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帖子主题:《转载》:如何看F35的机动性能

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《转载》:如何看F35的机动性能

F 一3 5 战斗机作为美国第一种海军、空军和海军陆战队通用的联合战机,在集成众多先进技术的同时也承受了极高的性能指标要求。各军种不同的需求之间矛盾难以协调, 从F 3 5 诞生之日起便争议不断,尤其是2 0 0 4 年超重问题曝光之后, F 一3 5 一夜之间被推到了各参与国军界和舆论界的风口浪尖之上。众所周知, 超重直接影响飞机的飞行性能, 而优异的飞行性能则是一型优秀战机的重要特征;此外超重还会间接影响航程/载荷性能, 以及J S F 计划其他参与国重视的空战性能(对于某些想买F 一2 2 而不得的国家, F 一3 5 无疑会成为其倚仗的空优主力) 。就在F 一3 5 减重计划紧锣密鼓实施之际,与其相关的负面消息却接踵而至。

0 8 年底围绕着F一3 5 流传着两件事:一是据传在美国兰德(R A N D )公司进行的兵棋推演中, F - 3 5 输给了苏霍伊战机。另一件是美国军事评论家W i n s l o w W h e e l e r和有F 一16 概念之父称号的P i e r r e S p r e y 对F 一3 5 大加抨击, 认为其“ 是一只狗”:“ F 一3 5 有2 2 4 6 0 千克的空战起飞重量,但只有1 9 0 5 6 千克的推力(此数据低于普惠F 一1 3 5发动机官方文件的1 95 2 2 千克, 可能是安装推力) , 使得它的推重比在新式战机面前明显处于下风。此外对于空军型(F 一3 5 A ) 和海军陆战队型(F一3 5 B ) 而言, 由于只有4 3 平米的翼面积,其起飞翼载将高达5 2 2 千克/平方米。” 两人据此得出结论:“F - 35实际上比越战时的F 1 0 5 机动性更差”。但与此同时, 美国空军准将C h a r l e sD a v i s 给出了官方辟谣声明, 称F - 3 5 在空战模拟中不仅击败了包括苏霍伊战机在内的各种空中威胁,而且优势非常明显。针对S p e r y 和Wh e e l e r 对F 一3 5 的恶评, D a v is回敬道: F - 3 5 不是狗, 而是一匹赛马。

此外, 就是这种貌似超重且动力不足的飞机, 在飞行测试中的表现却让人大跌眼镜:第一架F - 3 5 A (A A — 1 ) 首飞时, 虽然没有收起起落架且禁止打开加力,伴飞的F 一1 6 C 却难以跟上, 甚至需要间歇性的打开加力才能完成追踪观测的任务。要知道F 一1 6 C 是第三代战斗机中加速性最为优异的型号, 在9 3 0 0 米高度, 其外挂两枚中距导弹和两枚近距导弹从0 . 9 马赫加速至1 . 6 马赫仅需5 9 秒(据1 9 9 3 年国际航空精华本数据,同样以推重比著称的M i G 一2 9 A在相同构型下需8 6 秒) 。

针对几种截然不同的声音, 笔者希望根据官方的F - 3 5 数据、飞行员访谈、F 一35 实际试飞表现等推测一下F 一3 5 系列(主要是F 一3 5 A ) 的飞行性能。众所周知,飞机的飞行性能由气动、动力、飞控三大因素决定。任何具有良好飞行性能的飞机, 必须有强劲的动力提供足够的单位重量剩余功率(se p ) , 气动设计上追求高升低阻, 而飞控系统则要能够根据飞行状态实时调整各操纵面来达成最佳的控制效果。在下文中, 笔者也会主要围绕这几个方面进行分析。

从1 99 6 年J S F 项目提出以来, F - 3 5的空重指标不断变化,根据J S F 项目团队的年度进展报告,F - 3 5 的动力装置总重约为2 5 1 5 . 5 千克(动力装置除发动机外还包括进气系统、燃油系统和推进系统,通常有数百千克重), 加上原先不计动力装置的1 0 0 3 8 千克,得出12 5 5 3 . 5 千克。如果洛马按美军习惯计算的是“ 使用空重” (o p e r a t i o n w e i g h t )而非“ 基本空重”, 则还需算上全部机炮炮弹、飞行员及其随身装备、滑油/死油等。

J S F 项目超重问题的一大根源在于原先设定过高的航程/载荷指标。单发战斗机的机体空间本来就十分有限,如果硬要塞下内置弹仓和与其体重不相称的大量内载燃料, 机体必然会变得肥胖。在J S F 减重计划中, 降低航程/载荷指标也是重要措施之一,这样可以节省机内空间、减轻结构重量, 甚至减小机身横截面积、降低气动阻力, 同时“ 死油” 等也会少些。

2 0 0 6 年底试飞的F一3 5 A (A A 一1 ) 并未采取任何减重措施,第一架采用减重措施的F - 3 5 B S T O V L 型比原先减少了90 0千克空重。在去年1 2 月1 9 日, 第一架采用减重措施的F 一3 5 A (A F 一1 )下线,从目前有限的图片判断, 和A A 一1 相比A F — l 改动了主起落架支柱与前起落架舱门的构型,起落架舱内缩且更为平整。采用减重措施的S T O V L 型取得了可观的9 0 0 千克收益, C T O L 型由于结构上的差异不能完全照搬这个数字。不过有一点可以肯定, 那就是F一3 5 A 已经得到明显的减轻, A A 一1 的实测数据不再适用, 在此判定现在的F 一3 5 A (A F 一1 ) 使用空重理想值1 2 吨、上限1 2 . 5 吨应不为过。如无特别说明,下文中所指“ 空重” 均为基本空重而非使用空重。

F - 3 5 推重比计算推重比是衡量飞行性能的重要参考数据之一。目前军事爱好者中流传的推重比估算方法,通常是假定飞机携带其油箱容量一定比例的燃料(最大容量的5 0 %或6 0 0/0 ) , 并在空重基础上加上飞行员、两枚格斗导弹的重量,再以发动机台架最大推力除之, 即可得到有一定参考价值的空战推重比。这种方法忽略了一个很重要的问题。发动机安装到飞机上之后, 其实际推力是飞行速度、高度的函数,甚至会与台架推力有较高的偏差;如果全然不顾这些变化,其计算结果的参考价值自然大打折扣。

根据F — I 3 5 装机推力随速度关系表由表格可见,在海平面高度, 低亚音速段, 二者的实际推力都低于台架值, 但推力随速度的增加缓慢恢复。由此可见, 发动机实际推力对速度、高度和进气道特性十分敏感。计算一架飞机在全包线范围内的推重比绝非易事,改善实际推力曲线(而非单纯的台架值) 也是航空发动机近年发展的重点。考虑到F 一3 5 的D S I 进气道更偏重于中、低速性能,更加接近F 一16 的皮托管进气道, 再加上师出同门(F 一1 0 0 系列和F 一1 3 5 均为普拉特? 惠特尼的产品), 因此笔者假设F — 1 3 5 的装机推力具有和F 一1 0 0 一P W 一2 2 0 相似的推力曲线, 即实际推力与台架推力的比值与F 一1 0 0 一P W 一2 2 0 相当。考虑到数十年来普- 惠公司努力采用了众多新技术改善推力曲线, 这种粗糙的处理方法无疑会严重低估F 一1 3 5 的性能, 但可以使结果更有说服力。

下面我们先把推力放在一边, 着重讨论一下推重比的分母: 重量。前面提到的计算“ 空战重量” 的方法, 是空重+5 0 % 内载燃料+ 其他(如飞行员、两枚格斗导弹) ,但这里必须指出, 所谓的“ 5 0 % 内载燃料”是一根很大的橡皮筋,也是玩弄手法的良好道具。举个比较极端的例子, 如果改装一架飞机, 其余性能不变仅仅缩小内载油箱容积, 那么在纸面上该机的推重比无疑会明显提高, 但这真的能反映出飞机性能的增长吗? 亦或扩大其内载油箱容积, 我们是不是也能得出其机动性下降的结论呢? 这便是“5 0 % 内载燃料” 不合理之处。在笔者看来, 较为公平的做法是“ 相同载油系数” 而非“ 相同油箱容量的百分比”。

如果忽略发动机单位油耗(S F C ) 的差别,战机的留空时间取决于其载油系数(实际上还要考虑巡航升阻比的差异, 但空战不比巡航, 发动机不会维持在和巡航状态相同的转速/推力之下。再考虑到现代战机采用了各种增升措施,这方面的差距已经比发动机S F C 的差异更低, 故忽略之) 。让A 飞机带着能飞1 0 分钟的燃料, 去和带着能飞2 0 分钟燃料的B 飞机比较推重比, 显然是不公平的。简而言之: 重飞机多带油,而轻飞机少带油。

那么具体应如何操作呢?载油系数= 油重/(空重+ 油重+ 其他)= 1/ ( (空重/油重) + l+ 其他/油重) 。上式的分母第三项是“ 其他/油重”。一般来说这个“ 其他” 是很小的, 飞行员+ 两枚A I M 一9 导弹也不足2 8 0 千克, 对于数以吨计的载油而言, 第三项对分母的贡献远小于其余两项。若追求载油系数的公平, 只需(空重/油重) 为常数, 即油重与空重呈正比, 就可以取得近似度很好的结果。另外笔者需着重指出,一直以来美式战机相对较高的载油系数使其在军事爱好者的估算中吃了较多的亏,并引起了相当大的误解, 而俄式战机则尝到了不少甜头。

以第三代重型机为例, 空重1 6 8 0 0 千克的S u 一2 7 S K 虽然机内设有超载油箱, 空战任务却是以满油5 2 0 0 千克、半油2 6 0 0 千克计算的, 这也是为何其携带2 枚R 2 7 、2 枚R 一7 3 时只有2 3 5 0 0 千克起飞重量的原因。空战推重比( 海平面高度、按S U 一2 7 SK 裁油系数标准)相比之下, 空重仅1 2 9 7 3 千克的F 一1 5 C 以满油6 0 0 0 千克、半油3 0 0 0 千克计算, 空重1 3 8 0 0 千克的F /A 一1 8 E 更是以满油6 6 0 0 千克、半油3 3 0 0 千克计算, 其高载油系数创三代乃至三代半战机之最。在三代轻型机方面情况更加严重,空重1 0 9 0 0 千克的M I G 一2 9 A 按满油3 0 0 0 千克、半油1 5 0 0 千克计算, 而比其轻得多的F 一16 系列却以满油3 1 5 0 千克、半油1 5 7 5 千克计算。具体到F 一35 A F - 1 , 其内载油量达9000千克, 如果按其一半4 5 0 0 千克作为空战载油, 其失当程度令人瞠目(参考M I G 一2 9 A ) 。

为统一标准使“ 空重/油重” 为常数, 考虑到美机这个比值普遍偏高, 我们在此以S u 一2 7 S K 为标准计算。S u 一27 S K 战机“ 空重/油重” 比值为1 6 8 0 0 /52 0 0 = 3 . 2 3 , 由此推算F 一3 5 A 合理的满油标准为3 7 1 5 ~ 3 8 7 0 千克, 相应的半油为1 8 5 7 . 5 ~ 1 9 3 5 千克。参考MI G 2 9 A的相关数据, 这是意料之中的。根据这一原则, F 一3 5 A 的空战重量= 空重1 2 00 0 (或1 2 5 0 0 ) + 内油1 8 5 7 . 5 (或1 9 3 5 ) + 飞行员l0 0 + 两枚A I M 一9 或A I M 132 导弹1 7 4 - 14 1 3 1 . 5 ~ 14 7 0 9 。为使结果更有说服力, 这里将1 2 0 0 0 ~ 1 2 5 0 0 千克作为基本空重处理。至此读者可能已经注意到了,统一载油标准之后, 决定空战推重比的是“ 空机推重比”, 即推力/空重。

为便于对目前第三代战斗机的推重比有一个大致的概念, 且为说明统一计算标准的重要性, 将S u 一2 7 S K 、F 一1 6 A -M L U 的较准确值和F 一3 5 A 的估计值一并给出以进行对比。其计算标准仍参照S U 一2 7 S K 的载油系数。Su - 2 7 S K 空战挂载为2 枚R 一7 3 (2 2 0 千克) ,F -1 6 A - M L U 为2 枚A I M 一9 ( 1 7 4 千克) ,F 一3 5 A 为2 枚A I M 一132 (1 7 4 千克)。空战重量计算如下:S u - 2 7 S K : l 6 8 0 0 + 2 6 0 0 + 1 0 0+ 2 2 0 -1 9 7 2 0 千克F 一16 A — M L U.7 4 0 0 + 1 14 5 + 1 0 0 + 1 7 4 =8 819 千克F 一3 5 A (A F 一1推测值) : 14 1 3 1 . 5 千克~1 4 7 0 9 千克即使使用了低估的发动机性能曲线,F 一3 5 A 仍然展示出了相对于典型第三代战斗机的优势; 即使使用减重之前的A A 一1重量数据代入计算, F 一3 5 A 优势依然明显。

当然, 推重比不是飞行性能的全部, 气动和飞控是另外两个决定性因素。- 3 5 气动布局分析F 一3 5 外形就像一架缩水版的F 22 。其空气力量机翼是展弦比3 、前缘后掠角3 0 度的梯形翼,稍根比0 . 4 左右, 这种翼型可以使展向载荷更加接近理想的椭圆分布,从而降低诱导阻力。和S u 一2 7 、F 一1 6 采用的前缘后掠角4 0 -4 2 度的梯形翼相比, 跨/超音速阻力特性稍逊而亚音速性能更好。F 一3 5 前机身较宽, 机身投影面积很大, 大攻角飞行时有较好的机身升力; 其后机身明显变窄, 不仅维持了单发机的后体阻力优势,也很好的控制了平均机身横截面积, 其相对机身横截面积(平均机身横向面积/翼面积) 较小,‘u r 能减小跨/超音速阻力的考虑。在涡外力利用方面F 3 5 与F 一2 2 类似,都使用机头两侧侧棱、进气口上唇、进气道侧棱的3段绕合边条, 虽然宽度较窄但有很长的有效长度; F 一2 2 的表演飞行中经常出现划过翼根的强劲涡流, 可见三段绕合的威力。

在影响最大瞬盘的亚音速最大升力系数方面可参考F 一2 2 的1 . 8 3 , 即认为F 3 5 A的升力系数一攻角曲线的顶点纵坐标为1 . 8 3 ;实际上考虑到F 一3 5 A 和F 一2 2的机翼平面形状差异, 这个1.83 甚至还可能有所低估。我们知道, 通常最大可用升力系数一般要小于其理论值, 三代机只有F /A —18能将其全部发挥出来。

熟悉飞机性能的读者可能已经注意到, 绝大多数三代机的攻角限制都小于45度; 这是因为早在机翼上表面发生气流分离之前,飞机的高攻角稳定性和可控性已经很成问题,尤其是单垂尾战机, 其航向稳定性会因为安定面被机身遮挡而受到很大削弱。实际上即使是双垂尾战机, 如果不使用明显外倾的双垂尾避开机翼和机身的阻挡,并且飞控系统也能跟上的话, 情况也不会有明显改观, 如M I G 一2 9A 的飞控设定攻角限制只有2 6 度。但对于高攻角性能出色的机种如F /A —1 8 而言,在攻角3 5 度还可机动飞行, 在4 5度还可操纵, 在5 5 度才会出现漂移(D r i f t ) 。其飞控设定的攻角限制在4 5度以上(新的F /A 一1 8 E /F 在5 0 度以上,F 一2 2 超过6 0 度) 。

故现在的问题是: F - 3 5 的高攻角性能究竟如何?F 一3 5 明显外倾的双垂尾很有为高攻角机动优化的味道, 平尾尾缘向后伸出不小的尺寸, 利用发动机的引射效果可以改善操纵效率;和F - 2 2 类似的菱形机头截面进一步提高了高攻角稳定性; 宽阔的前机身在提高稳定性的同时也能贡献不少升力。至于决定高攻角性能的另一关键—— 飞控,因为有了编写F 一2 2 控制率的殷实家底,洛马公司理应不会让人失望。早在X 一3 5试飞阶段, 笔者曾根据这些有限的特征猜测F 一3 5 将会是一种高攻角性能极佳的战机, F 一3 5 A A — l 从0 6 年底以来的数十架次试飞基本证实了笔者的推断。

F - 3 5 首席试飞员(同时也是唯一同时飞过F 一2 2 和F - 3 5 的人) J o n B e e s l e y 在报告中多次指出, 对于未来的F 一3 5 飞行员而言“ 高攻角特性将会令他们吃惊”。由于飞控将攻角上限放宽到了5 5 度,在高攻角测试飞行中F 3 5 A A 一1 表现的和F 一2 2 非常类似, 能完成后者的大多数过失速机动, 只是因为没有推力矢量(T V C )的帮助而没有F 2 2 那么灵敏。另外不出所料, 为F - 3 5和F - 2 2 编写控制率的是同一班人马, 使得F - 3 5 的操纵特性十分接近F 2 2 。在J o nB e e s l e y 眼中,“ 这就是一架小F 一2 2”。

总的来说, F 一3 5 A 有很大的可控攻角,而飞控的限制也较为宽松,攻角上限很高,能在很大的范围内实现无顾虑操作。就此估计F 一3 5 A 可以用到其理论最大升力系数1 . 8 3 应不为过(可能略有低估) 。F 一3 5 A 瞬时盘旋速率有了空战重量( 1 4 1 3 1 . 5 ~ 147 0 9 千克)和估计的最大可用升力系数( 1 . 8 3 ) , 已经可以对F 一3 5A 的瞬时盘旋速率进行估算,其基本原理非常简单, 知道圆周运动的相关动力学公式即可, 但须注意盘旋过载应在9G (人体所能承受的过载上限) 之下。笔者在此不一步步推导了, 只给出大略的过程:在9 G 盘旋中, 即使为了保证高度不变而不压满9 0 度坡度, 其升力线与水平方向夹角的余弦值仍达0 . 9 9 4 , 很接近1 ,故可近似认为升力全部用于提供向心力。由圆周运动公式: 升力= 1/2 升力系数×空气密度× 速度平方× 机翼面积= 向心力= 速度× 角速度×质量, 9 G = 角速度十速度。机翼面积取公开数据4 3 平方米, G 取9 . 8 牛顿/千克,空气密度取我国标准海平面大气密度1 . 2 2 5 千克/立方米,联立这几个式子可解得角速度下限3 0 . 7 度/秒、上限3 1 . 5 度/秒。

虽然数值很高, 但请注意这个结果和目前网上流传的诸如“ 只有幻影2 0 0 0 才能达到3 0 度/秒的瞬盘” 等数据不具备可比性。因为幻影2 0 0 0 等西方战机的空战载油系数明显高于S u 一2 7 S K , 如果按幻影20 0 0的载油系数, 在对F 一3 5 A 不利的估计下(如取A A 一1 的空重数据) 其空战重量将会达到16 0 5 4 千克以上;相应可算得其瞬盘在2 9 . 4 度/秒以下, 仍稍低于幻影2 0 0 0 。不过这也说明一个事实: 若考虑到A F - 1 的减重措施,现在的F 一3 5 A 瞬盘性能已经接近或达到三代机的顶尖水平,大幅增加机翼面积的海军型F 一3 5 C 无疑会有更出色的表现。

值得注意的是, 对于同一型战机而言,即使在统一高度、不同速度下的瞬盘也不是常数; 上面提到的瞬盘都是海平面高度的峰值, 而单纯的峰值比较并不能充分体现两架飞机瞬盘性能的优劣。因此笔者再次指出一个误区:长期以来, 我们经常可以见到某些比较战机性能的文章中出现诸如“A 的瞬盘比B好” 的说法, 实际上这句话被省略了一部分, 应为“ 在相同空速下(9 G 包线除外) , A 的瞬盘比B 好”言外之意是,在相同高度下, 如果A 和B 的空速都是5 0 0 公里/时, 或者都是4 0 0 公里/时, 那么A 有比B 更高的瞬盘值; 但如果A 是4 0 0 公里/时、B 是5 0 0 公里/时,则胜负就有可能易手。空速占优可以扩大优势或逆转劣势, 或让两架峰值近似的战机表现出完全不同的实际瞬盘性能, 而决定这一点的, 正是下文将要讨论的。

F 一3 5 A 的能量机动性习惯上“ 能量机动性”包括稳定盘旋性能、加速性能、爬升性能等, 以及机动过程中的能量损失率等。一架有着优异能量机动性的战机能够在超视距空战中快速占位, 为空空导弹提供较大的初始能量以提高有效射程,同时也有助于其规避敌方攻击。根据上文的分析, 在近距空战尤其是机炮战中, 能量优势对战机的实际瞬时机动性也有助益。推重比是对能量机动性影响颇大的因素,F 一3 5 A 优势仍十分明显, 而高推重比往往意味着高单位重量剩余功率(S E P , 其数值等于该速度下的爬升率。F3 5 AA-1第一次试飞中未收起落架就曾出现F 一1 6 跟不上的情况, F 3 5的内置弹舱使其在作战负载下增加的阻力很低,实战优势更为明显。在另一次测试中, AA-1 携带两枚各重2 0 0 0 磅炸弹和两枚A I M 一12 0 , 总负载近5 0 0 0 磅。一架空载的F- 16观测机(推重比更高的F 一1 6 C ) 仍需间歇性的打开加力才能跟上以军用推力爬升的A A — l .

而据专业航空期刊(( C o d e O n e )) 披露,A A — l 多次出现滑跑加速度骤增的情形, 这表明F 135 的低速推力曲线增长速度已经上了一个新台阶。有了充沛的剩余功率和适宜亚音速盘旋的气动构型, F 一3 5 A 的稳盘性能绝不可小视。在加速性方面, 虽然可以判断其亚音速加速性优异, 但其30 度后掠翼的跨音速阻力高于常见三代机, 搞不好还会落得和F /A 一1 8 E /F 类似的下场,即推重比不弱却跨音速加速性不强。不过考虑到其展弦比和后掠角并不像F /A — 1 8 系列那样夸张, 剩余功率也充沛些, 从三视图看机翼的相对厚度也很小, 跨音速加速性超过大多数三代机还是不成问题的。不追求超音速性能的F 一3 5 在M 1 . 2 以上的性能更加难以推测, 因为仅从现有的资料很难估计其跨/超音速升力/ 阻力特性, 但无疑其亚音速加速性能将十分优异,而且能很好的恢复和保持能量, 盘旋时能在角点速度附近维持更长时间, 从而获得占位优势。

在洛- 马公司的官网上, F 一3 5 A 的最大平飞速度1 . 6 马赫并不起眼,有趣的是后面又注明了公制1 9 2 0 公里/时。音速随高度变化, 飞机的飞行马赫数是其飞行速度除以当地的音速。以M I G 2 3 的2 5 0 0 公里/时为例, 如果在海平面达到这个速度,其马赫数只有2 5 0 0 /1 2 2 4 = 2 . 0 4 ;但如果在高空达到, 因为高空音速明显低于海平面所以会导致马赫数提高, 这就是为什么M 1G 2 3 最大飞行速度是2 .3 5 马赫而不是2 . 0 4 马赫的原因。另外同一型飞机在不同高度的最大平飞速度大不相同,一般最大平飞速度是指高空最大速度,很多最大平飞速度在2 4 0 0公里/ 时以上的二、三代战斗机低空最大速度只能勉强超过音速。这不仅因为低空大气稠密阻力大,也是因为结构强度不能承更高速度下的动压。

那么F 一3 5 A 的1 . 6马赫是在什么高度上达到的呢?目前没有资料说明这一点,我们姑且认为F 一3 5 A 的高空速度取1 9 20公里/时, 相应的马赫数应在1 . 8 左右而不是1 . 6 , 这是一个不算快的速度, 但也没有先前流传的1 . 6 马赫那样夸张。对于实战性能而言, 传统2 马赫级战机携带空战外挂之后都远达不到其净形状态下的极速。除了F 一1 5 、E F 2 0 0 0 等在进气道两侧有贴身半埋挂架的型号外, 携带典型空战外挂之后的二、三代机均会丧失其2 马赫拦截能力, 比如号称极速2 .3 5 马赫的M I G 一2 3 在外挂两枚导弹之后,最大速度下降到不足1 . 7 马赫。而F 一3 5 A 内挂不会增大超音速零升阻力系数, 极速下降几乎可以忽略不计,实战中未必就比这些2 马赫级的对手飞得慢。对于没有超音速巡航能力的战机而言,执行任务的绝大多数时间均以亚音速飞行,很少加速到超音速,到1 . 8 马赫(这大约是带外挂之后的极速) 的机会更是微乎其微。加到极速往往需要长时间打开加力, 导致油耗无法接受, 因此极速的理论意义远比其实战意义来的明显, 所以与其盲目追求一个好看的纸面数据,还不如提高巡航速度和加速性能来的靠谱。

这样看来, 除了F - 2 2 这个超音速性能极佳的型号, 其他三代、三代半战机无论已服役或是在研的,不会在F 一3 5 A 身上讨得明显的速度便宜。更何况凭借F 一1 3 5 的优秀性能,F 一3 5 A 是否具有不开加力超音速飞行能力还未可知, 希望靠速度压倒F 一3 5 A 的想法不切实际, 甚至可能在自己所倚仗的领域被对手反超。

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      2016/1/4 14:37:50

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