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杂谈-第485部分
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长虹…1本身的研制可参照击落的“火蜂”，但无人机的地面监测控制系统的仿制则完全得靠自己。60年代起，以毛士艺为核心的科研部门进行了地面站研制工作。经过艰苦努力，该部门终于建成了配套的无人机地面控制站。1970年无人机在东北的靶山试飞，依靠地面站指挥其运行，试飞取得了成功。后该系统进一步进行了无人机地面雷达远程数字距离跟踪系统的改装改进，1978年在大航程试飞中通过了“航空委”的鉴定。这时长虹…1才接近成功。该远程跟踪系统具有400千米自动跟踪的能力，因此400千米也是长虹…1的最大实用半径。1979年又再进行了机载四坐标卡尔曼滤波跟踪系统的改进工作。1980年12月25日，无侦…5/长虹…1真正宣告研制成功。
长虹…1采用大展弦比后掠中单翼，主要机体结构为铝合金。机翼上各有一片翼刀，有副翼。
长虹…1飞机由大型飞机（母机）带飞到4000…5000米的高度投放。母机开始试用过苏联制图…4轰炸机（左图，仿自B…29），后来采用运…8E，而“火蜂”的母机采用C…130（下下图），与运…8相当。长虹…1由其母机携带起飞，在空中投放，自动爬升到工作高度，随后按预编程序控制高度、航速、飞行时间和航程。完成任务后长虹…1自动返航，飞到回收区上空，飞机可在程控或遥控状态下进行伞降回收。在自动导航系统的控制下，长虹…1可在直飞1000千米时，保证飞行横向偏差不超过2。5％。全程可通过配套的地面无线电控制站与机上测控标雷达组成的遥测、遥控、纹标三合一的无线电控制系统进行控制。回收后经过一定维护，可重复实用多次。
长虹…1机身部分由前到后为雷达舱、照相舱、油箱、发动机短舱、航空电子舱和伞舱。脊背有背鳍，内装电缆、回收伞等。主要机载设备包括光学照相机和电视/前视红外摄像机。在执行可见光照相侦察任务时，照相机镜头能绕其纵轴倾斜旋转或垂直向下，从五个照相窗口进行拍摄。
动力采用1台涡喷…11（WP…11）小型涡喷发动机（下图），海平面最大静推力8。33千牛。涡喷…11是一台增压比为5。5的涡轮喷气发动机，高空性能好，成本低。该发动机由单级跨音轴流压气机、单级离心压气机、离心甩洞的环行燃烧室和单级轴流涡轮组成。上述指标与“火蜂”采用的J85…100涡喷发动机类似，推力略小（仿制发动机总是会有这种情况）。
涡喷…11具体由北京航空航天大学动力系第401小发动机设计研究室负责研制改进。401发动机研究室成立于60年代中期，建立初衷就是为了研制无人驾驶高空侦察机的WP…11发动机。该发动机从1965年开始研制，1971年国产首台WP…11发动机进行台架试验，1977年设计定型，并进行国家鉴定试车。1978年WP…11发动机通过国家鉴定试飞，转入正式生产。在80年代和90年代，401所先后与航天集团有关单位合作研制该发动机的改型，应用于海鹰…4岸对舰导弹和某型号巡航导弹。2000年初研究室将WP…11发动机的使用寿命增加了近一倍，并通过了鉴定。
我国获得的“火蜂”无人机，可看到多个完成对越南侦察任务、伞降回收成功标志。据传该机在一次进入中国领空的任务中，降落伞错误打开，导致整机较完整的落入中国之手。估计这就是长虹…1的由来。
附：我军击落敌无人机记录
1964年11月15日 空1师中队长徐开通驾驶歼…6在雷州半岛上空首次击落无人机1架：
1965年01月02日 空1师副中队长张怀连在广西灵山地区上空击落无人机1架：
1965年04月18日 空1师中队长张怀连又击落无人机1架：
1966年01月03日 空3师飞行员鲁祥孝驾驶歼…7飞机用火箭在云南地区上空击落美制无人机1架：这是歼…7装备部队后取得的首次战绩：
1966年02月07日 空3师大队长冯全民用歼…7在云南元江地区上空击落无人机1架：
1967年06月12日 空3师飞行员刘光才用歼…7在广西地区上空击落无人机1架：
1968年01月21日 空3师飞行员韩永武、周永成在云南地区上空用歼…7击落无人机1架：
1968年03月07日和16日 空3师9团的江文兴、王志耀和张恩华、王志信又用歼…7共击落了2架无人机，至此共用歼…7击落6架无人机，是击落此类飞机最多的航空兵师；但多次使用空空导弹攻击，均未取得战果：
1966年03月05日 空9师副中队长孙孝庆在广西宁明地区上空击落美制无人机1架：
1966年03月23日 空9师副中队长朱以隆在广西蒙自地区上空击落美制无人机1架。
尺寸数据
翼展 9。76米
机长 8。97米
机高 2。18米
机翼面积 10。62平方米
最大起飞重量 1700千克
任务设备重量 65千克
空机重量 1060千克
燃油重量 620千克
最大平飞速度 800千米/小时（高度17500米）
实用升限 17500米
航程 2500千米
最大续航时间 3小时
长空一号（CK…1）高速无人机
1960年代，由于苏联援助的取消、专家的撤离，解放军空军试验用的拉…17无人靶机严重缺失，国家下决心搞自己的无人靶机，从而促生了长空一号。长空一号（CK…1）高速无人机由位于巴丹吉林沙漠的空军某试验训练基地二站在1965年～1967年成功定型，主要负责人是被誉为“中国无人机之父”的中国工程院院士赵煦将军。1966年12月6日，长空一号首飞成功。实际上长空一号就是仿制拉…17的产品，从开始仿制到总体设计成功用了三个月。后转由南京航空学院具体负责。在南航，该机型于1976年底设计定型，总设计师为该校的郭荣伟。早在60年代末，该所开始了无人机的研制。长空一号研制成功后，在我国空空武器等试验中发挥了重要作用。
长空一号是一架大型喷气式无线电遥控高亚音速飞机，可供导弹打靶或防空部队训练。长空一号经过适当改装可执行大气污染监控、地形与矿区勘察等任务。该机采用典型高亚音速布局，机身细长流线，机翼平直，展弦比大。水平尾翼呈矩形，安装在垂直尾翼中部。机身前、后段为铝合金半硬壳式结构。发动机及其进气道装在机身下部的吊舱内。翼尖短舱、尾翼翼尖、进气道唇口、机头与机尾罩均用玻璃钢制造。中单翼结构的矩形机翼采用不对称翼剖面，有2度的下反角，机翼安装角为0&；#176；45‘。机翼翼尖处吊有两个翼尖短舱。水平尾翼安装在垂直尾翼中部，平尾和垂尾均采用对称翼剖面的矩形翼面。机翼和尾翼均为铝合金单梁式薄壁结构。机载设备、自动驾驶仪分别装在前后段，机身中段为压力供油式油箱。设计中直接利用机身外壳s作为油箱壁，节省了重量。改进型号的机翼下有两个小型副油箱。
长空一号的起飞非常有特色，采用一架可回收的发射车进行助推起飞。在一张澳大利亚“金迪维克”小车图片的启示下，赵煦找到了地面起飞车的灵感。飞机固定在发射车的三条短滑轨上，发动机舱底部有一推力销，用于固定。起飞时飞机发动机启动，带动发射车开始滑跑。当滑跑速度达到275千米/时，飞机已经得到足够的升力可以升空。这时推力销在发射车上的冷气作动筒作用下拔开，飞机脱离发射车，开始爬高。发射车因无动力而减速，随后地面人员发出无线电指令，抛出制动伞，并控制刹车使发射车停住。发射车可重复使用。发射车内装有航向自动纠偏系统，确保在1000米滑跑距离内航向偏离维持在30米内。发射车助推起飞固然减小了无人机本身的复杂程度，但与空投或火箭助推起飞方式相比，较为复杂和麻烦，当然好处是省却了调用有人飞机作为母机。拉…17靶机使用空投方式放飞。
长空一号起飞85秒后，开始转入机上程序机构控制飞行，之后由地面站通过雷达信息和其他手段，发出适当的无线电指令进行遥控。长空一号C型能进入地面武器射击区域2到8次，提供射击机会。
拉…17使用的是推力较小的发动机，长空一号后来改用一台改进的WP…6涡喷发动机，尾喷口改装成固定式，可通过改变发动机转速来调节推力，海平面额定静推力21。1千牛，最大静推力24。5千牛。该发动机原为歼…6所采用。整体油箱的容量为820升，燃油质量600千克，B、C型加副油箱后，燃油质量达840千克。由于WP…6发动机推力比原来的发动机大7倍，而长空一号外型不变，使得起飞过程中不可避免地产生了过早升力矩，致使靶机起飞试验一直有问题。后来采取了与一般飞机起飞时减小低头力矩、增强升力相反的方法，在长空一号起飞时加大其低头力矩解决了这一问题。
长空一号的降落和世界其他无人机相比略显笨拙，实际上是一种硬着陆。当其在无线电指令指引下进入预定着陆场地时，在500米高度自动拉起，然后进入无动力下滑。接地时保持较大的攻角，尾部首先着地，靠发动机吊舱和尾喷口吸收部分撞击能量，实现主体部分回收。机体经修复后即可再次使用。这种不完全的重复使用，对使用费用、维护难度上有较负面的作用。
站长经调查，确信近年长空一号已经改为火箭助推发射起飞。这一改进最大的好处是长空一号不再需要平坦而长的跑道，起飞也更加迅速灵活。同时也改用了回收伞的方式，最大限度保护了飞机本身。
长空一号由机上程序机构控制，可按预定设计的航线飞行。也可由地面站的地面领航员经无线电指令遥控飞行。自主飞行时，依靠KJ…9自动驾驶仪稳定和控制飞机。自动驾驶仪有俯仰、滚转、航向和高度四个通道，分别控制飞机的升降舵、副翼、方向舵的偏角和发动机工作状态。每个通道互相独立、互相交联。自动驾驶仪的部件包括陀螺平台和航向陀螺、速率陀螺仪组、程序机构、商度讯号器、放大器、变流机及电动舵机等。
遥控飞行时，机上由天线、高频组合、接收机和发射机组成的应答器负责接受地面信号，然后识别指令，引导靶机。机上另装有遥控指令接收机，通过接收机…译码器单元，可以传输24个遥控指令到自动驾驶仪或其它需要操纵的装置。地面人员还可通过无线电遥测设备来监控自动控制系统及其他设备的工作。遥测系统有52个通道，能连续向地面提供飞行速度、高度、攻角、发动机温度及转速等信息。
该机的主电源是一台由发动机驱动的直流发电机，通过变流器向某些设备提供交流电。另有后备银锌电瓶，在发动机出故障时可切换供电，保证飞行。
长空一号作为靶机使用时，能往返进入射击区域2～3次，以便进行多次训练。因长空一号本身体积很小，为在视觉模拟体积较大的敌机，机上一般装有曳光管或拉烟管。机上还装有红外增强翼尖吊舱、被动式雷达回波角反射器，机尾带红外曳光弹为4枚“海鹰”1号曳光弹，增强红外和雷达特征。靶机如未被击落，可遥控其着陆回收。
至1988年，长空一号的改进型号包括长空一号A取样机，用于核武器试验的取样工作。该机主要的改进是增加了外挂吊舱，从而能够容纳更多的设备仪器。1977年长空一号开始参加执行******空爆取样任务，并很快完全取代有人机取样。该项目1978年获全国科学大会奖。
88年12月15日，长空一号B低空靶机（靶5Ⅲ）通过设计定型，用于低空防空武器系统的鉴定。该机安装了固定式副油箱。
长空一号C高机动型是长空一号B型的改型。1983年初，军方为****新型导弹试射的需要，提出要装备一种能作坡度为70～77度的高速水平大机动飞行的无人机。当时计划从美国进口10架大机动性能的“火蜂”无人靶机，预计需要经费4000万元。赵煦是“火蜂”考查组成员之一，了解了高机动“火蜂”的性能后，他提出自行改进长空一号C高机动型。要****要求，必须改进长空一号的结构、控制、供油等设计，在外形、推力、巡航方面都要有大改进。在二站和南京航空学院的共同努力下，一年半时间内完成了C型的设计、试验和制造工作。研制中的试验项目有高低速风洞试验、各系统的地面模拟试验和空中模拟试验、飞机结构的静力强度试验和动力特性试验等。87年9月3日，该型号设计定型。
该机装有应答器、遥控接收机等遥控设备。C型采用了适合大坡度转弯飞行的供油系统。C型在中段机身前端加装了一个全封闭油室，在飞行过程中保持充满燃油的状态，确保在所有的飞行姿态下都能连续供油。C型换装了适合大坡度机动飞行的自动控制系统。其主要改进包括在副翼通道中引入滚转角积分信号，提高对滚转角的控制精度，保证左右两边建立坡度对称；在升降舵通道中引入高度和高度变化率信号，改善了高度保持系统的动态性能，提高了平飞时高度的稳定性；在三个通道中加入软化电路，在不影响原闭环回路的前提下，达到了控制平衡，及良好补偿的效果。为避免过载超过规定值，采取了阶跃改变减小升降舵通道中的控制量的措施。为防止严重排高，系统能及时退出转弯，改为平飞或小过载飞行。C型的转弯坡度分三挡，35度、60度和75。5度，分别表示一般机动、中机动和大机动飞行。该机能在500到16500米范围内以850到910千米/小时的速度飞行，中低空续航时间约45分钟，航程600到900千米。
长空一号E为超低空型，用于模拟80年代起威胁越来越大的超低空武器。
长空一号作为我国独立研制的第一种多用途喷气式无人机，开创了一个先例。其性能能****研制时军方的多种要求，如靶机、采样、监控等。但与国内及世界其他无人机相比，长空一号有着明显的缺点，有的甚至可以说是致命的。长空一号采用了典型的高亚音速布局，速度较慢，无法模拟高速目标；机体结构狭小，发动机又占据了下方的主要空间，无法安装更多的设备，因此用途非常单一；无论起飞还是回收，都显得笨拙，而且硬着陆方式会导致部分机体损坏，必须进行维修才可重复使用，浪费资源，且增加了后勤维护难度。但如作为一种靶机使用，长空一号还是基本能胜任的。更复杂的侦察任务，还得由长虹…1和ASN…206等无人机来完成。而解放军也拥有其他一些战斗机改装的靶机，飞行性能与战斗机基本一致。其中包括1978年～1984年用退役米格…15比斯飞机改进的靶…5乙中高空靶机。该靶机不经人工试飞一次定型成功，而苏联米格…15比斯爱姆靶机是经过各科目人工试飞的。在靶…5乙基础上发展成低空、中机动、电子干扰、雷达增强等各型靶机，形成靶…5乙靶机各种性能系列。
基本技术数据
翼展 7。5米
翼面积 8。55米
展弦比 6。8
机身直径 0。55米
总长 8。435米
总高 2。955米
总重 2000千克～2500千克
最大飞行高度 10000米～18000米
最低使用高度 500米～5000米
飞行速度范围 550～910千米/时
航程 600～900千米
续航时间 70分钟以上（低空和中空） 45～60分钟（高空）
第82章ftc…2000教练机
2002年珠海航展没有因取消了飞行表演而显得平淡，然而超过6万名专业观众的踊跃参与使得本届航展比往常更具有专业氛围。在众多参展的展品中，由贵州航空工业集团第一次公开展出的我国自行研制的新型高级教练机FTC…2000的全尺寸模型无疑是耀眼的一颗新星。
我们大家知道，决定现代空战胜负的因素，除了战机、机载武器的优劣、任务性质以及信息支援外，最关键的一点是飞行员的素质。而在飞行员的培训全过程中，教练机扮演着
致关重要的角色。长期以来由于受到各种因素，特别是训练思想落后、航空科研技术水平低下的制约，使我国的飞行员培训体制和方法均落后于发达国家，而教练机机种也不配套（或配置不合理）。特别是在多种新型歼击机不断入役的今天，军队对飞行员的技术水平的要求不断提高，这就使得改革飞行员的训练体制和方法、以及合理配置教练机变得越来越紧迫。
我国目前实行的是初级训练（初教…6）…中/高级训练（教8）…高级/作战训练（主要是歼教7）的三级训练体制，其中负责高级训练的歼教7是我国自行研制的M2级别的超音速高教机，85年7月5日首飞，88年定型，90年正式进入空军服役的。作为培养歼7，8飞行员的通用型高级教练机，它已经服役超过十年。因受到当时的技术水平限制，歼教7有重量大、坐舱视界差、发动机油耗率高、机载能力差，留空时间短，低空起降性能不佳等缺点，这使得该型号很难适应当今培养新型歼击机飞行员的要求，因此我们迫切地呼唤一种性能更佳的高级教练机。由于在新型现役战斗机的基础上发展双座同型机种用于训练成本十分高，作为发展中国家，研制通用型高级教练机更适合我们的国情、军情。
在上述背景下，FTC…2000型飞机应运而生。FTC…2000是贵州航空工业集团根据第三代战斗机飞行员的培训要求，以歼教7为基础，自主研制的新型高级教练机。该机的研制工作历时十年，预定于2003年底实现首飞，并装备部队及出口。FTC…2000既能用于高级飞行/战术训练，也可进行空战和对地攻击。这次展出的FTC…2000 1：1模型与2000年航展展出的FTC…2000模型相比，无论是外形还是技战术指标都有很大提高。作为新一代高级教练机，FTC…2000能合理衔接教8和第三代战斗机之间的跨度，适应第三代战斗机飞行员的训练需求，也可承担歼7，歼8等国产战斗机的改型改装训练和战术训练。
一、外形与结构特点
FTC…2000飞机机身采用了两侧肋下进气的布局形式，机头为圆锥形。这种布局形式不仅缩短了进气道长度，使进气阻力减小，而且增大了机头部分的装载容积，使安装大功率的雷达设备和其他电子设备成为可能。后机身外形与歼教7基本相同。
机翼采用中等展弦比，双三角中单翼，机翼后缘安装有襟翼和副翼。与歼教7相比，FTC…2000把原来的的三角机翼改类似歼…7E的高升阻比双三角翼。由于外翼后掠角的减小，使得外翼侧面积增大，从而大大提高了整机的升力系数，改善了亚、跨音速，大迎角状态下的升力特性，使得FTC…2000比歼教7具有更好的起降性能和中低空亚跨音速性能，改善了巡航特性和机动性，增加了航程。由于不需要象歼…7E那样特别强调空中机动性能，所以与歼7E相比，FTC…2000的双三角翼没有采用前缘机动襟翼以及外翼后缘前掠角的设计。尾翼由水平尾翼和垂直尾翼组成。水平尾翼为全动式，垂直尾翼采用了大面积、小展弦比、大后掠角形式。机身下部有两块减速扳。两块腹鳍（方向稳定片）装在后机身下部，与机身对称面的夹角为30。起落架为可收放前三点式布局坐舱采用串列式驾驶舱，由于进气方式的改变，其前、后舱的视角大大地得到了改善，据介绍其前舱下视角为14度，后舱正前方下视角为5度（歼教7前舱视角仅7度，后舱基本无法下视，只能看两边和前方），这样不但大幅度提高了飞行训练效率，还改善了工作环境。FTC…2000把风挡换为整体圆弧风挡，并采用宽视角设计方案，拓宽了飞行员的视野范围。坐舱盖采用右上折式，前、后舱均装有新一代的TY…6穿盖火箭弹射座椅，可按程序弹射救生，也能前、后舱单独弹射救生。
二、动力装置动力装置是FTC…2000的一个弱项，基于成本的考虑和没有合适推力的涡扇发动机（加力推力65…72千牛级别的中等推力发动机），FTC…2000的主要系统及设备动力装置为一台黎阳公司生产的WP…13F（C）涡轮喷气发动机，最大推力4400公斤，全加力推力6450公斤。该发动机是WP…13F的一种改型，首翻期300小时，总寿命900小时。对出勤率要求高的教练机而言，FTC…2000选用耗油率高、噪音大的涡喷发动机是十分明显的弱点，相比于目前国外发展的几种新型中、高级教练机几乎都选用涡扇发动机。在谈及这个问题时，贵航表示，FTC…2000留有改装涡扇发动机的余地，也有这个打算，发动机可能选用RD…93，但笔者认为，换装RD…93对机身改动过大，而且对于正常起飞重量在8吨左右的歼击教练机，似乎用不着安装加力推力达81。2KN的涡扇发动机。同时换装所带来的成本上涨也将大大降低其在国内，国际竞争中的价格优势。
三：主要设备和系统
（一）操纵系统
FTC…2000飞机操纵系统由水平尾翼操纵系统、副翼操纵系统和方向舵操纵系统组成。它并没有采用目前在三代机上流行的电传操作系统。正常情况下，水平尾翼操纵系统和副翼操纵系统采用液压助力操纵，而方向舵是机械操纵。
（二）燃油系统：
在保留重力加油系统的基础上，还增加了地面压力加油系统，为适应受油机训练科目的要求，还加装了与现役受油机空中受油装置类似的，可拆卸的模拟受油装置（能够与加油机加油管对接，对接后会显示对接成功，真实模拟加受油情况），同时增加了机身油箱油量测量系统。机内燃油2060千克，飞机的最大载油量是3362�
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