幻影2000.docx

幻影2000

技术数据
翼 展：　　　　9.13m 
全 长：　　　　14.36m 
高 度：　　　　5.20m
空 重：　　　　7,500kg 
最大起飞重量： 17,000kg 
正常起飞重量：10860kg
内载燃油量：　 3,113kg(4,000L) 
最大挂载能力： 6,000kg 
发动机：　　　 Snecma M59P20型涡轮风扇发动机
发动机推力:　　10,000kg(22,000lb;98.06kN) 
最大平飞速度： Mach 2.2 
最大爬升率：　 17,060m/min 
升限：　　　　 16,460m(50,000ft) 
最大航程：　　 3,335km
限制过载： +9.0/-4.5G 武器系统：
固定武装：　　 30mmDEFA机炮二门 
武器挂点：　　 左右翼端各一、翼下各三；机腹挂点一；计九个挂点

机身中心挂架上可带一个容量1300升可投放副油箱，每侧翼下也可各带一个容量1700升可投放式副油箱，D、N型翼下可携带2000升的副油箱。 

D\N都是双座型，如果上面那句话没错。那就是1700L副油箱。

歼7E
机长 14.885米
机高 4.103米
翼展 8.32米
机翼面积 24.88平方米
空机重量 5294千克
正常起飞重量 7542千克（正常起飞重7680公斤　）
最大起飞重量 9102千克
载油量 2000千克（机内燃油重量1926KG）
副油箱载油量 1400千克
最大飞行速度 2马赫
爬升率 200米/秒
最大航程 2200千米
实用升限 18000米
起降距离 600-700米
作战半径 800千米

F16
F-16A技术数据      翼展:9.45m  
全长:15.09m    
高度:5.09m     
空重:7,070kg     
最大起飞重量:16,057kg    
内载燃油量:3,160kg(4,060L)     
最大挂载能力:6,800kg     
发动机:P&WF100-PW-200型涡轮风扇发动机一具。     
发动机推力：11,350kg     
最大平飞速度:2483km/时     
最大爬升率:15,240m/min    
升限:15,240m(46,250ft)     
最大航程:3,890km

项目
数据
机型
机长
15.09米
​
翼展
9.45米
​
机高
5.09米
​
乘员
1人
（F-16A/C/E）
2人
（F-16B/D/F）
发动机
一台涡扇发动机
​
发动机型号（推力）
普惠F-100-PW-200（无加力64.9千牛 加力106.0千牛）
F-16A/B block1/5/10/15
普惠F-100-PW-200（无加力64.9千牛 加力105.7千牛）
F-16A/B block150CU/20
普惠F-100-PW-200E（无加力64.9千牛 加力105.7千牛）
F-16C/D block25/32/42
通用F110-GE-100（76.3千牛 加力128.9千牛）
F-16C/D block30/40
通用F110-GE-129（无加力76.3千牛 加力131.5千牛）
F-16C/D block50
普惠F-100-PW-229（无加力75.6千牛 加力129.6千牛）
F-16C/D block52
通用F110-GE-132（无加力84.5千牛 加力144.6千牛）
F-16E/F
空中
8495千克
F-16C block30/40
正常起飞质量
12，295千克
F-16C block30/40
最大起飞重量
19,185千克
F-16C block30/40
载弹量
7800千克
F-16C block30/40
最大速度
2175千米/小时（12,239米）；1460千米/小时（海平面）
F-16C block30/40
2007千米/小时（最佳高度）；1470千米/小时（海平面）
F-16E block60
爬升率
15，239米/分钟
F-16C block30/40
升限
15，239米
F-16C block30/40
最大过载
-3—+9G
F-16C block30/40
机内最大燃油容量
3986L
F-16C block30
最大航程
3819千米
F-16C block30
4220千米
F-16E block60
翻滚速度
270°/秒
F-16C block30
最大转弯速率
26°/秒（瞬间）21.7°/秒（持续）
F-16C block30
起飞距离
533米
F-16C block30
着陆距离
762米
F-16C block30

在翼根挂两个1400升或2271另的副油箱；翼下外挂架也可以挂载武器，机腹中心线上的接架可挂一个1400升的副油箱

F118-GE-100　8451
　　加力耗油率[kg/(daN·h)]　2.02～2.05
　　中间耗油率[kg/(daN·h)]
　　F110-GE-100/-129　0.70

F16C 1730km
从公开刊物可以确认，该机主要数据如下：
翼展 8.98米
机长 14.30米
机高 4.90米
主轮距 2.54米
前主轮距 4.94米
正常起飞重量 9100千克
最大起飞重量 12700千克
外挂能力 3800千克
机内燃油 2300升
最大马赫数 M1.8
实用升限 16500米
起飞滑跑距离 450米
着陆滑跑距离 700米
航程 2500千米
限制过载 8G

歼10数据
外挂副油箱最大4100升（1500×2、1100×1）
机长
16.43米（不含空速管）
机高
5.43米
翼展
9.75米
全机空重
8840千克
发动机推力
125KN
正常起飞重量
12400千克
最大起飞重量
19277千克
最大速度
2.2马赫（高空） 1马赫（低空）
最大表速
1250千米/时（低空）
最大过载
9G
最小过载
-3G
起飞距离
350米
着陆距离
450米
作战半径
1250千米
最大航程
3500千米
载弹量
7000千克
备注
鸭翼布局，中距离耦合

枭龙
翼展 8.98米 机长 14.30米
　　机高 4.90米
　　主轮距 2.54米
　　前主轮距 4.94米
　　正常起飞重量 9100千克
　　最大起飞重量12700千克
　　外挂能力大于 4000千克

“枭龙”战机三视图
机内燃油 2300升
　　最大马赫数 大于M1.8
　　实用升限 16500米
　　起飞滑跑距离450米
　　着陆滑跑距离700米
　　航程 3480千米（内油1800千米）
限制过载大于 8G

空重6.2吨

1650是基本航程，珠海上面还公布了枭龙的航程，不过那个是转场航程，2000多。中航的阴谋可见一般，你要真通过10这个公布的基本航程去推算作战半径那才真是见了鬼了。
基本航程有个定义是，标准空优挂载，目标区上空停留30分钟，返航后余燃油20%。一般转场航程是基本航程的1.5倍。
这个基本航程没说任务剖面没说飞行剖面，不是转场航程也不是全油航程，中航在吃大家的麻麻鱼！
还有那个速度，10的低空大表速就是1400左右，这个1.8是真空速？表速？地速？什么挂载？多大高度？啥都没有。
这组数据里面最有价值的其实是那个空重！

通常说的苏27SK转场航程3600，作战半径1500。
维基百科上面F22任务航程2000海里，转场航程3900公里，还有作战半径。
中航给个基本航程来蒙人，看展板数据还不如枭龙，引的各位月经不调都穿白内裤，中航工业其心可恶，其行当诛！
算了不诛了，留着造20

老mig29是4365升内油,mig29K是5200升内油,这都能算成是mig29K比老mig29增加了49%的燃油量??这文章作者的数学是体育老师教的??。

PL-8最小射程500米，最大射程15公里，最大使用高度20公里，最大速度2.5马赫，最大过载35g，导引头最大离轴发射角20度；引信采用发动雷达加触发式，作用距离7~10米；破片式弹头铸有2500颗钢珠，杀伤半径13米，重11公斤；全弹重120公斤，弹长3米，弹径157毫米，翼展0.86米，是世界上出色的第三代红外格斗导弹。 
正常起飞重量=空重+机内燃料+人+炮弹+导弹
-12主动雷达制导中距离空空导弹。出口型号叫“闪电”-10（SD-10），是一种由洛阳的中国空空导弹研究所（EOTDC，607所）研制的。主要装备在国产J-10和J-11上。外国报道称该导弹得到过以色列和俄罗斯的技术支持。性能相当于美国的AIM-120A（AMRAAM）、俄国的R-77（AA-12“蝰蛇”）。是世界上比较不错的空空导弹。“霹雳”-12有四片三角翼，四片尾翼（控制面）和外置线束罩。特别设计的“截角”尾翼使高速阻力降低，并提供了高扭矩使导弹具有良好的机动性。挨着喷嘴有两个数据链天线用于中段修正。 
该导弹 弹长： 3850毫米 弹径： 203毫米 翼展： 674毫米 发射重量： 180千克 战斗部： 未知 推进系统： 火箭发动机 最大速度： 4倍音速 最大射程： 50-70千米 制导模式： 惯导 + 中段修正 + 末段主动雷达制导 过载： 38g 

PL11中程半主动雷达制导空空导弹 

长：3.69米 
直径：0.20米 
翼展：大概0.8厘米 
发射重量：220千克 
弹头：33千克高爆破片 
制导：半主动雷达自引导 
推进：单级固体发动机 
最大射程：60公里 
最大速度：4马赫 

PL-9C采用无线电近炸引信，高爆战斗部重10千克，弹长为2900毫米，弹径约157毫米，翼展约为650毫米，导弹重量为115千克。最大速度为2马赫，系统反应时间为10秒；目标搜索雷达的探测距离为18公里；被动光电设备的作用距离为15公里，激光测距仪测距范围为10公里。导弹采用了传统的前鸭式舵气动外形，包括前弹体和后弹体。前弹体由制导舱和引信舱组成；后弹体由战斗部和发动机组成。

对待飞行事业，每一个技术疑点的分析最需要的是严谨的科学态度。飞行安全工作，归根结底是一项技术性很强的工作，必须采用工程分析的方法。所谓工程分析的方法，就是采用数据处理和过程分析的方法，对故障、异常情况和飞行事故进行技术分析；采用统计的方法对各类故障进行概率分析；用风险分析的方法对可能发生的问题进行预测；用安全防范措施对可能的危险加以预防。一次某部战斗机以280千米/小时的速度着陆，造成飞机尾部擦伤，这一现象令人费解。通过视频回放我发现飞机着陆接地时迎角为13度，尚比擦尾角小1度，但在着陆滑跑阶段发生了一次小幅上仰，这是造成擦尾的主要原因。联想到此次着陆飞机带三枚副油箱，机内余油1500千克，飞机着陆重量超出正常重量多出1.2吨，这才是擦尾的真正原因。

2001年4月，试飞员驾驶歼-10飞机着陆，人们发现飞机似乎有些异样，仔细一看才发现飞机前起落架右侧舱门有5厘米左右的变形。这种现象以往非常少见，是什么原因导致起落架舱门变形呢？是机械结构间互相干扰，还是收放机构工作异常，抑或是气动力破坏造成？第三种可能首先被推翻，因为根据以往经验，气动力不可能有如此破坏力。这种暂时无法解释的现象，通常称为“偶发故障”，为了试飞的继续，只能暂且搁置。

经过修复，飞机再次投入试飞。但潜藏的问题却再次发生了：5月30日我驾驶歼-10飞机着陆后，又一次发现前起落架右侧舱门发生变形！至此这一问题已无法用“偶发故障”进行解释，起落架舱门变形的问题成了试飞工作中的“拦路虎”。我的研究热情，因我曾亲身经历这一蹊跷的问题而倍加高涨。问题的原因究竟何在？我反复检查和对比故障飞机和其他飞机起落架舱门的不同之处，再联想发生故障的试飞课目，一个大胆的假设出现在我的脑海中，故障的真正原因，很可能就是最先被排除的可能——气动力破坏。为了验证我的判断，我向设计师系统大胆提出自己的“气动力破坏说”，并建议在飞机上安装起落架舱门位移监控器。试飞开始了，我们惊讶地发现，随着速度的增加，舱门变形量也逐渐增加，速度800千米/小时，变形量达到3.8厘米。这一结果表明，起落架舱门强度设计存在缺陷，无法抗拒气动力的影响。当时，也有人认为起落架强度设计没有问题，故障属于该架飞机的个性问题，这一观点也有一定的依据，三个月以来，已经发现的4起舱门变形故障都发生在同一架飞机上。

更改前起落架舱门设计，虽然可以增加强度，但必然带来技术风险，试飞周期也会拖延。权衡之后，我们决定继续进行试飞，如果问题真的是飞机的个体问题，那么应该不会存在普遍性。一年时间过去了，试飞工作一切顺利，对前起落架舱门结构强度设计问题的质疑也正渐渐被遗忘。2002年8月，试飞员驾驶另一架歼- 10飞机完成大表速试飞着陆后，更加意外的事情发生了——飞机前起落架舱门整体撕裂脱落，故障的严重性令人震惊。工程技术上，任何的侥幸心理都将造成苦果，设计中埋下的微小缺陷，都必将暴露在飞行中。设计师立即决定更改前起落架舱门设计，增加结构强度，彻底解决了困扰试飞的问题。

除了技术问题，人为因素也是造成飞行故障和事故的重要原因。2004年8月6日，歼轰7进行“假起飞”科目，按规定滑行速度100千米/小时。我坐在塔台上，目送飞机加速滑行，情况似乎有些异常，速度100千米/小时，飞机并没有减速的趋势，倒真腾空而起之势。

“收油门减速”指挥员发出指令。

“后舱报告，前舱飞行员好像晕厥了”。

真是匪夷所思，飞行员怎么会在地面晕厥？飞机停稳后，机务人员把前舱飞行员从座舱里抱了出来，飞行员依然处于晕厥状态，“肯定是氧气故障了，快检查氧气”，我几乎喊了起来。检查结果很快出来了，氧气瓶中氧含量为零。

1998年5月的一天，正当我全神贯注驾驶歼8起飞时，座舱里一个红色信号灯闪烁了一下。出于职业的警觉，我立即收油门中断起飞，在滑回停机坪的过程中，我仔细检查警告灯和各类仪表显示，发现滑油压力指示迅速指向零，随即立即恢复了正常。飞行后我向工程技术人员详细描述了故障经过，但机务检查却没有发现任何问题。以后二十几次的开车检查也没有发现任何异常。鉴于滑油系统故障是飞行安全的重大隐患，机务人员不敢大意，将机上全套滑油系统拆下返厂检修。但厂家经过几个月的分析检查，同样没有发现问题。这样一来，故障原因成了难解之谜，有人甚至怀疑我的报告的真实性。半年后，一位飞机维护工程技术专家来到厂家，再次仔细检查故障的滑油系统，在察看滑油箱时，一个小小的异常引起了他的注意。

“把滑油箱锯开”，他说。

“为什么？”

“箱子里有东西。”

“不是开玩笑吧，箱子里怎么会有东西？”

滑油箱被锯子一破两半，人们大吃一惊：箱子里果真存在异物，那是一团报纸。

以上两起故障都是因为研制、生产以及维护过程中人为失误造成的，试飞员凭着高度警觉和专业素质，发现并正确处置故障，才挽救了飞机，保证了飞行安全。人们总是强调要熟记故障处置方法，其实在飞行中正确的识别判断故障，以及对故障系统的深入了解才是正确处置故障的关键。

2001年，在新机试飞中多次遇到氧气系统报故，飞行后检查氧气系统没有任何异常，是什么原因造成氧气系统报故？那天我在试飞中再次遇到同样故障，我检查座舱压力只有0.08，还不到规定值的一半。我突然想到，难道是由于座舱压力低造成应急供氧系统工作，引起氧气系统报故？地面检查证实了我的猜测，座舱压力系统故障排除后，“氧气系统故障”也就自然消除了。

2002年5月5日，试飞英雄李中华在试飞中发现液压系统压力逐渐降低，一旦液压系统失去压力会带来一系列的严重后果，他立即打开应急动力系统，并在剩余压力的情况下正常放起落架，操纵飞机迅速成功着陆。一起严重的故障，由于正确处置没有造成事故，飞行员对于系统的深入了解挽救了一架严重故障的飞机。

人类的飞翔之梦，由于科学的发展正不断地实现着。我们对于理想境界的追求，有时会使我们堕入完美境界和可怕灾难的“悖论”。无可否认，飞行的风险是伴随着性能极限而来的，建立在现代高科成果之上的航空装备是一座美丽的象牙塔，这种美丽是如此脆弱，需要精心的呵护，才能维持可以接受的安全状态。

1999年5月20日，我驾驶带3枚副油箱的国产新型战机起飞，这是该机第一次进行满载起飞试飞。发动机加力状态下，满载的飞机发出沉重的轰鸣缓缓离地，我从驾驶杆上感到了异乎寻常的力量。突然，主告警灯发出刺眼的红光，我巡视座舱，两台发动机的火警信号灯都亮了！双发同时起火，这在以往的飞行中非常罕见。职业试飞员的直觉告诉我，这种情况只有两种可能，一是告警系统错误报，这并不可怕，试飞中我们经常遇到这样的情况；再就是最可怕的情况：两台发动机同时着火，等待我的将是一场灾难。接下来发生的一切，更加令人震惊，座舱内所有的红色信号灯一起闪烁，许多仪表的指针不听使唤的飞转，我知道自己遇到了飞行生涯中最严峻的考验。挽救飞机是试飞员的使命，我迅速掉转机头准备建立小航线着陆，却发现驾驶杆上突然没了杆力，飞机倾斜着一头栽向地面！我本能地向后拉杆，飞机没有任何反应。我毫不犹豫地向指挥员报告：“我跳伞了！”便迅即拉动了弹射手柄，飞机随后坠毁。从火警信号灯亮到弹射离机仅仅42秒，容不得半点迟疑，否则后果不堪设想。

与飞行史上的无数次空难一样，我遇到的这起事故没并无太多特殊。灾难一旦来临，一切都如风暴般惊心动魄，迅即而又难以控制。飞行事故是惨烈的，让人谈虎色变。我们渴望飞行安全，然而安全是一扇半掩的门，门的这一面，恍然若现的是安全的曙光，如果我们刻板地固守在门的这一侧，安全或许可以实现，然而飞行的意义也就此失去。只有真正了解了虚掩的门背后的风险，用科学的方法去解决飞行中遇到的故障和分析可能发生的事故，我们才能真正迈入安全之门，一览飞行安全的美丽风景。飞行本身就是同各种风险的一场微妙博弈，这其中最为宝贵的，便是严谨的科学态度。