水轰-5的三视图

水轰-5的基本性能数据：

机长 38.9米
机高 9.80米
翼展 36米
机翼面积 144平方米
起飞重量 45000千克
正常起飞重重 36000千克
最大平飞速度 556千米/时
实用升限 10250米
爬升率 11.3米/秒
最大航程 4900千米
最大续航时间 11小时53分
最大机内载油 13417千克
起飞滑水距离 482米
着水滑跑距离 853米

直-8大型多用途直升机

我国于70年代末购进了14架法国航宇工业公司研制的SA321“超黄蜂”大型多用途直升机，交由海军航空兵部队使用。该机型在法国于1966年开始交付使用，装备后成为我国第一代舰载机。随后，我国开始在“超黄蜂”得基础上仿制直-8。

直-8原型机

直-8的研究工作由中国直升机设计研究所与昌河飞机工业公司共同执行。1976年研制工作开始，首架原型机于1985年12月首飞，1989年11月通过国家技术鉴定，1994年12月设计定型。1989年，首架生产型直-8于交付海军航空兵使用。尽管直-8早已进入批量生产状态，但产量却很少，外界估计仅有15架。直-8曾经被看作中国陆航、海航的一大飞跃，因为这是我国第一种国产大中型多用途直升机。不想在2002年前的漫长岁月里，直-8生产量很低，不超过20架，又变成了一个鸡肋。

我军的原装“超黄蜂”

直-8采用了常规的直升机总体布局，单旋翼带尾桨。旋翼为6片矩形胶接全金属桨叶，桨毂铰接式，装有挥舞铰、轴向铰和带液压减震的摆向铰。位于尾翼顶端的尾桨共5片。为适应水上用途，采用船形机身，水密舱，两侧有固定水陆两用短翼浮筒，可以进行水上起降。在陆上采用不可收放前三点式起落架。直-8采用3台涡轴-6型发动机，两台在减速器前，一台在后，单台最大起飞功率1128千瓦(1550马力)。机内主油箱由3组8个软油箱组成，总有效容积3900升。燃油箱及相关舱室均有通风系统，每组油箱有一个重力加油口，位于机身左侧。

直-8可载运27名全副武装的士兵，此时航程700千米，最大载重情况下可载运39人；也可以载运一辆BJ-22吉普及有关人员；或装载3000公斤货物飞行500千米，或外挂运送5000千克货物到50千米外的目标区域，然后返回原地。用于救护时直-8舱内可载15名伤病员及担架，以及一名医护人员。执行搜索救援时，机上可装备一台液压救生绞车和两只救生艇，在陆地和海上执行救援任务。

直-8原型机的浮水试验

实际上我国仿制直-8的目的不在于陆基使用，而是为获得一种可靠的舰载直升机。因此直-8很快发展了舰载型号。直-8可装备吊放声纳、搜索雷达，可采用的武器包括鱼雷或导弹等。执行扫雷任务时，可拖曳一个扫雷具，在距基地92千米的水域以46千米的时速扫雷两小时。布雷作战时可携带8枚250千克的水雷。

直-8还可用于人员运输、地质勘探、航空测绘、建筑施工、森林防火、边防巡逻、通讯联络指挥等民用用途。直-8曾顺利执行过抢险救灾和科研试飞等任务，1993年首飞西沙成功。直-8产量低的原因尚无公开资料可询，估计最大的可能是仿制品的性能不行，或核心部件无法自行生产，如发动机。从陆航大量购入米-17来看，直-8在陆军没什么地位。海航装备了直-9，也许这种轻型直升机才是吨位还不大的海军舰艇所急需的。直-8原型SA321性能其实不错，是法军主力，我们辛辛苦苦仿制出来，却又无法解决核心部件问题的国产化问题。

直-8A陆军型原型机

直8舱内的130毫米火箭炮

2002年5月外电报道，中国计划恢复直-8的生产，将采用加拿大普·惠公司的PT6系列发动机，进而引进其发动机生产技术。报道称昌河公司在1997年停止生产直-8之前，已经制造了17架，其中12架目前在海军服役。如报道属实，说明军方还是希望能有一种自行研制的大型直升机可用。此外也侧面印证了直-8存在发动机无法自行研制的问题。

直-8F

所谓“柳暗花明又一村”，2002年航展上直-8F的出现，宣告了直-8吐气扬眉的日子到来了。F型是直-8A的最新改型，换装了进口PT6B-67A发动机（下图为PT-6B），最大起飞功率从1190千瓦提高到了1448千瓦，升限提高到4700米，有效地效悬停由原来的1900米提高到2800米。F型能在4500米高原启动，发动机大幅度增加了首翻期，达到了3500小时。进气口增装防沙装置，改善野外使用性能，因此座舱上方机体外形上有所变化。用有防冰除冰能力的复合材料桨叶替换原先的金属桨叶，提高了悬翼的寿命效率和性能，改装新的航电系统。F型目前仍在研制阶段，计划2005年换发型投放市场，有望大量装备解放军使用。而PT6系列发动机也必然要展开国产化工作

PT-6B

前面的是装有搜索雷达的夜航型

直-8大型多用途直升机海军型号昼间型

直-8大型多用途直升机海军型号

直-8在演练机舰配合悬停加油

直-8大型多用途直升机的三视图

基本技术数据

旋翼直径 18.90米
尾桨直径 4.00米
机长(旋翼、尾桨旋转) 23.05米
机高(旋翼、尾桨旋转) 6.66米
机身长 20.27米

空重 7095千克
最大起飞重量 (标准燃油)10592千克(带副油箱)13000千克
起飞重量 9000千克
最大平飞速度 315千米/小时
最大巡航速度 266千米/小时
经济巡航速度255千米/小时
海平面爬升率 11.5米/秒(单发停车)
实用升限 6000米
悬停高度 5500米(有地效)，4400米(无地效)
最大航程 830千米
续航时间 2小时31分钟(最大标准燃油、单发停车、无余油)

下面来看一下我国二代飞机中一些下马的项目

直-6

“ 直-6是哈尔滨飞机工业公司在直-5基础上改型设计的以空降为主的多用途直升机，1969年12月15日首飞。后由中国直升机设计研究所负责，1970年转至常州飞机制造厂和昌河飞机工业公司进行生产，1977年设计定型，共生产了15架，未能正式投产。
直-6机身上部安装1台涡轴-5发动机，功率1618千瓦。载12人。

基本数据

机长20.962米
机高5.593米
旋翼直径21米
空重4820千克
最大起飞重量7600千克
最大速度192千米/小时
最大航程651千米
载重1200千克

直-7

早在60年代中期，我国在研制轻型和中型直升机产品的同时，已开始考虑研制能装载排级单位的重型直升机。1969年中国航空研究院决定由新组建的直升机设计研究所承担重型直升机的设计任务，机型编号为直-7。研制方案是：装两台涡轴-5甲发动机，采用6片旋翼；除重新设计桨毂和减速器外，其它尽量采用直-5和直-6的零部件。直-7设计为最大起飞重14400千克，有效商载3500千克，最大速度240千米／小时，最大航程35O千米，实用升限6000米。1971年直-7开始进行机体和部件的静力试验及调试。其间一度决定将直-7作为舰载直升机。1975年5月，直-7零部件加工完成了97％，并已装配成两架机体，配套生产的成品已到货9O%。1979年直-7完成了全机静力试验。1979年6月28日决定直-7研制工作停止。据说原因是国家财力有限，不可能在研究直-7的同时，在资金上保障由景德镇直升机厂的仿制直-8型直升机项目。因此直-7被迫夭折，但研制的许多成果为研制直-8打下了基础。

歼9

歼击9 型截击机是一种全天候高空高速要地防空截击机，主要以苏“逆火”和美 B-1B 超音速轰炸机为主要作战对象。设计技术指标达双 26（升限 26 公里，时速 2.6 马赫），可以说是中国歼击机性能之最了。研制的提出是在 1964 年，那时因为 1963 年冬季以来，歼7 飞机参加了几次高空作战，暴露出它升限留空时间短，高空高速性能差，没有雷达，高空机动性差等缺陷。另外，在作战火力和起飞着陆性能上也有待加强和改善。因此，自 1964 年初开始，六零一所就开始考虑改进歼7，以满足高空作战要求。1964 年 10 月 25 日，六院在沈阳六零一所召开了“米格-21 和伊尔-28 改进改型预备会”。会上，六零一所提出了米格-21 的两种改型方案，一种为双发型，另一种为单发型。前者计划装用两台涡喷 7 发动机的改进型，飞机气动外形则参照米格-21 飞机，不做大的改变，这一方案发展成了歼8；而后者拟装六零六所新设计的推力为 8,500 公斤的加力式涡轮风扇发动机（910），这一方案则发展成了歼9。当时，两种方案的飞行性能均与美国的 F-4B 相当，即升限 20 公里，最大马赫数 2。2，基本航程 1，600 公里，重量约 10 吨。

1965 年 1 月 12-17 日，三机部在北京召开了航空工业企事业单位领导干部会，会议期间又由段子俊副部长主持召开了新机研制工作座谈会，由于担心新发动机研制周期长，所以会议一致同意以米格-21 为原准机搞双发设计方案，从而确定了歼8 的研制方向。但会后又提出“双 25”的单发方案。即一开始六零一所提出的单发方案。六零一所在摸透米格-21 的同时，对国内外有关技术情况进行了调研，提出了歼8 飞机的初步战术技术要求，并于 1965 年 3 月 19 日上报六院，指导思想是突出高空高速性能，增大航程，提高爬升率和加强火力，性能指标要求是使用升限 19-20 公里，最大平飞马赫数 2.1-2.2。六零一所设想 1967年歼 8 飞机完成首飞，1970 年能小批装备部队。但是到了 1965 年 4 月 12 日，三机部又正式下达“关于开展歼9 飞机方案设计”的通知，要求在两个方面进行方案论证和比较：

　　1.突出歼击性能，兼顾截击作战和对付低空高速目标，最大马赫数 2.3 左右，升限 20 公里左右，航程要大，作战半径大于 450 公里。

　　2.突出截击性能，兼顾歼击作战，最大马赫数 2.4-2.5，升限 21-22 公里，作战半径 350 公里。

　　飞机总重量控制在 14 吨左右。

　　在随后的时间里，歼8 飞机很快得到了批准，并定下了试制的具体时间表。歼9 也取得了一定的进展。六零一所先是进行了歼9 气动布局参数的选择，选出了 4 种机翼平面形状，即前缘后掠 50 度的后掠翼，前缘后掠 57 度的三角翼，前缘后掠 55 度的后掠翼，以及双前缘后掠角的双三角翼，并设计了风洞模型。

1966 年 4 月 1 日，三机部向国防工办，国防科工委呈报了“歼9 飞机设计方案”。国防科工委开会审查了歼9 飞机的设计方案，并向军委呈报了“歼9 飞机战术技术论证报告”。报告提出歼9 最大马赫数 2.4，升限 20-21 公里，最大航程 3,000 公里，作战半径 600 公里，最大续航时间 3 小时，最大爬升率 180-200 米每秒。六零一所对四种机翼平面形状方案均做出了模型，进行了风洞实验。其中主要是考虑采用后掠翼还是三角翼，后掠翼和三角翼都是采用前缘后掠的方法来增加机翼的临界马赫数。但是如果超音速飞行增加到马赫数为 2.0 时，要采用亚音速后掠翼方案就必须使前缘后掠角大于 60 度，但前缘后掠角过大，翼根结构受力就会恶化，将增加结构重量；另外，低速时空气动力特性也将恶化，升力下降，阻力增加。故采用大后掠翼很不利，而三角翼则比较适用，不但具有后掠翼所具有的优点，而且比较长的翼根弦长保证了根部结构受力状况，减轻结构重量，而且还有助于保证飞机的纵向飞行稳定性。所以六零一所淘汰了前三个方案，又把三角翼的前缘后掠角改为 55 度，称为歼9IV 方案。这是一种正常布局形式的三角翼方案，起动外形上除机头改为两侧进气外，其余均与歼7，歼8 相同，类似于超7 的早期型，也就是歼7CP 的气动外形，只是尺寸上要大得多。由于这种方案对米格-21 的改动并不算很大，所以成功的把握性挺大。

但从 1966 年第四季度到 1967 年初，经过风洞实验发现，歼9IV 方案的机动性不够理想，于是又提出无尾三角翼方案，称 V 方案。V 方案是两侧进气的无尾三角翼飞机，前缘后掠角 60 度，翼面积达 62 平方米。由于降低了翼载荷，V 方案的机动性较好，但升降副翼的刚度和*纵功率问题以及零升力矩带来的*纵困难却难以解决。然而在此期间，歼8 则发展的较为顺利。1966 年底，六零一所完成了全部图纸设计工作。8 月由一一二厂开始试制两架原型机，1968 年 6 月，01 号原型机总装完成。12 月 19 日完成首次地面滑行，虽然滑行中前轮摆振严重，紧急刹车时左侧主轮轮胎爆破。但是歼8 仍于 1969 年 7 月 5 日，由试飞员尹玉焕驾驶，在一一二厂完成了首次航线起落试飞，历时 30 分钟，试飞中飞行高度 3,000 米，速度 500 公里每小时。但是随后“文化大革命”开始，两机的研制工作也就处于了停顿状态。1968 年 3 月，六院召开了“动员落实歼9 飞机研制任务”会议，决定采用 V 方案，并提出力争 1969 年“十一”前把歼9 送上天，向国庆 20 周年献礼。由于 V 方案一些技术问题难于解决，加上国内生产不正常，V 方案一直搞不下去，于是六院指示停止了 V 方案的试制。1969 年 2 月 3 日，六零一所决定抽出部分力量继续进行歼9 飞机的研制。1969 年 10 月 10 日，航空工业领导小组决定研制歼9，并决定先试制两侧进气的正常布局三角翼方案，即歼9IV 方案。把试制工作安排在了一一二厂，要求 1971 年底上天。1969 年 10 月 30 日，三机部和六院军管会根据实际情况，决定把歼9 试制任务定点在一三二厂（成都飞机公司）。

1970 年 5 月 4 日，六零一所抽出 300 多人到成都空军十三航校（后组建成六一一所），从事歼9 飞机的试制工作。1970 年 6月 9 日，航空工业领导小组在北京开会审查歼9 方案，要求“歼9 的机动性要好，活动半径 900-1,000 公里，重量 13 吨，使用过载8g，升限 25 公里，飞行马赫数 2.5。1970 年 11 月，六院在西安召开厂，所领导干部会议。空军领导对正在研制中的歼9 又提出了新的要求：“双 25 太小，双 28 太高，应该是双 26，即最大使用马赫数 2.6，静升限 26 公里，最大使用表速 1,300 公里每小时”。根据这一新要求，歼9 原有布局均不能满足，最后选择了鸭式布局，腹部或两侧进气的方案。可是工作一段后发现，升限指标太高，发动机性能达不到，歼9 飞机的研制工作又可能搁浅。1975 年 1 月 10 日，三机部以（75）三院字 8 号文“关于请求继续研制歼9 飞机的报告”上报国务院，中央军委。文件希望对歼 9 的指标作些调整，即最大马赫数 2.5-2.6，升限 23 公里，最大爬升率 220 米每秒，基本航程 2,000 公里，作战半径大于 600 公里。1975 年 2 月 18 日，国务院，中央军委下达国发（1975）34 号文，同意按调整后的指标继续研制歼9 飞机。1975 年 12 月 23 日。国家计委，国务院国防工办以（75）工办字 395 号文批准三机部上报的歼9 飞机研制实施计划。同意零批试制 5 架，1980 年首架上天，1983 年设计定型。并原则上同意到 1983 年拨给研制费 4 亿元。1976 年初。六一一所进一步调整了歼9 总体气动力布局和设计参数，形成歼9VI-II 方案，其特点是：鸭式布局，60 度三角翼。面积 50 平方米，鸭翼为 55 度三角翼，面积 2.58 平方米，固定安装角 3 度，机身长 18 米，两侧进气。进气道为二元可调节多波系混合压缩式。装一台 910 涡扇发动机，地面全加力静推力 12,400 公斤。装 205 雷达，探测距离 60-70 公里，跟踪距离 45-52 公里。带两枚 PL-4 拦射导弹，最大有效射程 8 公里，导引头截获距离 18 公里。

1978 年，由于六一一所承担的歼7 大改（即歼7III）的设计发图工作要求紧迫，歼9 的研制工作开始收缩。1980 年，为贯彻国家国民经济调整方针歼9 的研制工作即全部中止。机体研制费约 2,122 万元。但歼8 的研制工作并没有停下来。根据最初的战术技木要求，歼8 飞机本来就是全天候的。但歼8 拟装用的交流供电系统和新雷达的研制工作动手较晚，赶不上歼8 的研制进度，于是上级决定歼8 飞机分两步设计定型。第一步按直流供电装测距器的“白天型飞机”定型，第二步再按交流供电装新雷达的“全天候型飞机”定型。1979 年 12 月 31 日，航空产品定型委员会同意歼8 设计定型，1980 年 3 月 2 日，中央军委常规军工产品定型委员会以（80）军定字第 40 号文批准。1986 年 2 月 20 日。国务院、中央军委常规军工产品定型委员会批准歼8 白天型飞机生产定型。中国在下一代主力歼击机选择上，本着务实，求稳的态度，最终选择了歼8 路线。虽然一开始时该方案仅仅是米格-21 的简单放大，性能也并不出众，但经过后来的不断改进，在技术指标上具备了三代机的水平，并最终成为了一种成功的歼击机。而歼9 设计思想前卫，在设计性能上无疑是大大超越了歼8 方案，但是在研制过程中所遇到的不可逾越的困难屡屡不断，研制工作很难进行。所以在这个事关祖国命运的重大抉择上，选择了歼8 这个渐改方案显然是正确的，而歼9的研制过程中也取得了许多经验和技术，并在后来成功地运用于歼8 的研制开发中。

歼-11(旧)

沈阳飞机厂提出的装一台英制斯贝512加力涡扇发动机的轻型战斗机方案，采用常规布局，机头呈锥型，两侧进气，三维进气道，装备645或204雷达。采用后掠式上单翼，机翼上前缘缝翼并有锯齿，武器为2门30mm机炮和2枚红外格斗导弹，或可挂载2组火箭或炸弹，座舱采用零-零弹射坐椅。但因英制斯贝512发动机后来无法获得，1970年歼-11计划下马。

歼击13 型飞机

歼13 飞机的设计思想酝酿于 1971 年底，当时根据六院的指示由 601 所招收研究下一代歼击机方案。601 所根据作为我国空军歼击机主力的歼6 已经落后的情况，认为应研制接替歼6 的空战歼击机，作为 80 年代的空军主力战斗机。带着这一设想，601 所派人于 1972，1974 年两次去空，海军 12 个部队进行调查研究，新歼击机的设想得到空，海军领导机关的赞同。1974 年初，空军全面提出了歼6 后继机的战术技术要求。1975 年冬，空军有关部门又与设计部门反复探讨，正是拟定了歼6 后继机的战术技术要求，1976 年上报，同年 4 月 24 日，常规装备发展领导小组正式行文批复。在方案论证过程中，最大的问题是缺乏合适的发动机。对有可能选用的发动机，技术人员意见不同。为此，于1976 年 6 月，三机部专门召开了歼6 后继机动力装置选择论证会。1976 年底常规装备发展领导小组正式批准采用一台涡扇6 加力风扇发动机。

1976 年 9 月，三机部在沈阳召开了歼6 后继机武器火控系统座谈会，通知和空、海军、四机部、五机部以及有关厂，所，部门座谈讨论，初步确定了歼6 后继机的武器，火控系统配置方案。1976 年 11 月的一次会议上，又对机载电子设备进行了讨论。在方案论证，审查过程中，自 1973 年起，进行了多种气动布局的风洞试验，达 3,000 多次；自 1974 年起，对 20 多种机翼结构设计方案进行了强度和气动弹性计算；自 1975 年下厂征求工艺员和工人的意见，对方案进行了调整和修改；1976 年以来，又和 621，625 所以及冶金部工厂进行了材料选用和工艺方案的讨论。1977 年 6 月 1 日至 11 日，三机部在北京召开了歼13 飞机论证会。国家计委，国防工办，总参装备部，空军，海军，航定委，一，四，五机部，冶金，石油，轻工部，建材总局等 71 个单位 256 名代表参加了会议，其中王震也参加了会议。会议认真审查方案之后认为“飞机的总体方案是先进可行的，经过努力是可以实现的。1978 年 8 月，从国外引进了米格-23MC（MiG-23MS Flogger E），以 601 所，112 厂为主进行了全面的技术分析，其发动机 P-29 主要由 410 厂分析。1979 年 3 月 10 日，三机部下达了开展歼13 飞机选用涡喷15（P-29）发动机方案论证的通知。601 所经过计算，歼13 改用涡喷15 发动机，是飞机有些性能提高，发动机的现实性和把握性也比较大。同年 10 月 9 日，在沈阳召开了歼13 装涡喷15 发动机方案论证会。1980 年 5 月，总参和国防工办正式批准歼13 改用涡喷15 发动机。但由于后来由于空军队装备发展规划的调整以及缩短新机研制战线等原因，1981 年 3 月以后，停止了研制，直接研制费 1,221 万元。

歼13 型歼击机的气动外形十分巧妙。首先，作为一架绝对空中优势歼击机，歼13 即需要具备尽可能大的最大飞行马赫数以追击或规避敌机，又需要能在亚音速或跨音速作高机动飞行。为了平衡矛盾，该机主翼采用了边条机翼形式。由于有边条前翼，使整架飞机的有效后掠角增大，相对厚度减小，所以激波阻力较小，适合于超音速飞行的要求。而基本翼的存在，又使整个机翼的有效展弦比增大，可减小低亚音速及跨音速时的诱导阻力，特别是大仰角飞行时，从边条分离产生的边条涡形成有利干扰从而增加了升力。另外拖出的边条涡还可以给上翼面补充动能，延缓基本翼上的分离，从而又可以产生相当大的附加升力，这就非常有利于飞机在高亚音速或跨音速时作高机动飞行（要求有尽可能高的可用升力）。在当时同量级的新战斗机中，同时研制的还有美制的 F-16，这一型飞机设计非常成功，并经过了不断改进，成为了北约国家的主力装备。虽然同处两个世界，意识形态完全不同。歼13 与 F-16 的外形差别也是非常之大，但是在主翼的设计上确是惊人的相似。同是采用了边条翼形式。虽然这一机翼构型现在已是十分常见，但在 60 年代末却是绝无仅有的。而且美国毕竟至少拥有二次世界大战以及喷气时代歼击机设计的经验，而中国什么都没有，能参考的至多不过是米格-19，然而在完全独立的，没有任何经验的情况下，竟能设计出如此先进而巧妙的机翼构型，本身就是个奇迹。不仅如此，为了使阻力减至尽可能的小，歼13 采用了上单翼。但是上单翼形式稳定性好，不利于高机动飞行。所以该机在设计时巧妙地使主翼下反，增加了飞机的轴向不稳定性，解决了这个矛盾的问题。　　而且该型机是中国歼击机首次采用前缘机动襟翼，虽然偏转速度现在已不得而知，但足以和飞机的俯仰姿态响应，和飞机的飞行马赫数及仰角相配。更何况当时我国还没有随控布局中的“放宽静稳定度”技术，飞机无法靠“增稳系统”自动控制舵面，所以使用这一设计是十分大胆的。