风 云
四、飞行性能与其它
飞行性能：
战斗机的飞行性能主要决定于三个方面，即飞机气动布局、发动机和飞行控制系统。这方面，歼八IIM相对于歼八的变化不大。
歼八采用带下反角的悬臂式中单三角翼、大后掠角斜轴下平尾、大展弦比垂尾、大单腹鳍、两侧进气的常规布局，全机雷达散射截面积（RCS）大于8平方米。歼八II的进气道和尾部截面均按照面积律设计，前、后机身下各有两块减速板。机翼前缘后掠角为60度、翼展9.344米，机长21.59米，机翼面积42.2平方米（注意：与很多资料上的飞机机翼面积数据一样，这是毛机翼面积而不是外露机翼面积。所谓“毛机翼”是指将两翼前、后缘分别向内延长相交后所得到的假想机翼平面，毛机翼面积是一个通用的参考面积），因此外形上给人的直观感觉就是机身长、翼展小。实际上从这里我们已经可以看出歼八II气动和结构布局对飞机外挂能力带来的一些不利影响—它的翼展很小，同时又把主起落架布置在机翼下，这就影响了其机翼的武器挂载能力；同时对于三角翼而言，靠近机翼外侧的外挂架前移能够减小干扰阻力，然而对于靠近翼根的挂架情况却恰好相反，所以这种布置又加大了飞机作战时的干扰阻力；最后，由于歼八IIM机身较长，又是常规布局，这就也不允许它以过大的迎角起飞，否则机尾容易擦地（因为主起落架后面部分太长）。
总体上看，歼八II作为一种过渡装备，基本继承了歼八I的气动布局，从而使其超音速性能仍然相对突出。同时，为了在很短的研制时间内确保"提高中低空机动性能"这两大设计要求之一的实现，歼八II在主要在三个方面采取了措施，即对气动布局进行修形、精心设计发动机/进气道系统和改善飞行控制系统。试飞证明这些措施的结合能使歼八II达到了"提高中低空机动性能"的设计要求。
飞机气动布局设计的最主要内容上合理地选择机翼翼型和机翼平面形状，其目标是减小零升阻力（此阻力系纯粹的付出）和升致阻力（即诱导阻力，系产生升力所必须付出的代价），提高飞机的最大升阻比。但是作为一种带有应急性质的过渡型战斗机，不能苛求歼八II对气动布局进行很大的修改，而只能进行修形，如对机翼进行细节修改设计、对垂直尾翼进行进一步进行的优化等。以其垂直尾翼为例，通过更进一步的气动剪裁设计优化，歼八II垂直尾翼的效率比歼八I有较大提高，它不仅提高了飞机的盘旋能力，而且与可收放的大腹鳍结合作用，保证了歼八II在机身长度比歼八I进一步增加后的方向稳定性。
歼八II的机翼是小展弦比（展弦比2.1）、小相对厚度、大后掠角、大根削比的三角翼，每个机翼内部有一个主整体油箱和一个前缘整体油箱。每个机翼后缘内侧有一对蜂窝夹心结构的单缝襟翼（这种襟翼增升效果比较好，一般可以使最大升力系数增加85%—95%左右），外侧有一个副翼（同样采用蜂窝夹心结构）。
主翼剖面
相对于平直机翼和普通后掠翼，三角翼理论上在亚音速、大迎角状态下能够产生最大的升力（主要原因是在迎角不太大时气流即从前缘分离产生旋涡，从而产生涡升力）、在超音速状态下具有最大的升阻比，此外还有从亚音速到超音速时气动压力中心后移很小、超音速阻力小、结构重量轻、刚性好、大迎角颤振小、翼载荷低等优点，但是，三角翼的亚音速诱导阻力较大、"升力系数—迎角"曲线斜率低，即在一定迎角范围内，其升力系数随迎角的增大而增加的程度小，因此对飞机的亚音速飞行性能和着陆、起飞性能都带来不利影响。
前述的四个机翼平面形状参数各自对飞机气动性能的影响如下：较小的展弦比有利于减小零升阻力系数，在超音速条件下这方面效果更加明显，可以有效地减小波阻，提高临界马赫数等，从而改善飞机的高速性能，但是在亚音速状态下，小展弦比将导致诱导阻力的增加，从而降低此时飞机的最大升阻比，对于飞机的升限、起飞和着陆性能都有不利影响，而且在整个马赫数范围内降低"升力系数-迎角"曲线的斜率；相对厚度的变化方向产生的相应影响与展弦比基本相同，较小的相对厚度还将引起机翼结构重量的增加、而在较大迎角飞行时容易引起机翼前缘气流的分离，导致诱导阻力急剧增大，从而降低飞机的最大升阻比；而后掠角则在与展弦比和相对厚度相反的变化方向产生相似的影响，增大后掠角也将导致"升力系数—迎角"曲线的斜率下降，增加亚音速诱导阻力；根削比的变化方向产生的相应影响与后掠角类似，此外大根削比还允许机翼后缘以较小的后掠角提高襟翼与副翼的效率、减小机翼的弯矩载荷、减轻结构重量等，但是根削比较大时将增大翼翼尖气流分离的趋向，对飞机纵、横向稳定性均产生不利影响。显然，作为机翼布局的平面参数，这四个参数相互之间也存在影响。
那么，同样采用三角翼时，常规布局与无尾布局又各有什么优劣呢？在气动布局相互比较中间，合理的比较方式是在同一个设计要求下，使用同一发动机、设备与武器载荷相同、亚音速纵向稳定性相同时各自最佳方案的比较，假设上述同一设计要求是亚音速航程，那么最优常规三角翼与最优无尾三角翼布局相比，后者的各种主要作战性能，特别是超音速性能都将优于前者，其根本原因是后者阻力小，因此可以降低结构重量和需要携带的燃油重量，但是后者的起降性能将稍差于前者，这是因为后者没有平尾，在起降时不仅不能依靠襟翼增加升力，反而不得不向上偏转以配平飞机（即当升降舵使用），从而降低了起降升力。但是与其获得可以的性能优势相比，这个缺陷影响不大。
改善机动性能对于发动机的要求就是使用大推力的发动机以提高全机推重比、以及设计与发动机良好匹配的进气道（实际上，现代先进战斗机的发动机和进气道已经是一体化设计的），歼八IIM的进气道与歼八II相比没有变化，但是换装了当时还处于研制阶段的涡喷-13B发动机（1995年北京航展期间曾称为涡喷-13AIII），该发动机是歼八II上涡喷-13AII的改进型，改进主要集中在压气机、涡轮叶片和燃烧室这三大高压部件，以提高推力为主要目的，同时还降低了耗油率和提高了可靠性，该发动机带有可调节的尾喷管，采用电气－机械液压式方式控制。根据航空展上公开的资料推算，涡喷-13B的加力推力已经接近7 200千克，而歼八II的涡喷-13AII与歼七E的涡喷-13F一次加力推力均为6 600千克（推重比分别为5.38、5.77，其中后者数据以全加力推力下限值与发动机质量上限值计算），歼七D的涡喷-13FI为6 800千克（下限值），推重比5.98（计算方法与歼七E相同）。涡喷-13AII、涡喷-13F/涡喷-13FI在全加力推力下的耗油率约分别为2.20千克/千克力·小时和2.05千克/千克力·小时，不开加力时的耗油率则均约为0.99千克/千克力·小时，涡轮前温度均为1 288K，总增压比8.8（AII与F）和9.2（FI）。所以从总体上判断，涡喷-13B的技术水平在第2代战斗机使用的发动机中间应当至少处于良好水平，如美国F-4B使用的J79-GE-8最大加力推力为7 709千克、推重比4.60，起飞、巡航状态下耗油率分别为1.93千克/千克力·小时和1.05千克/千克力·小时，涡轮前温度1 242K；F-4E使用的J79-GE-17与F-104A使用的J79-GE-19为8 080千克、推重比约4.70，起飞、巡航状态下耗油率分别为1.97千克/千克力·小时和0.95千克/千克力·小时，涡轮前温度1 261K，总增压比12.2；F16/J79使用的J79-GE-119为8 495千克，起飞、巡航状态下耗油率分别为1.98千克/千克力·小时和0.98千克/千克力·小时，而米格-23使用的P29-300加力推力达到12 500千克（该发动机小加力推力9 800千克，最大推力8 300千克），此时发动机推重比6.50，全加力和最大推力状态耗油率分别为2.0千克/千克力·小时和0.95千克/千克力·小时，涡轮前温度1 410K等。
涡喷-13AII
由于新发动机的推力增加，所以尽管歼八IIM的正常起飞重量增加到15 288千克（歼八II为14 536千克），但此时其推重比仍然达到了0.94（歼八II为0.91），这在同代战斗机中间是一个比较高的水平，读者可以与以下一些二代机的相应数据进行对比：F-4E：0.95、F-5E：0.74、米格-21MF：0.90、米格-23S：0.93、苏-15：0.93等。
进气道的设计要求与发动机具有良好的相容性，这主要包含进气道进气量与发动机所需气流量的匹配、减少进气道压力畸变（往往是由于气流分离引起）和温度畸变（通常由于发射导弹等时喷气再吸入或者垂直起降飞机靠近地面时发动机排气再吸入引起）。
歼八II的侧进气道是二维外压式三波系进气道，其进气口附近有导流格栅、调节斜板和抽气引射装置（用来将低能量的附面层气流排到进气道内壁与机身之间的附面层管道），进气道扩散段外壁有吸开式辅助进气门。其中调节斜板的第1级固定，第2级则可调；此外，歼八IIM使用的是类似于米格-23和F-4的垂直斜板，与水平调节斜板相比，垂直斜板对于附面层控制有利，允许选用宽高比较小的进气口，有利于机身流线的光滑过渡，而且可以减轻重量；然而，水平斜板的调节方式则对于提高大迎角性能更加有利，因此第3代超音速战斗机如F-14/15、米格29/苏-27等都采用了水平斜板调节方式。
可调式进气道要求能够保证各种速度条件下的进气效率，而固定式进气道则通常有在超音速条件下进气效率低下的问题。歼八II的进气道设计也充分考虑到了提高亚音速进气效率的问题，根据公开资料介绍，其进气道在保持超音速条件下与歼八相当的进气效率的同时，亚音速条件下的进气效率也提高了6%，同时该进气道在超音速条件下的调节并非根据通常的飞行马赫数进行，而是根据发动机的静压增压比进行，这有利于各种飞行状态下发动机相应推力所需要进气量的高效率保持，除了歼八II以外，我国的歼七C和其后来改进型歼七D等战斗机中心激波锥位移量的调节也是根据发动机的静压增压比进行的。
与F-16战斗机的正激波进气道（即皮托管式进气道）相比，歼八II的二维外压式进气道具有更高的总压恢复性能，因为总压恢复与进气口处斜激波数量有关，采用皮托管式进气道在马赫数超过1.5以后总压恢复下降很大，比如在马赫数2.0左右时其总压恢复仅略大于70%；而单斜激波+正激波的总压恢复大于83%、双斜激波+正激波则大于90%（而总压恢复每降低1%，发动机安装推力将下降1.1%—1.6%）。高的总压恢复对于强调超音速性能或者超音速巡航的战斗机来说意义重大，但是对于高机动性战斗机而言，进气道总压恢复并不太重要，因为较大迎角的机动是一种瞬时状态，飞机此时一般在负的单位剩余功率下飞行，阻力比飞机的可用推力本来就要大得多，因此总压恢复水平对瞬时机动能力影响不大。从这里我们已经不难看出歼八II的飞行性能特征与F-16的飞行性能设计要求所在—歼八II的超音速性能优良，而F-16在设计中所重点强调则是在亚、跨音速区域具有优良的机动性。
与"幻影"-2000那种带中心锥三维侧进气道相比较，歼八II的二维进气道与发动机具有更好的相容性，在高速时中等迎角以上以及各种侧滑角状态下都具有更高的总压恢复，而且在大于一定迎角时进气道紊流度的增加也比三维进气道慢得多。然而，正所谓"有得必有失"，"幻影"-2000的三维进气道不仅结构重量相对较轻，而且在亚、跨音速时其阻力比二维进气道明显减小，而在巡航状态这种优势则更加突出。尽管进气道的阻力并非进气道设计中间要考虑的很关键因素，但是如果将进气道减阻与其它措施-如采用大量复合材料、翼身融合、电传操纵以及使用大推力发动机等相结合，无疑能够使三角翼飞机的航程和亚、跨音速常规动性能得到提高。
在飞行控制方面，歼八IIM与歼八II相同，根据《当代中国的国防科技事业》的说法，为了提高亚音速、中低空机动性能，歼八II在歼八的基础上加装了电传操纵的平尾差动，这种差动控制方式可以在亚音速、起落架收起的条件下使用，并与副翼联动，使歼八II的亚音速滚转效率提高了45%。此外，歼八II还采用了国产KJ-12自动驾驶仪，该驾驶仪功能有：阻尼飞机三轴上的短周期振荡、保持设定的飞行状态（包括俯仰角、侧滑角、倾斜角和飞行高度）、从任意起始位置改平和从低空危险高度自动拉起等。但是歼八IIM并没有实现"无忧虑操纵"，所以一般飞行安全的保证仍然需要飞行员严格按照飞行手册的规定操作，否则就可能导致事故的发生。如根据公开报道，在1993年，由于当时飞行手册不够完善，一架歼八II飞机在出厂试飞中发生空中解体，造成了一等飞行事故。
从上面我们可以看出，歼八II为实现"提高中低空机动性能"这一设计目标,在气动、发动机、飞行控制等方面都采取了不少成功的措施。那么，歼八IIM的机动性能到底如何呢？
衡量现代战斗机机动性能的参数有单位剩余功率、稳定盘旋角速度、最大瞬时盘旋角速度等等，由于这些参数通常都与飞机推重比和翼载荷密切相关，因此有些技术资料将推重比与翼载荷比值的100倍作为比较各种战斗机机动性能的一种综合指标，通常这个值越大就表明战斗机机动性能越高。如果取推重比单位为牛顿/千克，翼载荷取典型空战重量下的数值（此重量数据取自《国外军用飞机性能手册》），则各主要战斗机的该数值是：F-4E：2.69、F-5E：2.07、米格-21MF：2.77、米格-23S：2.33、苏-15：2.49、F-14A：1.34，而"阵风"则接近5、F-15与"幻影"-2000C超过4（其中前者略高）、米格-29接近4、F-16A则超过3（约3.5）。由于歼八IIM的空战重量未知，所以取其正常起飞重量下的翼载荷，这样算得的指标为2.59，而上述各战斗机正常起飞重量下的翼载荷数值与各自在典型空战重量下的翼载荷数值比率在1.12-1.22之间，由此可以推算出歼八IIM的相应指标将大于2.90。应当说这个数据比较充分的反映了三角翼布局低翼载的优势，但是即使如此，歼八IIM的此项指标与第3代战斗机还是有一定差距（尽管在同代战斗机中间可以说居于领先地位），其主要制约因素之一是发动机的推力，如果它使用的发动机加力推力与上述F-4E使用的J79-GE-17相当，那么指标将大于3.25；如果能同时采取减重措施的话则效益更加明显。
主起落架
航展中公布的歼八IIM的一些数据如下：最大飞行马赫数2.2、实用升限18 000米（可以扩充到20 000米）、最大使用过载+8g--3g（歼八II则为+7g--3g，数据来源相同）、爬升率为274米/秒（海平面，最新公布数据）、224米/秒（高度1 000米）和160米/秒（高度5 000米）、正常盘旋过载6.9g（高度50 00米）和4.7g（高度1 000米）、最大迎角22度（取自歼八II-ACT试验机的数据，笔者认为歼八II的可用迎角也与此相当；此外，苏-27SK与F-16此数据分别为26度、29度）、水平加速时间21秒（高度1 000米，从马赫数0.6到1.0）和55秒（高度5 000米，从马赫数0.6到1.25）、空重10 371千克、机内燃油4 200千克、最大载弹量4 500千克、最大航程1 900千米、加力起飞滑跑距离630米、着陆滑跑距离（刹车、放阻力伞）900米。
这里需要特别指出的是歼八IIM的使用迎角和爬升率的问题。前面已经说过三角翼的"升力系数—迎角"曲线斜率低，而升力系数在迎角达到一定数值之后就将达到最大值，之后迎角的增加反而使升力系数下降，因此从理论上来说，要想有效利用接近最大的升力系数以提高战斗机机动性能，就必须使其可用迎角接近最大升力系数对应的迎角（实际上要考虑一定安全系数，可能使用的最大迎角通常是与最佳迎角较接近的抖振迎角）。对于采用小展弦比、大后掠角三角翼歼八IIM而言，笔者推算其对应于最大升力系数的迎角为30—40度，因此，歼八IIM并不能有效发挥出自己的升力潜力，而歼七E系列战斗机则通过采用自动控制的前缘机动襟翼和双三角机翼，使其可用迎角成功地接近了最佳迎角，从而可以做出惊人的大迎角低速通场动作。
关于爬升率的问题，相信很多爱好者都听说过歼八II的爬升能力优于F-16的说法，然而，我们看到的数据却是歼八II离F-16有比较大的差距（注：就目前已有数据而言，笔者认为F-16瞬时爬升率的合理数据是305米/秒左右，所谓的330米/秒则靠近F-22A的水平），这是为什么呢？经分析，笔者的结论是各自数据对应的爬升角并不一样。战斗机在一定高度进行爬升时的最大爬升角是有限制的，它由战斗机在这个高度平飞时具有的"剩余推力"与测试时战斗机的重量的比值决定，即该高度下的"剩余推力"越大、测试重量越轻，可用的最大爬升角也就越大。与F-16相比，歼八II主要是在通常测试爬升率的高度上的"剩余推力"要小得多，这就使其在这种高度无法达到F-16可以达到的最大爬升角，因此其爬升率数据落后于F-16（因为爬升率等于飞机速率与爬升角正弦的乘积）。然而，当两者的爬升角相同时，歼八II的爬升率则是高于F-16的。从这些分析我们还能够很快得到一个结论：战斗机能够进行垂直爬升的必要条件之一是其推重比大于1。
综上所述，笔者认为对于歼八II和歼八IIM的机动性能可以做出两点基本评价：一是实现了当初"提高中低空机动性能"的设计要求；二是其总体机动性能处于第2代战斗机中的优秀水平，而在亚、跨音速区域的机动性能与同级的第3代战斗机相比差距明显。制约歼八II充分发挥其机动性能的一个突出因素就是其发动机推力不足，如果说歼八IIM在高空具有优良的超音速机动性能的话，那么发动机剩余推力的不足也将使歼八IIM没有能力在此高度范围内进行连续超音速机动，也就是说，这将阻碍其超音速机动性能的持续发挥，从而对该机以这种方式进行超视距作战将带来不利的影响。
其它：
根据航展资料，歼八IIM进行了一系列细节设计改进，使机体结构寿命达到3 000小时，首翻期达到1 200小时。全机维护口盖开口率为21%（前机身部分则达到32%）、电子设备进行了可靠性增长并具有自检能力。该机具有压力加油系统，给机身加满油的时间小于6.5分钟，给全机加满油则小于12分钟。当然，如果需要，歼八IIM也可以拥有空中加油能力。