F-16XL是一種基于F-16戰(zhàn)斗機(jī)改裝而來的驗(yàn)證試驗(yàn)機(jī)，共改裝了兩架。該機(jī)在F-16戰(zhàn)斗機(jī)的基礎(chǔ)上進(jìn)行了較大改變，采用了三角箭形機(jī)翼布局，機(jī)身長度增加了142cm，機(jī)翼面積擴(kuò)大了120%，凈重增加了1300kg，機(jī)身油箱容量增加了82%，外掛點(diǎn)增為27個。測試證明這種改造是成功的，但在1981年參與的雙重任務(wù)戰(zhàn)斗機(jī)競標(biāo)中敗給了F-15E Strike Eagle。1985年試飛結(jié)束的F-16XL被封存，后被美國航空航天局用于額外的航空研究。兩架飛機(jī)于2009年被完全退役，并存放在愛德華茲空軍基地。F-16XL因其外形被稱為“炸彈卡車”。
研制背景過程
1974 年，生產(chǎn)型 F-16戰(zhàn)斗機(jī)A/B 全尺寸發(fā)展工作剛結(jié)束，通用動力就著手 F-16 后繼機(jī)的研制工作。其目的要搞一種既能滿足空軍增強(qiáng)對地攻擊的要求，又要保持 F-16 原有的優(yōu)異的空戰(zhàn)能力，并在結(jié)構(gòu)和設(shè)備上保持最大的通用性的派生型。經(jīng)論證后通用動力提出改進(jìn)重點(diǎn)是：在掛外部副油箱的情況下，增加有效載荷和航程；通過提高突防速度、減小雷達(dá)特征面積、增加攜帶空地武器時的機(jī)動性提高生存性；改善包括大迎角飛行條件下的操縱品質(zhì)和乘座品質(zhì)，以及改善可靠性和維修性。
從 1975 年開始，通用動力和NASA蘭利中心（蘭利研究中心）共同對 149 種不同布局進(jìn)行了長達(dá) 3,600 小時的風(fēng)洞試驗(yàn)、經(jīng)反復(fù)篩選后選中了用無尾三角箭形機(jī)翼的布局。試驗(yàn)表明，這種機(jī)翼的布局最好地保持了 F-16戰(zhàn)斗機(jī) 原有的亞音速性能，提供了進(jìn)一步改進(jìn)超音速和低速大迎角性能的余地，并更好地兼顧了總體性能，增加了機(jī)內(nèi)油箱的容積，機(jī)翼下提供了更多的外掛點(diǎn)。箭形機(jī)翼布局既有較好的持續(xù)機(jī)動能力，又有突出的大速度升阻比和巡航效益。在此基礎(chǔ)上公司又針對增強(qiáng)對地攻擊任務(wù)進(jìn)行了細(xì)化設(shè)計(jì)、通過精細(xì)的彎扭和后緣反彎度度設(shè)計(jì)改善亞音速升阻比和橫側(cè)航向穩(wěn)定性。由于通用動力預(yù)計(jì)該方案的增益將十分可觀，于是向空軍提出改裝先進(jìn)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，即 F-16XL 計(jì)劃。在該計(jì)劃中，通用動力自行投資了 0.49 億美元用于對機(jī)體進(jìn)行改裝設(shè)計(jì)和改裝工作，其飛行計(jì)劃由美國空軍資助。
1983 年 3 月，公司從空軍租借了兩架F-16A 開始進(jìn)行改裝。其中一架（75-0749）裝為裝一臺 F100-PW200 發(fā)動機(jī)的單座型 F-16XL-1，另一架（75-0747）則是裝一臺 F110-通用電氣100 發(fā)動機(jī)的雙座型 F-16XL-2。結(jié)構(gòu)上的主要更動包括：將基本型的機(jī)身在主起落架前后分別加長了 76 和 66 厘米，去掉平尾、用一個面積為 61 平方米的石墨-聚胺復(fù)合材料蒙皮和鋁支撐結(jié)構(gòu)的變彎曲箭形機(jī)翼代替原常規(guī)機(jī)翼，并取消了后機(jī)身腹鰭。垂尾根部安裝了 F-16戰(zhàn)斗機(jī) 出口型才有的阻力傘，另外還加強(qiáng)了起落架，使承載能力從 16 噸提高到 22 噸，加強(qiáng)了方向舵、使其鏈力矩承載能力提高了 50%。全機(jī)總重從 13 噸增加至 22 噸，機(jī)內(nèi)燃油增加了約 2.5 噸。
F-16XL 的主飛行控制系統(tǒng)仍沿用了 F-16A 的全模擬電傳操縱系統(tǒng)。但針對操縱翼面的變動作了相應(yīng)修改，例如俯仰操縱由兩側(cè)機(jī)翼后緣的襟副翼和副翼偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)，XL 上也裝有與 F-16A/B 類似的迎角限制器，但迎角限制范圍在低速時擴(kuò)展至 29 度，在 M>0.9 時為 26度。飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)由副翼和襟副翼非對稱偏轉(zhuǎn)控制，偏航操縱由方向舵實(shí)現(xiàn)，并用副翼偏轉(zhuǎn)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)協(xié)調(diào)。F-16XL 還用外側(cè)前緣襟翼和減速板作輔助飛行操縱。和 F-16A/B 一樣，XL 的飛控系統(tǒng)在嚴(yán)重失速下可手動俯仰超控、并增裝了自動俯仰超控系統(tǒng)專用于飛行試驗(yàn)。它可向飛控計(jì)算機(jī)輸入一個俯仰搖擺指令以打破深度失速條件。
飛行驗(yàn)證結(jié)果
飛行驗(yàn)證計(jì)劃由通用動力和空軍聯(lián)合實(shí)驗(yàn)組實(shí)施、開始于 1982 年 7 月，歷時約 3 年。在試驗(yàn)的最后階段還將 XL-2 的進(jìn)氣道改為大口進(jìn)氣道以提高空氣流量，使 F110-GE-100 發(fā)動機(jī)得以充分利用，提高了推重比。
主要結(jié)果歸納如下，除特別說明外，都是指 XL-1 的數(shù)據(jù)。
外掛
F-16XL利用機(jī)翼的大弦長安排了半埋式的保形掛架，飛行結(jié)果表明比常規(guī)掛架大大減小了阻力和提高了速度，攜掛 12 枚 MK-82 炸彈的阻力和 F-16A 攜掛 6 枚同樣炸彈時基本相同，而都掛 6 枚相同炸彈時前者阻力可小 66%，當(dāng) F-16XL 加掛 4 枚先進(jìn)中程空空導(dǎo)彈保形掛架的阻力比常規(guī)掛架小 70%、保形外掛對加速性影響尤為突出，在加掛對地攻擊武器時，F(xiàn)-16XL 的加速性明顯優(yōu)于 F-16A。在加掛空空武器時盡管 F-16XL的剩余功率略小于 F-16A，但還是基本相同、保形掛架還大大提高了低空突防速度。F-16XL 在攜掛 2 個副油箱、6 枚 MK-82 炸彈、4 枚阿姆拉姆空空導(dǎo)彈和 2 枚AIM-9響尾蛇導(dǎo)彈時，在軍用推力下與相同條件下的F-16A 相比，速度可增架120 公里/小時。
燃油及航程
提高戰(zhàn)斗機(jī)的航程可通過減小單位耗油率、提高升阻比，增加飛行速度和載油量來實(shí)現(xiàn)、F-16XL 的低阻氣動外形和較大的內(nèi)部燃油容積很有利于燃油/航程效率。該機(jī)的燃油重量比由 F-16A 的 0.28 增加到0.34，提高了 14%，因而單位航程（速度除以油量）在低空高速（M>0.65）時明顯大于 F-16A、在高空飛行時略小于 F-16A。而最大升阻比特性表明，在亞音速時．F-16XL 不如 F-16A、但在超音速飛行時比 F-16A 高 25%。若和 F-16A 相比，只攜帶內(nèi)部燃油的條件下、F-16XL 的航程就可提高 53%，若帶一個外掛油箱可提高 124%；在攜掛對地攻擊武器時、如 12 枚 MK-82 炸彈，比掛 6 枚炸彈的 F-16A 的航程要提高 44%。F-16XL 的轉(zhuǎn)場航程達(dá) 4,150 公里。
縱向機(jī)動性
F-16XL 的設(shè)計(jì)強(qiáng)調(diào)機(jī)動性，即瞬時轉(zhuǎn)彎速度，而不是持續(xù)機(jī)動性。飛行結(jié)果表明 F-16XL 在帶空-地載荷時的瞬時轉(zhuǎn)彎速度比 F-16A 提高 30%，帶空-空載荷時提高了 14%，并有突出的超音速轉(zhuǎn)彎能力。正如所預(yù)料的，F(xiàn)-16XL 的持續(xù)轉(zhuǎn)彎性能較差，如在作 180 度調(diào)頭機(jī)動轉(zhuǎn)彎時，空速要損失 330 公里/小時，在攜帶空-空作戰(zhàn)載荷時及半油條件下的推重比只有 0.7。雖然在模擬空戰(zhàn)時，F(xiàn)-16XL 利用卓越的滾轉(zhuǎn)性能彌補(bǔ)了持續(xù)轉(zhuǎn)彎性能的不足，但這個缺陷還是令人擔(dān)憂。
橫側(cè)機(jī)動性
F-16XL 在所有操縱條件和外掛情況下，航向操縱性都令人滿意。外掛對橫側(cè)穩(wěn)定性沒有太大的影響，而飛機(jī)的橫向操縱能力和滾轉(zhuǎn)性能不論有無外掛都很好。除在大速壓下的操縱性受到鉸鏈力矩限制外，操縱品質(zhì)均滿足或超過規(guī)范要求。在相同條件下 F-16XL 的滾轉(zhuǎn)型能都比 F-16A 好，只是在大速壓下 F-16XL 的滾轉(zhuǎn)性能有些降低。因?yàn)檫@時的鉸鏈力矩使飛控計(jì)算機(jī)對副翼制動器的控制受影響。飛行表明 F-16XL 的滾轉(zhuǎn)中止迅速，幾乎不出現(xiàn)傾轉(zhuǎn)過調(diào)。
大迎角機(jī)動飛行
F-16XL 有無外掛的大迎角機(jī)動飛行性能十分突出，遠(yuǎn)優(yōu)于 F-16A。在飛機(jī)重心位置布置在 47.5% 平均氣動弦長前的構(gòu)形中，飛行無需作任何空速和迎角限制，任何迎角的偏離都可自動恢復(fù)，即使在很小的空速下仍具有很好的迎角恢復(fù)操縱響應(yīng)。
F-16XL-1 進(jìn)行過許多復(fù)雜的大迎角機(jī)動飛行試驗(yàn)，包括俯仰-偏航-滾轉(zhuǎn)耦合機(jī)動、側(cè)滑、1g 和最大負(fù)過載、最大指令滾轉(zhuǎn)和恢復(fù)。和 F-16A/B 大不一樣的是，F(xiàn)-16A/B 迎角擺動范圍僅限于在重心最后位置（47.5% 平均氣動弦長〕時不發(fā)生深失速或尾旋的偏離狀態(tài)，而 F-16XL 遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過這個限制，動作幅度相當(dāng)大，如大功角（直至 90 度）的爬升機(jī)動包括全桿拉起，180 度滾轉(zhuǎn)，前俯沖再全桿拉起的一系列激烈動作。同樣的機(jī)動在飛機(jī)加掛了 12 枚 MK-82 炸彈也被完成，還進(jìn)行有限的加掛副油箱后的類似機(jī)動。在加掛空-空載荷時，飛機(jī)顯示出優(yōu)異的大迎角縱向飛行品質(zhì)。
起飛和著陸
F-16戰(zhàn)斗機(jī)XL 的進(jìn)場與著陸操縱品質(zhì)與 F-16 基本相似，著陸距離也沒達(dá)到預(yù)定的 600 米指標(biāo)，與 F-16 相當(dāng)，而在所有的起飛狀態(tài)發(fā)動機(jī)都得開最大加力，在大起飛重量和高溫條件下起飛性能比 F-16A 有所下降。不過 XL-2 加裝 F110 發(fā)動機(jī)的起飛性能有明顯改善，起飛距離減到 680 米。
雷達(dá)特征
F-16XL 的雙三角形機(jī)翼和加長機(jī)身，使雷達(dá)特征面大為減小。加之采用了復(fù)合材料蒙皮，增加的前緣后掠角，去腹鰭和用保形掛架后，雷達(dá)反射面積 F-16 要小得多。
可靠性和維修性
在實(shí)施 F-16XL 飛行計(jì)劃同時，通用動力和空軍還進(jìn)行了可靠性和維護(hù)性評估。F-16戰(zhàn)斗機(jī)XL 的綜合維修性比全尺寸發(fā)展階段的 F-16，生產(chǎn)型 F-16 好得多，而以 XL-2 為最好。有關(guān)方面還專門進(jìn)行了緊急狀態(tài)下武器和燃料裝載和維護(hù)演習(xí)，包括給飛機(jī)裝掛 12 枚 MK-82 炸彈、500 發(fā) 20 毫米炮彈、兩枚 AIM-9L 導(dǎo)彈，加油和起飛前的各種檢查工作。演習(xí)結(jié)果表明飛行員登機(jī)前的各項(xiàng)準(zhǔn)備工作時間僅 16 分鐘，再加上飛機(jī)滑跑測試飛行控制系統(tǒng)時間也只有 24 分鐘。
使用過程
兩架 F-16XL 驗(yàn)證機(jī)累計(jì)飛行時間超過 800 小時，試飛結(jié)果證明相當(dāng)成功，盡管它在雙重任務(wù)戰(zhàn)斗機(jī)的招標(biāo)中輸給了 F-15E戰(zhàn)斗機(jī)，但設(shè)計(jì)和飛行所得的許多結(jié)果對下一代戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)具有重要意義，因而長期被保密。1985 年試飛結(jié)束后，兩架飛機(jī)被封存。1989 年，F(xiàn)-16XL-1 重新啟封被用于 美國航空航天局 超音速流場和聲學(xué)爆研究，1996 年 4 月結(jié)束。F-16XL-2 于 1992 年啟封用于 NASA 超音速層流控制研究。
參考資料 >