F-16C Block50全机各分系统简介

　　F-16的外形很有自己的特点。包含了典型的第三代战斗机特征，也形成了自己的特色。以下我们以第50批次的F-16C为例简要介绍全机的各项分系统。

　　F-16C是一种单发动机，单座，多用途战术战斗机，包含完善的空对空和空对地功能。机体最显著的特征是一个大尺寸气泡座舱，前机身边条，机腹进气，采用中等后掠角中等展弦比梯形翼，适中的根梢比，垂尾被尾撑垫起，翼身融合。前缘襟翼由计算机自动控制，可在大范围内改善性能。襟副翼位于机翼后缘，兼顾襟翼和副翼的功能。水平尾翼有很小的下反角，通过联动和差动提供俯仰和横滚控制。垂直尾翼和腹鳍一起提供航向稳定性。所有的控制面都是由两套互相独立的液压系统驱动的。这两套系统受电传飞控控制。

　　综合火控系统包括一台具备搜索跟踪功能的脉冲多普勒火控雷达，两台可显示导航、武器、雷达和其他信息的多功能显示屏，以及一个抬头显示器。一个挂载管理系统可向选中的多空能显示屏提供飞机所携带的物资（武器，干扰弹等），控制和投放信息。基本武装包含一门20毫米口径固定机炮和翼尖的两枚导弹。附加挂载可由翼下和机身中线挂点携带。

座舱

　　该机使用常规座舱布局，除了座椅向后倾斜30度，操纵杆在座椅侧面。

发动机

　　飞机使用一台F110-GE129发动机。海平面台架推力约13.2吨。

燃油系统

　　全部燃油系统被分为7个功能子类：油箱系统，燃料转移系统，油箱通风和加压系统，剩余油量传感系统，油箱爆炸抑制系统和加油系统。

环境控制系统

　　环境控制系统包含空调系统和加压系统，可提供可控的温度和压强，便于座舱加热、座舱制冷、通风、座舱盖除霜、座舱密封、抗荷服加压、油箱加压、和电子系统制冷。这些功能均可用座舱控制面板的开关控制。

电气系统

　　电气系统包括一个主交流电源系统，一个备份交流电源系统，一个紧急交流电源系统，一个直流电源系统，一个飞行控制电源系统，和一个外接交流电源的接口。

液压系统

　　两套液压系统（系统A和系统B）使用3000psi压强的液压油。两套系统由两套互相独立的发动机驱动的油泵提供动力。每套系统有一个自己的液压油油池。每个油池由各自的液压系统加压保证油泵正压。液压系统的冷却由一套同样是液压的油-液热交换器提供。该热交换器位于油池上游。

应急动力单元

　　应急动力单元是一套独立于其他子系统之外的，同时给液压系统A和电气系统提供动力的系统。应急动力单元在主发电机和备份发电机都失效时，或者两套系统油压降到1000psi以下时自动启动。如果手动操作，该系统可无视故障类型强行启动。

起落架系统

　　起落架系统主要由液压系统B操纵。前起落架由液压驱动动作桶实现收放。主起落架由液压驱动收起，但是由重力和气动载荷协助放下。所有起落架舱门都是液压动作的。收起时由电气装置决定次序，而放下时由机械装置决定次序。如果液压系统B失效，起落架可由压缩空气放下。

前起落架转向系统

　　前起落架的转向是由电力控制（直流集线器），由液压系统B驱动的。转向信号由方向舵脚蹬提供。如果方向舵脚蹬位置异常，前起落架自动转向方向舵位置。前轮转向被限幅在左右32度，但是地面转弯半径可以通过内置的刹车来进一步缩小。当前轮支柱处于伸展位置时，转向系统自动切断。如果起落架放下次序出现异常，或者起落架灯不亮，转向系统可能不会工作。

轮刹系统

　　每个主起落架装有一个液压驱动的多盘刹车系统。两个轮刹系统由常规脚踩踏板提供刹车指令。刹车力随着踏板被踩下去的幅度的增加而缓慢增加。此外还有一套额外提供的停机刹车系统。一套防侧滑系统在爆胎时介入，且只能由脚踩踏板控制。

空气刹车系统

　　空气刹车系统包含两个位于发动机尾喷口两侧，靠近机身的一对蚌壳式可开闭控制面，由液压系统A驱动。起落架收起时空气刹车会张开60度。起落架放下时空气刹车张开幅度被限制在43度以免下表面在着陆过程中接触跑道。该限制可通过手动按住座舱面板的空气刹车开关来强行越过。如果前起落架支柱伸出，空气刹车可在不手动强行越过限制的情况下张开到60度。

拦阻系统

　　拦阻钩由电气系统给出控制指令，由压缩空气驱动。压缩空气由起落架/拦阻钩紧急压缩空气气瓶提供。气压足够强大，可以同时放下起落架和拦阻钩。一旦拦阻钩放下，压缩空气使拦阻钩和跑道表面保持接触。如果需要收起，拦阻钩可被升到一个足够的高度防止被拦阻索勾到。拦阻钩是一个半弹簧结构，可在勾住拦阻索的情况下让飞机在地面滑行。一旦放下，拦阻钩必须手动恢复到初始位置。

襟翼系统

　　整个襟翼系统包含前缘襟翼和后缘襟翼。前缘襟翼覆盖全部翼展。偏转角度是马赫数、攻角和高度的函数。座舱的前缘襟翼控制面板如果调整为自动模式，那么其通常来讲其偏转就是自动的。除非两个主起落架都感受到了载荷，或者发动机处于怠速状态且滑跑速度高于60节，或者飞行控制系统处于备用增益模式。后缘襟翼（襟副翼）最大可向下偏转20度，向上偏转23度。如果当成襟翼来用，偏转角度向下；如果当成副翼来用，偏转角度可上可下。后缘襟翼是否放下取决于起落架控制杆位置和襟翼切换开关的状态。如果起落架控制杆放到“向下”位置，或者襟翼状态切换开关打开，后缘襟翼都会放下。在240节以下的任何速度，后缘襟翼都会下偏20度。下偏角度随着速度增加而减小，直到370节完全收起。

飞行控制系统

　　飞行控制系统是一个由计算机控制，四余度的线传系统。该系统使用液压调整控制面的位置。电信号由控制杆，方向舵踏板和手动配平面板产生。冗余备份由电子支路，液压系统和电源共同提供。一个飞行控制面板提供控制信息和故障情况。

攻角-过载限制系统

　　F-16C的攻角上限并不是马赫数的函数，而是过载的分段线性函数。在9G机动时为15度，在7G机动时为20.6度，在1G平飞时为25度。注意这虽然是飞行控制系统设置的上限，但由于飞机自身的静不稳定特性，如果飞行员猛烈拉杆，控制机制依然不能保证攻角上限不被突破。此时手动俯仰超控电门可以介入控制。

手动俯仰超控电门

　　平时此装置以弹簧固定在“通常”位置，但可以手动拉到“超控”位置。如果飞机因为猛烈拉杆等原因攻角达到了29度以上，启动超控模式，飞行控制系统解除对攻角和过载的限制。虽然理论上可以获得某些性能的提升（如瞬时盘旋角速度峰值），但由于这是非正常操纵模式并且有一定危险性，飞行员操作手册并不讨论这一状态下的性能。