方方：歼－10观察（续）
歼－10观察（续）
原载于兵器，仅供同好探讨。
方方
歼－10继2006年外形解密之后,终于在2008年珠海航展第一次公开展示，进行了精彩的飞行表演，并公布了少量技术参数。在航空发烧友种再度掀起了讨论歼－10的高潮。
笔者根据官方公布的信息，综合歼－10表演录像和照片，对其性能谈谈自己的看法。
尺寸与重量
曾经有人置疑笔者说，你用尺子量照片有什么用？然而这是民间人士来说，这是唯一可以直接获取的公开信息。
北航出版社出版的《飞机总体设计》（以下简称《总》）一书中，有完整的飞机重量估算公式，这原本是在飞机方案概念设计阶段进行飞机空机重量、起飞重量以及分类重量估算的，用于对方案设计提出重量控制指标和重心估算。公式中用到的所有参数要么是可以测算（外形尺寸）的，要么是可以通过其它同类飞机参数估计的。最重要的是公式本身是迭代运算，所以尺寸测算误差的影响被减到最小以笔者2002年估测的尺寸（估测机长16.7米，不是《参考消息》上的14.78米）为基础估算的重量和用现在官方发布的尺寸数据估算重量差别不大。
飞机起飞重量简要分类如下：
1． 外挂物重量
2． 无外挂飞机重量
1） 有用装载（燃油、炮弹等）
2） 使用空机重量
（1） 固定装载（飞行员、滑油等）
（2） 空机重量
a. 结构重量（机翼、机身、起落架等）
b. 动力装置（发动机系统、燃油系统等）
（3） 固定设备
对飞机重量进行估算，简单来说就是根据经验公式对以上所列各项分别进行估算并最终求和。由于经验公式中多处调用“飞机正常起飞重量”这一参数，而这一参数正是我们需要求得的，所以在实际估算时需要进行迭代运算――预设一个“飞机正常起飞重量”，代入计算后求得新的“飞机正常起飞重量”，并将二者进行比较，如其差值小于预设的阈值（例如1％），则运算终止，将最新的结果作为估算结果；反之则将新的“飞机正常起飞重量”继续代入公式运算，直至满足终止条件为止。需要说明的是，最初预设的“飞机正常起飞重量”对估算结果没有影响，只对迭代次数有影响――你要愿意，设定 “飞机正常起飞重量”只有1�K也是可以的。
图4是笔者编写的简单估算程序界面，从中可以大致了解估算需要的参数。
估算过程中误差最大、也几乎没可能修正的参数是固定设备重量和载油量。对于真正的设计人员来说，在进入重量估算阶段的时候可以获得这两个参数的大致取值范围。但对发烧友来说是不可能的，只能以公开报道和同类机型的相关参数作参考。
假定现在获得了所有必需的参数，选择假定正确的修正因子，代入估算公式，是不是可以说“我算出了歼10的重量”呢？那只是估算者自己“设计”的飞机重量，不是真实的飞机。
接下来是合理性验证。根据刚才计算的参数，把歼-10和同类飞机（F-16A/F/A-18A/幻影2000B）作横向比较的结果如下（按升序排列）：
1． 空机重量/正常起飞重量：估算值倒数第一；
2． 结构重量/正常起飞重量：估算值排第二；
3． 动力系统重量/正常起飞重量：估算值倒数第一；
4． 固定设备重量/正常起飞重量：估算值位居中游；
5． 载重系数=（最大起飞重量－使用空重）/最大起飞重量：估算值第三；
6． 正常起飞载油系数：估算值第三。
这个结果虽然在合理范围内，但第一项结果高得不太正常。究其原因，一是载油量偏低，二是动力系统重量较高，三是固定设备重量参考值较高，造成估算的正常起飞有效载荷偏低。由于机内载油量是公开报道的数据，不能更改。根据估算公式，动力系统重量包括发动机自重，以及估算的发动机附件和燃油附件重量，除了发动机自重外全部通过经验公式估算，即使有误差也无从修正。最后一个，固定设备重量实际参考了幻影2000，就相关系数来看也在正常范围内。在没有更多理由的情况下，暂时接受这个估算结果。
真正出乎笔者意料的是结构重量系数――竟然能够超过两种出色的第三代战斗机排第二，着实惊人。不过由于迭代运算的关系，估算结果误差应该是最小的。来自万方数据网的一篇关于某型飞机复材应用的论文，提及其垂尾重量，与估算重量相差不到10公斤。就此而言，估算结果已经比较准确了。
尽管经过了合理性验证，但估算结果依然只是我们自己“设计”的飞机，而不是真实的数据。这个结果的意义在于，让我们后面的估算和修正有了一个基础。如果估算正确，那么后面的推测也会更接近事实；如果估算偏离事实，我们也会更容易从差异中获得更多信息。
当年笔者曾估算LCA的空重，由于已知LCA大量采用复合材料，于是将相关结构的材料优化因子全部取教科书中指出的最小值。即便如此估算LCA空重仍达到6200千克，这恰恰是根据报道推测的LCA TD1号机空重。如果一定要达到5500千克的设计目标，材料优化因子必须远小于书中给出的最小值，必须采用非常规设计和制造手段。LCA的确试图在主承力结构上大规模应用复材。但假如设计不成功，LCA的空重必定会远远超过设计指标。所以当有报道说LCA超重、必须换用F414发动机时，笔者据此推断是其复材结构出了问题。
起飞距离之争
媒体曾公开报道了歼－10最短起飞距离为250米，所以无数双眼睛都紧盯着在珠海航展表演的歼－10。国内论坛上也因此掀起了一个小小的讨论高潮，各种方法、各类工具纷纷上场，视频、连续照片、机场信号系统甚至goolearth都用上了，让笔者也从中获益不少。
笔者的观点是：250米起飞距离可能是某个特定构形下实现的；假如歼－10在珠海的起飞距离超过250米（电视台如此报道），也不能据此否定歼－10不能实现最短起飞距离250米。由于有了前面的估算基础，可以对这个问题也进行估算。
着手之前需要准备一些基础数据。
可以直接测算的：擦地角、停机迎角、机翼面积。
需要查手册的：对应起飞迎角的升力系数和阻力系数。这类数据非专业人员一般难以获得，只能通过取参考值、类比同类机验证的方式来设置。已知幻影-2000半油空载构形下起飞速度为230千米/小时，结合其它数据可以反求出幻影2000的起飞迎角升力系数作为参考。
发动机推力。非专业人员不可能看到发动机的推力曲线，不过书中提供一个替代值：台架相应推力的90%。
通过对飞机受力分析建立运动方程，在运动方程基础上对速度积分即可得到滑跑时间T1：
在此基础上再对速度积分就是滑跑距离L1：
以上两式中，各变量说明如下：
G：飞机重力
g：重力加速度
P：发动机推力
f：跑道滚动摩擦系数
ρ：当地大气密度
S：机翼参考面积
Cx：对应迎角阻力系数
Cy：对应迎角升力系数
V：飞机滑跑速度
具体原理可见西工大出版的《飞机原理与构造》（以下简称《原》），《总》书则提供了最终化简的定积分求值公式。
原理虽然简单，但估算方法却各有千秋。《原》书中假定飞机全程以两点滑跑；《总》书中假定飞机以三点姿态滑跑至离地速度，然后以离地速度、两点姿态滑跑3秒；还有一种方法将滑跑分为3段：三点滑跑，开始抬前轮到抬好前轮，两点滑跑，分别计算。不难看出最后一种方法最准确，但计算最烦琐，而其第二阶段要求的数据是无法获得的。
考虑到第二阶段在滑跑距离中约占10％，对于估算精度而言影响不大，因此将其省略，只计算三点滑跑和两点滑跑。其中抬前轮速度按估算离地速度的70％取值。事实上各种机型的抬前轮速度和离地速度的比值差别较大，而计算结果显示这个取值影响不大。
现在假定飞机为半油空载构形，在标准大气条件下，使用全加力（按台架静推力），在海平面机场，松刹车时发动机达到预定推力，估算起飞距离不超过250米。从这个结果来看，笔者认为歼－10最短起飞距离250米并未夸大事实，是可信的。
接下来我们看看歼－10在珠海航展的表现。
从现场照片和视频资料来看，歼－10当时的构形和起飞操纵和前述假设有所差别，包括：
1．发动机推力：一般的说法是当时使用了最大推力。不过尾喷口并未收缩到最小，也未处于最大扩散状态，因此推测可能使用了小加力。
2．为了加强表演效果，歼－10的升降副翼参与了纵向操纵（上偏），我们看到的那个起飞后急速拉起的动作就是这么来的。此前所有的歼－10起降照片上，升降副翼全部小角度下偏作为襟翼增升。航展表演这种起飞构型将导致机翼的翼型被破坏，升力系数会有一定程度的下降。
3．起飞过程中几乎没有两点滑跑，从抬前轮开始到抬好前轮不到1秒，主轮随即离地。
根据以上变化，估算条件作以下调整：
1．发动机推力按小加力计算。
2．起飞迎角升力系数减0.1。
3．只计算三点滑跑距离，抬前轮速度用离地速度取代；按离地速度×1秒计算抬前轮滑跑距离。
按此条件估算，歼－10单机表演时的滑跑距离约500多米，但这没有包括低速滑跑距离。从录像上看歼－10还有大约3秒左右的低速滑跑，计入这段距离则大约滑跑600米。这个结果的合理性可以通过估算滑跑时间来检验。从录像上看，歼－10低速滑跑3秒后明显加速，如果以此为零点计时，则大约11秒后抬前轮，12秒左右离地。而笔者估算的滑跑时间为11.9秒。
表速145之谜
相关的争论起源于对李中华大校的一篇报道。在该报道中提到：“最后，李中华驾驶飞机达到了145千米/小时……”。
145这个数字是极其震撼的，它远低于已知第三代战斗机的失速速度。也有爱好者以此为依据，根据飞机平飞升力公式推算了歼－10的空重――由于有空重、翼面积、升力系数3个未知量，所以最终的结果是其中的一组解。这个推算也引起了很大争论。下面先来看看这组解能否满足所知的其它条件。
在这组解中，升力系数高达2.2。假定这个数字正确，在升力－迎角曲线图中作直线l连接原点和点（26，2.2）。考虑到实际升力－迎角曲线的弯曲特性，其线性段的斜率必然高于直线l，换句话说，在线性段迎角范围内在直线l上取值，计算的性能必然低于实际值。现在将直线l上取得的起飞迎角升力系数、估算空重、翼面积代入前述起飞距离估算公式，结果是103米！这显然与“歼－10最短起飞距离为250米”的报道相矛盾，所以这个估算结果是不成立的。
笔者也曾用前述估算结果进行了相应推算，在发动机全加力条件下，利用发动机轴向分量的推力，可以算出接近于145�N/h的失速速度。但首先大迎角条件下由于总压损失，发动机推力无法达到台架静推力的水平；而且此时发动机的水平分量远大于阻力，即使飞机能达到这个状态也绝对无法稳定在这个状态。
为了验证发动机推力对减小最小平飞速度的效果，笔者利用飞行模拟游戏进行了测试。条件是：F-16C Block 50，总重26497磅，高度3000英尺。起落架收回时最低表速119节，最大迎角24°，发动机N1转速80％（以克服水平阻力），此时有明显抖振。为了加大发动机推力的垂直分量，放下起落架，减速板全开，此时最低表速113节，最大迎角24°，发动机N1转速88％。也就是说发动机推力的垂直分量使最小平飞速度降低了6节。但如果再加大推力，推力的水平分量将超过阻力，飞机将开始加速或爬升。这个试验也证明，利用发动机全加力时的推力垂直分量将最小平飞速度降至145�N/h是不可能的。
笔者重新审视报道原文，才发现文中没有一个字提到当飞机达到145�N/h时是处于平飞状态！如果飞机没有处于平飞状态，那么平飞升力公式就不适用，前面的问题也就迎刃而解。
现在只剩下最后一个问题：飞机是如何将速度降至145�N/h的？象歼－10这种具有全权限电传飞控系统的飞机，不会允许飞机超过失速迎角（实际上李大校的这次试飞正是为了检验迎角限制器）。当飞机达到最大允许迎角，而速度已不足以维持平飞时，飞控系统也不会允许飞机继续加大迎角，如果飞行员不作其它操纵，飞机会保持这个姿态下滑增速，直至恢复平飞。所以仅仅通过平飞减速是不可能将速度降至145�N/h的。那就只有一条路：大仰角爬升减速。笔者对这一点进行了验证，确认是可行的。不过模拟中的F-16C在表速80节时反应极其迟钝，已无法实现报道中提到的歼－10急剧抬头的动作。另一方面，《战斗机设计基础》一书中引用的幻影2000-5防尾旋系统试飞报告提及：“……操纵飞机抬头，使飞机的俯仰角达到85°左右。当飞机速度下降到92�N/h时……”看来法国人使用的是同样的方法。
综上所述，笔者对表速145�N/h的报道有如下看法：
1． 这是非平飞状态下实现的。
2． 飞机低速稳定性良好，没有发生不利偏离。
3． 飞机低速操纵性良好，优于幻影2000――按公开资料，该机在表速150�N/h时仍有杆舵反应，歼－10显然更低。
表演亮点之旱地拔葱
珠海航展上歼－10单机表演亮点颇多。起飞过程虽然只有十几秒，但让众多观众眼前一亮――机头在离地瞬间急剧上仰，然后维持大仰角姿态高速爬升。这个动作对航迷来说并不陌生，F-15/F-22/苏－27等都表演过类似动作。而国产歼击机在公开场合进行类似表演却是第一次。
歼－10在表演中的起飞距离虽然不算长，不过相对典型的第三代战斗机并没有表现出优势。从起飞过程的操纵来看，飞行员使用升降副翼参与俯仰控制，其目的也不是为了表现飞机的短距起飞能力，而是为了表现飞机的俯仰操纵能力。
图1是以0.2秒的步长对歼－10起飞视频进行的连续截图组合而成的。不难看出，从1帧到5帧仅0.8秒时间，歼－10的俯仰角增大了至少30°，换句话说歼－10在起飞速度下的俯仰率超过30°/s。这是在没有推力矢量系统的条件下实现的，这意味着歼－10具有较强的纵向操纵能力。
笔者曾推测，歼－10的鸭翼和机翼设计重点在于兼顾涡升力增升、配平和操纵的要求，高速拦截和空战格斗并重。这个“旱地拔葱”式的起飞动作对此作了很好的注解。
首先，1帧到5帧俯仰角变化剧烈，而速度矢量方向改变有限，所以迎角急剧增大。估计在第5帧已接近最大允许迎角，而飞机没有出现不可控制的上仰发散或其它不利运动，纵向操纵面也没有异常的偏转动作，这说明当前状态下的俯仰力矩仍然是线性的，没有特别的配平负担。近耦鸭式飞机的一个重要设计难点就是大迎角配平，就此而言歼-10的设计相当成功。
对于强调超音速性能的飞机来说，其配平能力极限在于满足超音速机动时的配平要求。因此这类飞机在亚音速时都会有相当富裕的操纵/配平能力。电传飞控系统实用化前，如何进行二者的折中平衡是设计人员非常头痛的一件事，米格－23就被飞行员评价为在低速和高速状态具有完全不同的操纵品质。全权限电传飞控系统则可以自动计算飞行员的操纵输出，予以适当的增益或衰减，但飞机自身富裕的操纵能力还在。苏－27在眼镜蛇动作初期那个高达70°/s的上仰速率就是这么来的。歼－10在起飞速度下达到30°/s的上仰速率已经能说明问题了。而以高亚音速为设计点的F-16虽然有大仰角爬升的动作，但离地后以这么大上仰速率拉起的动作则未见过，在笔者所作的模拟中即使离地速度达到150节也无法达到这么大的上仰速率。
很明显，歼-10起飞动作中达到的最大上仰率并非极限。如果将这个动作应用于中低速段突然减速的话，可能会获得一定战术优势。看过影片《壮志凌云》的航迷应该对F-14的类似动作有印象。
此外还可以看到歼－10较强的能量恢复能力，由于有地面景物作参照，1至7帧的相对位置基本准确，有利于判断。
1－2帧：拉起中期，操纵面偏转角度较大，加速上仰，俯仰角改变较大，速度矢量向上偏转。
2－3帧：拉起中后期，操纵面偏转角度减小，持续上仰，但上仰速率减小，速度矢量持续向上偏转，机位间隔明显变小――说明大迎角气动阻力作用开始体现，速度降低。
3－5帧：拉起后期，目测鸭翼翼弦几乎平行纵轴（推测飞行员可能在此时松杆以减小迎角增速），上仰速率进一步减小，速度矢量向上大幅偏转――换句话说，俯仰角虽有增大，但增幅远小于速度矢量方向变化，迎角因此减小。虽然机位间隔减到最小（速度最低），但随着迎角/阻力的减小，飞机能量开始恢复。
5－7帧：速度矢量急剧向上偏转，而俯仰角增大有限。飞机此时处于增大仰角、减小迎角、增速爬升的过程。而飞机的能量恢复能力在5－6帧的变化体现得最为明显――机位间隔明显增大，几乎接近1.5个4-5帧机身间隔。
表演亮点之大迎角侧滑
歼－10在珠海单机表演时做了一个大迎角下带大侧滑的动作，在国产军机上亦是首见，让笔者颇为惊讶。不过这个动作只有短短数秒，如果对飞机状态不敏感，可能就忽略过去了。
飞机在大迎角状态下各轴稳定性都明显降低，如果进入侧滑而自身无法提供足够稳定性的话，极有可能进入螺旋。所以一般飞机是要尽力避免在大迎角下进入大侧滑状态，如苏－27在做眼镜蛇机动前要保持机翼水平，就是为了防止侧滑在机动中造成意想不到的结果。随着控制和设计手段的进步，特别是推力矢量控制的逐步实用化，新一代飞机进入大迎角的限制条件越来越少。但设计人员的压力并未减轻，原因很简单：即使有了推力矢量控制，一架稳定性良好的飞机肯定比一架时不时就陷入螺旋的飞机要好控制。
歼－10的这个大侧滑动作是在紧接着起飞后的大仰角爬升滚转后进入的。如图2所示，飞机在26帧开始滚转，大约36帧开始急剧侧滑，机头在XY平面内大幅偏转，约在38帧结束大侧滑。
对于这个动作究竟是不是侧滑，笔者和几个朋友争论了很久。争论的焦点在于投影平面与飞机机动平面存在夹角，因此视频中看到的歼－10机头在XY平面内偏转可能只是视觉误差。由于整个动作太快，从开始滚转到机头偏转到位仅用了2秒左右，从视频上很难分辨。不过通过图2可以看得比较清楚。飞机在26帧开始滚转并拉杆，飞机横轴和纵轴指向同时变化；到32帧操纵杆基本回中，滚转和机头上仰停止，并维持到36帧，在此期间机身投影长度基本不变；37帧机身投影长度突然缩短到36帧投影的一半左右，机头指向明显偏转，并向右回滚了一个小角度。所以现在问题是：37帧机身投影长度缩短究竟是飞机抬头造成的还是机头在XY平面急剧转向（大角度侧滑）造成的？由于飞机纵轴背对投影平面，且指向投影面外，如果拉杆造成投影改变，投影长度应该增大而非缩短。所以原因是后者。
为了验证，笔者模拟了歼－10的这个动作。图2-1是飞机进行大侧滑时的截图，大约相当于36－37帧中间。从翼尖轨迹线我们可以清楚地看到此时的侧滑角。根据模拟的结果，飞行员在这个时刻需要主动蹬舵加大侧滑，以求加快机头偏转速率。在机头接近水平就需要回舵，并加大拉杆量，以尽快转入水平盘旋状态。此外模拟中还发现，笔者原以为37帧那个回滚动作是动作过量的修正，其实是必然的结果。在滚转到32帧后拉杆，使得飞机在倾斜平面内进行俯仰运动，当纵轴水平时横轴必然不会垂直水平面，因此必须进行修正。而如果不进行滚转拉杆的操作，直接蹬舵侧滑来实现机头指向偏转，其转动速率要慢得多。
图2-2显示了整个动作的轨迹，不难看出，整套动作的目的就是为了从垂直面机动转换到水平面机动，而且耗时少，从26帧开始到43帧完全进入水平盘旋，只用了3秒。以笔者的观点而言，这个动作其实很接近由X-31A创造的猫鼬机动后半段――除了无法利用超大迎角减速以及侧滑开始速度不为0（因为需要有舵效），已经有点过失速机动的雏形了，而动作过程中表现出来的稳定性和操纵性也值得赞叹。
表演亮点之大迎角滚转
大迎角滚转同样会带来严重的侧滑问题以及剧烈的能量消耗，加上操纵面在大迎角下效率降低，滚转率明显下降，如果发动机不能提供足够的能量补充，恐怕半圈还没滚完飞机就已经失速了。但大迎角滚转并非完全没有好处。因为飞机的机头指向也随着滚转沿圆锥面移动。如果飞机的大迎角滚转率足够大，那么机头指向也会迅速改变，迎角越大效果越明显。当迎角超过了飞机的失速迎角，而这个动作仍能继续进行时，就形成了锥子机动――一种典型的过失速机动。
应该说歼－10能够进行大迎角滚转并不是什么新闻。在对李大校的报道中就已经提及他操纵飞机在大迎角下进行滚转试验的情况。不过真实飞行给人的震撼是文字报道所不能体现的。
歼－10在表演中进行大迎角滚转的时机是在小半径水平盘旋之后，经过短暂的平飞过渡，机头迅速拉起，1秒后到达预定迎角，然后带住迎角进入滚转（动作中能看到明显左舵），1.4秒内滚转90°，同时飞机纵轴已平行水平面，再次转入水平盘旋。假定滚转起始的迎角为最大允许迎角，那么当飞机在此条件下滚转90°时，机头指向改变了38°，结合滚转时间得到机头指向的改变速率为27°/秒！这个数字相当惊人，第三代战斗机中有些型号的最大瞬时盘旋角速度也达不到这个水平，更不用说歼－10此前刚刚完成小半径盘旋（飞行员事后说过载8.6G应该就是此处），处于低能量状态。如果和不能作同类动作的对手在此条件下抢角度的话，歼－10应该可以获得某个瞬态的角度优势。不过就在写本文的同时，笔者看了雷鸟的一段表演录像，F-16玩了一个更花哨的动作――大仰角爬升的同时进行大迎角滚转。
虽然歼－10这个动作是在限制迎角内完成的，但已经能够从另一方面反应出锥子机动在空战战术方面的意义。假如改进后的歼－10能够拉到更大迎角、能够进行更快的滚转，会有什么样的结果呢？
表演疑云之能量补充
歼－10大迎角滚转完成后，保持中等坡度盘旋10秒，然后恢复平飞并持续12秒，才再次左盘旋进入跑道，准备进行低速通场。从观众的角度来看，歼－10在长达22秒的时间内“无所事事”。有同好据此认为：歼－10并非没有动作，只是在前面的表演中能量消耗过大，需要这么长时间来补充能量。
对此，笔者的看法是：
1． 仅仅从这个现象看，“补充能量”是一个可能的原因。
2． “补充能量”与之前的表演表现有矛盾之处。歼－10起飞后到这个平飞之前的动作为：大仰角爬升――滚转+侧滑变向――小半径水平盘旋――古巴八字――小半径盘旋――大迎角滚转――水平盘旋。这一系列动作都是需要消耗大量能量的，但并没有一个平飞补充能量的阶段。而歼－10接下来的动作是低速大迎角通场，并不需要维持高能量状态，何以在这里反而要平飞补充能量？
3． 结合之前的估算以及从起飞动作中观察到的能量恢复能力来看，笔者以为这个长时间平飞并不是出于恢复能量的需要，而是表演空间的需要。
为了解这一点，笔者特意模拟了歼－10的表演动作。
图3是飞机起飞――大仰角爬升――滚转+侧滑变向――小半径水平盘旋回到跑道的飞行轨迹。显然，此时飞机位置大约就在观众区中央，这与视频中歼－10完成盘旋迎面飞来的镜头是一致的。接下来从古巴八字到大迎角滚转都没有明显远离视线，如果飞机仍继续以小半径盘旋转回来的话，其相对位置和图3相比不会有明显改变。但问题在于，低速通场是个水平动作，如果从观众区中间开始调整进入，等完成通场，飞机早飞出观众区了。为了留出表演空间，飞机必须从跑道头开始进入――这就是那段长时间平飞的由来。
笔者留意到，国外飞机的表演为了避免这种“冷场”，一般是水平机动和垂直机动相互过渡转换，这样基本上可以保证不脱离观众视线，表演效果也较好。歼－10表演前段动作也具有这个特点，但后段连续三个水平动作，之间的过渡就显得比较突兀了。当然本次表演的飞行员是来自作战部队，不是专业表演人员，不应苛求动作编排。
这个插曲还让笔者注意到，歼－10的表演动作以水平机动为主，除了开始的爬升和古巴八字外就再没有垂直动作。究竟是刻意为之还是无心之作？这也是个耐人寻味的问题。
眼镜蛇・过失速
歼－10首席试飞员雷强大校在接受媒体采访时提到：“歼－10飞眼镜蛇……能飞到160°……”这句话引起了极大的轰动。而对于笔者来说，真正在意的是这句话背后的意思。至于这个动作是不是真的眼镜蛇机动，是不是完全模仿苏－27，根本无关紧要。
眼镜蛇机动本质上是一种终点迎角超过失速迎角的大上仰率摆动，能够做眼镜蛇意味着飞机必须满足几个必要条件――这就是雷大校这句话背后的信息。
1．某个大迎角区间内尽可能小的横/航向不稳定趋势。
约在迎角30°～60°范围内，由于飞机机头涡不对称分离，导致飞机存在横/航向不稳定趋势。当这种趋势明显而进一步发展时，飞机可能很快进入尾旋。这一趋势是客观存在的，任何飞机都有，只能通过良好的气动设计减小之。虽然良好的飞控系统结合推力矢量可能可以抑制这一趋势，但为了保证其它轴向的控制能力，这一不稳定趋势仍然是越小越好。
歼－10的表演已经向我们展示了该机在限制迎角下良好的稳定性，雷大校的话则暗示了该机在超大迎角范围内的各轴稳定性。
2．允许的迎角范围内良好的三轴控制能力。
其一，由于前述不稳定趋势的客观存在，飞控系统必须有能力抑制这一趋势；其二，当飞机达到临界迎角时，机翼升力系数也达到最大值，必须考虑这个常规条件下不会出现的俯仰力矩的配平问题――对于近耦鸭式布局飞机这个问题更需要特别关注。
同样观众们也已经见识了歼－10在限制迎角下的操纵性。不过令笔者困惑的是，歼－10如何实现超大迎角下的三轴（特别是航向轴）控制呢？如雷大校所说，歼－10能够完成“眼镜蛇”，它就一定能够克服前述不稳定趋势。但方向舵在那个迎角范围内已经基本失效了，苏－27是依靠发动机推力差来抑制不对称机头涡造成的偏航力矩，单发的歼－10显然无法做到。
笔者认为，还有一种可能，即采用鸭翼差动控制。鸭翼差动固然可以提供航向控制，但也会带来横向控制的复杂化。这次歼－10在起飞前检查时，在场观众都看到其鸭翼差动偏转的情况。不过遗憾的是，目前还没看到歼－10在机动中鸭翼差动偏转的视频或照片，所以鸭翼差动是否用于控制依然存疑。雷大校的话说明歼－10确实有一种有效的超大迎角控制手段，但具体如何尚有待日后解密。
3．良好的发动机。
歼－10现用的发动机是已经过考验的AL-31FN，所以问题转变为发动机能否与进气道匹配。AL-31F用在苏－27的四波系可调进气道上没有问题，不等于用在歼－10的进气道上也没有问题。雷大校的话则对此作了部分回答：能完成眼镜蛇，意味着在相当大的迎角范围内进气道能够提供满足发动机需要的气流，而不会导致发动机喘振/停车。当然，在其它条件下进气道与发动机的匹配问题尚不得而知。
4．大俯仰率
对于靠气动舵面控制的飞机而言，机翼失速基本上就丧失了控制能力。所以要做眼镜蛇就必须在初始阶段以极大的上仰率拉起，把机头“甩”上去。
前文曾提及，歼－10起飞拉起时上仰速率达到30°/s，但条件不同，无法直接和苏－27进入眼镜蛇时70°/s的上仰速率直接对比，只能作为间接证据。不过这里可以参考鸭翼定位和歼－10比较接近的JAS-39：失事的第二架JAS-39由于飞行员诱发震荡（PIO），飞控系统将飞行员控制指令放大数倍输出，结果飞机直接拉到迎角约90°，失速失控，飞行员跳伞。这里的重点不是PIO，也不是飞控增益，而是这架飞机的确通过自身的气动舵面控制把自己“甩”到了迎角90°的位置。既然JAS-39能达到这个水平，那么更重视配平、操纵和超音速性能的歼－10就没有更差的道理。雷大校在访谈中提到的另一句话也可为此注解：“……因为它的舵面非常大……为什么能作那么多动作，就是因为舵面多……”
不过，即便如此，笔者对雷大校提到的“160°迎角”仍然存疑。侧卫家族中只有一架能在眼镜蛇中达到这个迎角，就是曾被称为苏－37的771号原型机，那是因为该机装备了推力矢量控制（TVC）系统，其它没有装TVC的苏－35原型机都无法达到这个迎角。歼－10究竟靠什么达到160°迎角呢？这是笔者非常感兴趣的一个问题。
结语
根据歼－10在航展上的表演、官方发布的数据以及媒体的各种访谈，歼－10的形象逐渐清晰：设计上重视高速拦截性能与机动性能；在保证机动性的前提下，着重解决了鸭式飞机的配平问题，并尽力兼顾了低速大迎角状态、起飞襟翼增升状态和超音速状态的配平要求，以实现改善操纵性、提高机翼升力线斜率以及减小超音速配平阻力等多方面要求。
除此以外，歼－10在航展上更表现出令人赞叹的大迎角稳定性和操纵性，可以说一只脚已经踩在了过失速机动的门槛上。如果有需求、有资金，也许有一天我们会看到歼－10改装的过失速研究机呢。
原载于兵器，仅供同好探讨。
方方
歼－10继2006年外形解密之后,终于在2008年珠海航展第一次公开展示，进行了精彩的飞行表演，并公布了少量技术参数。在航空发烧友种再度掀起了讨论歼－10的高潮。
笔者根据官方公布的信息，综合歼－10表演录像和照片，对其性能谈谈自己的看法。
尺寸与重量
曾经有人置疑笔者说，你用尺子量照片有什么用？然而这是民间人士来说，这是唯一可以直接获取的公开信息。
北航出版社出版的《飞机总体设计》（以下简称《总》）一书中，有完整的飞机重量估算公式，这原本是在飞机方案概念设计阶段进行飞机空机重量、起飞重量以及分类重量估算的，用于对方案设计提出重量控制指标和重心估算。公式中用到的所有参数要么是可以测算（外形尺寸）的，要么是可以通过其它同类飞机参数估计的。最重要的是公式本身是迭代运算，所以尺寸测算误差的影响被减到最小以笔者2002年估测的尺寸（估测机长16.7米，不是《参考消息》上的14.78米）为基础估算的重量和用现在官方发布的尺寸数据估算重量差别不大。
飞机起飞重量简要分类如下：
1． 外挂物重量
2． 无外挂飞机重量
1） 有用装载（燃油、炮弹等）
2） 使用空机重量
（1） 固定装载（飞行员、滑油等）
（2） 空机重量
a. 结构重量（机翼、机身、起落架等）
b. 动力装置（发动机系统、燃油系统等）
（3） 固定设备
对飞机重量进行估算，简单来说就是根据经验公式对以上所列各项分别进行估算并最终求和。由于经验公式中多处调用“飞机正常起飞重量”这一参数，而这一参数正是我们需要求得的，所以在实际估算时需要进行迭代运算――预设一个“飞机正常起飞重量”，代入计算后求得新的“飞机正常起飞重量”，并将二者进行比较，如其差值小于预设的阈值（例如1％），则运算终止，将最新的结果作为估算结果；反之则将新的“飞机正常起飞重量”继续代入公式运算，直至满足终止条件为止。需要说明的是，最初预设的“飞机正常起飞重量”对估算结果没有影响，只对迭代次数有影响――你要愿意，设定 “飞机正常起飞重量”只有1�K也是可以的。
图4是笔者编写的简单估算程序界面，从中可以大致了解估算需要的参数。
估算过程中误差最大、也几乎没可能修正的参数是固定设备重量和载油量。对于真正的设计人员来说，在进入重量估算阶段的时候可以获得这两个参数的大致取值范围。但对发烧友来说是不可能的，只能以公开报道和同类机型的相关参数作参考。
假定现在获得了所有必需的参数，选择假定正确的修正因子，代入估算公式，是不是可以说“我算出了歼10的重量”呢？那只是估算者自己“设计”的飞机重量，不是真实的飞机。
接下来是合理性验证。根据刚才计算的参数，把歼-10和同类飞机（F-16A/F/A-18A/幻影2000B）作横向比较的结果如下（按升序排列）：
1． 空机重量/正常起飞重量：估算值倒数第一；
2． 结构重量/正常起飞重量：估算值排第二；
3． 动力系统重量/正常起飞重量：估算值倒数第一；
4． 固定设备重量/正常起飞重量：估算值位居中游；
5． 载重系数=（最大起飞重量－使用空重）/最大起飞重量：估算值第三；
6． 正常起飞载油系数：估算值第三。
这个结果虽然在合理范围内，但第一项结果高得不太正常。究其原因，一是载油量偏低，二是动力系统重量较高，三是固定设备重量参考值较高，造成估算的正常起飞有效载荷偏低。由于机内载油量是公开报道的数据，不能更改。根据估算公式，动力系统重量包括发动机自重，以及估算的发动机附件和燃油附件重量，除了发动机自重外全部通过经验公式估算，即使有误差也无从修正。最后一个，固定设备重量实际参考了幻影2000，就相关系数来看也在正常范围内。在没有更多理由的情况下，暂时接受这个估算结果。
真正出乎笔者意料的是结构重量系数――竟然能够超过两种出色的第三代战斗机排第二，着实惊人。不过由于迭代运算的关系，估算结果误差应该是最小的。来自万方数据网的一篇关于某型飞机复材应用的论文，提及其垂尾重量，与估算重量相差不到10公斤。就此而言，估算结果已经比较准确了。
尽管经过了合理性验证，但估算结果依然只是我们自己“设计”的飞机，而不是真实的数据。这个结果的意义在于，让我们后面的估算和修正有了一个基础。如果估算正确，那么后面的推测也会更接近事实；如果估算偏离事实，我们也会更容易从差异中获得更多信息。
当年笔者曾估算LCA的空重，由于已知LCA大量采用复合材料，于是将相关结构的材料优化因子全部取教科书中指出的最小值。即便如此估算LCA空重仍达到6200千克，这恰恰是根据报道推测的LCA TD1号机空重。如果一定要达到5500千克的设计目标，材料优化因子必须远小于书中给出的最小值，必须采用非常规设计和制造手段。LCA的确试图在主承力结构上大规模应用复材。但假如设计不成功，LCA的空重必定会远远超过设计指标。所以当有报道说LCA超重、必须换用F414发动机时，笔者据此推断是其复材结构出了问题。
起飞距离之争
媒体曾公开报道了歼－10最短起飞距离为250米，所以无数双眼睛都紧盯着在珠海航展表演的歼－10。国内论坛上也因此掀起了一个小小的讨论高潮，各种方法、各类工具纷纷上场，视频、连续照片、机场信号系统甚至goolearth都用上了，让笔者也从中获益不少。
笔者的观点是：250米起飞距离可能是某个特定构形下实现的；假如歼－10在珠海的起飞距离超过250米（电视台如此报道），也不能据此否定歼－10不能实现最短起飞距离250米。由于有了前面的估算基础，可以对这个问题也进行估算。
着手之前需要准备一些基础数据。
可以直接测算的：擦地角、停机迎角、机翼面积。
需要查手册的：对应起飞迎角的升力系数和阻力系数。这类数据非专业人员一般难以获得，只能通过取参考值、类比同类机验证的方式来设置。已知幻影-2000半油空载构形下起飞速度为230千米/小时，结合其它数据可以反求出幻影2000的起飞迎角升力系数作为参考。
发动机推力。非专业人员不可能看到发动机的推力曲线，不过书中提供一个替代值：台架相应推力的90%。
通过对飞机受力分析建立运动方程，在运动方程基础上对速度积分即可得到滑跑时间T1：
在此基础上再对速度积分就是滑跑距离L1：
以上两式中，各变量说明如下：
G：飞机重力
g：重力加速度
P：发动机推力
f：跑道滚动摩擦系数
ρ：当地大气密度
S：机翼参考面积
Cx：对应迎角阻力系数
Cy：对应迎角升力系数
V：飞机滑跑速度
具体原理可见西工大出版的《飞机原理与构造》（以下简称《原》），《总》书则提供了最终化简的定积分求值公式。
原理虽然简单，但估算方法却各有千秋。《原》书中假定飞机全程以两点滑跑；《总》书中假定飞机以三点姿态滑跑至离地速度，然后以离地速度、两点姿态滑跑3秒；还有一种方法将滑跑分为3段：三点滑跑，开始抬前轮到抬好前轮，两点滑跑，分别计算。不难看出最后一种方法最准确，但计算最烦琐，而其第二阶段要求的数据是无法获得的。
考虑到第二阶段在滑跑距离中约占10％，对于估算精度而言影响不大，因此将其省略，只计算三点滑跑和两点滑跑。其中抬前轮速度按估算离地速度的70％取值。事实上各种机型的抬前轮速度和离地速度的比值差别较大，而计算结果显示这个取值影响不大。
现在假定飞机为半油空载构形，在标准大气条件下，使用全加力（按台架静推力），在海平面机场，松刹车时发动机达到预定推力，估算起飞距离不超过250米。从这个结果来看，笔者认为歼－10最短起飞距离250米并未夸大事实，是可信的。
接下来我们看看歼－10在珠海航展的表现。
从现场照片和视频资料来看，歼－10当时的构形和起飞操纵和前述假设有所差别，包括：
1．发动机推力：一般的说法是当时使用了最大推力。不过尾喷口并未收缩到最小，也未处于最大扩散状态，因此推测可能使用了小加力。
2．为了加强表演效果，歼－10的升降副翼参与了纵向操纵（上偏），我们看到的那个起飞后急速拉起的动作就是这么来的。此前所有的歼－10起降照片上，升降副翼全部小角度下偏作为襟翼增升。航展表演这种起飞构型将导致机翼的翼型被破坏，升力系数会有一定程度的下降。
3．起飞过程中几乎没有两点滑跑，从抬前轮开始到抬好前轮不到1秒，主轮随即离地。
根据以上变化，估算条件作以下调整：
1．发动机推力按小加力计算。
2．起飞迎角升力系数减0.1。
3．只计算三点滑跑距离，抬前轮速度用离地速度取代；按离地速度×1秒计算抬前轮滑跑距离。
按此条件估算，歼－10单机表演时的滑跑距离约500多米，但这没有包括低速滑跑距离。从录像上看歼－10还有大约3秒左右的低速滑跑，计入这段距离则大约滑跑600米。这个结果的合理性可以通过估算滑跑时间来检验。从录像上看，歼－10低速滑跑3秒后明显加速，如果以此为零点计时，则大约11秒后抬前轮，12秒左右离地。而笔者估算的滑跑时间为11.9秒。
表速145之谜
相关的争论起源于对李中华大校的一篇报道。在该报道中提到：“最后，李中华驾驶飞机达到了145千米/小时……”。
145这个数字是极其震撼的，它远低于已知第三代战斗机的失速速度。也有爱好者以此为依据，根据飞机平飞升力公式推算了歼－10的空重――由于有空重、翼面积、升力系数3个未知量，所以最终的结果是其中的一组解。这个推算也引起了很大争论。下面先来看看这组解能否满足所知的其它条件。
在这组解中，升力系数高达2.2。假定这个数字正确，在升力－迎角曲线图中作直线l连接原点和点（26，2.2）。考虑到实际升力－迎角曲线的弯曲特性，其线性段的斜率必然高于直线l，换句话说，在线性段迎角范围内在直线l上取值，计算的性能必然低于实际值。现在将直线l上取得的起飞迎角升力系数、估算空重、翼面积代入前述起飞距离估算公式，结果是103米！这显然与“歼－10最短起飞距离为250米”的报道相矛盾，所以这个估算结果是不成立的。
笔者也曾用前述估算结果进行了相应推算，在发动机全加力条件下，利用发动机轴向分量的推力，可以算出接近于145�N/h的失速速度。但首先大迎角条件下由于总压损失，发动机推力无法达到台架静推力的水平；而且此时发动机的水平分量远大于阻力，即使飞机能达到这个状态也绝对无法稳定在这个状态。
为了验证发动机推力对减小最小平飞速度的效果，笔者利用飞行模拟游戏进行了测试。条件是：F-16C Block 50，总重26497磅，高度3000英尺。起落架收回时最低表速119节，最大迎角24°，发动机N1转速80％（以克服水平阻力），此时有明显抖振。为了加大发动机推力的垂直分量，放下起落架，减速板全开，此时最低表速113节，最大迎角24°，发动机N1转速88％。也就是说发动机推力的垂直分量使最小平飞速度降低了6节。但如果再加大推力，推力的水平分量将超过阻力，飞机将开始加速或爬升。这个试验也证明，利用发动机全加力时的推力垂直分量将最小平飞速度降至145�N/h是不可能的。
笔者重新审视报道原文，才发现文中没有一个字提到当飞机达到145�N/h时是处于平飞状态！如果飞机没有处于平飞状态，那么平飞升力公式就不适用，前面的问题也就迎刃而解。
现在只剩下最后一个问题：飞机是如何将速度降至145�N/h的？象歼－10这种具有全权限电传飞控系统的飞机，不会允许飞机超过失速迎角（实际上李大校的这次试飞正是为了检验迎角限制器）。当飞机达到最大允许迎角，而速度已不足以维持平飞时，飞控系统也不会允许飞机继续加大迎角，如果飞行员不作其它操纵，飞机会保持这个姿态下滑增速，直至恢复平飞。所以仅仅通过平飞减速是不可能将速度降至145�N/h的。那就只有一条路：大仰角爬升减速。笔者对这一点进行了验证，确认是可行的。不过模拟中的F-16C在表速80节时反应极其迟钝，已无法实现报道中提到的歼－10急剧抬头的动作。另一方面，《战斗机设计基础》一书中引用的幻影2000-5防尾旋系统试飞报告提及：“……操纵飞机抬头，使飞机的俯仰角达到85°左右。当飞机速度下降到92�N/h时……”看来法国人使用的是同样的方法。
综上所述，笔者对表速145�N/h的报道有如下看法：
1． 这是非平飞状态下实现的。
2． 飞机低速稳定性良好，没有发生不利偏离。
3． 飞机低速操纵性良好，优于幻影2000――按公开资料，该机在表速150�N/h时仍有杆舵反应，歼－10显然更低。
表演亮点之旱地拔葱
珠海航展上歼－10单机表演亮点颇多。起飞过程虽然只有十几秒，但让众多观众眼前一亮――机头在离地瞬间急剧上仰，然后维持大仰角姿态高速爬升。这个动作对航迷来说并不陌生，F-15/F-22/苏－27等都表演过类似动作。而国产歼击机在公开场合进行类似表演却是第一次。
歼－10在表演中的起飞距离虽然不算长，不过相对典型的第三代战斗机并没有表现出优势。从起飞过程的操纵来看，飞行员使用升降副翼参与俯仰控制，其目的也不是为了表现飞机的短距起飞能力，而是为了表现飞机的俯仰操纵能力。
图1是以0.2秒的步长对歼－10起飞视频进行的连续截图组合而成的。不难看出，从1帧到5帧仅0.8秒时间，歼－10的俯仰角增大了至少30°，换句话说歼－10在起飞速度下的俯仰率超过30°/s。这是在没有推力矢量系统的条件下实现的，这意味着歼－10具有较强的纵向操纵能力。
笔者曾推测，歼－10的鸭翼和机翼设计重点在于兼顾涡升力增升、配平和操纵的要求，高速拦截和空战格斗并重。这个“旱地拔葱”式的起飞动作对此作了很好的注解。
首先，1帧到5帧俯仰角变化剧烈，而速度矢量方向改变有限，所以迎角急剧增大。估计在第5帧已接近最大允许迎角，而飞机没有出现不可控制的上仰发散或其它不利运动，纵向操纵面也没有异常的偏转动作，这说明当前状态下的俯仰力矩仍然是线性的，没有特别的配平负担。近耦鸭式飞机的一个重要设计难点就是大迎角配平，就此而言歼-10的设计相当成功。
对于强调超音速性能的飞机来说，其配平能力极限在于满足超音速机动时的配平要求。因此这类飞机在亚音速时都会有相当富裕的操纵/配平能力。电传飞控系统实用化前，如何进行二者的折中平衡是设计人员非常头痛的一件事，米格－23就被飞行员评价为在低速和高速状态具有完全不同的操纵品质。全权限电传飞控系统则可以自动计算飞行员的操纵输出，予以适当的增益或衰减，但飞机自身富裕的操纵能力还在。苏－27在眼镜蛇动作初期那个高达70°/s的上仰速率就是这么来的。歼－10在起飞速度下达到30°/s的上仰速率已经能说明问题了。而以高亚音速为设计点的F-16虽然有大仰角爬升的动作，但离地后以这么大上仰速率拉起的动作则未见过，在笔者所作的模拟中即使离地速度达到150节也无法达到这么大的上仰速率。
很明显，歼-10起飞动作中达到的最大上仰率并非极限。如果将这个动作应用于中低速段突然减速的话，可能会获得一定战术优势。看过影片《壮志凌云》的航迷应该对F-14的类似动作有印象。
此外还可以看到歼－10较强的能量恢复能力，由于有地面景物作参照，1至7帧的相对位置基本准确，有利于判断。
1－2帧：拉起中期，操纵面偏转角度较大，加速上仰，俯仰角改变较大，速度矢量向上偏转。
2－3帧：拉起中后期，操纵面偏转角度减小，持续上仰，但上仰速率减小，速度矢量持续向上偏转，机位间隔明显变小――说明大迎角气动阻力作用开始体现，速度降低。
3－5帧：拉起后期，目测鸭翼翼弦几乎平行纵轴（推测飞行员可能在此时松杆以减小迎角增速），上仰速率进一步减小，速度矢量向上大幅偏转――换句话说，俯仰角虽有增大，但增幅远小于速度矢量方向变化，迎角因此减小。虽然机位间隔减到最小（速度最低），但随着迎角/阻力的减小，飞机能量开始恢复。
5－7帧：速度矢量急剧向上偏转，而俯仰角增大有限。飞机此时处于增大仰角、减小迎角、增速爬升的过程。而飞机的能量恢复能力在5－6帧的变化体现得最为明显――机位间隔明显增大，几乎接近1.5个4-5帧机身间隔。
表演亮点之大迎角侧滑
歼－10在珠海单机表演时做了一个大迎角下带大侧滑的动作，在国产军机上亦是首见，让笔者颇为惊讶。不过这个动作只有短短数秒，如果对飞机状态不敏感，可能就忽略过去了。
飞机在大迎角状态下各轴稳定性都明显降低，如果进入侧滑而自身无法提供足够稳定性的话，极有可能进入螺旋。所以一般飞机是要尽力避免在大迎角下进入大侧滑状态，如苏－27在做眼镜蛇机动前要保持机翼水平，就是为了防止侧滑在机动中造成意想不到的结果。随着控制和设计手段的进步，特别是推力矢量控制的逐步实用化，新一代飞机进入大迎角的限制条件越来越少。但设计人员的压力并未减轻，原因很简单：即使有了推力矢量控制，一架稳定性良好的飞机肯定比一架时不时就陷入螺旋的飞机要好控制。
歼－10的这个大侧滑动作是在紧接着起飞后的大仰角爬升滚转后进入的。如图2所示，飞机在26帧开始滚转，大约36帧开始急剧侧滑，机头在XY平面内大幅偏转，约在38帧结束大侧滑。
对于这个动作究竟是不是侧滑，笔者和几个朋友争论了很久。争论的焦点在于投影平面与飞机机动平面存在夹角，因此视频中看到的歼－10机头在XY平面内偏转可能只是视觉误差。由于整个动作太快，从开始滚转到机头偏转到位仅用了2秒左右，从视频上很难分辨。不过通过图2可以看得比较清楚。飞机在26帧开始滚转并拉杆，飞机横轴和纵轴指向同时变化；到32帧操纵杆基本回中，滚转和机头上仰停止，并维持到36帧，在此期间机身投影长度基本不变；37帧机身投影长度突然缩短到36帧投影的一半左右，机头指向明显偏转，并向右回滚了一个小角度。所以现在问题是：37帧机身投影长度缩短究竟是飞机抬头造成的还是机头在XY平面急剧转向（大角度侧滑）造成的？由于飞机纵轴背对投影平面，且指向投影面外，如果拉杆造成投影改变，投影长度应该增大而非缩短。所以原因是后者。
为了验证，笔者模拟了歼－10的这个动作。图2-1是飞机进行大侧滑时的截图，大约相当于36－37帧中间。从翼尖轨迹线我们可以清楚地看到此时的侧滑角。根据模拟的结果，飞行员在这个时刻需要主动蹬舵加大侧滑，以求加快机头偏转速率。在机头接近水平就需要回舵，并加大拉杆量，以尽快转入水平盘旋状态。此外模拟中还发现，笔者原以为37帧那个回滚动作是动作过量的修正，其实是必然的结果。在滚转到32帧后拉杆，使得飞机在倾斜平面内进行俯仰运动，当纵轴水平时横轴必然不会垂直水平面，因此必须进行修正。而如果不进行滚转拉杆的操作，直接蹬舵侧滑来实现机头指向偏转，其转动速率要慢得多。
图2-2显示了整个动作的轨迹，不难看出，整套动作的目的就是为了从垂直面机动转换到水平面机动，而且耗时少，从26帧开始到43帧完全进入水平盘旋，只用了3秒。以笔者的观点而言，这个动作其实很接近由X-31A创造的猫鼬机动后半段――除了无法利用超大迎角减速以及侧滑开始速度不为0（因为需要有舵效），已经有点过失速机动的雏形了，而动作过程中表现出来的稳定性和操纵性也值得赞叹。
表演亮点之大迎角滚转
大迎角滚转同样会带来严重的侧滑问题以及剧烈的能量消耗，加上操纵面在大迎角下效率降低，滚转率明显下降，如果发动机不能提供足够的能量补充，恐怕半圈还没滚完飞机就已经失速了。但大迎角滚转并非完全没有好处。因为飞机的机头指向也随着滚转沿圆锥面移动。如果飞机的大迎角滚转率足够大，那么机头指向也会迅速改变，迎角越大效果越明显。当迎角超过了飞机的失速迎角，而这个动作仍能继续进行时，就形成了锥子机动――一种典型的过失速机动。
应该说歼－10能够进行大迎角滚转并不是什么新闻。在对李大校的报道中就已经提及他操纵飞机在大迎角下进行滚转试验的情况。不过真实飞行给人的震撼是文字报道所不能体现的。
歼－10在表演中进行大迎角滚转的时机是在小半径水平盘旋之后，经过短暂的平飞过渡，机头迅速拉起，1秒后到达预定迎角，然后带住迎角进入滚转（动作中能看到明显左舵），1.4秒内滚转90°，同时飞机纵轴已平行水平面，再次转入水平盘旋。假定滚转起始的迎角为最大允许迎角，那么当飞机在此条件下滚转90°时，机头指向改变了38°，结合滚转时间得到机头指向的改变速率为27°/秒！这个数字相当惊人，第三代战斗机中有些型号的最大瞬时盘旋角速度也达不到这个水平，更不用说歼－10此前刚刚完成小半径盘旋（飞行员事后说过载8.6G应该就是此处），处于低能量状态。如果和不能作同类动作的对手在此条件下抢角度的话，歼－10应该可以获得某个瞬态的角度优势。不过就在写本文的同时，笔者看了雷鸟的一段表演录像，F-16玩了一个更花哨的动作――大仰角爬升的同时进行大迎角滚转。
虽然歼－10这个动作是在限制迎角内完成的，但已经能够从另一方面反应出锥子机动在空战战术方面的意义。假如改进后的歼－10能够拉到更大迎角、能够进行更快的滚转，会有什么样的结果呢？
表演疑云之能量补充
歼－10大迎角滚转完成后，保持中等坡度盘旋10秒，然后恢复平飞并持续12秒，才再次左盘旋进入跑道，准备进行低速通场。从观众的角度来看，歼－10在长达22秒的时间内“无所事事”。有同好据此认为：歼－10并非没有动作，只是在前面的表演中能量消耗过大，需要这么长时间来补充能量。
对此，笔者的看法是：
1． 仅仅从这个现象看，“补充能量”是一个可能的原因。
2． “补充能量”与之前的表演表现有矛盾之处。歼－10起飞后到这个平飞之前的动作为：大仰角爬升――滚转+侧滑变向――小半径水平盘旋――古巴八字――小半径盘旋――大迎角滚转――水平盘旋。这一系列动作都是需要消耗大量能量的，但并没有一个平飞补充能量的阶段。而歼－10接下来的动作是低速大迎角通场，并不需要维持高能量状态，何以在这里反而要平飞补充能量？
3． 结合之前的估算以及从起飞动作中观察到的能量恢复能力来看，笔者以为这个长时间平飞并不是出于恢复能量的需要，而是表演空间的需要。
为了解这一点，笔者特意模拟了歼－10的表演动作。
图3是飞机起飞――大仰角爬升――滚转+侧滑变向――小半径水平盘旋回到跑道的飞行轨迹。显然，此时飞机位置大约就在观众区中央，这与视频中歼－10完成盘旋迎面飞来的镜头是一致的。接下来从古巴八字到大迎角滚转都没有明显远离视线，如果飞机仍继续以小半径盘旋转回来的话，其相对位置和图3相比不会有明显改变。但问题在于，低速通场是个水平动作，如果从观众区中间开始调整进入，等完成通场，飞机早飞出观众区了。为了留出表演空间，飞机必须从跑道头开始进入――这就是那段长时间平飞的由来。
笔者留意到，国外飞机的表演为了避免这种“冷场”，一般是水平机动和垂直机动相互过渡转换，这样基本上可以保证不脱离观众视线，表演效果也较好。歼－10表演前段动作也具有这个特点，但后段连续三个水平动作，之间的过渡就显得比较突兀了。当然本次表演的飞行员是来自作战部队，不是专业表演人员，不应苛求动作编排。
这个插曲还让笔者注意到，歼－10的表演动作以水平机动为主，除了开始的爬升和古巴八字外就再没有垂直动作。究竟是刻意为之还是无心之作？这也是个耐人寻味的问题。
眼镜蛇・过失速
歼－10首席试飞员雷强大校在接受媒体采访时提到：“歼－10飞眼镜蛇……能飞到160°……”这句话引起了极大的轰动。而对于笔者来说，真正在意的是这句话背后的意思。至于这个动作是不是真的眼镜蛇机动，是不是完全模仿苏－27，根本无关紧要。
眼镜蛇机动本质上是一种终点迎角超过失速迎角的大上仰率摆动，能够做眼镜蛇意味着飞机必须满足几个必要条件――这就是雷大校这句话背后的信息。
1．某个大迎角区间内尽可能小的横/航向不稳定趋势。
约在迎角30°～60°范围内，由于飞机机头涡不对称分离，导致飞机存在横/航向不稳定趋势。当这种趋势明显而进一步发展时，飞机可能很快进入尾旋。这一趋势是客观存在的，任何飞机都有，只能通过良好的气动设计减小之。虽然良好的飞控系统结合推力矢量可能可以抑制这一趋势，但为了保证其它轴向的控制能力，这一不稳定趋势仍然是越小越好。
歼－10的表演已经向我们展示了该机在限制迎角下良好的稳定性，雷大校的话则暗示了该机在超大迎角范围内的各轴稳定性。
2．允许的迎角范围内良好的三轴控制能力。
其一，由于前述不稳定趋势的客观存在，飞控系统必须有能力抑制这一趋势；其二，当飞机达到临界迎角时，机翼升力系数也达到最大值，必须考虑这个常规条件下不会出现的俯仰力矩的配平问题――对于近耦鸭式布局飞机这个问题更需要特别关注。
同样观众们也已经见识了歼－10在限制迎角下的操纵性。不过令笔者困惑的是，歼－10如何实现超大迎角下的三轴（特别是航向轴）控制呢？如雷大校所说，歼－10能够完成“眼镜蛇”，它就一定能够克服前述不稳定趋势。但方向舵在那个迎角范围内已经基本失效了，苏－27是依靠发动机推力差来抑制不对称机头涡造成的偏航力矩，单发的歼－10显然无法做到。
笔者认为，还有一种可能，即采用鸭翼差动控制。鸭翼差动固然可以提供航向控制，但也会带来横向控制的复杂化。这次歼－10在起飞前检查时，在场观众都看到其鸭翼差动偏转的情况。不过遗憾的是，目前还没看到歼－10在机动中鸭翼差动偏转的视频或照片，所以鸭翼差动是否用于控制依然存疑。雷大校的话说明歼－10确实有一种有效的超大迎角控制手段，但具体如何尚有待日后解密。
3．良好的发动机。
歼－10现用的发动机是已经过考验的AL-31FN，所以问题转变为发动机能否与进气道匹配。AL-31F用在苏－27的四波系可调进气道上没有问题，不等于用在歼－10的进气道上也没有问题。雷大校的话则对此作了部分回答：能完成眼镜蛇，意味着在相当大的迎角范围内进气道能够提供满足发动机需要的气流，而不会导致发动机喘振/停车。当然，在其它条件下进气道与发动机的匹配问题尚不得而知。
4．大俯仰率
对于靠气动舵面控制的飞机而言，机翼失速基本上就丧失了控制能力。所以要做眼镜蛇就必须在初始阶段以极大的上仰率拉起，把机头“甩”上去。
前文曾提及，歼－10起飞拉起时上仰速率达到30°/s，但条件不同，无法直接和苏－27进入眼镜蛇时70°/s的上仰速率直接对比，只能作为间接证据。不过这里可以参考鸭翼定位和歼－10比较接近的JAS-39：失事的第二架JAS-39由于飞行员诱发震荡（PIO），飞控系统将飞行员控制指令放大数倍输出，结果飞机直接拉到迎角约90°，失速失控，飞行员跳伞。这里的重点不是PIO，也不是飞控增益，而是这架飞机的确通过自身的气动舵面控制把自己“甩”到了迎角90°的位置。既然JAS-39能达到这个水平，那么更重视配平、操纵和超音速性能的歼－10就没有更差的道理。雷大校在访谈中提到的另一句话也可为此注解：“……因为它的舵面非常大……为什么能作那么多动作，就是因为舵面多……”
不过，即便如此，笔者对雷大校提到的“160°迎角”仍然存疑。侧卫家族中只有一架能在眼镜蛇中达到这个迎角，就是曾被称为苏－37的771号原型机，那是因为该机装备了推力矢量控制（TVC）系统，其它没有装TVC的苏－35原型机都无法达到这个迎角。歼－10究竟靠什么达到160°迎角呢？这是笔者非常感兴趣的一个问题。
结语
根据歼－10在航展上的表演、官方发布的数据以及媒体的各种访谈，歼－10的形象逐渐清晰：设计上重视高速拦截性能与机动性能；在保证机动性的前提下，着重解决了鸭式飞机的配平问题，并尽力兼顾了低速大迎角状态、起飞襟翼增升状态和超音速状态的配平要求，以实现改善操纵性、提高机翼升力线斜率以及减小超音速配平阻力等多方面要求。
除此以外，歼－10在航展上更表现出令人赞叹的大迎角稳定性和操纵性，可以说一只脚已经踩在了过失速机动的门槛上。如果有需求、有资金，也许有一天我们会看到歼－10改装的过失速研究机呢。