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有的鸭式战斗机试飞时，平均间隔几十分钟就出现一次故障，这正常么？是否反映材料、工艺等的薄弱？美欧是否也如此？
金松（以下简称金）：平均故障间隔时间（MTBF）反映飞机设计及工业水平，主要是其复杂度，也与飞机使用成熟度有关，全世界都如此。试飞期间达到几十分钟已不小了。比如一架飞机飞行若干次，一共10个钟头，其间出故障20次，即平均30分钟一次。可能前5个钟头无故障，从第6个钟头始逐渐出现，共出20次故障。而另一架飞机故障出现的情况可能不一样。多用几架的统计结果会更可靠些。随着对飞机特点的了解、机载系统和维修工具等的改进，将愈来愈成熟，MTBF将稳定在一个较高值。但当飞机快到寿时，MTBF又会下降。
应注意，还有一种统计值只算空中飞行时间，称平均故障飞行小时(MFHBF)。这两参数不要混用。
比如，1982年7月～1983年6月一年间，美国几种比较成熟机型的MTBF分别为：F-16A为2.67小时；F-111F为0.94小时；F-14A为0.64小时。F-5结构设备较简单，达到3.98小时。当时F-15A的MTBF为2.34小时，MFHBF为1.68小时。F-111飞机的MTBF低是因为飞机设备太复杂(相对当年电子技术和设备的水平而言)，这型机及其改型直到退役时无论如何MTBF也改进不大。而F-14A则除飞机复杂外还因飞机已快到寿,机上设备老旧。但预警机对MTBF要求很高，因为一飞就8小时、10小时，所以如果MTBF小于30小时就别用了。
现代战斗机在设计时多是按面积律考虑的，有无不考虑的？
金：亚音速飞机不需要考虑。面积律是美国于50年代初一位风洞实验室主任通过大量实验总结出来的，当时绝对保密。但从苏联当年研制的飞机跨音速阻力已基本解决可以看出，苏联已经认识到此规律，只不过没总结成这么简单易操作的一个原则。现在的超音速战斗机都要用面积律校验。跨音速面积律是必须校核的，超音速面积律则要根据想要达到的有利M数来定。比如想要战斗机在M数1.7时效率最佳（不是阻力最小），就用M数1.7时对应的激波锥锥面角去切战斗机求横切面积，使得到的切面积值沿飞机纵轴分布尽量是一条流线形。如果得到的曲线哪里突出了，就设法弥补。美国F-102当初试飞到不了音速，后来才知道面积律，按面积律改进。但飞机已生产出来，只好在后机身加装了鼓包以符合面积律要求，结果飞机就能通过跨音速区。
应用超音速面积律如得到的曲线不很流线，但影响不大，且改起来很麻烦，也可能不改了。也可以修改期望的M数，比如将战斗机在M数1.7时效率最高变成M数1.5时效率最高。再用M数1.5时对应的激波锥锥面角去校验飞机。
跨音速面积律和超音速面积律在设计时是否需要协调？
金：一般不存在冲突，无所谓协调。如情况特殊, 也可平衡考虑。
矩形进气口与“狮”和F-16的椭圆进气口那种效率较高？
金：矩形和椭圆都算二维，矩形本来不是很好的，理论上是一维的即圆形的最好。但除了机头进气外，具体设计应用不大方便。飞机最忌讳的是两个平面之间形成尖角。比如腹部进气道，机腹本来是偏圆弧的，下面再加一个圆的进气道就会造成两者间的尖角夹缝，这是不好的，必须在圆形进气道两侧向机腹上加整流罩过渡，与其这样还不如直接把进气道做成椭圆的或矩形的。矩形的生产工艺最容易，但也因总师而异。达索从“幻影”Ⅲ始，对半圆形进气道已很有经验，工艺规程上都很成熟，所以就一直用。而在进气效率上应该与其它的差别不大。
EF-2000和某机型的进气口上唇口向前突出较大，是起附面层隔板作用么？
金：一般上唇口不起附面层隔板作用。
F-35和“枭龙”采用的DSI进气道（具体可见本刊2006年第7期67页文章）值得推广在腹部进气鸭式战机上么？
金：这是最近几年的新技术，是F-35先用的，现在我国也掌握了。以前的附面层隔板，比如歼-8Ⅱ，机身附面层紊流从隔板与机身的窄缝中进去，然后通过上方或下方的开口流出去，从而使流入进气口的都是 “好”的气流。DSI的设计是进气道里机身一侧鼓起一块，把进气道前气流分布改变了，附面层流到进气道外面，而好的气流还正常进去。
当然说起来简单，设计起来不容易。难点在于鼓包的高度、位置、形状需要计算得恰到好处，否则将起反作用。这种鼓包设计能不能推广还谈不上，因为不知道它能否适合更宽的超音速范围。它是新技术，比如激波调节板能不能装，装了以后调节板的动态对鼓包效率的影响等，这些我都不清楚。当然如果战斗机的要求最大M数不超过2.0，我觉得可以用。
腹部进气的流场畸变比两侧进气小，原因是什么？两侧进气设计如何考虑这点？
金：主要是机身帮它忙了。涡扇要求进气气流最好是正着进来，如果流场歪着进来对工作状态有影响。见图2，气流打在机身上就会被折射整流，从而较平直地进入发动机。苏-27的机翼也起到这个作用。另外侧滑或转弯时，腹部进气的流场畸变也比两侧进气小。为克服两侧进气的飞机发动机遇到进气流场变化时出现喘振，即一个进气道进来的是较稳定气流，另一个进气道进来的是相对紊乱气流，在进气道的后部，发动机前面专门有一段较长的直筒式进气道，使气流尽量平顺后才进到发动机。腹部进气的一个缺点是对跑道清洁度要求高。
扁状前机身的上下面积比圆形前机身大，对气流整流的效果应更好，“狮”、F-16的前机身截面都是扁状的，是否为考虑这个因素？还是雷达形状造成的？
金：战斗机一般是不会考虑雷达天线形状的，雷达要去迁就飞机。扁状机身是多方面因素，可能考虑气动力或布置设备等。扁状前机身的气流整流的效果也不见得更好，这要看具体情况。
有的鸭式战机其进气道与机身腹部有6根小支撑棍，看着不体面倒不是问题，主要是不利隐身。
金：这确实是不理想的地方。估计是进气道隔流板刚度问题。如果加固隔流板问题也能解决，但要增大重量，而且改变后可能对气动力有影响，所以还不如加几根棍简便。
大气泡座舱的视野对其结构强度的影响主要在框架还是在玻璃？
金：主要在框架，但玻璃本身也要求非常高。如果面积很大、强度和透光率要求很高、又是双曲面形状一般国家做不出来。
从视野来看，格斗空战、超视距空战对不同方向视野的要求区别在哪？EF-2000的鸭翼太靠前，可能会影响向下视野，但该机又以超视距能力著称。
金：超视距空战对视野要求不高，格斗空战对后方视野要求最高。降落时对左下方的视野要求较高，因为人的习惯着陆时基本都是看左下方的跑道。鸭翼飞机设计时先要满足气动力要求，然后才是不影响视野。设计时，座舱可以前后上下调节。这个要综合平衡。
下面谈谈鸭翼。鸭翼在大迎角时会产生强大的脱体涡流，加强主翼的前缘涡，改善主翼面上的压力分布，从而增大升力，具体是如何改善的？
金：可以看图3，它是在烟风洞上拍的照片。通过机翼前沿不同位置设的一些发烟点，以此来看出涡流的形状，当然实际的机翼涡流是连续的。鸭翼的涡流如果能作用到主翼上，和主翼涡流耦合，就能加强主翼涡流（图4），从而使翼面压差增大，即升力加大。如果两股涡流不协调效果就差。这要靠试验，理论上很难算得准确。
涡流耦合作用出现在迎角较大的时候，迎角小的时候，对升力的作用很小。可见图5，在迎角为0时，鸭翼的升力系数为0，随着迎角达到十几度以上，鸭翼的作用开始体现出来。
鸭翼的上述作用在什么M数下作用最大？
金：这个图标的就是在M数0.9，在这M数以下情况相似。而在超音速时要加上激波的影响，鸭翼的激波和主翼的激波之间的效应还很复杂，起码不能互相起坏干扰。搞气动力的人老有事干。
上述涡流作用于垂尾，对横侧稳定性有利，在空战中的实际效果是什么？
金：如果涡流能帮助横侧稳定，垂尾就可以做的小一点，重量就减轻一点，这就是好处。因为稳定性太好对实战没好处，机动性变差。所以在电传操纵的帮助下，减小或甚至没有垂尾已经可行。
鸭翼距主翼越近，涡流的有利干扰效果越好么？“狮”的鸭主翼都负距离了，效果好么？按说这时鸭翼后缘的下洗气流会更近地打在主翼上，削弱其升力。
金：鸭翼在什么位置最好似没有理论可以直接准确地算出来。鸭翼与主机翼距离远近高低只能试出来，争取一个相对最佳结果。下洗气流是翼尖涡引起的。在机动时都是大迎角，鸭翼已经产生强大脱体涡了，其下洗气流对机翼的作用就不明显。
EF-2000的鸭翼距离远，其涡流还会对主翼有利么？
金：有作用。看图4中的左侧图，实线代表鸭翼和主翼耦合时的升力增量，虚线代表鸭翼不和主翼耦合时的升力增量（即有点像EF-2000那样），两种升力增量差别很大，阴影部分就是直接体现。
“幻影”2000进气道两侧的小片是如何起涡流发生器的作用的？它与近距耦合鸭翼的作用有何区别？
金：就是两个铝片，产生一个涡，远没鸭翼涡那么大，它似乎不是为增加升力，具体影响机体两侧哪个部位不清楚。就像有的飞机机翼上表面有很多小铝片，称涡流发生器，就是为大迎角防止气流分离，提高可用迎角。有的民航机机翼下的发动机罩上有涡流发生器(也只是一片较大的铝合金板)，据说可在一定迎角时改善水平尾翼工作。
鸭翼和边条对大迎角机动性的影响对比如何?
金：鸭翼和边条都产生涡，都可以在大迎角时改善主翼气流，但作用不尽相同。边条的涡更靠近主翼根部，所以升力增强的位置大致也在这部分,从而影响全翼面。从图7看，下面两条曲线为普通机翼在不同迎角时的升力系数，上面两条曲线为增加了边条以后机翼在不同迎角时的升力系数。遍布圆圈和三角的两条曲线分别是两种情况下的风洞试验抽样点，两条实曲线才是它们各自的推算结果。可看出，带边条的机翼升力系数增加很大（并非增大面积引起的，升力系数已经是单位机翼面积的概念）。图上所示各种不同迎角时翼面流场情况是根据风洞试验图片绘制的，可看到翼面气流与边条涡很复杂，还分主涡和二次涡等。至于边条和鸭翼对大迎角时的机动性影响谁更大，是个综合问题，没可比性。一般来说可操纵鸭翼对飞机的作用似更多一些，不仅是升力问题。但全套鸭翼包括操纵系统，结构等要比边条复杂得多，重量也增加较多。
EF-2000的鸭翼在从亚音速到超音速过渡时能减少焦点前移，它使飞机不安定的作用比近距耦合型鸭翼更强么？
金：一般飞机迎角变大的时候，升力作用点向后移，会产生低头力矩，需要平尾来平衡，即所谓配平问题。而超音速以后机翼气流分布起变化，机翼升力作用点会向前移，除了产生抬头力矩外，还会使安定性变好，不利于机动操纵。由于鸭翼配置在机翼前，与平尾相反，所以它的作用使飞机不安定。如果没有平尾，用鸭翼的飞机亚音速时很可能是不安定的，要靠计算机和电传操纵使飞机保持俯仰安定。跨音速以后，原来安定的飞机一般会变得太安定，用鸭翼可以减少或消除这个不利因素。近距耦合型鸭翼作用比EF-2000那种小一些，因为力臂短一些。但无论亚音速还是超音速，不安定性也都不能过度增大。
已定型服役的鸭翼战斗机今后加装推力矢量发动机的必要性、可行性如何?
金：推力矢量是格斗用的，但一台发动机的推力矢量控制加上防热损的折流片等可能增加80～100千克重量，还有成本增加、复杂性增加以及配平问题等。是否值得要结合对机动性能的增加和作战方式等平衡考虑。俄罗斯专家就曾让买主自己权衡。也有印度为此上当一说。
鸭翼对隐身的不利影响有多大？它是隐身的最弱点么？和平尾比较？
金：作战时双方飞机不可能是同一高度，增加两个鸭翼，反射面积还是不小的，要知道隐身战斗机外多一根天线都不想要。更关键的是鸭翼和机身之间的缝隙，对雷达波反射作用更大。B-2和F-22所有的舱口边缘都要贴隐身条，把每一丝缝都盖住，据说F-22试飞过程为了克服这个问题用了一年多时间。另外雷达波最敏感的是和其波长相当的物体，10厘米的雷达波对10厘米或其倍数的物体很敏感，如果物体尺寸大很多反倒不敏感。隐身问题不但要考虑面积、外形，还要考虑突出物、凹坑和缝隙等。鸭翼虽小可能更容易引起强雷达波反射，影响多大要靠试飞校验，所以美国隐身战斗机不用鸭翼。
水平尾翼对隐身的不良作用应比鸭翼更大，但为了机动性，战斗机上不能不用。B-2可以不用。如果这型战斗机对隐身要求不太高，或鸭翼的影响可以容忍，无平尾鸭翼布局也是一种好的选择。
有的机型其单垂尾较大，对隐身是如何考虑的？单发飞机后机身较细长，是否不适合采用双垂尾？
金：单发飞机设计时，没考虑隐身的机型一般不用双垂尾。即使用双垂尾也不用斜翼面。并不是不可用双垂尾，关键在设计时如何考虑，何种要求优先。
鸭式前掠翼未在美国下一代战斗机应用的原因仅是机翼抗损性和战时修复性差么？现役战斗机机翼可修复性如何？
金：这只是从技术上估计的原因之一。美国X-29前掠翼试验机试飞过很长时间，还有哪些缺点不知道。没有看到不用前掠翼原因的正式官方文件。
前掠翼的机翼必须用复合材料剪裁编织制造以提高其刚性。铝合金材料结构的强度可以但刚性较差。B-52的机翼在空中与停在地面上相比，翼尖弯曲落差甚至可达9米而不断裂，说明铝合金材料的强度足够而刚度不行。机翼在大迎角时有弯曲即会扭转，后掠翼是“好扭”，即翼尖变形会减轻机翼弯曲变形，而前掠翼是“坏扭”，即翼尖变形会加剧机翼弯曲变形，甚至可能引起共振而损坏机翼。到目前为止，铝合金结构达不到前掠翼要求，但铝合金结构好加工、易修理。所以采用鸭式前掠翼作战飞机的前提是搞出易战损修复的复合材料机翼或者刚度能达到要求的铝合金机翼。如果总师及军方容忍修复性差和价格相对昂贵的缺点，那用复合材料是可以的。
您认为保形挂架值得采用么？其缺点是武器只能投出去离开飞机后才点火，故障率较高。
金：像炸弹就不适合半埋型。另外武器投完了以后这些凹槽反而破坏隐身性能。半埋型是否真好要具体问题具体看。
有的机型的最外侧挂点没在翼尖上，而是靠里，如何评价？
金：翼尖挂点有两种，一种是挂在翼尖本身，一种是挂在翼尖底下。两种产生的动力不一样。从气动力讲，翼尖直接挂导弹可以增加展弦比，可以减小诱导阻力，但如果翼尖弦长很短，导弹伸出去很长，强度可能不够，导弹可能带动翼尖颤振，还有翼尖刚度问题。这样就只能挂在翼尖靠里下面。
在挂载能力上，“阵风”是同档次机型中突出的，达9吨，超过苏-30，别的机型与之差距在哪里？
金：以前美国A-7战斗机对外称能挂多少多少吨，我当时觉得真了不起，后来一看说明书，它装这些重量的时候普通跑道就不能用了，必须一级跑道才能起来，另外升限甚至达不到4 000米，这和吹牛有什么区别？所以“阵风”的载弹量实际意义如何也要具体分析。
有的机型在挂3个副油箱后就只能挂2枚中距弹、2枚格斗弹，这能满足空战要求么？
金：西方战斗机都挂得多，但都没说挂满以后飞机性能怎么样，从A-7就知道怎么回事了。作为一般空战，4枚应该说够了。空战时间不长，可用导弹机会有限，挂的导弹数量有一最优值，与导弹质量及任务有关。挂太多可能经常用不完带回基地，也不一定合适。挂多了肯定影响油量和性能。
鸭式战斗机的电传操纵软件是如何研制的？数据库的积累是靠试飞员大量手动操纵各翼面而获得的么？
金：不是。现在的自动控制理论已很成熟，另外各种舵面力矩在风洞试验中都试出来了，这些数据都有了。设计时，会者不难，电传操纵软件的研制不是很难。但特殊构型或复杂状态则需要一定经验甚至代价才能弄明白。F-22试飞时的一次二等事故就是着陆状态操纵软件没有考虑周全引起的，结果飞机摔坏了。飞机使用电传操纵以来，新机试飞过程中不摔的极少，包括苏-27、F-16、F-22和JAS-39都摔过，JAS-39被同一个人摔了两次，这个人摔了第二架后他老婆就再不让他飞了。这不是飞行员驾驶风格的问题，操纵软件有问题时试飞再小心也要出事。研制新机试飞时不摔的可引为骄傲。
关于武器的兼容性问题，经常说如苏-30某型比苏-27某型作战能力强N倍，歼8Ⅱ某型比歼8Ⅱ强M倍，其实往往就是前者能发射最新的导弹而后者不能。那么在后者的软硬件、接口、挂架上加以兼容性改进为什么就这么难？
金：苏-27参照苏-30改进不是很难，毕竟是一个体系。一个国家自己研制的机型和进口的机型兼容武器很多时候成问题，关键在于不是一个体系。西方国家和苏联设计时都各自统一了规范。要F-16和苏-30兼容武器就不容易，最简单的比如挂弹距，就是弹上的两个挂点距离，西方标准跟俄罗斯的就不相同。在飞机及弹上进行改进不容易。现在有一种“协调挂架”，即挂架下多一层挂架，可以兼容弹距，但坚固性、工艺复杂性、成本都有问题。软件的兼容性更复杂，但不是改不了，如水平够，凭着进口的武器和硬件也能把它的火控软件破译出来。
最后，能否对目前主流机型按不同M数及不同作战情形进行性能比较。
金：性能凭数据就能看出来，效能评价则不好说。各国都说自己的好，用不同方法结果完全不同，中国自己就有多种评价方法。对于实战效果更没法评估和预测，再好的飞机在某些国家手里什么都不是。例如这次美国打伊拉克的飞机不是空战，而是追歼逃跑飞机，所以按某次局部战争情况评价各型战斗机的效能好坏基本无意义。
金松（以下简称金）：平均故障间隔时间（MTBF）反映飞机设计及工业水平，主要是其复杂度，也与飞机使用成熟度有关，全世界都如此。试飞期间达到几十分钟已不小了。比如一架飞机飞行若干次，一共10个钟头，其间出故障20次，即平均30分钟一次。可能前5个钟头无故障，从第6个钟头始逐渐出现，共出20次故障。而另一架飞机故障出现的情况可能不一样。多用几架的统计结果会更可靠些。随着对飞机特点的了解、机载系统和维修工具等的改进，将愈来愈成熟，MTBF将稳定在一个较高值。但当飞机快到寿时，MTBF又会下降。
应注意，还有一种统计值只算空中飞行时间，称平均故障飞行小时(MFHBF)。这两参数不要混用。
比如，1982年7月～1983年6月一年间，美国几种比较成熟机型的MTBF分别为：F-16A为2.67小时；F-111F为0.94小时；F-14A为0.64小时。F-5结构设备较简单，达到3.98小时。当时F-15A的MTBF为2.34小时，MFHBF为1.68小时。F-111飞机的MTBF低是因为飞机设备太复杂(相对当年电子技术和设备的水平而言)，这型机及其改型直到退役时无论如何MTBF也改进不大。而F-14A则除飞机复杂外还因飞机已快到寿,机上设备老旧。但预警机对MTBF要求很高，因为一飞就8小时、10小时，所以如果MTBF小于30小时就别用了。
现代战斗机在设计时多是按面积律考虑的，有无不考虑的？
金：亚音速飞机不需要考虑。面积律是美国于50年代初一位风洞实验室主任通过大量实验总结出来的，当时绝对保密。但从苏联当年研制的飞机跨音速阻力已基本解决可以看出，苏联已经认识到此规律，只不过没总结成这么简单易操作的一个原则。现在的超音速战斗机都要用面积律校验。跨音速面积律是必须校核的，超音速面积律则要根据想要达到的有利M数来定。比如想要战斗机在M数1.7时效率最佳（不是阻力最小），就用M数1.7时对应的激波锥锥面角去切战斗机求横切面积，使得到的切面积值沿飞机纵轴分布尽量是一条流线形。如果得到的曲线哪里突出了，就设法弥补。美国F-102当初试飞到不了音速，后来才知道面积律，按面积律改进。但飞机已生产出来，只好在后机身加装了鼓包以符合面积律要求，结果飞机就能通过跨音速区。
应用超音速面积律如得到的曲线不很流线，但影响不大，且改起来很麻烦，也可能不改了。也可以修改期望的M数，比如将战斗机在M数1.7时效率最高变成M数1.5时效率最高。再用M数1.5时对应的激波锥锥面角去校验飞机。
跨音速面积律和超音速面积律在设计时是否需要协调？
金：一般不存在冲突，无所谓协调。如情况特殊, 也可平衡考虑。
矩形进气口与“狮”和F-16的椭圆进气口那种效率较高？
金：矩形和椭圆都算二维，矩形本来不是很好的，理论上是一维的即圆形的最好。但除了机头进气外，具体设计应用不大方便。飞机最忌讳的是两个平面之间形成尖角。比如腹部进气道，机腹本来是偏圆弧的，下面再加一个圆的进气道就会造成两者间的尖角夹缝，这是不好的，必须在圆形进气道两侧向机腹上加整流罩过渡，与其这样还不如直接把进气道做成椭圆的或矩形的。矩形的生产工艺最容易，但也因总师而异。达索从“幻影”Ⅲ始，对半圆形进气道已很有经验，工艺规程上都很成熟，所以就一直用。而在进气效率上应该与其它的差别不大。
EF-2000和某机型的进气口上唇口向前突出较大，是起附面层隔板作用么？
金：一般上唇口不起附面层隔板作用。
F-35和“枭龙”采用的DSI进气道（具体可见本刊2006年第7期67页文章）值得推广在腹部进气鸭式战机上么？
金：这是最近几年的新技术，是F-35先用的，现在我国也掌握了。以前的附面层隔板，比如歼-8Ⅱ，机身附面层紊流从隔板与机身的窄缝中进去，然后通过上方或下方的开口流出去，从而使流入进气口的都是 “好”的气流。DSI的设计是进气道里机身一侧鼓起一块，把进气道前气流分布改变了，附面层流到进气道外面，而好的气流还正常进去。
当然说起来简单，设计起来不容易。难点在于鼓包的高度、位置、形状需要计算得恰到好处，否则将起反作用。这种鼓包设计能不能推广还谈不上，因为不知道它能否适合更宽的超音速范围。它是新技术，比如激波调节板能不能装，装了以后调节板的动态对鼓包效率的影响等，这些我都不清楚。当然如果战斗机的要求最大M数不超过2.0，我觉得可以用。
腹部进气的流场畸变比两侧进气小，原因是什么？两侧进气设计如何考虑这点？
金：主要是机身帮它忙了。涡扇要求进气气流最好是正着进来，如果流场歪着进来对工作状态有影响。见图2，气流打在机身上就会被折射整流，从而较平直地进入发动机。苏-27的机翼也起到这个作用。另外侧滑或转弯时，腹部进气的流场畸变也比两侧进气小。为克服两侧进气的飞机发动机遇到进气流场变化时出现喘振，即一个进气道进来的是较稳定气流，另一个进气道进来的是相对紊乱气流，在进气道的后部，发动机前面专门有一段较长的直筒式进气道，使气流尽量平顺后才进到发动机。腹部进气的一个缺点是对跑道清洁度要求高。
扁状前机身的上下面积比圆形前机身大，对气流整流的效果应更好，“狮”、F-16的前机身截面都是扁状的，是否为考虑这个因素？还是雷达形状造成的？
金：战斗机一般是不会考虑雷达天线形状的，雷达要去迁就飞机。扁状机身是多方面因素，可能考虑气动力或布置设备等。扁状前机身的气流整流的效果也不见得更好，这要看具体情况。
有的鸭式战机其进气道与机身腹部有6根小支撑棍，看着不体面倒不是问题，主要是不利隐身。
金：这确实是不理想的地方。估计是进气道隔流板刚度问题。如果加固隔流板问题也能解决，但要增大重量，而且改变后可能对气动力有影响，所以还不如加几根棍简便。
大气泡座舱的视野对其结构强度的影响主要在框架还是在玻璃？
金：主要在框架，但玻璃本身也要求非常高。如果面积很大、强度和透光率要求很高、又是双曲面形状一般国家做不出来。
从视野来看，格斗空战、超视距空战对不同方向视野的要求区别在哪？EF-2000的鸭翼太靠前，可能会影响向下视野，但该机又以超视距能力著称。
金：超视距空战对视野要求不高，格斗空战对后方视野要求最高。降落时对左下方的视野要求较高，因为人的习惯着陆时基本都是看左下方的跑道。鸭翼飞机设计时先要满足气动力要求，然后才是不影响视野。设计时，座舱可以前后上下调节。这个要综合平衡。
下面谈谈鸭翼。鸭翼在大迎角时会产生强大的脱体涡流，加强主翼的前缘涡，改善主翼面上的压力分布，从而增大升力，具体是如何改善的？
金：可以看图3，它是在烟风洞上拍的照片。通过机翼前沿不同位置设的一些发烟点，以此来看出涡流的形状，当然实际的机翼涡流是连续的。鸭翼的涡流如果能作用到主翼上，和主翼涡流耦合，就能加强主翼涡流（图4），从而使翼面压差增大，即升力加大。如果两股涡流不协调效果就差。这要靠试验，理论上很难算得准确。
涡流耦合作用出现在迎角较大的时候，迎角小的时候，对升力的作用很小。可见图5，在迎角为0时，鸭翼的升力系数为0，随着迎角达到十几度以上，鸭翼的作用开始体现出来。
鸭翼的上述作用在什么M数下作用最大？
金：这个图标的就是在M数0.9，在这M数以下情况相似。而在超音速时要加上激波的影响，鸭翼的激波和主翼的激波之间的效应还很复杂，起码不能互相起坏干扰。搞气动力的人老有事干。
上述涡流作用于垂尾，对横侧稳定性有利，在空战中的实际效果是什么？
金：如果涡流能帮助横侧稳定，垂尾就可以做的小一点，重量就减轻一点，这就是好处。因为稳定性太好对实战没好处，机动性变差。所以在电传操纵的帮助下，减小或甚至没有垂尾已经可行。
鸭翼距主翼越近，涡流的有利干扰效果越好么？“狮”的鸭主翼都负距离了，效果好么？按说这时鸭翼后缘的下洗气流会更近地打在主翼上，削弱其升力。
金：鸭翼在什么位置最好似没有理论可以直接准确地算出来。鸭翼与主机翼距离远近高低只能试出来，争取一个相对最佳结果。下洗气流是翼尖涡引起的。在机动时都是大迎角，鸭翼已经产生强大脱体涡了，其下洗气流对机翼的作用就不明显。
EF-2000的鸭翼距离远，其涡流还会对主翼有利么？
金：有作用。看图4中的左侧图，实线代表鸭翼和主翼耦合时的升力增量，虚线代表鸭翼不和主翼耦合时的升力增量（即有点像EF-2000那样），两种升力增量差别很大，阴影部分就是直接体现。
“幻影”2000进气道两侧的小片是如何起涡流发生器的作用的？它与近距耦合鸭翼的作用有何区别？
金：就是两个铝片，产生一个涡，远没鸭翼涡那么大，它似乎不是为增加升力，具体影响机体两侧哪个部位不清楚。就像有的飞机机翼上表面有很多小铝片，称涡流发生器，就是为大迎角防止气流分离，提高可用迎角。有的民航机机翼下的发动机罩上有涡流发生器(也只是一片较大的铝合金板)，据说可在一定迎角时改善水平尾翼工作。
鸭翼和边条对大迎角机动性的影响对比如何?
金：鸭翼和边条都产生涡，都可以在大迎角时改善主翼气流，但作用不尽相同。边条的涡更靠近主翼根部，所以升力增强的位置大致也在这部分,从而影响全翼面。从图7看，下面两条曲线为普通机翼在不同迎角时的升力系数，上面两条曲线为增加了边条以后机翼在不同迎角时的升力系数。遍布圆圈和三角的两条曲线分别是两种情况下的风洞试验抽样点，两条实曲线才是它们各自的推算结果。可看出，带边条的机翼升力系数增加很大（并非增大面积引起的，升力系数已经是单位机翼面积的概念）。图上所示各种不同迎角时翼面流场情况是根据风洞试验图片绘制的，可看到翼面气流与边条涡很复杂，还分主涡和二次涡等。至于边条和鸭翼对大迎角时的机动性影响谁更大，是个综合问题，没可比性。一般来说可操纵鸭翼对飞机的作用似更多一些，不仅是升力问题。但全套鸭翼包括操纵系统，结构等要比边条复杂得多，重量也增加较多。
EF-2000的鸭翼在从亚音速到超音速过渡时能减少焦点前移，它使飞机不安定的作用比近距耦合型鸭翼更强么？
金：一般飞机迎角变大的时候，升力作用点向后移，会产生低头力矩，需要平尾来平衡，即所谓配平问题。而超音速以后机翼气流分布起变化，机翼升力作用点会向前移，除了产生抬头力矩外，还会使安定性变好，不利于机动操纵。由于鸭翼配置在机翼前，与平尾相反，所以它的作用使飞机不安定。如果没有平尾，用鸭翼的飞机亚音速时很可能是不安定的，要靠计算机和电传操纵使飞机保持俯仰安定。跨音速以后，原来安定的飞机一般会变得太安定，用鸭翼可以减少或消除这个不利因素。近距耦合型鸭翼作用比EF-2000那种小一些，因为力臂短一些。但无论亚音速还是超音速，不安定性也都不能过度增大。
已定型服役的鸭翼战斗机今后加装推力矢量发动机的必要性、可行性如何?
金：推力矢量是格斗用的，但一台发动机的推力矢量控制加上防热损的折流片等可能增加80～100千克重量，还有成本增加、复杂性增加以及配平问题等。是否值得要结合对机动性能的增加和作战方式等平衡考虑。俄罗斯专家就曾让买主自己权衡。也有印度为此上当一说。
鸭翼对隐身的不利影响有多大？它是隐身的最弱点么？和平尾比较？
金：作战时双方飞机不可能是同一高度，增加两个鸭翼，反射面积还是不小的，要知道隐身战斗机外多一根天线都不想要。更关键的是鸭翼和机身之间的缝隙，对雷达波反射作用更大。B-2和F-22所有的舱口边缘都要贴隐身条，把每一丝缝都盖住，据说F-22试飞过程为了克服这个问题用了一年多时间。另外雷达波最敏感的是和其波长相当的物体，10厘米的雷达波对10厘米或其倍数的物体很敏感，如果物体尺寸大很多反倒不敏感。隐身问题不但要考虑面积、外形，还要考虑突出物、凹坑和缝隙等。鸭翼虽小可能更容易引起强雷达波反射，影响多大要靠试飞校验，所以美国隐身战斗机不用鸭翼。
水平尾翼对隐身的不良作用应比鸭翼更大，但为了机动性，战斗机上不能不用。B-2可以不用。如果这型战斗机对隐身要求不太高，或鸭翼的影响可以容忍，无平尾鸭翼布局也是一种好的选择。
有的机型其单垂尾较大，对隐身是如何考虑的？单发飞机后机身较细长，是否不适合采用双垂尾？
金：单发飞机设计时，没考虑隐身的机型一般不用双垂尾。即使用双垂尾也不用斜翼面。并不是不可用双垂尾，关键在设计时如何考虑，何种要求优先。
鸭式前掠翼未在美国下一代战斗机应用的原因仅是机翼抗损性和战时修复性差么？现役战斗机机翼可修复性如何？
金：这只是从技术上估计的原因之一。美国X-29前掠翼试验机试飞过很长时间，还有哪些缺点不知道。没有看到不用前掠翼原因的正式官方文件。
前掠翼的机翼必须用复合材料剪裁编织制造以提高其刚性。铝合金材料结构的强度可以但刚性较差。B-52的机翼在空中与停在地面上相比，翼尖弯曲落差甚至可达9米而不断裂，说明铝合金材料的强度足够而刚度不行。机翼在大迎角时有弯曲即会扭转，后掠翼是“好扭”，即翼尖变形会减轻机翼弯曲变形，而前掠翼是“坏扭”，即翼尖变形会加剧机翼弯曲变形，甚至可能引起共振而损坏机翼。到目前为止，铝合金结构达不到前掠翼要求，但铝合金结构好加工、易修理。所以采用鸭式前掠翼作战飞机的前提是搞出易战损修复的复合材料机翼或者刚度能达到要求的铝合金机翼。如果总师及军方容忍修复性差和价格相对昂贵的缺点，那用复合材料是可以的。
您认为保形挂架值得采用么？其缺点是武器只能投出去离开飞机后才点火，故障率较高。
金：像炸弹就不适合半埋型。另外武器投完了以后这些凹槽反而破坏隐身性能。半埋型是否真好要具体问题具体看。
有的机型的最外侧挂点没在翼尖上，而是靠里，如何评价？
金：翼尖挂点有两种，一种是挂在翼尖本身，一种是挂在翼尖底下。两种产生的动力不一样。从气动力讲，翼尖直接挂导弹可以增加展弦比，可以减小诱导阻力，但如果翼尖弦长很短，导弹伸出去很长，强度可能不够，导弹可能带动翼尖颤振，还有翼尖刚度问题。这样就只能挂在翼尖靠里下面。
在挂载能力上，“阵风”是同档次机型中突出的，达9吨，超过苏-30，别的机型与之差距在哪里？
金：以前美国A-7战斗机对外称能挂多少多少吨，我当时觉得真了不起，后来一看说明书，它装这些重量的时候普通跑道就不能用了，必须一级跑道才能起来，另外升限甚至达不到4 000米，这和吹牛有什么区别？所以“阵风”的载弹量实际意义如何也要具体分析。
有的机型在挂3个副油箱后就只能挂2枚中距弹、2枚格斗弹，这能满足空战要求么？
金：西方战斗机都挂得多，但都没说挂满以后飞机性能怎么样，从A-7就知道怎么回事了。作为一般空战，4枚应该说够了。空战时间不长，可用导弹机会有限，挂的导弹数量有一最优值，与导弹质量及任务有关。挂太多可能经常用不完带回基地，也不一定合适。挂多了肯定影响油量和性能。
鸭式战斗机的电传操纵软件是如何研制的？数据库的积累是靠试飞员大量手动操纵各翼面而获得的么？
金：不是。现在的自动控制理论已很成熟，另外各种舵面力矩在风洞试验中都试出来了，这些数据都有了。设计时，会者不难，电传操纵软件的研制不是很难。但特殊构型或复杂状态则需要一定经验甚至代价才能弄明白。F-22试飞时的一次二等事故就是着陆状态操纵软件没有考虑周全引起的，结果飞机摔坏了。飞机使用电传操纵以来，新机试飞过程中不摔的极少，包括苏-27、F-16、F-22和JAS-39都摔过，JAS-39被同一个人摔了两次，这个人摔了第二架后他老婆就再不让他飞了。这不是飞行员驾驶风格的问题，操纵软件有问题时试飞再小心也要出事。研制新机试飞时不摔的可引为骄傲。
关于武器的兼容性问题，经常说如苏-30某型比苏-27某型作战能力强N倍，歼8Ⅱ某型比歼8Ⅱ强M倍，其实往往就是前者能发射最新的导弹而后者不能。那么在后者的软硬件、接口、挂架上加以兼容性改进为什么就这么难？
金：苏-27参照苏-30改进不是很难，毕竟是一个体系。一个国家自己研制的机型和进口的机型兼容武器很多时候成问题，关键在于不是一个体系。西方国家和苏联设计时都各自统一了规范。要F-16和苏-30兼容武器就不容易，最简单的比如挂弹距，就是弹上的两个挂点距离，西方标准跟俄罗斯的就不相同。在飞机及弹上进行改进不容易。现在有一种“协调挂架”，即挂架下多一层挂架，可以兼容弹距，但坚固性、工艺复杂性、成本都有问题。软件的兼容性更复杂，但不是改不了，如水平够，凭着进口的武器和硬件也能把它的火控软件破译出来。
最后，能否对目前主流机型按不同M数及不同作战情形进行性能比较。
金：性能凭数据就能看出来，效能评价则不好说。各国都说自己的好，用不同方法结果完全不同，中国自己就有多种评价方法。对于实战效果更没法评估和预测，再好的飞机在某些国家手里什么都不是。例如这次美国打伊拉克的飞机不是空战，而是追歼逃跑飞机，所以按某次局部战争情况评价各型战斗机的效能好坏基本无意义。