枭龙FC-1最大飞行M数原本不是问题，成飞网站已公布该机的最大M数为1.6。然而，网上还是有人提出，该机的04号对进气道做了修改，已将其最大飞行M数提高至1.8-2.0。本文试就其可行性进行技术分析。

 
资料图：枭龙战机

　　首先要从枭龙FC-1为什么要将最大M数定在1.6说起。据中国工程院院士、原成都飞机工业公司总工程师屠基达透露，其实中方设定的指示，最大M数为1.8。然而巴基斯坦却强调飞机的最大外挂能力和起降性能，并提出"为达到大的外挂能力，宁可最大M数只有1.6"（巴空军项目主管萨里姆语）。
　　
　　由于技术的限制，飞机的机动性能（含外挂能力，下同）与超音速能力对飞机设计的要求是相反的，这里就涉及一个取舍问题。在发动机推力已确定的条件下，机动性能与超音速性能对指标的要求就呈现出相互矛盾的情况。
　　
　　比如，强调机动性能和外挂能力，其前提条件是飞机有尽可能大的升力系数，包括机翼面积、展弦比、机翼形态（平面形态和剖面形态）必须适应这种要求。通常来说，加大机翼面积、展弦比、机翼剖面厚度、减小机翼的后掠角度都会提升力系数。然而事物的发展并非尽如人意，在采取是述措施提FC-1升力系数的同时，却会极大的提升其阻力系数，并直接影响其最大M数。
　　
　　众所周知，超声音速飞行的最大阻力是波阻，其能量之大可消耗发动机全部动力的四分之三。而影响波阻的主要因素又是机翼后掠角、机翼相对厚度和展弦比。
　　
　　采用42度后掠角波阻系数肯定大于60度角，其临界M数增加百分比大约相差一倍。当然，为了提升飞机的升力系数，采取中等后掠角的机翼平面形态也是必须的。
　　
　　机翼剖面的相对厚度同波阻有密切的关系。波阻大致同相对厚度的平方成正比，如相对厚度增加二倍，则波阻增加四倍。如机翼剖面厚度为6%、8%、10%，M数1.5时，波阻系数（Cxw）分别为0.025、0.037、0.054；M数1.6时，波阻系数（Cxw）分别为0.022、0.034、0.05。选择机翼相对厚度小的剖面可推迟机翼上局部激波和波阻的发生，改善超音速性能。
　　
　　小展弦比的短而宽的机翼，在超音速气流中也可减小波阻。因为激波面是沿着机翼前缘和后缘产生的，既然缩短了翼展的长度，自然也就减少了激波面的长度，因而也就减小了波阻。
　　
　　然而，选择小的机翼相对厚度和展弦比又难以达到巴方对飞机机动性能和外挂能力的要求。而巴空军也深知这其中的关系，因此他们提出"为达到大的外挂能力，宁可最大M数只有1.6"的指标。这就是说，最大M数为1.6是一个在超音速性能方面最低的控制指标，在满足这个指标的前提下，中方的任务就是尽一切可能提升飞机的机动性能（包括外挂能力）。这里就涉及一个取舍问题，最终中方选择的大展弦比（F-16的展弦比为3.2，FC-1的展弦比为3.67），估计机翼相对厚度也会超过F-16（F-16A的相对厚度为4%，估计FC-1为提升其升力系数会选择5%-6%）。
　　
　　当然，为保证FC-1最大M数不小于1.6。设计上应当有一定余量。据屠基达院士介绍，当年米高扬设计局派出的四名专家参加评审时就建议，确定零升阻力系数要考虑由吹风模型到实际飞机的有害因素，要适当加大系数。因此FC-1的实际最大M数可能会略大于1.6。
　　
　　因此，在机翼平面形态相同，推重比小于F-16，展弦比和机翼相对厚度大于F-16的情况下，FC-1绝对不可能达到和接近F-16的最大M数。而04号FC-1出来后，并没有对影响飞机最大M数的主要因素：机翼后掠角、展弦比、机翼相对厚度和发动机推力进行改善，反而因为加宽边条而增大了机翼面积。因此，不存在提升最大M数的基本条件。而所以FC-1的最大M数依然为其设计指标1.6，或者略大一点，如1.65左右（作者：天龙，转贴请注明）。

 
资料图：美制F-16的最大飞行M数不超过2.0