另一个相似者米高扬的“产品33”外观上没有IAR-95那样像FC-1，但是米高扬设计局在FC-1发展过程中扮演的角色却使它和FC-1存在更深的联系。“产品33”是1986年启动的计划代替米格-29战斗机的LFI(轻型前线歼击机)计划下的一个方案。米高扬设计局在最初考虑LFI的时候，继续坚持了它传统的尽可能减小设备重量，简化机体结构，适应前线机场紧急起飞拦截作战的思路，不但没有设法改变米格-29飞机机内容积不足，航程过小的问题，反而试图设计一种只装一台RD-33发动机的轻型战斗机来满足前线航空兵的要求，这就是“产品33”方案。不过这种方案在作战飞机需要更多更完备的电子设备，并且要执行多种任务的历史发展潮流下，被苏联空军认为不合时宜，并没有获得一展身手的机会，据说后来米高扬设计局试图将这个方案作为出口型战斗机进行了大量的推销工作，但是并没有找到买家。

　　“产品33”在气动布局上比较类似F-16飞机，采用了带边条的翼身融合体，中等后掠切尖三角翼，腹下进气设计。从模型上看“产品33”的头部也比较粗，截面比较圆而且有一定的下垂，比较接近米格-29的前体设计，这样的头部能容纳较大尺寸的天线，而同时又不影响飞行员前下方的视野。F-16的椭圆形前体设计具有大迎角方向稳定性好的优点，而且平坦的底部对于腹部进气道获得高质量的来流也很有好处，但是这种外形的天线罩局限了雷达天线的形状和尺寸，高度较小的雷达天线会增大俯仰方向的波束宽度，对雷达性能有一定的不利影响。该方案的座舱盖设计基本上与米格-29一致，虽然有一定的突起来获得较好的前方视野，但是座舱盖长度较短，座舱盖后部的延伸段结构遮挡了后方视野。与FC-1飞机类似的，“产品33”的早期方案采用较窄的带前缘锯齿的边条，而到后期则改为外凸的宽边条设计，这种设计上的变动究竟是不谋而合还是有所联系外界不得而知。加宽的边条显著的增加了面积，面积的增加可以显著提高边条的增升效果，而且由原先的较平直的边缘改为外凸拱形也改善了失速后的升力特性，但是边条面积的增大会使大迎角“上仰”现象更为明显。从模型照片上看，“产品33”的机翼设计基本上一直没有什么变化，目视判断是一副前缘后掠角约为40度左右，展弦比可能略大于3的切尖三角翼，机翼的根梢比要比FC-1小，翼梢弦长较大。模型照片显示，“产品33”的机翼前缘又几乎全展长的机动襟翼，后缘也是独立安排襟翼和副翼。“产品33”的后边条也很宽，外侧下方同样连接有腹鳍，边条末端与机身有一定的距离，与FC-1不同的是由于“产品33”采用腹部进气设计，前边条起始于前机身的底部两侧，而机翼下的进气道是向上弯曲的，所以到后边条位置已经处于后机身的底部。“产品33”的早期方案平尾面积较小，但是为了提高平尾效率在平尾的前缘靠近翼根处设计了锯齿，但是后期方案可能是出于加大边条后的大迎角低头恢复力矩考虑改为取消锯齿但是加大了平尾面积。“产品33”的模型没有在垂尾根部设计减速伞舱，整个垂尾厚度变化比较均匀，这点也令人好奇米高扬设计局到底准备在哪里布置减速伞，比较可能的位置是像米格-19和早期型米格-21那样布置在后机身腹部，但是实践证明这个位置的减速伞放出后会产生一个低头力矩，一般不能在接地前放伞，对减少着陆滑跑距离是不利的。另一个比较特殊的现象是“产品33”的垂尾和平尾都没有作切尖处理，考虑到较薄的尾部安定面梢部是比较容易发生颤振的部位，常见的设计一般要采取配重或者切尖的方式来防颤，有些飞机还采取了下反平尾避开机翼尾流干扰的方法，因此米高扬在防颤上的轻率处理比较让人意外，也许因为这是一种不被看好的方案，所以细节上没有进行足够的优化。“产品33”作为米格-29的后继飞机，设计要求比较重视高速性能，所以虽然采用腹部进气，但是进气道却不同于F-16飞机的皮托管式进气道，采取了比较罕见的中央垂直压缩斜板的设计，这种设计曾见于北美公司的XB-70、苏霍伊设计局的T-4、洛克威尔公司的B-1和图波列夫设计局的图-160这些高速轰炸机，在战斗机中只有没有生产的YF-107采用了类似设计。这种设计由于需要两侧都是可调节的压缩斜板，结构十分复杂，对于需要分开设置进气道的多发轰炸机来说还是可以接受的，但是对于单发轻型战斗机来说显然过于复杂，而且在性能上也没什么明显的好处，实际上是不可取的。考虑到米高扬在重型战斗机方案中采用了水平压缩斜板的腹部进气道设计，在轻型战斗机的方案中采取中央垂直压缩斜板的设计实在令人感到匪夷所思。“产品33”模型的尾部线条比较自然，没有出现明显的收缩，可见FC-1的收缩设计并非是出于配用俄方发动机的需要。

　　在飞机设计中由于相近的设计要求而出现趋同和在同样的设计要求下出现同样满足要求的迥异设计是两种并不罕见的有趣现象。趋同的原因可能只是因为设计要求相同而使两位设计师不谋而合，也有可能是为了满足同样的要求而进行了参考借鉴，而应对同样要求的截然不同的设计则反映了设计师个人理念的不同，即使是相同的要求，设计师也可以出于自己对任务的理解，进行不同侧重的设计。不管是出于什么原因，FC-1飞机有这些没能出世的异国“兄弟”都是一件有趣的事情，因此笔者在此对它们的气动布局也进行了简单的分析。

　　第二次的新生

　　如果说FC-1飞机逃过了失去外方合作伙伴，经过重新设计得到了重生的话，那么笔者以为2006年4月28日首飞成功的04号原型机则可以看作是FC-1的第二次新生。04架原型机是全状态飞机，飞机的气动布局在01架和03架试飞数据的基础上进行了大规模的优化设计，大幅度提高了飞机的气动性能，在这个过程中应用了大量的最新气动研究成果。

　　飞机的整个前体设计都作了非常大的改进，最明显的变化是为了改善进气道性能，简化结构，减轻结构重量，采用了美国洛克西德?马丁公司刚刚研制成功应用于其最新开发的美国联合攻击战斗机(JSF)F-35飞机上的无附面层隔道超音速进气道(Divertless supersonic inlet，DSI)。这种进气道通过一个复杂三维曲面外形的鼓包(Bump)作为压缩面，所以又被称为Bump进气道，在04架原型机首飞成功后，国内媒体将其称为“蚌”式进气道既是贴切的音译又传神地反映了这种新式进气道的外观。

　　附面层是由于流体粘性作用而附着在物体表面的低速低能量流动薄层，在这一层区域中的流动速度远低于来流的速度，但是沿垂直物体表面方向的速度梯度却很大，同时附面层流动随距离增加而减慢，存在一个逆速度方向的压力梯度，在这个逆压梯度与法向压力梯度的作用下附面层容易发生分离。附面层的另一个特点是沿物体表面流动的前段不同能量的流动互相不发生交流，表现出“分层”流动的特点，但是经过一定的距离便可能发生转捩，成为内部存在剧烈无序流动，能量交换十分频繁的紊流附面层，紊流附面层虽然相对不容易发生分离，但是也会影响到进气道内流动的均匀。由于附面层的这些特点，进气道吸入来自上游机身较远处来的附面层会对进气道的总压恢复和畸变程度产生很不利的影响。早期的喷气发动机进气道设计没有认识到附面层的影响，像XB-42使用的NACA平贴式进气道，P-59，P-80等飞机使用的无附面层隔道的两侧进气道都没有阻止附面层进入进气道的措施，进气道的性能比较差。在这个时期不需要处理附面层的机头进气或者下颔进气的设计用得比较多，在超音速飞行发展的初期，也曾有一些较早出现的方案没有考虑附面层的处理，试图用一个按设计飞行马赫数设计的鼓包来简化结构，比如美国的4马赫战斗机XF-103的进气道就是这样的腹部进气道，当然这样的设计限于当时的条件不可能取得很好的效果。在此后的近半个世纪时间里，绝大多数超音速战斗机在气动布局上都考虑了进气道附面层处理，所采取的技术手段有阻挡附面层的凸台，附面层隔道，附面层抽吸装置等，而且很多飞机同时使用两种附面层处理手段，比如FC-1飞机的01架和03架原型机就同时采用了附面层隔道和固定压缩斜板开附面层吸除孔进行抽吸的手段。附面层隔道增加飞机的横截面积，增加阻力、重量和雷达散射截面积(RCS)，而附面层抽吸需要一套泄放旁路管道，显著增加了进气道的复杂性。对于像FC-1这样的轻型战斗机，由于进气道增加的阻力和重量也是可观的损失。

米高扬产品33方案产品33存世的图片不多，多数比较模糊。

　　无附面层隔道超音速进气道是一种应用了乘波原理的进气道。目前应用乘波原理的进气道总共有两种，一种是双斜切后掠压缩面进气道(Caret进气道)，另一种就是鼓包进气道(Bump进气道)，前者应用高超音速乘波体(Wave Rider)理论中的尖脊翼(Caret Wing)的原理来设计，并以此命名，后者则是采用锥形流乘波理论设计的。一个单独的基于锥形激波流场的锥导乘波体设计通常采用上下表面分别设计的反设计方法，也就是根据任务要求选定设计点的马赫数和迎角，选择一个虚拟的圆锥体(称为基准圆锥)来获得一个圆锥激波流场，在这个流场内根据需要设计乘波体上表面的形状，上表面与圆锥激波面相交处形成一条前缘线(FCT)，前缘线向外延伸即得到自由来流面，通过解圆锥激波方程得到前缘线后的波后流面，这个波后流面就是乘波体下表面的理论形状。应当要注意圆锥激波流场并非在波后就立刻转折到平行基准圆锥母线方向，否则就会出现扩张流管而有悖质量守恒，实际情况是波后流线逐渐弯曲偏转到平行基准圆锥母线方向，因此下表面形状通常是一个前端有些内凹的复杂曲面形状，而且圆锥激波要比平面激波弱，激波能量损失较少，波后存在继续压缩的现象，空间压力分布与二维情况是不一样的。由于靠近基准圆锥处流线转折较快而远离基准圆锥处转折较缓，圆锥激波流场内存在径向的压力梯度，所以对于插入到圆锥激波流场中的乘波体表面而言就存在了法向和展向的压力梯度，正是这两个压力梯度的作用提供了向外推出附面层的效果。对于进气道设计而言，鼓包是直接附着在前机身表面的，所以不需要考虑乘波体上表面的形状，自由流面就是前机身在进气道入口前的表面形状，前缘线就是前机身表面与圆锥激波面的交线。乘波现象中激波完全附着于物体前缘，阻断了激波封闭区域内外的压力交流，从而获得高的效率，正因为这个特点，鼓包进气道具有较一般进气道更高的总压恢复。由于鼓包进气道的捕获面积是固定的，而且喉道没有放气，它需要通过自动溢流来使流量满足需要，同时外推的附面层也需要泄放通道，这就造成了鼓包进气道的前掠唇口设计，唇口与机身相交处就形成了泄放通道，附面层和溢流从此处排出。

　　设计一个鼓包进气道主要包括选取设计点、设计鼓包压缩面、设计唇罩和设计内管道等工作，其中内管道的设计与常规进气道基本上是一样的，只是要确保内管道和鼓包压缩面的衔接的光滑过渡即可，而其余部分则比较特殊。为了使不可调的鼓包进气道在整个包线范围内都具有良好的性能，在设计点的选取上一般采用双设计点方法，鼓包压缩面和捕获面积以最大飞行马赫数为设计点，喉道面积则以跨音速条件最大流量为设计点，并且需要校核低速状态的进气道性能。鼓包压缩面和唇罩的设计是互相关联的，并且要考虑与前机身的融合。鼓包进气道是二波系结构的进气道，有一道锥形激波和一道喉道正激波，理论上讲希望这两道激波要恰好搭在外侧唇口上。为了满足这样的设计要求，设计时首先根据设计马赫数选取可获得最高波后总压的圆锥激波角，然后根据喉道面积的要求和总体布置要求的进气道宽高比来确定基准圆锥的位置从而获得前缘线，这样就可以计算出整个鼓包的外形。唇罩的形状首先要考虑激波搭唇口的设计原则，实践中为了保持波系结构的稳定，要使喉道正激波稍脱离唇口，此外还要考虑大迎角，有侧滑等状态的工作和附面层排出的要求，而且唇罩根部要求与机身融合。04架飞机的进气道基本上就是按照这样的方法设计的，设计点取值稍大于原先公布的最大平飞速度指标，内管道的设计与01/03架也少有区别，实际上某站位之前的部分基本上都作了改动，而之后则保持不变。为了配合进气道的改进，飞机的前体设计也作了修改，原先起预压缩作用的肋下平面设计被改成了曲面，目的是减小前机身阻力和附面层的厚度，也许也有使头部激波和波后流动能适应锥形流乘波进气道需要的考虑，另一方面对前体的修形也增加了一些前机身容积，为日后升级安装更多电子设备提供了方便。04架飞机的鼓包进气道设计方案在风洞试验中表现良好，1.2马赫以上的总压恢复系数较原设计的固定压缩斜板进气道有较大的提高，相信可以比较明显的改善飞机的高速性能，进气道的综合畸变指数保持了与原进气道相当的水平，远低于发动机对畸变的限制要求。对设计方案进行风洞油流试验的结果显示附面层大部分被有效排除，达到了取消附面层隔道的设计目的，在原设计方案中为保险而采用的鼓包前附面层吸除孔似乎没有存在的必要，但是可能是出于保险在实际制造的04架原型机的近景画面上还是能看到附面层吸除孔。改用了最新式进气道设计的04架原型机不但在气动性能上获益良多，而且明显简化了结构，减轻了重量，前体容积的增加和形状的变化也为移动部分装载创造了条件，据报道04架原型机减少了200多公斤空重，其中有不少应该就是进气道和前体设计修改的效果。

枭龙FC-1 04架原型机进气道特写,仍可见到附面层吸除孔。

　　04架飞机的另一个明显改动是就是把原来前端有锯齿的狭长外凸边缘边条改成了时下最为流行的大面积哥特式边条，这种边条是美国F/A-18E/F首先采用，外凸的尖拱外形酷似欧洲哥特式建筑的门窗造型。这种边条比较宽，相对面积很大，大迎角产生的涡流很强而且比较稳定，超过失速迎角后升力变化比较缓慢，不会出现升力突然急剧下降的现象，而且对横侧安定性也比较有利。唯一的问题是边条面积越大上仰力矩也就越大，特别是哥特式边条头部的面积比较大，对控制律编写和俯仰配平能力要求比较高，解决了这个问题后，哥特式边条目前来说应该是性能最好的边条形式，所以新出现的很多机型比如雅克-130和我国的L-15等都采用了这种边条设计。FC-1飞机在采用了这种边条后对提高瞬时盘旋角速度和大迎角飞行能力应该有较大的帮助，对于现代近距格斗所强调的机头指向性将有比较明显的提高。04架FC-1飞机的机翼虽然粗看没有明显的变化，但是仔细观察可以发现前缘增升装置与01/03架原型机有一定的区别。04架原型机的前缘机动襟翼分为内外两段，而内外两段的后掠角则有微小的差别，内段的后掠角要比外段稍大一些，其原因可能是为了微调气动中心位置，也可能是为了进一步减小波阻。但是前缘机动襟翼上还有比后掠角变化更为明显，同时也更为重要的改进，那就是前缘机动襟翼的铰链线被一种灰色的柔性材料密封了。密封铰链线可以保持翼面表面的形状的连续性，从而避免铰链线处发生分离等不利的气动现象，减少阻力，提高气动效率，并降低由于气动干扰而产生振动的可能。这种技术实际上属于自适应机翼的初级阶段，虽然保证了连续性，但是有的时候还保证不了光滑过渡，目前已公开的采用了这种技术的现役战斗机还只有美国的F-22第四代战斗机，不过F-22的密封铰链线除了气动上的考虑之外，还是隐身要求的需要，它所用的柔性材料还要保证与蒙皮材料极为接近的电导率，难度要更大一些。在研的战斗机中，与F-22为同一家公司生产的F-35战斗机也使用了与F-22相似的处理手段，俄罗斯则宣布它在苏-33UB型舰载战斗教练机上实现了实用的自适应机翼技术，能够保证表面的光滑，从照片上看苏-33UB型飞机的前缘机动襟翼与机翼之间较宽的区域都覆盖灰色材料，似乎证实了俄罗斯的宣传。自适应机翼是美国率先提出的概念，并由一架改装的F-111飞机进行了验证，但是一直受材料技术的制约而未能进入实用。1990年试飞的先进战术战斗机技术验证原型机YF-23尝试了使用柔性材料密封铰链线，但是在试飞过程中发现这种材料在控制面反复动作的情况下会产生开裂，说明直到当时这种技术仍然不够成熟，无法在批量生产的机型中使用，甚至在欧洲最新的三种三代半战斗机和美国海军最新的三代半舰载战斗攻击机F/A-18E/F“超级大黄蜂”上也没有使用这项有风险的技术。这样一项技术能够在我国的出口型战斗机上使用，充分说明了我国的气动技术和材料技术取得了巨大的进步，同时也体现了04架原型机在2002年冻结技术状态后重新进行重大改进的后发优势。通过观察最近网上流传的新型歼击机照片，可以发现新生产的新型歼击机也同样使用了这项技术，看来这项技术已经被我国充分地掌握了。

　　04架原型机的平尾设计未见有明显的改进，据有的观察者称可能有微小的下反，不过很明显的是起降阶段平尾的偏度要比01/03架原型机小很多，这种现象可能与控制律改进放宽了静安定性，并且移动装载改进结构后重心位置后移有关。但是原01/03架飞机出现的起飞抬头难需要预置平尾下偏角的现象可能不仅仅是重心位置的问题，有可能与平尾突然下偏，流管面积骤然变化造成平尾下表面压力升高抵消了平尾下偏本来可以得到的负升力也有关系，也就是所谓的地面效应问题，所以才可以通过预置平尾下偏角，防止当地流管在抬头操纵时发生过大的面积变化来改善抬头难的问题，如果仅仅是由于重心位置问题的话，预置下偏角并不能产生更大的抬头力矩。从这个角度讲，平尾略作一些气动上的改进也是有可能的，但是并不明显，难以通过肉眼从照片上判断。04架原型机的垂尾则作了较明显的修改，在减速伞舱前的位置上出现了左右两边对成的一对鼓包，鼓包后面似乎是透明的光学窗口，从安装位置和形状不难判断是导弹逼近告警系统的传感器窗口。飞机的方向舵铰链线同样采用柔性材料进行密封，这对提高方向舵的效率是有利的。01/03架原型机的垂尾顶端没有安装什么设备，并采取了切尖防颤振的设计，但是04架原型机则在垂尾顶部布置了一个电子设备舱，从欧洲广泛使用的类似设计看，里面装的应该是电子战设备，有可能是主动电子干扰机，由于电子设备舱起到了防颤配重的作用，垂尾顶部变平，外观上十分便于识别。与前三架原型机相比，04机的腹鳍弦向明显加长，可能与前体的修形带来的方向安定性变化有关。

同样采用大面积哥特式边条的俄雅克130战斗教练机

　　新锐轻型战斗机气动布局的比较

　　与FC-1飞机同级别的较新研制成功或者仍然在研的战斗机主要有我国台湾省的F-CK-1战斗机，瑞典萨伯公司的JAS39“鹰狮”战斗机，印度斯坦航空公司的LCA战斗机。F-16战斗机研制时间较早，而且实际上比这几种飞机都要大一号，就不列入比较了，F-20战斗机年代也比较早，而且改进的比较不彻底，没有彻底脱去F-5E的遗传，比较有意思的是F-20原本也打算在04架原型机上作一些改进，可惜这架飞机最终未能完成制造。

　　在要比较的四种飞机中，设计年代最早的并不是最传统的F-CK-1飞机，而是JAS39，该机于1980年展开研制工作，到1982年确定设计方案，1984年开始制造原型机，1988年底完成首飞，整个研制过程相对比较顺利，但是由于电传的问题发生过坠机事故。JAS39沿用了萨伯公司率先在战斗机上采用的近距耦合鸭式布局设计，但是进一步发展为全动鸭面，并采用了翼身融合技术。JAS39飞机在气动设计上考虑了截击作战和制空作战的需要，对飞机的高速性能和跨音速直至低速的格斗机动性能进行了折衷。该机鸭翼和主翼的后掠角均不大，分别为43度和45度，在俯视图上鸭翼后缘恰与主翼前缘相接于一点，但是空间位置上鸭翼高于主翼，高度合理的鸭翼在飞机的横侧安定性上比较好。理论上45度左右后掠角的机翼本身的大迎角涡流比较弱，加鸭翼后增升效果比较明显，但是由于JAS39的鸭翼后掠角比主翼后掠角还要小，两个弱涡互相干扰能达到的效果并不是很理想，总的来说不算升力特性很理想的布局。不过JAS39的机翼在前缘增升面的设计上比较特殊，两段前缘襟翼均设在机翼外段，内段襟翼的内边界大致上鸭翼翼梢的展向位置，而外段襟翼形成了一个锯齿。鸭式布局战斗机的前缘增升面不占用全展长是一个设计上通行的做法，可能是因为内段在鸭翼下洗区内，即使有增升装置效率也不好。外段襟翼的锯齿可以改善外段机翼的大迎角分离情况对横侧安定性也有好处，不过这种设计在鸭式布局的飞机上却比较罕见，从展向位置看，鸭翼涡与锯齿涡应该也不能卷绕，但是瑞典人在近耦合鸭式布局上经验极为丰富，想必这样设计有其存在的必要。从JAS39所进行的大迎角试飞内容看，该机的设计目标有一定的过失速飞行考虑，其初期原型机的正常飞行迎角被限制在20度，但是经过39-2号原型机试飞过程中开发了新的大迎角控制律将可用的区域扩展到52度，试飞中曾经在垂直科目的顶点迎角超过了160度。在大迎角试飞中JAS39表现出较好的抗偏离特性，不容易进入尾旋而且很容易改出，俯仰方向只有一个很小的深失速区域，需要专门的操纵才能进入深失速。这个现象说明如果只是希望能做瞬态的大迎角动作进行机头指向，那么飞机的升力特性不是最重要的，有良好的操稳特性才是最重要的条件，JAS39正是遵循了这种方式，并且在一些细节比如机头小边条等地方予以了充分的考虑。后掠角较大的鸭翼和机翼有较强的涡流增升效果，而且对高速飞行有利，但是JAS39并未如此设计，可能是希望有较大的升力线斜率来获得较好的起降性能，同时较小的诱导阻力也可以让载油量较少的JAS39在航程上有所收益。JAS39在全机阻力的处理上比较出色，在后掠角并不大，而且采用了两侧矩形皮托管进气道的情况下仍然能飞到2马赫的速度，在同类飞机比较难得。与FC-1飞机相比，JAS39的气动布局显然在阻力上有比较明显的优势，即使04架通过前机身和进气道的修改改善了超音速剩余推力，FC-1的高速性能恐怕也难以达到JAS39的水平。但是FC-1在改用了哥特式大边条后边条涡的增升能力大幅提高，在升力特性不无超过JAS39的可能，而且FC-1飞机展弦比较大，又使用自适应技术减少阻力，估计有较好的稳盘性能。飞机的大迎角操稳特性则是比较难以预测的，即使经过专门的设计，也往往会在试飞中出现预想不到的情况，所以在FC-1飞机完成包线扩展并公开试飞结果之前，笔者不敢猜测其大迎角飞行特性究竟会有什么样的表现。

　　F-CK-1在这些飞机中排行老二， 1982年底上马，在合作伙伴美国通用动力公司的帮助下于1985年冻结了设计，1989年首飞，试飞过程中虽然发生过飞机平尾颤振断裂造成机毁人亡的意外，但是总的来说对一型全新研制的战斗机还是比较顺利的，到1994年开始向军方交付首批生产型飞机。F-CK-1飞机气动布局自然流畅，显示了通用动力公司在飞机设计上的深厚功力。F-CK-1机头呈扁椭圆形，这个形状对于大迎角飞行保持方向稳定性是比较有利的，但是这种机头截面形状要求使用椭圆形的雷达天线，而垂直方向尺寸较小的天线垂直波束宽度较大，精度有一定的不利影响，这是选择是否采用这种机头形状是需要斟酌的地方。F-CK-1飞机边条面积较大，外缘为较直的曲线外凸形状，机翼前缘后掠角仅有30度，后缘则有前掠角，这种机翼和边条的配合比较接近F/A-18飞机的设计。这种设计虽然并不是最优的边条机翼组合，但是也有小迎角升力线斜率大的优势，对于比较强调的起降性能的F-CK-1而言也是合理的选择。该机采用边条屏蔽的肋下皮托管进气道设计，显然是强调大迎角性能的设计，而且结构也相当紧凑。该机虽然采用双发，但是后边条和开裂减速板设计带有明显的F-16风格，平尾在发生颤振事故后改为带下反的切尖平尾，垂尾顶端也作切尖处理，方向舵铰链线后掠比较明显，似乎比较注重超音速的方向舵效率。与FC-1相比，这种早出生很多的飞机依然有其优点，该机采用边条屏蔽的进气道设计，大迎角的总压恢复和畸变都要比无屏蔽的进气道好得多，但是FC-1飞机为了排出附面层却不能使边条覆盖在进气道上方，而且如果这样改进要修改很多结构，所以不具备使用有屏蔽进气道的条件。F-CK-1飞机在翼身融合和飞机面积分布上处理的游刃有余，飞机在使用皮托管进气道并且机翼后掠角较小的情况下仍能达到1.8马赫的速度，可见阻力是比较小的。但是另一方面，FC-1使用鼓包进气道之后超音速总压恢复提高，在高速性能上将有一定的改善，并不一定仍逊于F-CK-1。F-CK-1飞机虽然采用了大面积边条，但是边条形状不如FC-1采用的哥特式边条有利，而且机翼的平面形状也不利于发挥边条布局的增升能力。此外，通用动力公司在F-16飞机的气动布局设计上未能解决大迎角方向稳定性和深失速问题，被迫限制了F-16的使用迎角，F-CK-1作为通用动力帮助设计的产物，许用迎角范围恐怕也不会太出色。

与FC-1同时期设计年代最早是瑞典JAS-39战机

　　印度的LCA战斗机虽然立项时间很早，除了1998年后一段时间内由于核试验遭到美国制裁之外的大部分时间里外部条件非常优越，但是研制进度却异常缓慢，尤为怪异的是虽然1995年就生产出第一架技术验证机TD-1，但是直到2001年才完成首飞。到目前为止LCA的研制历程已达23年之久，却仍没有完成原型机的制造和试飞工作，定型更是遥遥无期，很多人都怀疑LCA研制完成之时在战场上还能发挥什么作用，印度政府的新战斗机采购案更令LCA前景黯淡。LCA在气动布局上比较另类，选择了展弦比特别小的外凸双后掠无尾三角翼布局，体现出该机的作战要求和设计思想都是与众不同，具有浓郁的印度特色。该机为了保证雷达天线的尺寸和飞行员视野，头部十分高大，最为代价是迎风面积和面积分布都不理想，在零升阻力必然有比较明显的增加，不过LCA设计最大马赫数仅为1.6，在阻力方面做一点折衷也是可以接受的。LCA的机翼设计十分复杂，平面形状是外凸双后掠，内段后掠角较小，外段后掠角十分大，这种形状的三角翼除了LCA之外只有瑞典的J37飞机使用，但是J37是近耦合鸭式布局的飞机，主翼形状作外凸则前缘转折处首先分离出涡流，而其位置恰好与鸭翼涡流相互作用，有鸭翼涡加强主翼涡，主翼涡反过来稳定鸭翼涡的妙用。LCA飞机并没有鸭翼，将机翼涡流的位置向外移动对于保持外翼段的升力，避免翼尖失速是有好处的，但是外翼后掠角选得如此之大，一方面对翼尖失速是不利的，另一方面诱导阻力非常大，大后掠三角翼的主要好处是超音速阻力小，超音速气动中心移动小，对无尾三角翼飞机来说，展弦比小的大后掠机翼相对来说可以提供比较长的升降副翼配平力臂。如果说LCA由于重视超音速性能而需要设计成大后掠角的话，似乎该机的速度指标并不高，采用对低速性能牺牲很大的极小展弦比大后掠机翼仿佛很不划算，即便对跨音速加速性有较高需要也似乎并不需要用如此大的后掠角，当然LCA飞机的设计人员对此必然有一个必须如此设计方为最优的理由。内翼段前段切去，后掠角减小，一方面可能是前述调整涡流位置需要，也可能是调节气动中心或者面积分布的需要；另一方面如不将此段切去，前端必然延伸到座舱两侧，一来挡住了飞行员向两侧下方的视野，二则结构设计上会把前梁接头前移，而座舱段是没有加强框的大开口结构，势必无法承受前梁传来的载荷；当然也有可能是以上诸条综合考虑的结果。LCA机翼有复合弯扭，从内到外翼型安装角变化十分明显，外段前缘有扭转，这样的设计可以提高机翼在小迎角下的升力，改善大迎角翼尖的分离，减小亚音速诱导阻力。机翼前缘有复杂的三段式前缘缝翼，后缘为襟翼和副翼，前缘缝翼放下时，在改变翼型弯度的同时，使下表面高压气流通过缝隙流向上表面，为上表面补充能量，有移动升力线和改善大迎角分离的效果，是比前缘襟翼更为有效的增升手段，不过缝翼的结构也较为复杂。目前主翼采用大后掠三角翼的新型战斗机多数采用双段式缝翼，缝翼分段一方面是机翼弯扭后缝翼结构的需要，另一方面对放下的角度可以做分别优化，但是LCA的三段式前缘缝翼也是独特的设计，似乎非常希望改善飞机的低速性能，不惜付出结构复杂化的代价。关于LCA的资料往往称该机前缘内侧有涡流发生装置，但是在实际飞机上却观察不到，前缘翼根部开有下方进气道的附面层放出缝，从F/A-18飞机的经验看，附面层放出缝放出的气流在大迎角有改善稳定性的作用，但是这个设计显然并非涡流发生装置，也许是计划使用涡襟翼一类比较前卫的设计但是在现有的原型机上尚未使用。LCA飞机的进气道为机翼屏蔽的皮托管进气道，有较长的附面层分离板但是形状不太像有固定压缩斜板的功能，这个进气道设计与F-CK-1比较相似，在性能特点上也是接近的。LCA后机身逐渐收缩，与安装同系列发动机的JAS39的情况比较类似，虽然在垂尾根部也设计了减速伞舱，但是没有出现与FC-1类似的后体设计。飞机垂尾顶部有切尖，方向舵铰链线后掠角度很小。笔者以为LCA在设计上的特殊之处是由于设计者对矛盾的设计要求采用了特殊的折衷手段所致，飞机设计中经常出现为不同要求而折衷的情况，但是通常会采取在确保达到指标的前提下取中间设计参数的做法，而LCA的设计人员则似乎打算通过把满足两种要求的手段都用到极致来满足要求。目前还不清楚LCA能否达到设计要求，不过这种强行满足要求的做法也许是因为印度缺乏设计一种多设计点优化的高性能现代战斗机所需的经验基础所造成的。从LCA的气动布局看其原本重视的短距起降能力可能并不会很出色，受大后掠无尾布局大迎角从后缘开始分离的影响，大迎角操纵性也不会很好，飞机的全机阻力总的来看亚跨音速范围可能比较好，飞机的爬升加速性能也许比较接近F-20的水平，但是包线右端恐怕不会理想，飞机翼载荷较小，瞬盘性能可能会比较类似幻影2000的表现，但是大的诱导阻力必然是飞机的持续机动性低下。如果把LCA与FC-1比较的话，FC-1的气动布局表现出设计者比较丰富的经验，估计FC-1在包线较大范围内都对LCA有一定的优势，尤其是在包线两端，但是在亚跨音速加速性和瞬盘性能方面FC-1就不一定占优。