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第十一章 战机（第25页）

钛合金锻件机械加工材料利用率为25％。

为了减少研制的风险，第一种生产型采用了原来为F-111B战斗轰炸机研制的TFE-30涡扇发动机和机载武器系统。

机翼为变后掠中单翼。

设计要求是：减少翼载来保证机动能力；用前、后缘空战机动襟翼来改善跨音速机动性；尽量减少停放占用的面积。

变后掠机翼外翼段较短，这样就可减轻转轴结构的重量，但增大了罩在中央翼盒上的“翼套”

，转轴距机身对称面2．72米。

飞行中机翼后掠角的变化范围为20°～68°，由机载设备根据飞行状态自动调节，最大变化速度为7度／秒。

也可以由驾驶员手动调节。

停放时后掠角最大可达75°以减少占用面积。

可动段具有全翼展两段式前缘缝翼和三段式后缘单缝襟翼，在起降和机动飞行时使用。

每侧上翼面各有3块扰流板，当后掠角小于57°时自动接通，用于辅助横侧操纵和着舰时减速用。

为控制机翼后掠角变化时压力中心移动提供俯仰配平升力和降低翼载荷，在机翼固定段前缘设计了可动前置扇翼，最大转动角为15°。

全金属半硬壳式结构机身采用机械加工框架，钛合金主梁及轻合金应力蒙皮。

前机身由机头和座舱组成，停机时机头罩可向上折起。

中机身是简单的盒形结构可贮油。

后机身从前至后变薄，尾部装外伸的排油管。

后机身上下还有减速板，上一下二，在剧烈俯冲和发射导弹时打开，着陆时下减速板锁死。

尾翼由双垂尾和可差动的全动平尾组成。

平尾的偏转角为+15°～-35°，差动平尾起副翼的作用。

垂直安定面与后机身的钢质加强框连接。

方向舵也采用蜂窝增强的化学铣切合金蒙皮。

可收放前三点式起落架和A-6攻击机相同。

主起落架向前收起时机轮转90°收入发动机进气道下部，前起落架向前收入机身舱内。

机轮为无内胎轮胎，内充氮气，压力为16．9~24．1×105帕（17．2~24．6千克／厘米2）。

双轮式前起落架的撑杆用作弹射起飞时的挂钩。

着舰钩装在后机身下面的整流罩内。

从1981年春开始，用古德伊尔公司的碳刹车装置取代了原先采用钢刹车装置，进一步减轻了重量。

采用直通道的二元外压式进气道，置于机身两侧固定翼段下方，距机身有25厘米的间隙，以消除附面层的影响。

进气道内有多激波可调斜板系统，可以由机载设备在所有飞行条件下自动调节，保证发动机得到合适的气流。

进气道结构大部分用铝合金蜂窝结构，长约4．27米。

后短舱采用胶接钛合金蜂窝结构，长约4．88米。

早期生产的飞机装两台普拉特?惠特尼公司的。

TF30-P-412加力式涡轮风扇发动机，单台加力推力93千牛（9490千克）。

其安装管道可以开启，能在180~范围内进行保养。

从1983财政年度开始，生产的飞机改用TF30-P-414A发动机，其额定功率值不变。

从1986年起采用F110-GE-400发动机，单台加力推力124．5千牛（12700千克）。

采用加雷特公司ATS200―50空气涡轮起动器。

整体外翼油箱，每个油箱可载油1117升；后机身发动机之间载油2453升；机翼传载结构的前方载油2616升；另外有两个供油油箱，总共可载油1726升。

机内油箱载油量9029升。

在每个进气道下方可以携带一个副油箱，每个载油1叭1升。