得最大的升力系數增量是一個早在70年代就被觀察到的現象，後掠角較小的機翼外段失速比較早，而後掠角較大的機翼自身存在大迎角前緣分離渦，邊條渦的影響就比較小。但是早年F-16選擇了40°後掠角的切尖三角翼，並且獲得了良好的效果，而蘇聯在同時期設計的蘇-27和米格-29飛機卻采用42°後掠角的後掠梯形機翼，有意思的是美國最先進的F-22戰鬥機也從YF-22驗證機的48°後掠角改成了42°後掠角，42°後掠角真的是利用渦升力最有利的後掠角嗎？或者這是因爲要求相近的單位重量剩余功率(SEP)優勢區域而從誘導阻力考慮的優化結果？筆者不敢妄自揣度，這個現象的原因還有待更詳細研究資料的出現。
1988年的超-7(右)方案与F-7M(左)比较
翼刀 01架原型機上出現的翼刀曾經讓很多軍迷感到驚訝，翼刀是一種阻止機翼上表面附面層向翼梢堆積，推遲翼尖分離的簡單氣動手段，在前蘇聯和我國的噴氣式戰鬥機上很常見，但是在三代機上基本上沒有這樣的設計。針對這個問題楊偉總師曾經向記者解釋這對翼刀是一個可以拆卸的保險手段，如果試飛順利的話可以拆除，後來果然03架原型機上沒有了翼刀，01架的翼刀也被拆掉。對于邊條布局的飛機，上表面翼刀具有與普通翼刀相同的推遲翼尖失速的功能，同時也可以減輕大迎角有側滑時的不對稱渦破裂現象，有利于飛機保持橫側安定性，但是翼刀同時也促使前緣渦提早破裂。這種我的提早破裂，一方面減小了升力系數和失速迎角，當然是不利的，但是同時也減弱了邊條布局的俯仰力矩上仰問題，根據楊偉總師的說法，這應該是設計這個翼刀的主要目的。此後的試飛應該是證明了飛機的大迎角縱向控制能力沒有問題，所以果斷取消了翼刀以獲得更大的升力。美國F/A-18E/F飛機的機翼前緣鋸齒設計從目的上講也是希望推遲翼尖失速改善飛機的操穩特性，不過鋸齒可以拖出一個渦系對升力和升力分布都有好處，這點要比翼刀好。但是美國人沒有料到鋸齒和前緣襟翼的相互作用會導致兩側機翼分離流動的不對稱造成急劇的掉翼尖現象，這個現象成爲F/A-18E/F飛機試飛過程中的主要問題，後來通過加裝折疊鉸鏈多孔整流罩才解決。
襟副翼 FC-1飛機的根梢比較大，翼梢的導彈挂架正好可以作爲防顫杆，但是在弦長和厚度都很小的翼梢布置挂架估計還是要付出一些重量代價。FC-1飛機在機翼上設有前緣機動襟翼，後緣襟翼和副翼，這種布置方式既是原超-7的延續，也是成都飛機設計研究所和成飛公司近年研制的機型上常見的。前緣機動襟翼在變彎度增升推遲失速和減小誘導阻力方面的效果不須贅述，在後緣布置襟翼和副翼也是相當普遍的設計。目前有一些先進戰鬥機如F-16和蘇-27采用了襟副翼設計，將襟翼與副翼連爲一體，這樣在起降時有更大面積的後緣增升裝置，做滾轉操縱時操縱面的控制力矩也較大，不過隨著飛控的進步，所有操縱面的控制均由飛控計算機統一調度，外側副翼也可下偏增加升力，而需要副翼操縱滾轉時，襟副翼內段産生的力矩較小，但是阻力增量卻較大，反不如足夠控制能力的獨立副翼，很多新的戰鬥機方案也采用獨立襟翼和副翼的設計。不過，筆者觀察這個時期的FC-1原型機試飛照片，外側副翼在起降時並不偏轉，而成都飛機設計研究所稍早研制的另一種戰鬥機在起降時卻可以看到外側副翼與內側襟翼偏角一致，可見FC-1的飛控軟件在這方面的功能尚未完全開發出來。在機翼後有貫通的後邊條是FC-1有別于原超-7的一個設計，後邊條設計在戰鬥機中首見于F-16，其作用一方面是相當于尾撐爲平尾提供足夠的力臂，另一方面後邊條在前部邊條渦的影響下可以産生一定的升力，這個升力在重心之後而且距離較遠有明顯的低頭作用。FC-1飛機不但采取了後邊條設計，而且後邊條較寬，顯然設計者希望FC-1飛機有足夠的大迎角恢複力矩。不難推測這個階段的FC-1設計已經較多地考慮了大迎角機動性，狹窄邊條的作用終究有限，這時已埋下了日後修改邊條設計的伏筆。
後機身 FC-1飛機雖然采用正常布局，後部安定面和操縱面布置都不出人意料，但是在後體設計上仍然出現了令人詫異的地方。通常來說，飛機的尾部爲了避免氣流出現分離産生過大的阻力，往往設法從較遠的位置開始收縮機身，這樣就不會有太大的收縮角，可以保持表面氣流的附著。但是FC-1飛機卻很特別的在尾部漸漸地增大機身直徑，直到平尾轉軸略靠前一些的位置才突然地收縮，應該說這麽大的收縮角在目前的其他戰鬥機上都很難見到，而且這一段收縮曲面跟後面平直的噴管之間的銜接也很突兀。這種急劇收縮的設計一方面容易分離，另一方面這段擴張流管即使不分離也會産生壓差阻力，超音速的時候轉折處可能會發生膨脹波，這些都是不利的地方，而且在同類戰鬥機如鷹獅、F-20上面也可以看到後體的收縮並不設計成那麽劇烈。成都飛機設計研究所的設計人員當然不可能忽略這個細節，要知道一架飛機的後體阻力可以占整機阻力的30-50%之多！參考采用同系列發動機的俄羅斯米格-29系列戰鬥機和伊朗Shahagh飛機的後體設計，發現這兩種飛機的後體也沒有出現這樣的情況，從RD93發動機的照片看在加力燃燒室延伸段也沒有大的外凸部件，所以這種設計也不是空間沖突造成的。以前曾經有分析認爲FC-1項目由于發動機的選擇可能會由于俄羅斯和巴基斯坦關系的變化而發生變化，所以這種做法可能是爲了選擇其他發動機做的准備。但是現在FC-1的發動機選擇已成定局，而且04架原型機爲了減小阻力對前機身設計作了重大改動的情況下，後體設計仍然保持不變，充分說明了這種設計是經過深思熟慮後的選擇。此外超-7時期飛機有多種發動機可選，從模型看後體設計上也是較和緩的收縮，也說明了這一點。排除了諸般因素之後，似乎還是以這種設計是從面積分布考慮出發的推測較爲合理，如果後體外型過早開始收縮的話，在全機的面積分布上可能會較爲遠離理想分布，這樣超音速波阻就比較大，比如F-20飛機就是考慮了飛機有足夠的剩余推力飛到2.0馬赫的速度才放心選擇了波阻較大的直線收縮後體設計。總的來說，爲滿足面積分布的要求而在後體做外鼓而後急劇收縮的設計十分少見，通常飛機的面積分布與其他要求還是能比較好的協調，而且在飛機一開始設計時就會考慮這點，所以F-102那樣的尾部鼓包再也沒有出現過。但是FC-1飛機在中機身容積上似乎比較緊張，除了起落架艙蓋上延續設計單位風格的鼓包之外，翼根上下表面也有長條形的鼓包，在這種情況下FC-1飛機可能想要收縮中機身而不可得，于是無奈采取了後機身修形，通過犧牲亞音速阻力來換取減小超音速阻力的設計，考慮到FC-1在一些細節上顯示出很強的改善高速性能的願望，筆者認爲這樣推測應該有一定的合理性。另一點比較有意思的是成都飛機設計研究所設計的新型多用途殲擊機的後體線型與FC-1也有些類似，只是AL-31FN發動機噴管安裝節尺寸較粗，後體的銜接處收縮不太劇烈，也許這是設計單位認爲可以以較小的代價滿足全機氣動要求的辦法也未可知。
瑞典JAS-39已经成为世界新一代轻型战机佼佼者
平尾 在後機身的氣動面設計上，FC-1將切尖的直軸平尾布置在後邊條的外側，在稍靠前的後邊條下方布置腹鰭，同樣切尖的垂尾位置也較平尾靠前。一直以來我國的戰鬥機設計中都師法前蘇聯的平尾布局，采用轉軸相對機身縱軸成一個夾角的斜軸平尾。斜軸平尾的轉軸順平尾後掠方向，因此即使平尾有很大的後掠角，轉軸仍然得以布置在平尾厚度較大的位置結構上比較有利，而且轉軸處于平尾的亞音速壓心與超音速壓心之間，鉸鏈力矩較小，而且跨音速變化不大，這是斜軸平尾的主要優點。但是西方設計戰鬥機時多采用轉軸垂直機身縱軸的直軸平尾，既然反其道而行之，直軸平尾自然享受不到斜軸平尾的那些好處，通常轉軸不能布置在厚度最大處，對于使用大後掠設計較爲不利，而且鉸鏈力矩較大。但是直軸平尾也有自身的好處，主要是斜軸平尾由于轉軸斜置，隨平尾偏度增加平尾效率下降而且出現非線性，而直軸平尾則有較好的大偏度效率，而且基本保持線性變化。從結構考慮的話，直軸平尾只需要通過一個加強框安裝，而斜軸平尾需要兩個加強框承力，而且存在一個縱向力矩，顯然直軸平尾有利于減輕機身結構的重量。考慮到現代戰鬥機多數使用中等前緣後掠角，而且強調大迎角的配平能力，直軸平尾的優點顯得較爲明顯，包括俄羅斯第三代戰鬥機在內的所有正常布局現代先進戰鬥機都采用了直軸平尾。但是直軸平尾另有一個缺點，就是直軸平尾後掠角較小，而且爲了保證根部厚度，往往根梢比較大，所以顫振特性比較差，通常采用切尖方式解決，FC-1飛機也是采用這種方式。但是稍低于翼弦平面的平尾處于機翼的尾迹中，尾迹的壓力脈動也可導致平尾顫振，我國臺灣省自制的F-CK-1戰鬥機便因此發生過事故，所以也有很多飛機將平尾作一定角度的下反，F-16就是這樣，F-CK-1在發生事故後也采取了下反平尾的設計。後邊條下布置腹鰭的做法與米格-29的早期原型機類似，SU-27飛機也是同樣的設計，相比F-16的腹鰭設計，這種相隔較遠的腹鰭能夠避免互相幹擾，效率較高，阻力較小，但是腹鰭受力要先傳遞到後邊條上，然後才有後邊條傳到機身加強框，比F-16那樣直接傳給機身加強框要稍重一些。于這種細微處往往可見飛機設計並不一定有一個確定的最優設計，常常會做一些權衡取舍來獲得需要的結果。當時FC-1飛機的垂尾設計比較普通，垂尾較平尾靠前是爲了避免大迎角平尾尾迹的遮蔽影響垂尾效率，較高大的垂尾也有利于提高大迎角方向安定性，方向舵的鉸鏈線後掠角較小也可以改善大迎角效率，但是超音速的效率就比較低。垂尾的頂端爲了防顫振作了切尖處理，垂尾根部有一條厚度較大的背鰭，背鰭內容納方向舵作動器，背鰭向前延伸較長，在氣動上有類似邊條的效果，大側滑角時的背鰭渦有利于提高垂尾和方向舵的效率。背鰭向後延伸出減速傘整流罩，減速傘艙伸出垂尾後緣較遠，相比是爲減少底部阻力而作的整流考慮。
http://mil.news.sina.com.cn/p/2008-04-07/0745493699.html
国产FC-1枭龙轻型战机最新布局优势分析(组图)
http://www.sina.com.cn 2008年04月14日 现代兵器
罗马尼亚配用斯贝发动机的IAR-95想象图
未出世的相似者：羅馬尼亞IAR-95
FC-1這個級別的飛機是有一定工業基礎的國家自行研制高性能戰鬥機的較好選擇，也是國土面積不太大的發展中國家加強空中國防力量的正確選擇，所以在不同的時期有很多設計單位推出過這一級別的設計。而在這些設計方案中，卻有兩個不曾出世的方案跟FC-1有些相似之處。
其中一個是羅馬尼亞在70年代晚期的IAR-95及其後繼的系列方案。羅馬尼亞的航空工業雖然國內軍迷可能有些陌生，但是實際上羅馬尼亞自上個世紀60年代重建航空工業後，通過自身的不懈努力還是有所作爲，取得了不錯的成績的。IAR-93是羅馬尼亞航空工業的第一個重要裏程碑，這是一種與南斯拉夫聯合研制的近距支援攻擊機/高級教練機，雙方都非常重視以至于以兩國國名命名項目爲“YUROM”，這種飛機曆時十年研制成功，是80年代初比較成功的發展中國家自行研制作戰飛機範例。IAR-93給國內軍迷留下的最深印象可能是在南斯拉夫慘遭F-16發射的AIM-120屠殺的戰例，但空戰本來就不是IAR-93的主要任務。另一個成功的項目是IAR-99教練機，這種教練機既可用于初級教練也可用于高級教練，飛行品質比較好，在後來的升級中通過與以色列埃爾比特公司合作改裝了先進的航電設備，可以用來培訓米格-21“槍騎兵”和F-16的飛行員。超音速戰鬥機項目被羅馬尼亞視爲完成其航空工業建設的最後一步，爲此羅馬尼亞開展了一系列的提升飛機研制能力的工作，甚至建造了一座能吹到3馬赫的風洞。
IAR-95最初的方案是一種裝備90千牛級發動機的輕型戰鬥機，飛機采用帶前後邊條的翼身融合體設計，外觀上與FC-1方案頗有幾分神似。IAR-95項目從目前存世的方案資料看比較強調超音速截擊能力，采用了機身兩側的垂直壓縮斜板的可調進氣道，飛機頭部粗大飽滿，顯然是從安裝大口徑雷達天線考慮的設計。飛機采用比較符合羅馬尼亞工業能力的三片式風擋設計，但是座艙蓋有一定的凸出，飛行員視野可能與米格-29接近，也是比較符合強調超音速能力的高機動型戰鬥機這個定位的設計。IAR-95同樣采用進氣道兩側邊條的設計，不過邊條比較寬，呈外凸的拱形，在70年代末能夠做出這樣的設計，說明羅馬尼亞在氣動設計上還是有一定水平的，不過進氣道卻沒有內傾，這樣的兩側進氣道在大迎角下性能是比較差的，這一方面就體現了發展中國家在設計能力上的局限性。IAR-95的機身翼身融合比較流暢，機背沒有背鰭，不過不清楚這樣需要先進加工能力的翼身融合結構以當時羅馬尼亞的航空工業水平是否能夠順利生産。機翼設計比較類似F-16飛機，根梢比要比FC-1小，翼尖設有近距格鬥導彈挂架，機翼前緣設有全翼展機動襟翼，後緣是約占2/3展長的單塊襟副翼。事實上從機翼開始整個中後機身都與F-16非常像，不難想象F-16作爲70年代出現的最先進的單發高機動性空中優勢戰鬥機對羅馬尼亞的飛機設計人員産生了很深的影響。IAR-95的垂尾也是根部較厚以容納方向舵作動器，垂尾頂部作了切尖處理，切尖的平尾也是布置在後邊條外側，不過IAR-95的減速板是模仿F-16的後邊條末端上下打開的開裂式減速板，FC-1飛機則是采用與國産新型多用途殲擊機相類似的後機身表面打開的減速板。目前所見的大部分IAR-95方案圖片和模型照片都顯示該方案沒有腹鰭，不過也有資料提及有設計人員希望增加腹鰭，不過腹鰭設在什麽位置則是不得而知。總的來說，IAR-95方案的氣動設計水平基本上達到了一種輕型三代機的要求，如果能夠研制成功的話，將是羅馬尼亞航空工業能力的一次飛躍。不過很可惜，就像很多有一定飛機設計生産能力的發展中國家一樣，羅馬尼亞沒有自行研制戰鬥機用的加力式渦噴/渦扇發動機的能力，當時國際上也沒有合適的90千牛級發動機可供使用。雖然考慮過英國羅爾斯?羅伊斯公司的RB.168“斯貝”發動機，但是這種發動機在當時技術上已屬比較落後，推重比不高，必然影響飛機性能，另一方面英國是否願意向身處華約陣營的羅馬尼亞出售發動機也是未知數。這種無法獲得動力裝置的窘境迫使羅馬尼亞于1981年忍痛取消了IAR-95項目。
IAR-95項目對羅馬尼亞航空工業有著極其重要的意義，所以時隔不久，羅馬尼亞又以IAR-101的名義繼續開展研究，後來大概因爲方案變得不確定，又更名爲IAR-S，這個時期作了多種方案的模型，並且進行了風洞試驗。這一階段的試驗雖然最終並沒有修成正果，但是爲設計單位積累了寶貴的經驗，所以設計單位INCAS(當年叫INCREST)的大門口安放著最後一輪IAR-S方案的模型。在這些方案裏，有一種是把機翼改成了下單翼，有雙座和單座兩種型號，外觀上接近F-20，機翼下設置三個挂點，機腹下設置串列多彈挂架，似乎重新考慮走超音速輕型戰鬥攻擊機/高級教練機的路子。這條路有不少成功經驗，與IAR-93的開發類似，如果按這個方式搞的話，倒也不無成功的可能，不過可惜也許是因爲提高了技術要求，最終還是被淘汰了。這個方案還有一個爲提高平尾效率而在平尾上增加類似F-15的平尾鋸齒的衍生方案。另一個方案則是IAR-95的發展型，外觀基本與IAR-95一致，但是它有個發展型采用了後邊條上安裝的雙垂尾，不知是否出于高馬赫數下方向穩定性的考慮。不過這種後體不太寬的單發飛機雙垂尾間幹擾比較嚴重，效率不太理想，阻力和重量代價也比較大，通常不采用這樣的設計。而IAR-S的另一支也許是出于單發方案需要大推力發動機難以滿足的考慮，也許是追求更高的性能，采用了雙發設計，被稱爲IAR-Stwin，這個方案令人詫異地完全偏離了所有IAR-S方案的設計，看起來就像是一個F-15的變種。這個方案就如同F-15一樣采用了帶水平壓縮斜板的兩側進氣道，這種進氣道較好的折衷高速性能和大迎角機動的高速性能和大迎角機動的要求，幾種主要的高性能三代機都采用這種設計。進氣道兩邊也比較類似F-15的整流罩，但是又比F-15的整流罩薄，應該是希望得到比F-15更強的渦流。飛機的後體跟F-15差別比較大，尾撐距離噴管較遠，尾撐與發動機艙之間的整流體比較短，類似F-15未采用的MCAIR-4方案，這種方案阻力較小，但是結構強度也比較弱，能否支持垂尾和平尾的載荷不得而知。而且這個方案兩臺發動機間的距離較遠，中間采用了很粗的整流體設計，這樣的整流體與噴流幹擾結果也很難預料，加上很奇怪的在沒有隱身要求的前提下采用了效率不好的內傾雙垂尾設計，只能說羅馬尼亞確實沒有設計雙發重型戰鬥機的經驗和能力。
在經過了一系列方案的比較後最終還是回到比較務實的設計，在IAR-95的基礎上進行了放大，但是氣動布局基本保持不變，飛機變得跟F-16一樣大，特別是取了跟F-16一樣的機翼面積，這樣的飛機雖然性能上達不到F-16的水平，但是也算基本達到了三代機飛行性能的標准。這個方案擬采用米格-23飛機的R-29發動機作爲動力裝置，也是一個比較現實的選擇，只可惜到1988年東歐經濟普遍不景氣，然後很快政局巨變，這個被稱爲IAR-95ME的方案最終不了了之。
米高扬产品33方案产品33存世的图片不多，多数比较模糊。
另一個相似者米高揚的“産品33”外觀上沒有IAR-95那樣像FC-1，但是米高揚設計局在FC-1發展過程中扮演的角色卻使它和FC-1存在更深的聯系。“産品33”是1986年啓動的計劃代替米格-29戰鬥機的LFI(輕型前線殲擊機)計劃下的一個方案。米高揚設計局在最初考慮LFI的時候，繼續堅持了它傳統的盡可能減小設備重量，簡化機體結構，適應前線機場緊急起飛攔截作戰的思路，不但沒有設法改變米格-29飛機機內容積不足，航程過小的問題，反而試圖設計一種只裝一臺RD-33發動機的輕型戰鬥機來滿足前線航空兵的要求，這就是“産品33”方案。不過這種方案在作戰飛機需要更多更完備的電子設備，並且要執行多種任務的曆史發展潮流下，被蘇聯空軍認爲不合時宜，並沒有獲得一展身手的機會，據說後來米高揚設計局試圖將這個方案作爲出口型戰鬥機進行了大量的推銷工作，但是並沒有找到買家。
“産品33”在氣動布局上比較類似F-16飛機，采用了帶邊條的翼身融合體，中等後掠切尖三角翼，腹下進氣設計。從模型上看“産品33”的頭部也比較粗，截面比較圓而且有一定的下垂，比較接近米格-29的前體設計，這樣的頭部能容納較大尺寸的天線，而同時又不影響飛行員前下方的視野。F-16的橢圓形前體設計具有大迎角方向穩定性好的優點，而且平坦的底部對于腹部進氣道獲得高質量的來流也很有好處，但是這種外形的天線罩局限了雷達天線的形狀和尺寸，高度較小的雷達天線會增大俯仰方向的波束寬度，對雷達性能有一定的不利影響。該方案的座艙蓋設計基本上與米格-29一致，雖然有一定的突起來獲得較好的前方視野，但是座艙蓋長度較短，座艙蓋後部的延伸段結構遮擋了後方視野。與FC-1飛機類似的，“産品33”的早期方案采用較窄的帶前緣鋸齒的邊條，而到後期則改爲外凸的寬邊條設計，這種設計上的變動究竟是不謀而合還是有所聯系外界不得而知。加寬的邊條顯著的增加了面積，面積的增加可以顯著提高邊條的增升效果，而且由原先的較平直的邊緣改爲外凸拱形也改善了失速後的升力特性，但是邊條面積的增大會使大迎角“上仰”現象更爲明顯。從模型照片上看，“産品33”的機翼設計基本上一直沒有什麽變化，目視判斷是一副前緣後掠角約爲40度左右，展弦比可能略大于3的切尖三角翼，機翼的根梢比要比FC-1小，翼梢弦長較大。模型照片顯示，“産品33”的機翼前緣又幾乎全展長的機動襟翼，後緣也是獨立安排襟翼和副翼。“産品33”的後邊條也很寬，外側下方同樣連接有腹鰭，邊條末端與機身有一定的距離，與FC-1不同的是由于“産品33”采用腹部進氣設計，前邊條起始于前機身的底部兩側，而機翼下的進氣道是向上彎曲的，所以到後邊條位置已經處于後機身的底部。“産品33”的早期方案平尾面積較小，但是爲了提高平尾效率在平尾的前緣靠近翼根處設計了鋸齒，但是後期方案可能是出于加大邊條後的大迎角低頭恢複力矩考慮改爲取消鋸齒但是加大了平尾面積。“産品33”的模型沒有在垂尾根部設計減速傘艙，整個垂尾厚度變化比較均勻，這點也令人好奇米高揚設計局到底准備在哪裏布置減速傘，比較可能的位置是像米格-19和早期型米格-21那樣布置在後機身腹部，但是實踐證明這個位置的減速傘放出後會産生一個低頭力矩，一般不能在接地前放傘，對減少著陸滑跑距離是不利的。另一個比較特殊的現象是“産品33”的垂尾和平尾都沒有作切尖處理，考慮到較薄的尾部安定面梢部是比較容易發生顫振的部位，常見的設計一般要采取配重或者切尖的方式來防顫，有些飛機還采取了下反平尾避開機翼尾流幹擾的方法，因此米高揚在防顫上的輕率處理比較讓人意外，也許因爲這是一種不被看好的方案，所以細節上沒有進行足夠的優化。“産品33”作爲米格-29的後繼飛機，設計要求比較重視高速性能，所以雖然采用腹部進氣，但是進氣道卻不同于F-16飛機的皮托管式進氣道，采取了比較罕見的中央垂直壓縮斜板的設計，這種設計曾見于北美公司的XB-70、蘇霍伊設計局的T-4、洛克威爾公司的B-1和圖波列夫設計局的圖-160這些高速轟炸機，在戰鬥機中只有沒有生産的YF-107采用了類似設計。這種設計由于需要兩側都是可調節的壓縮斜板，結構十分複雜，對于需要分開設置進氣道的多發轟炸機來說還是可以接受的，但是對于單發輕型戰鬥機來說顯然過于複雜，而且在性能上也沒什麽明顯的好處，實際上是不可取的。考慮到米高揚在重型戰鬥機方案中采用了水平壓縮斜板的腹部進氣道設計，在輕型戰鬥機的方案中采取中央垂直壓縮斜板的設計實在令人感到匪夷所思。“産品33”模型的尾部線條比較自然，沒有出現明顯的收縮，可見FC-1的收縮設計並非是出于配用俄方發動機的需要。
在飛機設計中由于相近的設計要求而出現趨同和在同樣的設計要求下出現同樣滿足要求的迥異設計是兩種並不罕見的有趣現象。趨同的原因可能只是因爲設計要求相同而使兩位設計師不謀而合，也有可能是爲了滿足同樣的要求而進行了參考借鑒，而應對同樣要求的截然不同的設計則反映了設計師個人理念的不同，即使是相同的要求，設計師也可以出于自己對任務的理解，進行不同側重的設計。不管是出于什麽原因，FC-1飛機有這些沒能出世的異國“兄弟”都是一件有趣的事情，因此筆者在此對它們的氣動布局也進行了簡單的分析。
第二次的新生
如果說FC-1飛機逃過了失去外方合作夥伴，經過重新設計得到了重生的話，那麽筆者以爲2006年4月28日首飛成功的04號原型機則可以看作是FC-1的第二次新生。04架原型機是全狀態飛機，飛機的氣動布局在01架和03架試飛數據的基礎上進行了大規模的優化設計，大幅度提高了飛機的氣動性能，在這個過程中應用了大量的最新氣動研究成果。
飛機的整個前體設計都作了非常大的改進，最明顯的變化是爲了改善進氣道性能，簡化結構，減輕結構重量，采用了美國洛克西德?馬丁公司剛剛研制成功應用于其最新開發的美國聯合攻擊戰鬥機(JSF)F-35飛機上的無附面層隔道超音速進氣道(Divertless supersonic inlet，DSI)。這種進氣道通過一個複雜三維曲面外形的鼓包(Bump)作爲壓縮面，所以又被稱爲Bump進氣道，在04架原型機首飛成功後，國內媒體將其稱爲“蚌”式進氣道既是貼切的音譯又傳神地反映了這種新式進氣道的外觀。
附面層是由于流體粘性作用而附著在物體表面的低速低能量流動薄層，在這一層區域中的流動速度遠低于來流的速度，但是沿垂直物體表面方向的速度梯度卻很大，同時附面層流動隨距離增加而減慢，存在一個逆速度方向的壓力梯度，在這個逆壓梯度與法向壓力梯度的作用下附面層容易發生分離。附面層的另一個特點是沿物體表面流動的前段不同能量的流動互相不發生交流，表現出“分層”流動的特點，但是經過一定的距離便可能發生轉捩，成爲內部存在劇烈無序流動，能量交換十分頻繁的紊流附面層，紊流附面層雖然相對不容易發生分離，但是也會影響到進氣道內流動的均勻。由于附面層的這些特點，進氣道吸入來自上遊機身較遠處來的附面層會對進氣道的總壓恢複和畸變程度産生很不利的影響。早期的噴氣發動機進氣道設計沒有認識到附面層的影響，像XB-42使用的NACA平貼式進氣道，P-59，P-80等飛機使用的無附面層隔道的兩側進氣道都沒有阻止附面層進入進氣道的措施，進氣道的性能比較差。在這個時期不需要處理附面層的機頭進氣或者下頷進氣的設計用得比較多，在超音速飛行發展的初期，也曾有一些較早出現的方案沒有考慮附面層的處理，試圖用一個按設計飛行馬赫數設計的鼓包來簡化結構，比如美國的4馬赫戰鬥機XF-103的進氣道就是這樣的腹部進氣道，當然這樣的設計限于當時的條件不可能取得很好的效果。在此後的近半個世紀時間裏，絕大多數超音速戰鬥機在氣動布局上都考慮了進氣道附面層處理，所采取的技術手段有阻擋附面層的凸臺，附面層隔道，附面層抽吸裝置等，而且很多飛機同時使用兩種附面層處理手段，比如FC-1飛機的01架和03架原型機就同時采用了附面層隔道和固定壓縮斜板開附面層吸除孔進行抽吸的手段。附面層隔道增加飛機的橫截面積，增加阻力、重量和雷達散射截面積(RCS)，而附面層抽吸需要一套泄放旁路管道，顯著增加了進氣道的複雜性。對于像FC-1這樣的輕型戰鬥機，由于進氣道增加的阻力和重量也是可觀的損失。
枭龙FC-1 04架原型机进气道特写,仍可见到附面层吸除孔。
無附面層隔道超音速進氣道是一種應用了乘波原理的進氣道。目前應用乘波原理的進氣道總共有兩種，一種是雙斜切後掠壓縮面進氣道(Caret進氣道)，另一種就是鼓包進氣道(Bump進氣道)，前者應用高超音速乘波體(Wave Rider)理論中的尖脊翼(Caret Wing)的原理來設計，並以此命名，後者則是采用錐形流乘波理論設計的。一個單獨的基于錐形激波流場的錐導乘波體設計通常采用上下表面分別設計的反設計方法，也就是根據任務要求選定設計點的馬赫數和迎角，選擇一個虛擬的圓錐體(稱爲基准圓錐)來獲得一個圓錐激波流場，在這個流場內根據需要設計乘波體上表面的形狀，上表面與圓錐激波面相交處形成一條前緣線(FCT)，前緣線向外延伸即得到自由來流面，通過解圓錐激波方程得到前緣線後的波後流面，這個波後流面就是乘波體下表面的理論形狀。應當要注意圓錐激波流場並非在波後就立刻轉折到平行基准圓錐母線方向，否則就會出現擴張流管而有悖質量守恒，實際情況是波後流線逐漸彎曲偏轉到平行基准圓錐母線方向，因此下表面形狀通常是一個前端有些內凹的複雜曲面形狀，而且圓錐激波要比平面激波弱，激波能量損失較少，波後存在繼續壓縮的現象，空間壓力分布與二維情況是不一樣的。由于靠近基准圓錐處流線轉折較快而遠離基准圓錐處轉折較緩，圓錐激波流場內存在徑向的壓力梯度，所以對于插入到圓錐激波流場中的乘波體表面而言就存在了法向和展向的壓力梯度，正是這兩個壓力梯度的作用提供了向外推出附面層的效果。對于進氣道設計而言，鼓包是直接附著在前機身表面的，所以不需要考慮乘波體上表面的形狀，自由流面就是前機身在進氣道入口前的表面形狀，前緣線就是前機身表面與圓錐激波面的交線。乘波現象中激波完全附著于物體前緣，阻斷了激波封閉區域內外的壓力交流，從而獲得高的效率，正因爲這個特點，鼓包進氣道具有較一般進氣道更高的總壓恢複。由于鼓包進氣道的捕獲面積是固定的，而且喉道沒有放氣，它需要通過自動溢流來使流量滿足需要，同時外推的附面層也需要泄放通道，這就造成了鼓包進氣道的前掠唇口設計，唇口與機身相交處就形成了泄放通道，附面層和溢流從此處排出。
設計一個鼓包進氣道主要包括選取設計點、設計鼓包壓縮面、設計唇罩和設計內管道等工作，其中內管道的設計與常規進氣道基本上是一樣的，只是要確保內管道和鼓包壓縮面的銜接的光滑過渡即可，而其余部分則比較特殊。爲了使不可調的鼓包進氣道在整個包線範圍內都具有良好的性能，在設計點的選取上一般采用雙設計點方法，鼓包壓縮面和捕獲面積以最大飛行馬赫數爲設計點，喉道面積則以跨音速條件最大流量爲設計點，並且需要校核低速狀態的進氣道性能。鼓包壓縮面和唇罩的設計是互相關聯的，並且要考慮與前機身的融合。鼓包進氣道是二波系結構的進氣道，有一道錐形激波和一道喉道正激波，理論上講希望這兩道激波要恰好搭在外側唇口上。爲了滿足這樣的設計要求，設計時首先根據設計馬赫數選取可獲得最高波後總壓的圓錐激波角，然後根據喉道面積的要求和總體布置要求的進氣道寬高比來確定基准圓錐的位置從而獲得前緣線，這樣就可以計算出整個鼓包的外形。唇罩的形狀首先要考慮激波搭唇口的設計原則，實踐中爲了保持波系結構的穩定，要使喉道正激波稍脫離唇口，此外還要考慮大迎角，有側滑等狀態的工作和附面層排出的要求，而且唇罩根部要求與機身融合。04架飛機的進氣道基本上就是按照這樣的方法設計的，設計點取值稍大于原先公布的最大平飛速度指標，內管道的設計與01/03架也少有區別，實際上某站位之前的部分基本上都作了改動，而之後則保持不變。爲了配合進氣道的改進，飛機的前體設計也作了修改，原先起預壓縮作用的肋下平面設計被改成了曲面，目的是減小前機身阻力和附面層的厚度，也許也有使頭部激波和波後流動能適應錐形流乘波進氣道需要的考慮，另一方面對前體的修形也增加了一些前機身容積，爲日後升級安裝更多電子設備提供了方便。04架飛機的鼓包進氣道設計方案在風洞試驗中表現良好，1.2馬赫以上的總壓恢複系數較原設計的固定壓縮斜板進氣道有較大的提高，相信可以比較明顯的改善飛機的高速性能，進氣道的綜合畸變指數保持了與原進氣道相當的水平，遠低于發動機對畸變的限制要求。對設計方案進行風洞油流試驗的結果顯示附面層大部分被有效排除，達到了取消附面層隔道的設計目的，在原設計方案中爲保險而采用的鼓包前附面層吸除孔似乎沒有存在的必要，但是可能是出于保險在實際制造的04架原型機的近景畫面上還是能看到附面層吸除孔。改用了最新式進氣道設計的04架原型機不但在氣動性能上獲益良多，而且明顯簡化了結構，減輕了重量，前體容積的增加和形狀的變化也爲移動部分裝載創造了條件，據報道04架原型機減少了200多公斤空重，其中有不少應該就是進氣道和前體設計修改的效果。
04架飛機的另一個明顯改動是就是把原來前端有鋸齒的狹長外凸邊緣邊條改成了時下最爲流行的大面積哥特式邊條，這種邊條是美國F/A-18E/F首先采用，外凸的尖拱外形酷似歐洲哥特式建築的門窗造型。這種邊條比較寬，相對面積很大，大迎角産生的渦流很強而且比較穩定，超過失速迎角後升力變化比較緩慢，不會出現升力突然急劇下降的現象，而且對橫側安定性也比較有利。唯一的問題是邊條面積越大上仰力矩也就越大，特別是哥特式邊條頭部的面積比較大，對控制律編寫和俯仰配平能力要求比較高，解決了這個問題後，哥特式邊條目前來說應該是性能最好的邊條形式，所以新出現的很多機型比如雅克-130和我國的L-15等都采用了這種邊條設計。FC-1飛機在采用了這種邊條後對提高瞬時盤旋角速度和大迎角飛行能力應該有較大的幫助，對于現代近距格鬥所強調的機頭指向性將有比較明顯的提高。04架FC-1飛機的機翼雖然粗看沒有明顯的變化，但是仔細觀察可以發現前緣增升裝置與01/03架原型機有一定的區別。04架原型機的前緣機動襟翼分爲內外兩段，而內外兩段的後掠角則有微小的差別，內段的後掠角要比外段稍大一些，其原因可能是爲了微調氣動中心位置，也可能是爲了進一步減小波阻。但是前緣機動襟翼上還有比後掠角變化更爲明顯，同時也更爲重要的改進，那就是前緣機動襟翼的鉸鏈線被一種灰色的柔性材料密封了。密封鉸鏈線可以保持翼面表面的形狀的連續性，從而避免鉸鏈線處發生分離等不利的氣動現象，減少阻力，提高氣動效率，並降低由于氣動幹擾而産生振動的可能。這種技術實際上屬于自適應機翼的初級階段，雖然保證了連續性，但是有的時候還保證不了光滑過渡，目前已公開的采用了這種技術的現役戰鬥機還只有美國的F-22第四代戰鬥機，不過F-22的密封鉸鏈線除了氣動上的考慮之外，還是隱身要求的需要，它所用的柔性材料還要保證與蒙皮材料極爲接近的電導率，難度要更大一些。在研的戰鬥機中，與F-22爲同一家公司生産的F-35戰鬥機也使用了與F-22相似的處理手段，俄羅斯則宣布它在蘇-33UB型艦載戰鬥教練機上實現了實用的自適應機翼技術，能夠保證表面的光滑，從照片上看蘇-33UB型飛機的前緣機動襟翼與機翼之間較寬的區域都覆蓋灰色材料，似乎證實了俄羅斯的宣傳。自適應機翼是美國率先提出的概念，並由一架改裝的F-111飛機進行了驗證，但是一直受材料技術的制約而未能進入實用。1990年試飛的先進戰術戰鬥機技術驗證原型機YF-23嘗試了使用柔性材料密封鉸鏈線，但是在試飛過程中發現這種材料在控制面反複動作的情況下會産生開裂，說明直到當時這種技術仍然不夠成熟，無法在批量生産的機型中使用，甚至在歐洲最新的三種三代半戰鬥機和美國海軍最新的三代半艦載戰鬥攻擊機F/A-18E/F“超級大黃蜂”上也沒有使用這項有風險的技術。這樣一項技術能夠在我國的出口型戰鬥機上使用，充分說明了我國的氣動技術和材料技術取得了巨大的進步，同時也體現了04架原型機在2002年凍結技術狀態後重新進行重大改進的後發優勢。通過觀察最近網上流傳的新型殲擊機照片，可以發現新生産的新型殲擊機也同樣使用了這項技術，看來這項技術已經被我國充分地掌握了。
04架原型機的平尾設計未見有明顯的改進，據有的觀察者稱可能有微小的下反，不過很明顯的是起降階段平尾的偏度要比01/03架原型機小很多，這種現象可能與控制律改進放寬了靜安定性，並且移動裝載改進結構後重心位置後移有關。但是原01/03架飛機出現的起飛擡頭難需要預置平尾下偏角的現象可能不僅僅是重心位置的問題，有可能與平尾突然下偏，流管面積驟然變化造成平尾下表面壓力升高抵消了平尾下偏本來可以得到的負升力也有關系，也就是所謂的地面效應問題，所以才可以通過預置平尾下偏角，防止當地流管在擡頭操縱時發生過大的面積變化來改善擡頭難的問題，如果僅僅是由于重心位置問題的話，預置下偏角並不能産生更大的擡頭力矩。從這個角度講，平尾略作一些氣動上的改進也是有可能的，但是並不明顯，難以通過肉眼從照片上判斷。04架原型機的垂尾則作了較明顯的修改，在減速傘艙前的位置上出現了左右兩邊對成的一對鼓包，鼓包後面似乎是透明的光學窗口，從安裝位置和形狀不難判斷是導彈逼近告警系統的傳感器窗口。飛機的方向舵鉸鏈線同樣采用柔性材料進行密封，這對提高方向舵的效率是有利的。01/03架原型機的垂尾頂端沒有安裝什麽設備，並采取了切尖防顫振的設計，但是04架原型機則在垂尾頂部布置了一個電子設備艙，從歐洲廣泛使用的類似設計看，裏面裝的應該是電子戰設備，有可能是主動電子幹擾機，由于電子設備艙起到了防顫配重的作用，垂尾頂部變平，外觀上十分便于識別。與前三架原型機相比，04機的腹鰭弦向明顯加長，可能與前體的修形帶來的方向安定性變化有關。
同样采用大面积哥特式边条的俄雅克130战斗教练机
新銳輕型戰鬥機氣動布局的比較
與FC-1飛機同級別的較新研制成功或者仍然在研的戰鬥機主要有我國臺灣省的F-CK-1戰鬥機，瑞典薩伯公司的JAS39“鷹獅”戰鬥機，印度斯坦航空公司的LCA戰鬥機。F-16戰鬥機研制時間較早，而且實際上比這幾種飛機都要大一號，就不列入比較了，F-20戰鬥機年代也比較早，而且改進的比較不徹底，沒有徹底脫去F-5E的遺傳，比較有意思的是F-20原本也打算在04架原型機上作一些改進，可惜這架飛機最終未能完成制造。
在要比較的四種飛機中，設計年代最早的並不是最傳統的F-CK-1飛機，而是JAS39，該機于1980年展開研制工作，到1982年確定設計方案，1984年開始制造原型機，1988年底完成首飛，整個研制過程相對比較順利，但是由于電傳的問題發生過墜機事故。JAS39沿用了薩伯公司率先在戰鬥機上采用的近距耦合鴨式布局設計，但是進一步發展爲全動鴨面，並采用了翼身融合技術。JAS39飛機在氣動設計上考慮了截擊作戰和制空作戰的需要，對飛機的高速性能和跨音速直至低速的格鬥機動性能進行了折衷。該機鴨翼和主翼的後掠角均不大，分別爲43度和45度，在俯視圖上鴨翼後緣恰與主翼前緣相接于一點，但是空間位置上鴨翼高于主翼，高度合理的鴨翼在飛機的橫側安定性上比較好。理論上45度左右後掠角的機翼本身的大迎角渦流比較弱，加鴨翼後增升效果比較明顯，但是由于JAS39的鴨翼後掠角比主翼後掠角還要小，兩個弱渦互相幹擾能達到的效果並不是很理想，總的來說不算升力特性很理想的布局。不過JAS39的機翼在前緣增升面的設計上比較特殊，兩段前緣襟翼均設在機翼外段，內段襟翼的內邊界大致上鴨翼翼梢的展向位置，而外段襟翼形成了一個鋸齒。鴨式布局戰鬥機的前緣增升面不占用全展長是一個設計上通行的做法，可能是因爲內段在鴨翼下洗區內，即使有增升裝置效率也不好。外段襟翼的鋸齒可以改善外段機翼的大迎角分離情況對橫側安定性也有好處，不過這種設計在鴨式布局的飛機上卻比較罕見，從展向位置看，鴨翼渦與鋸齒渦應該也不能卷繞，但是瑞典人在近耦合鴨式布局上經驗極爲豐富，想必這樣設計有其存在的必要。從JAS39所進行的大迎角試飛內容看，該機的設計目標有一定的過失速飛行考慮，其初期原型機的正常飛行迎角被限制在20度，但是經過39-2號原型機試飛過程中開發了新的大迎角控制律將可用的區域擴展到52度，試飛中曾經在垂直科目的頂點迎角超過了160度。在大迎角試飛中JAS39表現出較好的抗偏離特性，不容易進入尾旋而且很容易改出，俯仰方向只有一個很小的深失速區域，需要專門的操縱才能進入深失速。這個現象說明如果只是希望能做瞬態的大迎角動作進行機頭指向，那麽飛機的升力特性不是最重要的，有良好的操穩特性才是最重要的條件，JAS39正是遵循了這種方式，並且在一些細節比如機頭小邊條等地方予以了充分的考慮。後掠角較大的鴨翼和機翼有較強的渦流增升效果，而且對高速飛行有利，但是JAS39並未如此設計，可能是希望有較大的升力線斜率來獲得較好的起降性能，同時較小的誘導阻力也可以讓載油量較少的JAS39在航程上有所收益。JAS39在全機阻力的處理上比較出色，在後掠角並不大，而且采用了兩側矩形皮托管進氣道的情況下仍然能飛到2馬赫的速度，在同類飛機比較難得。與FC-1飛機相比，JAS39的氣動布局顯然在阻力上有比較明顯的優勢，即使04架通過前機身和進氣道的修改改善了超音速剩余推力，FC-1的高速性能恐怕也難以達到JAS39的水平。但是FC-1在改用了哥特式大邊條後邊條渦的增升能力大幅提高，在升力特性不無超過JAS39的可能，而且FC-1飛機展弦比較大，又使用自適應技術減少阻力，估計有較好的穩盤性能。飛機的大迎角操穩特性則是比較難以預測的，即使經過專門的設計，也往往會在試飛中出現預想不到的情況，所以在FC-1飛機完成包線擴展並公開試飛結果之前，筆者不敢猜測其大迎角飛行特性究竟會有什麽樣的表現。
F-CK-1在這些飛機中排行老二， 1982年底上馬，在合作夥伴美國通用動力公司的幫助下于1985年凍結了設計，1989年首飛，試飛過程中雖然發生過飛機平尾顫振斷裂造成機毀人亡的意外，但是總的來說對一型全新研制的戰鬥機還是比較順利的，到1994年開始向軍方交付首批生産型飛機。F-CK-1飛機氣動布局自然流暢，顯示了通用動力公司在飛機設計上的深厚功力。F-CK-1機頭呈扁橢圓形，這個形狀對于大迎角飛行保持方向穩定性是比較有利的，但是這種機頭截面形狀要求使用橢圓形的雷達天線，而垂直方向尺寸較小的天線垂直波束寬度較大，精度有一定的不利影響，這是選擇是否采用這種機頭形狀是需要斟酌的地方。F-CK-1飛機邊條面積較大，外緣爲較直的曲線外凸形狀，機翼前緣後掠角僅有30度，後緣則有前掠角，這種機翼和邊條的配合比較接近F/A-18飛機的設計。這種設計雖然並不是最優的邊條機翼組合，但是也有小迎角升力線斜率大的優勢，對于比較強調的起降性能的F-CK-1而言也是合理的選擇。該機采用邊條屏蔽的肋下皮托管進氣道設計，顯然是強調大迎角性能的設計，而且結構也相當緊湊。該機雖然采用雙發，但是後邊條和開裂減速板設計帶有明顯的F-16風格，平尾在發生顫振事故後改爲帶下反的切尖平尾，垂尾頂端也作切尖處理，方向舵鉸鏈線後掠比較明顯，似乎比較注重超音速的方向舵效率。與FC-1相比，這種早出生很多的飛機依然有其優點，該機采用邊條屏蔽的進氣道設計，大迎角的總壓恢複和畸變都要比無屏蔽的進氣道好得多，但是FC-1飛機爲了排出附面層卻不能使邊條覆蓋在進氣道上方，而且如果這樣改進要修改很多結構，所以不具備使用有屏蔽進氣道的條件。F-CK-1飛機在翼身融合和飛機面積分布上處理的遊刃有余，飛機在使用皮托管進氣道並且機翼後掠角較小的情況下仍能達到1.8馬赫的速度，可見阻力是比較小的。但是另一方面，FC-1使用鼓包進氣道之後超音速總壓恢複提高，在高速性能上將有一定的改善，並不一定仍遜于F-CK-1。F-CK-1飛機雖然采用了大面積邊條，但是邊條形狀不如FC-1采用的哥特式邊條有利，而且機翼的平面形狀也不利于發揮邊條布局的增升能力。此外，通用動力公司在F-16飛機的氣動布局設計上未能解決大迎角方向穩定性和深失速問題，被迫限制了F-16的使用迎角，F-CK-1作爲通用動力幫助設計的産物，許用迎角範圍恐怕也不會太出色。
与FC-1同时期设计年代最早是瑞典JAS-39战机
印度的LCA戰鬥機雖然立項時間很早，除了1998年後一段時間內由于核試驗遭到美國制裁之外的大部分時間裏外部條件非常優越，但是研制進度卻異常緩慢，尤爲怪異的是雖然1995年就生産出第一架技術驗證機TD-1，但是直到2001年才完成首飛。到目前爲止LCA的研制曆程已達23年之久，卻仍沒有完成原型機的制造和試飛工作，定型更是遙遙無期，很多人都懷疑LCA研制完成之時在戰場上還能發揮什麽作用，印度政府的新戰鬥機采購案更令LCA前景黯淡。LCA在氣動布局上比較另類，選擇了展弦比特別小的外凸雙後掠無尾三角翼布局，體現出該機的作戰要求和設計思想都是與衆不同，具有濃郁的印度特色。該機爲了保證雷達天線的尺寸和飛行員視野，頭部十分高大，最爲代價是迎風面積和面積分布都不理想，在零升阻力必然有比較明顯的增加，不過LCA設計最大馬赫數僅爲1.6，在阻力方面做一點折衷也是可以接受的。LCA的機翼設計十分複雜，平面形狀是外凸雙後掠，內段後掠角較小，外段後掠角十分大，這種形狀的三角翼除了LCA之外只有瑞典的J37飛機使用，但是J37是近耦合鴨式布局的飛機，主翼形狀作外凸則前緣轉折處首先分離出渦流，而其位置恰好與鴨翼渦流相互作用，有鴨翼渦加強主翼渦，主翼渦反過來穩定鴨翼渦的妙用。LCA飛機並沒有鴨翼，將機翼渦流的位置向外移動對于保持外翼段的升力，避免翼尖失速是有好處的，但是外翼後掠角選得如此之大，一方面對翼尖失速是不利的，另一方面誘導阻力非常大，大後掠三角翼的主要好處是超音速阻力小，超音速氣動中心移動小，對無尾三角翼飛機來說，展弦比小的大後掠機翼相對來說可以提供比較長的升降副翼配平力臂。如果說LCA由于重視超音速性能而需要設計成大後掠角的話，似乎該機的速度指標並不高，采用對低速性能犧牲很大的極小展弦比大後掠機翼仿佛很不劃算，即便對跨音速加速性有較高需要也似乎並不需要用如此大的後掠角，當然LCA飛機的設計人員對此必然有一個必須如此設計方爲最優的理由。內翼段前段切去，後掠角減小，一方面可能是前述調整渦流位置需要，也可能是調節氣動中心或者面積分布的需要；另一方面如不將此段切去，前端必然延伸到座艙兩側，一來擋住了飛行員向兩側下方的視野，二則結構設計上會把前梁接頭前移，而座艙段是沒有加強框的大開口結構，勢必無法承受前梁傳來的載荷；當然也有可能是以上諸條綜合考慮的結果。LCA機翼有複合彎扭，從內到外翼型安裝角變化十分明顯，外段前緣有扭轉，這樣的設計可以提高機翼在小迎角下的升力，改善大迎角翼尖的分離，減小亞音速誘導阻力。機翼前緣有複雜的三段式前緣縫翼，後緣爲襟翼和副翼，前緣縫翼放下時，在改變翼型彎度的同時，使下表面高壓氣流通過縫隙流向上表面，爲上表面補充能量，有移動升力線和改善大迎角分離的效果，是比前緣襟翼更爲有效的增升手段，不過縫翼的結構也較爲複雜。目前主翼采用大後掠三角翼的新型戰鬥機多數采用雙段式縫翼，縫翼分段一方面是機翼彎扭後縫翼結構的需要，另一方面對放下的角度可以做分別優化，但是LCA的三段式前緣縫翼也是獨特的設計，似乎非常希望改善飛機的低速性能，不惜付出結構複雜化的代價。關于LCA的資料往往稱該機前緣內側有渦流發生裝置，但是在實際飛機上卻觀察不到，前緣翼根部開有下方進氣道的附面層放出縫，從F/A-18飛機的經驗看，附面層放出縫放出的氣流在大迎角有改善穩定性的作用，但是這個設計顯然並非渦流發生裝置，也許是計劃使用渦襟翼一類比較前衛的設計但是在現有的原型機上尚未使用。LCA飛機的進氣道爲機翼屏蔽的皮托管進氣道，有較長的附面層分離板但是形狀不太像有固定壓縮斜板的功能，這個進氣道設計與F-CK-1比較相似，在性能特點上也是接近的。LCA後機身逐漸收縮，與安裝同系列發動機的JAS39的情況比較類似，雖然在垂尾根部也設計了減速傘艙，但是沒有出現與FC-1類似的後體設計。飛機垂尾頂部有切尖，方向舵鉸鏈線後掠角度很小。筆者以爲LCA在設計上的特殊之處是由于設計者對矛盾的設計要求采用了特殊的折衷手段所致，飛機設計中經常出現爲不同要求而折衷的情況，但是通常會采取在確保達到指標的前提下取中間設計參數的做法，而LCA的設計人員則似乎打算通過把滿足兩種要求的手段都用到極致來滿足要求。目前還不清楚LCA能否達到設計要求，不過這種強行滿足要求的做法也許是因爲印度缺乏設計一種多設計點優化的高性能現代戰鬥機所需的經驗基礎所造成的。從LCA的氣動布局看其原本重視的短距起降能力可能並不會很出色，受大後掠無尾布局大迎角從後緣開始分離的影響，大迎角操縱性也不會很好，飛機的全機阻力總的來看亞跨音速範圍可能比較好，飛機的爬升加速性能也許比較接近F-20的水平，但是包線右端恐怕不會理想，飛機翼載荷較小，瞬盤性能可能會比較類似幻影2000的表現，但是大的誘導阻力必然是飛機的持續機動性低下。如果把LCA與FC-1比較的話，FC-1的氣動布局表現出設計者比較豐富的經驗，估計FC-1在包線較大範圍內都對LCA有一定的優勢，尤其是在包線兩端，但是在亞跨音速加速性和瞬盤性能方面FC-1就一定占優。http://mil.news.sina.com.cn/p/2008-04-14/0749495031.html
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