强6篇
一、战火中催生
1974年初，西沙海战爆发。战斗中，我海军以2艘猎潜艇和2艘扫雷艇对抗南越海军的3艘驱逐舰和1艘护卫舰，以小抗大以弱击强，并取得了沉伤敌四艘舰艇的战果。
西沙海战虽然以我军的全胜告终，但暴露出的问题也不容忽视――由于空军和海军航空兵现有装备性能上的限制，我海军在作战中无法得到有效的空中支援。如果在战斗中遭遇敌军的全面空中打击，后果将不堪设想！
在当时我国空军和海军航空兵装备的各型战机中：歼5歼6歼7等缺乏对地攻击能力；作为攻击机的强一5的航程又过短，载弹量也过少，无法适应瞬息万变的高强度现代作战；而作为重型轰炸机的轰一5和轰一6速度太慢，且缺乏足够的自卫能力，无法满足水面舰艇编队的火力支援需要。
于是，深感缺乏一种先进的支援战机中国空军和海军航空兵在西沙海战结束后不久就分别向三机部提出各自的新型战机设计指标要求。要求航空部门研制一种新型的战斗轰炸机来满足部队的作战需要。＊
由于以当时中国航空工业的实力，根本无法同时研制两种分别装备空海军的新型支援战斗机，因此三机部决定采取“一机两型”的办法，根据军方提出的要求，确定了新型飞机的技术性能，并决定海、空军使用同一种机型，装备不同种类武器和机载设备来分别满足海、空军的需求。满足空海军不同的需要。
三机部对这种新型飞机非常重视，并很快于1976年6月召集所属各部设计人员到北京，要求他们在最短的时间内提出设计方案。根据三机部下达的设计要求。沈阳飞机制造厂和南昌飞机制造厂很快提出了自己的方案，其中，南昌飞机制造厂提出强一6设计方案，沈阳飞机制造厂则提出了歼轰一8设计方案，西安飞机制造厂则稍后提出了“飞豹”设计方案。
沈飞的歼轰一8，就是歼一8的对地攻击改型。起先，三机部是倾向于沈阳提出的歼轰一8方案的，但由于此时歼一8原型机尚未定型，该方案在实际运作中的风险系数过高，因此歼一8轰方案最终被否决。
余下的南昌飞机制造厂和西安飞机制造厂则几乎同时开展了新机研制工作。
在六七十年代里，可变后掠翼飞机成为了世界飞机设计的新潮流，这一时期采用这种技术的代表机型主要有美国的F一111和苏联的米格一23等。可变后掠翼技术主要是为了平衡飞机高、低速飞行时对于主翼要求的矛盾，但会带来结构重量的增加和一部分性能的降低，而且提高了研制成本和技术难度。
可变后掠翼潮流对中国航空工业的影响非常之大。在强6的研发之前，我国用一批武器装备从埃及换了一批米格一23M C，并对其可变后掠翼机构进行了研究，随后部分科研人员建议在吸取米格一23MC和从越南战争中获得的美制F一111的基础上，发展我国的下一代歼击轰炸机。
中国唯一具有强击机制造经验的南昌飞机制造厂，在强5总设计师陆孝彭(1995年被评为中国工程院院士)的坚持下，决定在米格一23MC的基础上，发展一种单发单座超音速强击机作为强5和歼6的共同后续机，并命名为强6。
在此期间，陆孝彭不辞辛劳，多次走访空海军司令部和基层强击机部队，制订了“强一6战术技术要求”，并于1979年2月根据三机部的要求，提出了强6总体设计方案。
从南飞提出的设计指标上看该机的性能十分理想，再加上还采用了国际时髦的可变后掠翼方案，而且已经大体成型了。该机所选用的WS-6发动机（该发动机及其多种改型也是我国70年代末期酝酿的一系列新机型的主要动力）也于1980年10月达到了性能设计指标，所以三机部最终决定采用南昌飞机制造厂的强6方案。
二、十年磨一剑
1、气动布局
强6是在米格一23MC的基础上发展而来的，当然同样采用了悬臂式上单翼结构的可变后掠翼的布局，这种结构阻力小，稳定性好，适合于飞机的高速突防，并为对地攻击武器提供了一个理想的发射平台。
虽然从上世纪六十年代末开始，中国就已经展开了对可变后掠翼技术的研究，并从获得的F―111和米格23上得到了直接的学习机会，但在强6研发之前，我国的可变后掠翼技术还一直没有达到真正装机实用的水平。
为了克服这一拦路虎1980年，在陆孝彭的主持下，我国开展了一项大型部级科研课题――――变后掠翼技术的预研任务。经过八年多的努力，这一研究课题在设计技术方面取得了重大突破。这一成果成功地解决了可变后掠翼技术的气动布局（转轴位置、翼型、动态响应等）、机翼结构优化（转轴街头、三维应力计算，多约束优化技术等）、驱动机构及飞机控制系统一系列难题，为强6的研制奠定了基础，填补了国内空白。
采用可变后掠翼技术的飞机的一个共同的缺点是机动性不好。由于空军当时提出新型机要具有一定的对空作战能力，于是该机改为采用机腹进气，以适应飞机大仰角飞行时的进气量问题。
从外形上看，强-6仿佛就是结合F-16和米格-23特点的“混血儿”。它的采用上单变后翼布局的主翼，还有垂尾和平尾类似于米格-23，进气方式则采用了与F-16类似的机腹进气方式。
在具体的性能指标上，该机最大武器载荷4500千克，作战半径900千米。除了强大的对地攻击能力外，其空战性能优于米格-23。
2、飞行控制系统
在强6的研制过程中，充分体现出了中国航空工业赶超世界先进水平的强烈愿望――除了采用可变后掠翼技术之外，另一种在二十世纪八十年代后兴起的新技术――战机电传操纵系统也我国航空工业科研人员的攻关对象。
我国科研人员首先向模拟式三余度电传操纵系统发起了冲击。以从国外获得的相关技术为基础，我国科研人员采用反向编译的方式，凭着惊人的毅力，解读了国外该项技术的设计语言，并以此为基础开发出了我国第一代战机电传操纵系统。 ＊我国设计的第一套战机模拟电传操纵系统具有可靠性能好、自动化水平较高等特点。该电传操纵系统主要由信号转换装置、飞行控制计算机、电缆和动作装置组成。这种操纵系统能将飞行员发出的操纵信号，经过变换器变成电信号，再通过电缆直接传输到自主式舵机。该系统的优点是结构简单、体积小、重量轻、易于安装、改善了飞机操纵品质、提高了操纵系统的可靠性并减轻了飞行员的工作负担。
3、发动机
发动机是所有飞机的心脏，发动机选型得当与否，直接决定了战机开发计划的成败。
强6选用了我国第一种真正的实用性大推力涡扇发动机――涡扇6（WS-6）。该发动机的研制工作始于1964年，历经17年的艰辛努力，于1981年达到了实用水平。该机最大军用推力为71千牛，最大加力推力为122千牛，推重比为5.93。为了满足我国当时研发的第3代战机歼13的需要，1983年，我国又在该发动机的基础上研制了WS-6G型发动机，加力推力达到138千牛，推重比达到7。这些指标和美俄空军目前的主力发动机F100（用于F―15）和AF―31（用于苏―27系列战机），已经基本达到了同一水平线。
4、航空电子设备
强一6作为一种对地攻击兼有对空作战能力的多用途战机，其航电设备比它的前辈强一5有了革命性的进步。
强一6的机载电子设备基本上选用的都是我国仿制和改进自米格一23BN上的相关设备，主要包括有：改进自“高空云雀”、具有多种对地攻击模式的新型雷达、激光测距仪、瞄一6型瞄准具、雷达告警系统以及通信电台、无线电高度表、无线电罗盘、近距导航和着陆系统等。
其中，具备对地功能的新型雷达和先进的瞄准具，使强一6能够充分发挥其准确对地打击的强大火力。模拟计算结果表明，装备该火控系统后，强一6发射空对地火箭弹的有效命中精度比强一5提高了3倍，同时能制导新型空地导弹对目标实现防区外精确打击。
但是，该系统和仿制的其他苏联电子设备一样，大多采用电子管和晶体管混合元件，导致设备体积、重量大，相比同期的西方产品显得落后。不过，如果能成功装机，也能够实现功能设计的预期目标。我国科研人员在设计过程中，通过仿制、改进苏制航电设备，锻炼了系统综合能力。
总体上讲，强6的技术水平已经超过了国际通用的二代喷气战机如米格21、米格23，F4等，但和F―15等三代战机相比，还有一定的差距。将强6定位为一种具备了部分3代战机特征的第2代喷气战斗轰炸机，是比较适宜的。
三、雏鹰折翼
遗憾的是，和这个时期我国开发的其他许多重点型号――如歼9，运10等一样。强6最终也没有逃过中途夭折的命运。
导致强6计划夭折的因素是多种多样的。如发动机的可靠性迟迟不过关、采用的复合材料的攻关时间过长等等。
但真正决定强6命运的，还是该机设计的根本――可变后掠翼技术。
首先，我国自行研制的可变后掠翼一直存在着结构超重的问题。和苏联米格一23战斗机相比，我国在其基础上研制的变后掠翼机构要超重12％，不仅减小了战机的载油量和载弹量，还严重影响了其作战半径。
其次，虽然我们已经基本摸透了可变后掠翼的结构，但对于它的控制系统我们则很难解决。即使在我国成功开发出了国产第一代电传操纵系统以后，这一问题依然未能得到圆满的解决。一方面我们没有这方面的经验，另一方面也无法从技术所有国直接获得，所以只能自己一步一步试验，飞机研制计划也因此而一拖再拖。致使研制时间大幅滞后，继续研制还要需要相当长的时间和资金。
最主要的，还是军方装备需要的改变，到了80年代中后期，军方认为可变后掠翼布局并不是将来作战飞机的主流。而原本就举步为艰的强6经此一击，也就注定了最终下马的命运。
中国著名飞机设计师，中国工程院院士（1920.8.19-2000.10.16）。
1941年，毕业于中央大学航空工程系。
1944年至1949年，先后在美国麦克唐纳.道格拉斯飞机公司和英国格洛斯特飞机公司学习飞机设计。
1949年8月，新中国成立前夕和多名海外航空学子一起取道香港回归祖国，
1958至1965年在南昌320厂飞机设计室任强5型飞机主管设计师。主持强5的研发工作，被誉为“强5之父。”
1966至1969年任飞机设计所副所长。
1969至1973年主管设计歼12飞机。
1981年被国务院国防工业办公室任命为强5改型机总设计师，被国防科学技术委员会任命为强5加大航程改进飞机总设计师。
1980年，开始主持强6的设计开发工作。
2000年病逝，强6的夭折，是陆孝彭院士一生最大的隐痛。
歼9篇
一、实战的需要
1960年末至1961年春，为了缓解与美国对峙所带来的巨大压力，赫鲁晓夫向中国表达了缓和两国关系的意愿，自1959年来一度剑拔弩张的中苏关系稍见好转，虽然两国在1961年秋苏共召开22大时便因中国反对批判斯大林而再度闹翻并彻底决裂。但对中国空军而言，这段为时不到一年的“二次蜜月”却给他们送来了一个极为珍贵的礼物？？米格21战斗机。
1962年，直接从苏联引进的12架米格21战斗机开始以“歼击7型”战斗机的编号加入中国空军服役。而当时它最主要的作战对象便是凭借着自己过人的高空性能时常游弋于中国上空的美制U？2型高空侦察机。
应该说，在60年代初期，不要说在中国空军中，就是以当时的国际标准来衡量，歼7也堪称是一种性能优良的战斗机。但是，从1963年冬季至1964年初，歼7飞机在其参加的一系列高空作战中陆续暴露出其升限留空时间短、高空高速性能差、没有雷达和高空机动性差等缺陷。另外，在作战火力和起飞着陆性能上也有待加强和改善。实际的作战需要压倒一切！刚刚开始尝试完全独立自主的中国航空工业立即以米格21为基础开始着手进行新一代战机的开发工作。
＊二、一波三折的选型过程
自1964年初开始，三机部601所就开始考虑改进歼7，以满足高空作战要求。1964年10月25日，六院在沈阳601所召开了“米格一21和伊尔-28改进改型预备会”。会上，601所提出了米格-21的两种改型方案：
第一种方案为米格21渐改型：飞机气动外形则参照米格一21飞机，不做大的改变，同样采用机头进气模式，发动机则由单变双，装用两台涡喷7发动机的改进型。简单的说，该机就是将米格21的放大版本。
第一种方案则为米格21大改型：飞机的气动布局做了较大的修改？？采用机身两侧进气模式取代了米格21的机头进气模式，以留出机头空间安排新型机载雷达，发动机则继续采用单发布局，但是从新选用了606所新设计的推力为8500千克的加力式涡轮风扇发动机？？即我们前文提到过的涡扇6型发动机，取代了米格21原有的涡喷7型发动机，以满足该机飞行性能提高所带来的动力需要。
从最初的设计指标上看，两种方案的飞行性能均与美国的F-4B相当，即升限20000米，最大马赫数2．2，基本航程l 600千米，重量约10吨。
此次会议上，与会人员为究竟选择哪种方案而争执不下，最后，在我国国防科技界享有崇高威望的钱学森先生一锤定音？？考虑到部队的需要和计划的稳妥行，上第一方案。
1965年1月12？17日，三机部在北京召开了航空工业企事业单位领导干部会，会议期间又专门由段子俊副部长主持召开了新机研制工作座谈会。考虑到当时国际航空业上对于涡扇发动机的研究也是刚刚起步，而我国航空业也仅仅具有仿制和改进苏式涡喷发动机的经验，出于新发动机的研制周期可能会因此而延误的担心，所以会议一致同意以米格-21为原型机搞双发设计方案，从而确定了歼8的研制方向。
虽然单纯的从技术指标来看，第二种方案无疑具备更大的吸引力。但考虑到我国航空工业直到1967年才基本掌握米格21生产技术的现实，选择第一套方案无疑更为务实稳妥。
根据最初的决定，601所按照原本提出的第一方案，在摸透米格-21的同时，对国内外有关技术情况进行了调研，提出了歼8飞机的初步战术技术要求，并于1965年3月19日上报六院。
作为米格21的直接改进型，该方案的指导思想主要是根据米格21在实战中暴露出来的不足进行多种极富针对性的改进？？突出高空高速性能，增大航程，提高爬升率和加强火力。
具体的性能指标要求是：
1、使用升限19000～20000米
2、最大平飞马赫数2．1～2．2。
601所设想1967年歼8飞机完成首飞，1970年能小批装备部队。在随后的时间里，歼8飞机很快得到了批准，并定下了试制的具体时间表。
虽然已经选定了歼8方案，但考虑技术储备的需要，同时也是顾及到为部队提供另外一种可能的选择。三机部决定在进行歼8战机研制的同时，在小范围内开展对于新型单发战斗机、涡扇发动机和PL？4型中程空空导弹的技术论证工作。
1965年4月12日，三机部正式向601所下达了《关于开展歼9飞机方案设计》的通知，要求在两个方面进行方案论证和比较，从中选一作为歼9的最终定稿：
1、突出歼击性能，兼顾截击作战和对付低空高速目标，最大马赫数2．3左右，升限20000米左右，航程要大，作战半径大于450千米。
2、突出截击性能，兼顾歼击作战，最大马赫数2．4～2．5，升限21～22千米，作战半径350千米。
飞机总重量则要求控制在14吨左右。
1966年4月1日，三机部向国防工办，国防科工委呈报了《歼9飞机设计方案》。国防科工委开会审查了歼9飞机的设计方案，并向军委呈报了《歼9飞机战术技术论证报告》。中央军委在审查了两个方案后，最终决定按第一方案研制歼9飞机，并在设计指标上进行了一定的改动：最大马赫数2．4，升限21000米，最大爬升率200米/秒，最大航程3000千米，作战半径600千米，续航时间3小时。
三、艰难跋涉
如前文所述，歼9在设计之初便被设定为米格21的大改型，在技术继承性上明显要低于采用“渐改”方案的歼8，这在提升飞机性能的同时也大大的增加了该机的研制难度，更为不利的是，在歼9的研制过程中，军方的性能要求一改再改，迫使研发部门不得不一再的修改设计方案，对歼9的正常研发造成了极为不利的影响。
根据歼9的最初研制要求，1965年起，601开始进行歼9气动布局参数的选择，选出了4种机翼平面形状，即：
1、前缘后掠50度的后掠翼＊
2、后掠57度的三角翼
3、前缘后掠55度的后掠翼
4、以及双前缘后掠角的双三角翼
601所对四种机翼平面形状方案均做出了模型，进行了风洞实验。
其中主要是考虑采用后掠翼还是三角翼，后掠翼和三角翼都是采用前缘后掠的方法来增加机翼的临界马赫数。但是如果超音速飞行增加到马赫数为2．0时，要采用亚音速后掠翼方案就必须使前缘后掠角大于60。，但前缘后掠角过大，翼根结构受力就会恶化，将增加结构重量；另外，低速时空气动力特性也将恶化，升力下降，阻力增加，将直接影响到战机的机动能力，故采用大后掠翼很不利。而三角翼则比较适用，不但具有后掠翼所具有的优点，而且比较长的翼根弦长保证了根部结构受力状况，减轻结构重量，还有助于保证飞机的纵向飞行稳定性。所以601所淘汰了前三个方案，又把三角翼的前缘后掠角改为55度，称为歼9 IV方案。歼9 IV方案是一种正常布局形式的三角翼方案，外形上除机头改为两侧进气外，其余均与歼7、歼8相同，类似于FC？1的早期型？？超7的气动外形，只是尺寸上要大得多。可以看作是米格21的两侧进气放大型，由于这种方案对米格？21的改动并不算很大，所以成功的把握性挺大。
但从1966年第四季度到1967年初，经过风洞实验发现，歼9 IV方案的机动性不够理想，于是又提出无尾三角翼方案，称V方案。V方案是两侧进气的无尾三角翼飞机，外形上和闻名遐迩的法国“幻影”系列战机颇有几分相似，该机采用前缘后掠角60度的三角翼，翼面积达62平方米。由于机翼面积极大，翼载荷相应降低，V方案的机动性较IV方案相比有了明显的提升，但升降副翼的刚度和操纵功率问题以及零升力矩带来的操纵困难却难以解决。
在此期间，作为歼9直接竞争对手的歼8则发展的较为顺利。1966年底，601所完成了全部图纸设计工作。8月由112厂开始试制两架原型机，1968年6月，歼8战斗机的01号原型机总装完成。12月19日完成首次地面滑行，虽然滑行中前轮摆振严重，紧急刹车时左侧主轮轮胎爆破。但是歼8仍于1969年7月5日由试飞员尹玉焕驾驶，在112厂完成了首次航线起落试飞，历时30分钟，试飞中飞行高度3000米，速度500千米／小时。
随着“文化大革命”干扰，两机的研制工作相继陷入了停顿状态。
1968年3月，六院召开了“动员落实歼9飞机研制任务”会议，决定采用V方案，并提出力争1969年“十一”国庆20周年前把歼9送上天，向国庆20周年献礼。由于V方案一些技术问题难以解决，加上国内生产受运动冲击不能正常进行，V方案一直搞不下去，于是六院指示停止了V方案的试制。
1969年2月3日，601所决定抽出部分力量继续进行歼9飞机的研制。1969年10月10日，航空工业领导小组决定继续研制歼9，并决定先试制两侧进气的正常布局三角翼方案，即歼9 IV方案，并把试制工作安排在了112厂（沈飞），要求1971年底上天。
由于当时112厂正全力恢复进行歼8的研制工作，1969年10月30日，三机部和六院军管会根据实际情况，决定把歼9试制任务定点在132厂(成都飞机公司)。
1970年5月4日，601所抽出300多人到成都空军13航校(后组建成611所)，从事歼9飞机的试制工作。
1970年6月9日，航空工业领导小组在北京专门开会审查歼9方案，对歼9的性能指标提出了更高的要求：活动半径900～1000千米，重量13吨，使用过载8g，升限25000米，飞行马赫数2．5。即通常所说的“双二五”方案。
1970年11月，六院在西安召开厂、所领导干部会议。空军领导对正在研制中的歼9又提出了新的要求：“双25太小，双28太高，应该是双26，即最大使用马赫数2．6，静升限26千米”。
歼9原有布局均不能满足这一新要求，不得不再次对气动布局进行重新设计。
经过反复的设计？选择？评定？淘汰过程后，我国设计人员最终为歼9选择了鸭式布局，腹部或两侧进气的方案，称之为歼9VI方案。
这是一次大胆的尝试，要知道，世界上第一种采用鸭式布局的实用型战斗机？？瑞典的Saab？37雷式战斗机，是在1971年才真正服役的。也就是说，在我国选定歼9VI方案的时候，世界上还没有一种战斗机是采用了鸭式布局的。
歼9VI方案充分体现了我国航空科研人员的创新精神。但同时，设计方案的一改再改也折射出了我国航空工业在早期探索过程中的盲目与燥动！＊
虽然解决了气动布局的问题，但是，在歼9VI方案运作一段时间后发现，“双二六”标准确定的升限指标仍然太高，选用的涡扇6发动机性能无法达到要求，歼9飞机的研制工作因此再一次面临搁浅的境地。
1975年1月10日，三机部以(75)三院字8号文《关于请求继续研制歼9飞机的报告》上报国务院、中央军委。文件希望对歼9的指标作适当的下调，即最大马赫数保持2．5～2．6，升限降为23000米，最大爬升率220米／秒，基本航程2000千米，作战半径大于600千米。
2月18日，在当时主持国务院工作的邓小平同志的亲自干预下，国务院、中央军委下达国发(1975)34号文，同意按调整后的指标继续研制歼9飞机。
1975年12月23日，国家计委、国务院国防工办以(75)工办字395号文批准三机部上报的歼9飞机研制实施计划。同意零批试制5架，1980年首架上天，1983年设计定型，并原则上同意到1983年拨给研制费4亿元。
1976年初，611所在歼9VI方案的基础上进一步调整了歼9总体气动力布局和设计参数，形成歼9VI？Ⅱ方案。
该方案的主要特点是：
1、气动布局：该机保持了歼9VI的鸭式布局设计，主翼为60度三角翼，机翼面积50平方米，鸭翼为55度三角翼，固定安装角3度面积2．58平方米。
2、进气方式：采用两侧进气，进气道为二元可调节多波系混合压缩式。
3、发动机：装一台涡扇6发动机，地面全加力静推力12400千克。
4、雷达系统：该机装一部205雷达，探测距离60～70千米，跟踪距离45～52千米。
5、主要武器：4枚PL-4拦射导弹，该导弹按导引头不同分为两种型号？？半主动雷达型PL-4A，最大射程18千米，被动红外型PL-4B，最大有效射程8千米。
从这些最终设计指标来看，歼9已经具备了和F？14等早期第三代战机正面抗衡的能力。某种意义上，歼9VI？Ⅱ可以称之为我国自主开发的第一种达到了国际第三代喷气式战斗机标准的国产战机。
虽然歼9VI？Ⅱ方案的提出解决了长期困扰该机的气动布局问题，但从当时我国喷气式战机的实际开发能力来看，歼9的一系列方案，尤其是歼9VI？Ⅱ方案的设计思想实在是太过前卫，虽然歼9VI？Ⅱ在各种性能指标上无疑是大大超越了和它“同父异母”歼8方案，但是在研制过程中所遇到的不可逾越的困难层出不穷，研制工作进展缓慢，举步维艰。
1978年，由于611所承担的歼7大改(即歼7Ⅲ)的设计发图工作要求紧迫，歼9的研制工作开始收缩。1980年，为贯彻国家国民经济调整方针，歼9的研制工作即全部中止，前后投入的研制费约2122万元。歼9，如同后来的强6一样，最终在中国的航空发展史上划上了一个并不圆满的句号。
