中国歼-5机的结构布局是怎样的？

新中国建国后，迅速开始了仿制生产喷气式战斗机的工作。中苏政府于1951年10月正式签订了《苏维埃社会主义共和国联盟给予中华人民共和国在组织修理飞机、发动机及组织飞机厂方面以技术援助的协定》。同年4月18日重工业部设立航空工业局，统一负责飞机的维修工作。1951年底航空工业局共下属18个工厂，职工近一万人。

001951年12月，周总理亲自主持会议研究决定，要在3到5年的时间里试制成功苏制雅克-18初级教练机，以及米格-15。后歼击机项目改为试制更加先进的米格-17喷气式歼击机。1954年中国第一批飞机及其发动机试制成功，两年以后，1956年9月8日，沈阳飞机厂试制成功中国第一种喷气式歼击机歼-5，即米格-17Ф型，随后获批准批量生产。中国成为当时世界上少数几个能够成批生产喷气飞机的国家之一。

歼-5由沈飞工业公司研制，是单座单发高亚音速喷气式战斗机，主要用于昼间截击，具有一定的对地攻击能力。歼-5是仿制苏联的米格-17Ф（米格-17F）歼击机，米格-17F型51年9月首飞，52年底开始大量生产。首飞的试飞员是吴克明，当时歼-5被称为56式，直到1964年才改称歼-5。左图为首架歼-5，当时的编号涂装与现行涂装有所不同。试制工作从1954年10月开始，1956年7月19日原型机首次试飞成功，并使用苏制零件装配了13架歼-5。

1956年7月13日，全部用自制零件组装的第一架歼-5完成总装。至当年9月15日，制造出4架国产型歼-5飞机。这4架飞机参加了1956年国庆大典。至1959年下半年停产，共生产歼-5F飞机767架，有力地支援了人民空军建设。

歼-5采用单座、单发、机头进气、后掠式中单翼布局。后掠式中单翼的后掠角是45度，为双梁结构。机翼内侧有角度可控的后退式襟翼。起落架舱在机翼根部，主起落架收在机翼的两个舱内。全金属半硬壳式构造机身是圆形截面的流线体，机头进气。机身后部装有可操纵的减速板。垂直尾翼分成上下两段，下段固定在后机身的承力斜框上，上段可拆卸。垂尾后掠角为55度124米。

方向舵可转动25度。水平尾翼后掠角为45度，安装在垂直尾翼下段顶部。升降舵向上可转动32度，向下为16度。前三点式起落架均为单轮。前起落架收入前机身下部的轮舱内，主起落架收入机翼内。主起落架装有缓冲器，前起落架装有减震器和减摆器。主轮轮胎压力为85千克/厘米2。

密封式单人座舱在应急时可抛掉舱盖，可弹射座椅保证飞行员在紧急时迅速安全地脱离飞机。操纵系统为硬式操纵。副翼调整片和升降舵调整片为电操纵。液压系统用于收放起落架、襟翼、减速板、可调喷口和操纵副翼。冷气系统用于刹车、密封座舱、应急收放起落架和应急刹车等。

采用一台涡喷-5离心式加力涡轮喷气发动机，静推力2600千克，加力推力3380千克。该发动机是苏联克里莫夫设计局的VK-1F发动机的仿制品，VK-1F是米格-17的发动机。1951年航空工业局成立后，开始组织发动机生产，学习苏联新的喷气发动机生产工艺资料。

在苏联的援助下，引进了VK-1F的专利制造权。1956年6月包括我国知名发动机设计师吴大观在内的队伍，在沈阳航空发动机厂（现“沈阳黎明机械公司”）仿制成功涡喷-5。1964年生产任务转由西安红旗机械厂负责，66年转产定型投入批量生产。涡喷-5加力推力3380千克，最大推力2700千克，额定推力2400千克，巡航推力2160千克，不同状态耗油率介乎2千克/千克/小时到105千克/千克/小时之间。机内燃油1170千克，外挂两个400升副油箱。

机载设备包括超短波指挥电台、无线电罗盘、无线电高度表、信标接收机、敌我识别器、护尾器、测距器等。

机头左侧下方装两门23-1型23毫米机炮，机头右侧下方装一门31型37毫米机炮。装弹量为200发。23-1机炮初速680米/秒，射速800发/分，弹种包括航23-1杀燃、航23-1杀燃曳光、航23-1穿燃、航23-1训练自炸弹。37-1型初速690米/秒，射速400发/分，1954年开始研制，开始时因考虑到该炮性能落后、苏联已有后继型号，故仅计划少量生产以避免浪费，后来因为歼-5需求量增加，最终生产了236门后于1959年停产。机翼下可挂两枚100-250千克的炸弹。

歼-5屡建战功，1958年7月至10月击落来犯的2架F-84G和6架F-86F，其他战例无数。有趣的是越战期间的1956年4月，四架F-4入侵海南岛我方领空，我军歼-5在拦截期间，F-4匆忙发射AIM-7“麻雀”导弹，不料歼-5拐弯半径小得以逃脱，脱靶的AIM-7竟然飞向远方的一架F-4，将其击落。

歼-5为我军开拓了喷气战斗机的先河，打下了我军驾驭喷气战斗机的基础。目前，所有歼-5已经退出现役。

1958年9月，我军歼-5编队与台湾空军24架F-86编队在浙江温州地区上空遭遇，空军飞行员王自重因掉队被其中12架F-86围困。王自重单机击落敌两架F-86后，被F-86携带的AIM-9“响尾蛇”导弹击落。这厮世界上第一次实战中空空导弹取得的战绩。但当天F-86发射的AIM-9中有一发未爆炸，坠落后被我军民发现。这枚AIM-9被送往苏联，苏联在此基础上研制成功了K-13空空导弹，我国的进口仿制品即霹雳-2空空导弹。

翼展960米；机长1136米；机高380米；机翼面积2500平方米；机翼后掠角45度；；最大起飞重量6000千克；正常起飞重量5340千克；最大燃油重量1170千克（机内）1834千克（带副油箱）；最大载重量2130千克；最大平飞速度1145千米/小时（高度3000米）；巡航速度800千米/小时；最大爬升率758米/秒；实用升限16000米；最大航程1560千米（带副油箱）1020千米（不带副油箱）；续航时间2小时50分（带副油箱）。

歼-5的主要改型包括歼-5甲歼击机，这是我国在歼-5基础上改进的夜间歼击机。前机身加粗，机头上端有突出进气口前缘313毫米的鲨鱼嘴状雷达罩，进气口内加装了半球型天线中锥。这两个部位都采用硬度较小的非金属材料制造，涂蓝色油漆。由于装有简单的RP型搜索瞄准雷达，使得歼-5甲获得了较原始机型强大的夜战能力。发动机采用性能改进的涡喷-5乙。但歼-5甲的改进也有一定代价，如武器系统改成3门HP-23 23毫米航空机炮，备弹共300发，比基型火力略有下降。可外挂2枚250千克炸弹。

在打击美国B-17G轰炸机侦察改型的战斗中，我军技术人员曾改进了歼-5甲的RP雷达，将向下视野由14度改为7度，上仰视野不变，从而屏蔽了尾追低空飞行的B-17G时雷达收到的地面反射杂波。1959年5月29日，空军第18师截击大队队长蒋哲伦成功驾驶该改型战斗机击落了B-17G。此外少量退役歼-5被改装成了无人靶机，代号可能为“靶五乙”。

翼展960米；机长1136米；机高380米；机翼面积226平方米；主轮距385米；前主轮距337米；

最大起飞重量（带副油箱）6000千克；正常起飞重量5340千克；正常着陆重量4164千克；空重3939千克；最大燃油重量1170千克；（带副油箱）1834千克；

最大平飞速度（高度3000米）1145千米/小时；（高度11000米）1292千米/学生；巡航速度800千米/小时；失速速度190～210千米/小时；实用升限（无外挂，加力）16000米；动升限17500米；爬升时间（0～10000米）37分；

最大爬升率4548米/分；最大使用过载8吨；最大航程（带副油箱）1560千米；

最大航程（机内燃油）1020千米；续航时间（带副油箱）2小时50分；起飞离地速度235千米/小时；着陆接地速度170～190千米/小时；起飞滑跑距离590米；着陆滑跑距离825米。

本来鸭式布局飞机的方向稳定性就有先天性的缺陷。

　　歼－10那个非常机灵的大型单垂尾，以及其非常靠后的位置，似乎透露了设计人员对其方向稳定性的担心。

　　可能在M20以上时，歼－10方向稳定性不足，而如果再增大垂尾面积来提高方向稳定性，其本身造成的机身弹性形变又抵消了增大的方向稳定性，因此限制了歼－10的最大M数只能达到M20，而这与飞机阻力和发动机推力无关。

这一点和米格－21的情况类似。

　　笔者认为，这种情况可能性最大。

　　d)最无聊的情况，那资料根本就是假的，只是用来掩人耳目。

　　c鸭翼

　　由照片可见，歼－10的鸭翼采用的是简单的大后掠梯形翼。

　　这种机翼升力特性较差，必然会增大鸭翼配平均阻力；

　　但另一方面，这种大後掠机翼的失速性功能较很，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。

　　不过，前些年传说的鸭翼後缘襟翼并未在实机上出现？？在鸭翼後缘加装襟翼，确实可以大大提高鸭翼的平均升力，不过，也因此要付出重量增加、结构复杂的代价。

　　迄今为止，战斗机当中也只有“雷”采用了这种设计。

　　相比之下，EF－2000的鸭翼前缘後掠角要小一些。

　　笔者以为，这并不意味著它有更好的大迎角控制手段，而很可能是一种不得已的选择--EF－2000机翼太大，位置靠后，升力中心也靠后，带来的低头力矩不小，常见的大後掠鸭翼难以平衡，不得不选择升力特性较好而失速性功能稍差的中等後掠鸭翼，同时位置也前移到座舱前下方，先解决了平衡问题再说，至於因此造成的鸭翼干扰效果、大迎角控制能力下降，那也是无可奈何的事了。

　　即便如此，EF－2000起飞时仍然要靠升降副翼上偏来辅助平衡。

　　就这点来说，笔者认为，EF－2000设计并不见得比歼－10高明 。

　　d机翼

　　歼－10的机翼采用小展弦比切尖三角翼。

　　估算前缘后掠角约53度，后缘略前掠。

　　估算展弦比203，和幻影2000相当，在所有现役、即将投产的战机中是最低的 小展弦比机翼的缺点是显而易见的：诱导阻力大（特别是在亚音速区更明显），升力线斜率低（对亚/跨音速区影响较大），不利于巡航、大迎角持续机动和起降。但同时这种机翼也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。因此其超音速加速性、平衡阻力均较小，大迎角升力特性好，阵风抑制能力强（因为升力系数低的缘故），而固有缺点由于采用鸭式布局和大推力发动机而得到相当程度的改善。

　　从机翼形状来看，前缘大后掠、后缘前掠设计正是造成歼－10展弦比小的原因。 笔者认为，这是由于：歼－10翼身融合程度较大，虽然降低了翼身干扰阻力，但也造成机翼根部的绝对厚度相当大，若不减小其相对厚度，必然造成超音速阻力大增。

为此必须加大机翼根部弦长，以获得较低的相对厚度，改善超音速性功能

　　总的来看，这种机翼最有利於超音速和低空飞行。

歼－10采用如此之小的展弦比，帮助超音速截击能力和对地攻击能力在其性功能标志中占有相当重要的地位。

　　歼－10的机翼还有一个很奇怪的特点，就是内翼段具有明显的下反角，而外翼段下反角大约为0，给人一个感觉就是二战前后曾经流行的“倒海鸥”机翼又复活了。

　　这当然不是当年的“倒海鸥”机翼，但这样设计目的何在呢 ？

　　笔者猜测，这种设计可能是一个不得已的选择。

　　鸭翼和机翼之间的垂直距离必须在一定范围内，其有利干扰效果最好。

　　从歼－10鸭翼上反、内翼段下反来看，可能就是要获得最有利的干扰效果，其最佳的垂直距离可能就是鸭翼到外翼段的垂直距离。

　　但留意一下就会发现，外翼段已经接近机身腹部，如果将其直接向内延伸构成完整机翼的话，其翼梁恰很占据主起落架的收藏空间。

　　为了避开主起落架，只能将内翼段向上延伸，于是成了现在这种“倒海鸥”形 再仔小一点，如果考虑到机翼翼梁贯穿机身，进气道必然从其上方经过，再为前起落架舱留出空间，不难从照片上勾勒出“S”形进气道的大致外形。

　　这也就是当初传说的歼－10采用“S”型进气道的由来，但由此可见，这种设计主要是出于机身内部布置的需要，而非主要出于隐身要求。

　　e垂尾

　　和常见的单发鸭式布局战斗机一样，歼－10也采用了大面积单垂尾。

　　只是，这垂尾的面积实在有点大，并且位置也相当靠后，和前些时候出现的L－15完全是两种不同的风格。

　　单垂尾在大迎角时容易被机身气流遮蔽而失效，适当前移可以使部分垂尾伸出遮蔽气流之外，维持一定的控制能力。

　　歼－10的这种设计，显然是为了保证方向稳定性而在一定程度上牺牲了大迎角控制能力 。

　　众所周知，双垂尾可以提供更好的方向稳定性、更很的大迎角控制能力以及更小的RCS值（如果采用外倾设计的话）。

　　这里就有一个问题，歼－10为何不采用双垂尾设计？

　　这并不是一句“别人也是单垂尾设计”就可以解释的，更是象某人说的那样只是“为了降低成本” 。

　　笔者认为，这主要是由於鸭翼涡流的作用造成的。

　　如果鸭翼涡流正面冲击垂尾前缘，可能对垂尾和控制造成不良影响？？F/A－18正是由于边条涡冲击垂尾，造成垂尾抖振和前缘裂纹。因此垂尾的安装位置应该避免鸭翼涡流的正面冲击。

　　对鸭式双垂尾飞机而言，鸭翼和垂尾的相对位置无非两种：垂尾处於鸭翼翼根内侧，垂尾出於鸭翼翼尖外侧。

　　而双垂尾必须有一定的间距才能发挥良好的作用，换句话说，安装双垂尾需要一定空间。

歼-10战斗机的“EPU”(应急动力系统)的排气孔，在飞机发动机空中停车时，为飞机提供紧急动力及电源，用于重新启动发动机、保证飞机操作系统、液压系统和电子设备的应急供电。

军机上的应急能源被称作：EPU

EPU就是在正常和备用的电源、液压源失效后，提供飞机最后应急的电源和液压源。

在高空发生空中停车后，可由EPU提供应急的电源和液压源，保证飞机能被操纵，飞行员将飞机降到可以用APU起动发动机的高度和速度后，重新在空中起动发动机。如果空中起动不成功，EPU一直提供操纵能量让飞行员操纵飞机滑翔落地。

《兵器知识》曾经介绍过，歼-10的这个“EPU”(应急动力系统)以火箭燃料为应急动力源，所以需要较大的排气孔。