跨代间的肉搏战隼VS闪电

王野+杨岩+卢世玉

代号DF-1的F-35验证机，此次参与对抗演习的F-35就是用来进行飞行测试的

2015年6月30日，美国最为火爆的“战争无趣”网站发布了一篇飞行员的微博文章。博主根据一份F-35的试飞报告，揭露了F-35与F-16战机在2015年初一次对抗演习中暴露出的问题，尤其在近距离格斗所涉及的机动性能、机炮防御以及后向视野方面尤为突出。这篇文章在美国国内引起了很大震动。在人们的传统印象中，新一代战机的各方面性能都是上一代战机无法比拟的，而这篇文章表达的观点让人们对于目前战机“代”的概念，以及F-35是否具备五代机的水平产生了质疑。本文就这两代战机的代表——F-35与F-16的各方面性能进行分析，通过比较来了解问题的关键出在哪。

气动结构布局

F-16 首先让我们了解一下F-16“战隼”的设计特点。上世纪70年代初，美国空军提出“轻型战斗机”研制计划，以便与昂贵的F-15重型战斗机搭配使用，弥补后者由于复杂昂贵而造成的购置数量不足的问题，也就是后来人们称的“高低配置”。1975年1月，通用动力公司YF-16在与诺斯罗普公司YF-17历时一年的激烈试飞竞争中胜出，F-16战斗机也就由此诞生。在有着“战斗机黑手党”之称的约翰·帕伊德的“能量机动”理论影响下，F-16采用了不少在当时世界航空领域非常创新甚至是前卫的高新技术，如边条翼、空战襟翼、翼身融合、放宽静稳定度技术等，加上先进的电子设备和航电火控系统，特别是高过载整体气泡式座舱，令驾驶员视野相当开阔，视距内战场态势感知能力相当优异。可以说，时至现代F-16都是一款相当优秀的机型。

通用动力公司YF-16与诺斯罗普公司YF-17

F-16A机长15.1米，翼展约10米（带翼尖导弹情况下），机翼面积近30平方米，空重7070千克。该机采用全金属半硬壳式结构，悬臂式中单翼，下悬式小口进气道，中等后掠角、中等展弦比、中弧面、可变弯度的机翼前/后缘机动襟翼布局，全动平尾，以及单发单垂尾气动布局。整个机身可分为前机身段、中央翼身段和后机身三部分。与以往战斗机机头普遍采用正圆形雷达天线整流罩不同，F-16机头采用椭圆形电介质非金属雷达天线整流罩，这样设计除了可减小机头在大迎角下产生不对称涡引起的偏航力矩外，扁平的机头还对空气具有预压缩作用，能减弱对机腹部固定的皮托管式进气道的正激波。

F-16采用了不少在当时世界航空领域非常创新甚至是前卫的高新技术，如边条翼、空战襟翼、翼身融合、放宽静稳定度技术等

F-16机首部位采用边条翼设计布局，其近75°的后掠角边条由雷达天线整流罩后端一直延伸到中央翼身段与主翼相联接。边条翼后掠角大、面积小，对整个机翼升力贡献不大，但边条翼的主要作用是作为旋涡发生器，可以形成强大、稳定的旋涡。由于两翼面相交的剪切层的作用，剪切层拉出的内翼涡向外翼涡输入涡量，使外翼涡保持稳定，可以保证在大攻角下维持涡结构不破裂。这个边条涡向下游延伸到外翼（也称主翼或基本翼）上，可以发挥很大的作用，首先可以阻挡在外翼上沿展向流动的二次流，其次可以给附面层增加能量。由于边条涡是能量高度集中的旋涡，对周围的流场有很大的诱导作用。通过边条翼拉出的脱体涡对主翼面的有利干扰，可以显著提高飞机的最大升力系数和抖动升力系数，增加机动性;在超音速飞行阶段还能提高临界马赫数、减小激波阻力、增加航程。

F-16座舱盖和驾驶员仪表盘

F-16采用腹部进气式皮托管进气道，结构简单，其重量比可调式复杂进气道减轻近200千克。进气道的进口还有一个类似前掠翼刀的支架，它除了作为进气激波锤外，还增加了进气道外唇口刚性和强度，减小了上下唇口的振动阻尼。此外，其前掠支架可使迎面的来流沿展向分布，使气流方向尽可能地向S型进气道的上口流动，有利于增加进气道的总压恢复系数。在M数0.6～1.2时，总压恢复系数高达0.98，性能相当优异;在M数为1.6时，其总压恢复系数也在0.9以上;但当M=2.0时，其总压恢复系数却骤然跌至0.74，损失较大。由于采用机腹进气，而发动机位于飞机尾部中线附近，因此进气道由半圆平滑过渡到圆形，整个通道成S形。这样，正面入射的雷达波不容易直接照射到内部发动机的压缩机和风扇叶片上，降低了发动机旋转时叶片对雷达波的衍射，削弱了飞机在正前方向上的强雷达波反射源，有利于隐身。另外，由于机身对腹部进气道的遮蔽作用，降低大迎角下进气道对迎角和侧滑角的敏感性，使飞机仍然能保持气流顺畅，改善了机动飞行中进气道空气动态畸变给发动机带来的不利影响。虽然采用腹部进气优点很多，但是缺点也很明显。由于进气道距离地面很近，飞机起降或滑行时很容易将跑道上的一些杂物吸入进气道，尤其是将前起落架位于进气口前部，轮胎滚动带起的沙石很容易被吸进进气道以致打坏发动机压气机叶片。为此，F-16将前起落架舱布置在进气道口的后下方，在减小吸入杂物的同时，又降低了起落架的高度。

 从此图可以清楚看到F-35的座舱和进气道

在世界战斗机史上，F-16率先采用翼身融合体气动布局的设计，使机身与机翼平滑连接，机身也像机翼那样成为一个升力体，在提高飞机升力系数的同时还减小了机身与机翼之间的干扰阻力，同时还减轻了飞机结构重量，据说可减重258千克。另外，采用翼身融合体的设计还有效增加了机内空间，增大了载油系数，也能有效减小雷达反射面积。机翼采用三代战斗机通用的中等后掠角、中等展弦比、中弧面、可变弯度的前/后缘机动襟翼布局，结构为悬臂式中单翼，平面几何形状为切角三角形，翼型为常规的非超临界翼型，翼根前缘与机头部位的前边条翼有机融合在一起，可改善大迎角时的气动性能，同时可减轻飞机的结构重量。F-16翼展约10米（带翼尖导弹情况下），展弦比为3.3，机翼面积近30平方米，机翼的前缘后掠角为40°，1/4弦线约为35°。机翼前缘装有全翼展机动襟翼，在计算机控制下可随迎角和飞行速度的变化而自动下偏以改变机翼弯度，采用这种设计可使飞机在大迎角仍保持有效的升力系数，从而提高机动能力。机翼后缘几乎与机身中心线垂直，装有襟副翼，有副翼、襟翼和机动襟翼三种功能，既可像普通襟翼那样起增加升力的作用，又可以左右差动进行横向操纵。

F-35的垂尾设计有点类似于F-18，由于F-35的垂尾比F-18的更靠后，接近发动机尾喷口，因此尾臂更长，尾容量也更大，再加上发动机尾喷流的引射效应，在大迎角状态下的垂尾的效率应该比F-18更高更有效，低速大迎角机动能力两者不分伯仲

F-16的尾翼采用全动式水平尾翼和单垂尾布局设计，为增加飞行稳定性，垂尾设计较高，安定面大，前缘后掠45°，后缘为25°，后缘为全翼展的方向舵。水平尾翼为全动式，既可同向偏转进行俯仰控制，又可差动偏转配合机翼后缘的襟副翼进行滚转控制。平尾平面形状与机翼相似，且带25°下反角，大大减少了大迎角飞行条件下机翼下洗流场对尾翼的不利干扰，增加了大迎角条件下的配平能力。为增强大迎角条件和超音速时的飞行稳定性，F-16还在机尾腹部设有两块面积较大的腹鳍，腹鳍采用外倾设计，避免了起降时机尾擦地的危险。翼根整流罩后部是开裂式减速板，在液压作动筒的控制下可进行开合控制，从而对飞机实现减速。整个平尾采用合金蜂窝夹层构件，以减轻飞机结构重量。

从总体上来讲，采用单发单垂尾气动布局的F-16结构紧凑、短小精悍，再加上一颗强大的动力源，亚音速状态下拥有杰出的稳盘角速度和滚转角速度，号称四代轻型战机的“格斗之王”，堪称能量机动典范。

F-35 与前辈F-16“战隼”类似，F-35“闪电”Ⅱ是美军在90年代末期应空军、海军、海军陆战队要求提出的“联合打击战斗机”（Joint Strike Fighter，简称 JSF）计划的第五代隐身战斗机。该计划于1996年开始招标，麦道、诺斯罗普·格鲁曼、洛克希德·马丁、波音公司分别提出了方案参与竞标。经过初级评估后，美军方决定由波音公司和洛克希德·马丁公司各自研制2架原形验证机，并展开竞争。波音公司验证机编号为X-32，洛·马公司的则为X-35，1999年首飞。在经过两年的对比测试后，美国国防部在对两家竞标机型的性能表现、设计特点以及风险程度展开全面评估后，于2001年底宣布X-35方案以微弱的优势险胜，而新一代的联合攻击战斗机（JSF）也被正式命名为F-35。

从外观看，系出同门的F-35与F-22“猛禽”有几分相似。作为与F-22进行高低搭配的所谓低端机型（实际上前者强调制空权，而后者更善于对面攻击），F-35在气动外形和结构布局上尽可能地沿用F-22的一些成果，以降低风险和成本基础。除了轴对称单发布局和带有可使附面层分离鼓包的DSI进气道稍有区别外，F-35差不多可以说是缩水版“猛禽”。同“猛禽”一样，F-35的头部也采用大后掠多面体的头锥设计。之所以采用这样的设计方式而不是传统的圆锥设计，就是因为用小平板外形代替曲面外形，用多方向的镜面反射和边缘衍射代替小角度的能量集中的大镜面反射，可抑制镜面强反射，以使雷达波形成瞬时闪烁的微弱回波，减小RCS。除此以外，F-35机头玄线还起到边条作用，F-22也是一样。F-22的边条涡可视为由三段边条绕合而成（扁平机头具有边条作用），绕合的强度不是普通边条能比的。而F-35进气道上表面的口盖，在大仰角下具有配合前机身边缘棱角产生脱体涡的作用，等效于一个涡流发生器。从俯视图上看，F-35机头玄线与DSI进气道的上缘有机地融会在一起，进气道的上缘前掠，与前机身玄线形成了锯齿一样的布局，其原理类似于机翼上的锯齿。通过机头玄线的气流与DSI进气道上鼓包上缘分离的附面层气流一起，在鼓包进气道折角处拉出一股脱体旋涡，对翼面干扰增加升力。另外，进气道玄线与机翼相交形成一个小边条，拉出另外一股脱体旋涡对翼面干扰增加升力，但涡流强度相对三段绕合的F-22差距明显。因此，F-35的涡制升力能力远不及F-22。

F-35的座舱比较有特点，虽然也像F-22那样采用整体座舱盖，但为了满足海军和海军陆战队低空快速穿盖弹射的需要，因此风挡玻璃较薄，内部采用支撑框来保证结构强度，外表采用真空等离子磁溅射金属镀膜工艺，以便隐身。由于机身中部隆起过高，造成座舱后向视野远不及座舱成金字塔样式高高耸起的“猛禽”，因此飞行员需要借助特殊观察系统，例如头盔显示系统（HMDS）。该系统与机身6个分布式孔径摄像机相连接，实现了360°无死角观瞄。否则，其近距离战场态势感知能力（SA）将远不及F-22。

与F-22采用结构复杂的CARET双斜面外压式楔形进气道不同的是，F-35创新性地采用了“无附面层隔道超音速进气道（DSI）”设计。洛·马公司在进气道的进气口并没有设置常规的固定式附面层隔道，而是通过计算机设计了一个三维曲面的突起块，或者称鼓包。这个鼓包可对气流进行压缩，并产生一个把附面层气流推离进气道的压力分布，对附面层起到隔板的作用。DSI 不仅结构简单，还大大地减轻了重量，隐身性能不逊于CARET双斜面外压式楔形进气道。由于无传统二元进气道或CARET的上挡板屏蔽，气流畸变较大，其瞬间大迎角性能相对CARET较差，对侧滑角度相对敏感。因此，早期X-35验证机上的DSI进气道上缘相对下缘并不突出，后期考虑到增强大迎角机动能力，将上缘有意突出。

在机翼方面，F-35先天翼面积较小，不到43平方米（海军C型号除外），后掠角较小，相对机身体积尺寸来说翼载荷大;而F-22机翼面积达到78平方米，相对机身体积尺寸来说翼载荷小。因此相对于F-22，F-35无论是升力特性还是机动灵活方面都差距不小。F-35的尾翼设计很有创意，也是采用尾翼环量控制技术，水平尾翼的枢轴部分与机身的后缘边条铰接在一起，作为后边条的延伸与平尾融合在一起，而由后边条形成的尾撑使整个平尾部分位于发动机的尾喷口之后。这样，水平尾翼在偏转时，就可以充分利用发动机尾喷流的引射效应来提高平尾的气动效率，起到类似喷气襟翼的作用，使自然来流不容易分离，增加飞机抬头力矩，即使迎角很大也能保持平尾效率。同时，这种结构又能有效减少作用在尾撑上的扭转力矩，减轻尾撑的结构重量。另外，尾撑在机身迎角过大时，还会产生阻止机头继续上仰发散的低头力矩。总之，通过发动机喷流的引射效应，位于发动机尾喷口后的“尾撑式可偏转的后边条尾翼”，在大迎角状态下气动效率比传统的平尾要高得多。

和平尾一样，F-35的垂翼设计很有特点，与F-22面积巨大且后缘前倾垂尾显著不同。为了避开大迎角状态下机翼和水平尾翼的屏蔽效应的影响，提高垂尾在大迎角状态下的稳定性和气动效率，F-22垂尾面积巨大，外倾角度相对较大，而且后缘前倾，前倾的后缘方向舵提高了大迎角状态下的方向舵效率，有利于后下方的隐身。F-35的垂尾设计有点类似F-18，考虑到面积率的影响，也采用外倾后掠的中等展弦比垂尾（但后掠的垂尾对后下方的隐身较F-22差）。外倾的垂尾除了能减少侧向RCS，还避免了前机身和边条产生的脱体涡流的干扰，提高了垂尾在大迎角状态下的稳定性和气动效率。由于F-35的垂尾比F-18更靠后，接近发动机尾喷口，因此尾臂更长，尾容量也更大;再加上发动机尾喷流的引射效应，在大迎角状态下垂尾的效率应该比F-18更高。

了解航空业内技术信息的专业人士知道，F/A-18“大黄蜂”以及后来的“超级大黄蜂”是当今世界上现役四代机中大迎角机动能力最出色的战斗机。除了能做近似“眼镜蛇”的“大鼻头”机动外，它独特的外倾垂尾布局还能做出只有带推力矢量发动机才能做出的近似“猫鼬”甚至类似“赫布斯特”等机动动作。要知道这些过失速机动是目前已知的不带推力矢量的其他战机根本做不出来的，而相对于“眼镜蛇”机动来说，这些过失速机动动作在战术上更具威胁性。F-35的推重比要比F/A-18“大黄蜂”及“超级大黄蜂”更为突出，尾翼效率要高（无论是平尾还是垂尾）。因此完全有理由相信，在低速和过失速范围内，F-35应该具有与F/A-18E/F “超级大黄蜂”近似的低速机动性能和大迎角过失速机动能力。当然，后来的包线扩展试飞中同样证实了F-35确实能达到55°的可控超大迎角，与上一代战机中可控超大迎角能力最杰出的F/A-18E/F “超级大黄蜂”旗鼓相当！而在亚、跨音速范围内，由于其装备推力20吨级别的超大推力发动机且无外挂干净的外形阻力，在2011年的飞行试验中F-35已经验证了带标准内部武器荷载无加力军推达到1.2马赫和加力状态超过1.8马赫的更大飞行速度，可以说与上一代战斗机特别是许多轻型、中型战斗机不分伯仲。而一旦后者在有大外挂装备的情况下，其最大飞行速度很可能不及F-35。

当然，要想达到如此速度离不开强大动力心脏——F-135发动机。它是在F-119发动机基础上增加了涵道比改进升级而来的，推力为当今军用大推之首，地面不开加力时推力就能达到13吨级，与我军目前装备的AL-31和“太行”最大加力推力差不多。F-35低速加速能力相比F-16有过之而无不及，这也是我们在视频上看到其在起飞加速上比伴随飞行观察的F-16更胜一筹的原因。但是随着飞行速度的增加，采用大涵道比的F-135发动机的劣势自然暴露。因为飞机要想以亚、跨甚至超音速飞行，必须需要涵道比较低的涡扇发动机，以控制飞机进气口横截面积从而降低波阻，这也是低涵道比发动机高速性能更加优异的原因。再加上丰满肥硕机身造成的额外阻力，造成F-35亚音速阶段中途加速很可能相对乏力。即使有再高的推重比，也会因为额外的阻力造成加速能力不足，这也是F-35在中段加速能力上很可能不及F-16的原因。

F-135发动机是F-119发动机基础上增加了涵道比改进升级而来，推力为当今军用大推之首

机动性能

从两者的气动结构布局，我们可以浅析一下F-16与F-35的机动性能。实际上广义的机动性，应该称为机敏性能，不仅包括传统意义上的常规机动性，还包含非传统意义的敏捷性。前者隶属于能量机动意义，指飞机改变速度、高度、方向或任意组合的能力，如能量-机动法（EM）、盘旋能力等等，更倾向于载机相位的变化，难以概括飞机的瞬态特性。后者更关注飞机瞬态角度的变化，即瞬态响应性好、反映敏捷迅速。敏捷性反映的是飞机短时间内的变化能力，是衡量飞机动态特性的指标。衡量飞机敏捷性的判据很多，主要有滚转敏捷性、扭转敏捷性、俯仰敏捷性、轴向敏捷性等等。

常规机动性能 首先，我们要来对比的就是常规机动性能中的能量爬升率。能量爬升率，又称单位重力剩余功率（SEP），是衡量战斗机机动性的重要指标之一，由美国富有传奇色彩的“战斗机黑手党”的核心人物约翰·博伊德提出。其理论公式为能量爬升率（SEP）等于飞机飞行速度乘以发动机剩余推力（即发动机可用推力与飞机阻力的差值）再除以飞机的重量。从双方的气动外形、结构布局以及正面投影面积上看，F-16更小巧精干。而且F-16采用单垂尾，额外阻力小，此外其翼形厚度也相对较薄，在结构重量以及体积尺寸上更轻更小。因此，在零升阻力上F-16也应该占据优势。F-35为满足内部弹仓需要和更大的航程，机身过于肥硕臃肿，虽然拥有推重比10以上的强大发动机，低速加速能力相当不俗，但因为涵道较大，高速时性能反而下降。当然，这两种战机都不是为了超音速飞行所优化设计的，一旦超过音速过多，两者的飞行能力都显著下降。在有大战斗荷载的情况下， F-35由于净形干扰阻力较低其优势会很快突显出来，而F-16很可能由于外载荷过多阻力过大不能进入超音速飞行。

F-16A在亚音速状态下稳定盘旋性能在现代的四代机中间是最好的，号称四代机中“稳盘王”，最大稳盘可达21°/秒，而F-35在这个速度区间内与F-16玩盘旋格斗很可能吃亏不小

盘旋能力是衡量战斗机常规机动性能的另一个重要指标，主要包括稳定盘旋性能和瞬时盘旋性能两个方面。在稳定盘旋上，决定性能优劣的主要因素包括可用升力、翼载荷、发动机推力和阻力，当然还有配平能力。而瞬时盘旋能力只与最大可用升力系数以及翼载荷有关（当然还受飞机结构和人员生理极限限制），与能量爬升率（SEP）无关。前者属于能量机动范围，而后者属于角度机动范围。衡量飞机盘旋性能的参数有很多，主要有盘旋半径、盘旋角速度、过载（在这里指的是法向过载）等。

盘旋半径（在这里指稳定盘旋）受飞行速度、临界迎角、结构强度影响，以及驾驶员生理承受能力的限制。飞行速度越大，盘旋半径越大;飞机的临界迎角越大，极限盘旋半径就越小;飞机、驾驶员正常工作所能承受的载荷越大，盘旋半径越小。在最大升力系数和翼载一定的条件下，飞机的盘旋半径和速度平方成正比，因此最小盘旋半径出现在低空低速区。战机要作小半径盘旋，驾驶员需操纵升降舵，加大油门，又要偏转副翼及方向舵。随着高速飞机的发展，飞机的盘旋性能逐步下降。第一次世界大战时飞机盘旋半径为数十米，二战时为数百米，而到了现在盘旋半径达数千米。

除了盘旋半径外，衡量战机盘旋能力高低的还有另一个重要因素——即盘旋角速度。所谓的盘旋角速度，即飞机盘旋一圈与所用周期的比值，就是飞机转弯的快慢，飞机盘旋的周期越短，其盘旋角速度越大。事实上，盘旋角速度似乎比盘旋半径更能说明问题。举例来说，一架高速战机虽然盘旋半径大，但是如果其盘旋角速度也大，那么相对盘旋半径小但转得慢的飞机更容易绕到其后方。而如何增加飞机的盘旋角速度，关键在于对角点速度的运用（角点速度：飞机能作过失速机动的最大速度。最大可用升力系数和翼载荷限制的瞬时旋转角度曲线与飞机结构强度、人员生理极限条件限制的瞬时旋转角速度曲线的交点，对应的飞行速度就是角点速度。对于常规飞机，角点速度所对应的盘旋角速度越大，转弯最快）。因为这个时候飞机的盘旋角速度最大。如果一架飞机在某一空速下拥有超群的盘旋角速度，那么在格斗转向过程中就较同空速下盘旋角速度差的战机拥有更大的胜算。当然这种说法似乎有点过于绝对，在近距格斗中，拥有较小盘旋半径和拥有较高盘旋角速度的战机都可能在盘旋格斗中拥有首先指向目标的机会（指向目标角度差），即都有实现抢先攻击的机会。例如，当敌对双方战机对冲过头后采取盘旋机动转身寻找下一次攻击机会时，如果两机采取相反时针盘旋时，拥有较小盘旋半径的战机可能比拥有较高盘旋角速度的战机先实现对目标指向（在这里要考虑两机的初始相位、相对盘旋半径和相对盘旋角速度）。而两机采取同时针方向盘旋回转时，拥有较高盘旋角速度的战机将更容易绕道对方后方6点钟的位置。而采用尾随飞行方式进行盘旋缠斗的结果，很有可能与上面所说的相反。

在低空F-16的最大初始滚转角速度达到340°/秒，接近一周，而F-35这类单发双垂尾的结构布局的战机机体宽，飞机转动惯量大，气动阻尼较大，如果垂尾不参与滚转介入的情况下，仅仅依靠平尾作动下，飞机滚转敏捷性很可能不如F-16

前面提到，决定稳定盘旋能力大小的主要因素有飞机翼载荷、发动机推重比、可用升力、飞机阻力以及飞机的配平能力;而瞬时盘旋能力只与最大可用升力系数以及翼载荷有关，还受飞机结构和人员生理极限限制，与能量爬升率（SEP）无关。F-16翼载荷更小，对盘旋性能有益。此外在推重比上，仅仅处于格斗无外挂状态的F-16略占优势。两者的可用升力和配平能力目前还不得而知。不过，笔者认为F-16与F-35具有相近的展弦比和后掠角，只是F-35机翼翼形相对较厚，低速升阻比应该较大，应该具有更佳的低速盘旋性能。而在飞行阻力上，由于F-16采用单垂尾，翼形薄，高速飞行时气动阻力要小些。但在空速较高的亚/跨音速阶段（M0.6～1.2），情况就截然相反了。这一速度阶段正是战机作各种剧烈格斗机动的常用速度区。F-35由于采用单发双垂尾布局，气动阻力大、翼载大，因此盘旋性能显著下降。而F-16气动阻力小、翼载小、推重比较高，且机身结构抗过载大，即使在亚跨音速阶段也可以达到9g，因此在高速阶段F-16应该能拉出更小的盘旋半径和更高的盘旋过载。据报道，F-16A在飞行速度为M0.7时，其盘旋半径仅为650米，为四代战机中的“稳盘王”。而F-35在该空速下的最小盘旋半径达不到F-16的战术指标。在根据公开的资料，早期的F-16A型最大瞬时盘旋角速度可达到28°/秒，后来改进的型号因为任务需要而在结构增强增重，造成翼载荷增加而导致盘旋角速度下降，但其瞬时盘旋角速度也可达25°/秒，而F-35在这个速度区间内与F-16玩盘旋格斗很可能吃亏不小。笔者估计，此次F-35与F-16的炮战格斗演练，很可能是在这个速度区间内进行的。

敏捷性 衡量飞机敏捷性的判据很多，主要有滚转敏捷性、扭转敏捷性、俯仰敏捷性、轴向敏捷性、瞄准余量等等。滚转敏捷性，即飞机进行横滚机动所用时间，国外通常把初始滚转90°所用时间作为判断依据。滚转机动在飞机缠斗中十分重要，它可以很快改变自己与对手之间的作战平面，使对手无法建立一个射击跟踪轨迹;或者利用快速左右滚转产生的巨大诱导阻力，急剧消耗飞机自身动能，迫使原本处于尾追优势位置的敌机被迫冲前，迅速完成转守为攻的攻防位置转换。由于F-16采用单发单垂尾气动布局，且发动机与飞机中轴线重合，整个飞机布局紧凑、质量比较集中，飞机转动惯量小，气动阻尼小，在一定舵面的偏转力矩下，该机具有更优异的滚转机动性能。看过F-16飞行视频的人都会对其惊人的滚转能力感到惊叹。据报道， F-16在低空的最大初始滚转角速度达到340°/秒，接近一周。而像F-35这类单发双垂尾结构布局的战机，机体宽，飞机转动惯量大，再加上气动阻尼较大，如果垂尾不参与滚转介入、仅仅依靠平尾作动下，滚转敏捷性很可能不如F-16。

轴向敏捷性，在给定条件下最小和最大单位剩余功率之差除以两种状态转变所需时间。可以看出，轴向敏捷性主要是用来评估单位剩余功率PS的变化率，即飞机从一种PS状态变换到另一种PS状态（特别是从最小PS状态变换到最大PS状态）的能力和完成这种变换所需要的时间。包含因素除了可用推力、自重和飞行阻力外，主要是发动机对油门指令的快速反应能力（即发动机由慢车推力到全加力推力的反应时间，而不是在最大油门状态下的加速时间）。F-16的F100系列发动机涵道比较小，高速飞行效率高，再加上飞机净形阻力小、重量轻，因此其轴向加速的敏捷性也就更高。而F-135发动机虽然推力巨大、推重比高，在飞机起降以及中低速加速阶段相对具有优势，但由于涵道比相对过高、横截面积较大，造成高速飞行时冲压阻力过大，再加上飞机净形阻力较大、重量大。因此，在中高速度区间以上F-35轴向加速的敏捷性相对F-16差些。

俯仰敏捷性，指飞机从平飞状态迅速拉杆过载至最大，然后迅速回杆过载减少到零时所需要的时间，与俯仰力矩系数、尾翼面积、偏转角、偏转角速度、机翼面积、气动弦和俯仰轴惯性矩有关。由于DSI进气道的瞬间超大迎角以及侧滑角敏感，F-35的俯仰角速度很可能不如F-16的 31.5°/秒那样敏捷迅速（注：这里指在可控迎角范围内的俯仰敏捷性，不包括“眼镜蛇”那样的非可控大迎角机动）。

在常规机动性能上，采用单发双垂尾布局的F-35由于机翼翼形相对较厚，低速升阻比较大，因此在低速阶段应该具有更佳的机动表现;而F-16气动阻力小、翼载小、推重比较高，且机身结构抗过载大，在高速阶段（这里指亚/跨音速）表现更加突出。

F-35由于隐身需要增加了表面积并牺牲了气动性能，增加的飞行阻力只能通过增强发动机推力才能平衡。为了满足五代机的飞行性能，发动机要求比四代机的推力更大、推重比更高，也意味着更多的油耗和更大的载油量，导致飞机重量进一步增加。对于F-35来说，F-135发动机在维持飞机的中高速阶段加速性可能存在诸多短板。在高速阶段特别是亚、跨音速阶段，F-35的中段加速性能、盘旋性能以及滚转性能可能不及F-16。但是，由于F-35仍然具有像F-18E/F一样良好的低速机动能力以及一定的过失速机动能力，因此在低速阶段具有良好的机头指向能力和超大迎角机动性能，在低速甚至过失速阶段其机动性能比F-16更为突出，而在此速度区间包线内F-16则不具备任何优势。总之，无论是常规机动敏捷性能上，还是在过失速机动性能上，F-16与F-35互有长短，各有千秋。

其他要考虑的因素

由于空中格斗十分复杂，考虑的因素很多：包括飞机的机动敏捷性、初始占位、座舱的视野（SA）、电传系统可操纵性、近距火控系统性能、导弹机炮等武器性能、剩余油量、主/被动干扰对抗能力等……

以座舱为例，现代战机的座舱布局可以综合反映战机的航电水平和驾驶员对外界信息的感知能力。F-16首创了独特的无边框气泡式座舱，即座舱盖为整体玻璃式，完全没有遮挡，而且飞行员坐椅位置很高，视野极佳，其上半球视野达360°，侧向260°，前后195°，侧下40°，前下15°。这种座舱对于近距离格斗来说是十分有利的。F-35的座舱视野则明显不如F-16，前者座舱布局相对机身部位低矮，缺乏后向态势感知能力。当然有必要说明的是，此次对抗演练的F-35是一架用来进行飞行测试的验证机，飞行控制软件还不完善，飞控水平和飞行品质有待进一步提高。因此，十分成熟的F-16与未完全装备状态下的F-35格斗着实有点胜之不武。另外，F-35还没装备AF-2作战任务系统软件，不能通过传感器获得先敌发现的优势;更没有涂装特殊贴附雷达波吸收涂层，这种涂层能够使F-35在雷达上匿踪。特别是F-35没有装备最引以为傲的头盔显示系统（HMDS），飞行员不能够用头盔瞄准攻击敌机，而必须使机头对准。因此，此次对抗也缺乏足够的说服力和权威性。

当然，影响战机近距格斗的因素很多，除了上述飞机本身的客观因素外，主观上还包括驾驶员的素质、驾驶水平、战术运用甚至机会运气。在飞机性能以及武器装备相差不大或者互有优势的情况下，关键是飞行员如何扬长避短，确保自己在一场生死攸关的较量中最大限度地发挥其所拥有的微弱优势。

（编辑/王路）