标题：F/A—18E/F战斗机
研发历程
距今十余年前，美国海军规画出未来 2010 年的海军航空队，其拟定的机队与现在的完全不同，航空母舰甲板上将会有海军先进战术战斗机（N-ATF），匿踪的 A-12 攻击机与升级的 F/A-18。但是 N-ATF 与 A-12 计划都在 1991 年被删除，后续替代品 A/F-X计划又在 1993 年被删除，留 F/A-18E 计划成为海军下一世纪所寄托的希望。其实 E/F 型是 1987 年国防部下今给海军发展 F/A-18 衍生型计划而来，用以填补 N-ATF 与 A-12 发展出来前之空隙，据此海军开始进行大黄蜂 2000 的研究，研究中共有六种构型，最后选定的构型 IV 是一款具有前小翼与三角翼组合的大改型 F/A-18，不过这款构型最后也在海军多方寻找合适的战斗机与攻击机研究中被束之高阁。 
1991 年在数个月的构型与计划定义工作中，海军加入可负担性作为整个计划的驱动力，于是海军开始研究以 C/D 型为基础的改良机型，至该年底 E/F 型已经定案，于是在 1992 年 6 月通过 F-18E/F 的工程与制造开发（EMD）计划。计划开始没多久之后，麦道就遭遇机体过重、性能与造价皆低于目标值的难题，整个案子只好重回设计评审作业，修改后的计划终于在 1992 年底敲定，而经翌年（1993）美军自冷战时期以来的重大改组影响下，更加确定以价位为考量之 F/A-18E/F 改良计划。不过四年后，国防部的四年一度国防评审（QDR）将 E/F 型采购量由原有的 1,000 砍至 548 架，但是将联合打击战机（JSF）提升至 480 架，唯一的假设是如果 JSF 不能在 2008 年备妥，则容许海军添购 E/F 型至总数为 748 架。 　　E/F 型机体主承包商是麦道公司（现为波音公司，两家公司在 1997 年合并），发动机则是奇异公司（GE）。EMD 合约总值 48.8 亿美元，波音机体的部份值 37.1 亿美元，奇异公司 F414 涡扇喷射发动机部份则值 7.54 亿美元，其余则是属于航电与其他分系统。开发计划包含建造 7 架试飞用飞机（ 5 架 E 型、2 架 F 型）和 3 架地面测试飞机，飞行测试计划在 1998 年 12 月底已完成 2,621 次飞行，而且大多数的试飞结果相当良好，可惜的是在高次音速领域内遭遇到主翼下垂的问题。主翼下垂会产生在高速飞行时无法控制转弯的后果，最初波音公司尝试以软体改良来解决但未成功，最后终于在 1998 年初于其机翼折叠接合处（F/A-18 的机翼可以折叠收容于航舰）加上上多孔盖，予以补强才算摆平此一困扰；但是多孔盖将来是否会因服役时受到海水、海风的侵蚀，而影响到改善设计的成果仍在后续评估中，预计整个飞行测试工作将在 1999 年 4 月结束，5 月起则由海军开始进行服役评估，首架低量生产型飞机由 1997 年 9 月 15 日起开始上生产线，已于 1998 年 12 月交机，量产型飞机首次飞行是在 1998 年 11 月 6 日。
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优异的性能
F／A—18E／F虽然是按照C／D的改进型计划设计的，但实际上该机所进行的改进项目之多和改进研
制费用之高，足以把它视为一种新机型。 
英国“国际飞行”杂志在1999年英国范堡罗航展专刊上，曾刊载了一名F／A—18E／F飞行员的飞行报告，较详细地介绍了F／A—18E／F飞机优良的起飞操纵和使用性能特点，整理如下。 
良好的短距起降性能飞行员对F／A—18E／F起飞过程的叙述，生动地表明了该机突出的短距起降性能。当飞机在机场跑道上，在14．4千米／小时的迎头风速下起飞时，飞行员可迅速将油门手柄推至“最大”推力状态；当发动机转速稳定后，再迅速将手柄推致“全加力”状态位置，同时迅速解除机轮刹车。这时，总重16吨的F／A—18E／F在跑道上很快加速，到约225千米／小时的离地速度。飞行数据表明，从松开刹车到起飞离地，仅用了13秒，起飞滑跑距离也仅365米。 
飞行员反映F／A—18E／F飞机在爬升过程中，十分易于保持飞行状态，而且，在爬升时收起落架和襟翼对于飞机的俯仰姿态影响也不大。在整个爬升过程中，飞机具有很好的俯仰和滚转操纵响应。从起飞到爬升至5800米高度，耗时约3分钟，耗油约680千克。 
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突出的低空突防能力飞行员在进行低空突防飞行时，主要从平显上读取雷达高度数据，后舱飞行员则通过其左侧的数字式显示器，读取雷达高度显示。F／A—18E／F在进行低空大表速飞行时，能以150米的离地高度、860千米／小时的表速飞行(这时，对应的燃油流量为5100千克／小时)。在飞机进入低空突防到达目标之前，飞行员可在任务系统的预先编程中设定到达目标的时间名义值。这时，在平显的左下角显示出经风速修正的飞行速度，同时，还给出使飞机及时到达目标上空的导航信息。在实际飞行过程中，机上的惯导系统将依次自动给出各个航路点之间的导航信息。 
F／A—18E／F在低空、超低空飞行控制系统设计上，主要采取两种方式增强对飞行员的高度告警。首先是采用编程控制方式，主要利用雷达高度表所给出的信息。当飞行高度低于所设定高度的10％。告警系统会自动发出告警。例如，设定的高度为150米，而当飞行高度低于135米时，就会触发飞行员耳机中的告警音响信号，并在平显上显示高度告警信息。其次是采用经改进的接地告警系统，该系统同样也能产生告警音响和显示信息，以防飞机撞地。 
目前F／A—l 8E／F还只是采用雷达高度表作为其唯一的高度信息源，在具有陡峭地形环境中，还难以给出恰当的高度告警信息。将来准备综合利用机上数字式地图和GPS系统改进其高度告警系统，以确保飞机即使在山区地形环境下，也能准确无误地给出高度告警信息。 
在试飞过程中，还进行了F／A—18E／F对地攻击阶段的试飞。其对地攻击试飞科目设定为模拟向目标投放450千克炸弹。当飞机距目标5千米时，飞行员设定了以左盘旋拉起的投弹飞行方式。在飞行过程中，飞行员通过平显操纵飞机，使平显上的目标框覆盖在目标上，在即将到达目标600米的飞行高度上，操纵飞机进入滚转倒飞状态，继而操纵飞机以4g的过载向目标方向拉起。紧接着，借助于平显目标导引系统，以20。的俯冲角滚转改平，并打开驾驶杆上的投弹按钮保险。在大约460米的高度上，完成模拟投弹的全过程后，操纵飞机以突防机动飞行方式脱离目标区。并通过油门杆上的拇指开关，操纵机上电子对抗系统，投放箔条和红外干扰弹。 
在突防返航过程中斗机所面临的威胁主要来自地空导弹的袭击，因此在试飞中，还模拟了如何对付地空导弹攻击。即飞行员在发现导弹袭击后，立即将发动机油门收回到慢车位置，并立即施放箔条、红外弹，同时向左急剧压杆，使飞机以6g的过载向左急转。在飞机转过l80°时，再操纵飞机滚转改平，当飞行表速减小到580千米／小时，再将油门迅速推至军用推力状态，以使飞机具有一定的机动能量。为了使飞机能尽快脱离战区，往往还要使用飞机的“全加力”状态。 
较强的大迎角超常规机动能力为了改善F／A—18E／F的机动能力。特别是使之具有较好的超常规机动能力，在改进设计上采取了一系列措施。例如，增大机翼面积、加长前机身边条、完善了飞机飞控系统设计、改进了发动机的性能等。试飞结果证明，经改进的F／A—18E／F已具有较强的超常规机动能力。 
试飞员进行超常规机动项目试飞的过程为，操纵飞机以M0．84的速度、3810米／分的爬升率爬升至7620米的高度，再操纵飞机改平后，将油门收回到慢车位置，使飞机作减速飞行。当飞行速度减至480千米／小时时，打开减速板开关，加快飞机减速。和其他大多数飞机不同，F／A—18E／F并没有设置专门的减速板装置，而是在飞控系统的减速板模态设计中，采取驱动机上各个舵面的组合偏转方式(包括副翼和阻流板)，使之达到增阻减速的目的。据飞行员反映，F／A—18E／F在使用“减速板”时，飞机所产生的瞬时减速度并不是很大，但随着飞行速度的降低和舵面铰链力矩的减小，舵面具有更大的组合偏转量，使之能保持一定的减速，故而，其“减速板”的综合效能是十分明显的，并且，在整个减速过程中，除了飞机在俯仰方向上稍有变化外，其它并未产生飞行姿态上的变化。在继续平飞减速时，当飞行表速达到240千米／小时、迎角为17°时，飞行员可感觉到机体有轻微的抖动，但当迎角增大到25°时，机体抖动现象消失。 
试飞时，飞行员在飞行迎角为30°时，将油门推至军用推力状态，并继续使飞机迎角增大到35°左右，飞机仍具有良好的操纵性，飞机迎角可控精度在1°以内。 
为了验证F／A一18E／F的抗分离能力，在低速、大迎角、水平飞行条件下，飞行员采取了急剧压满左杆，并同时蹬满左舵的操纵，飞机并未对这种剧烈的横向操纵产生明显的操纵响应，而是仍保持在35°迎角附近的飞行状态。显然，飞控系统自动将此类操纵作为误操纵而不予执行。紧接着，飞行员又操纵飞机使之迎角减小到30°、俯仰姿态角减小到45°左右，再迅速拉杆到底并保持，使迎角很快增大到59°、俯仰姿态角增大到45°。可见F／A—18E／F在如此低速的条件下，具有如此大的俯仰机动裕度，这在近距格斗空战中，将是十分有用的。 
F／A—18E／F在表速130千米／小时，拉杆到底所对应的稳态迎角为48°，这时机头略微有摆动变化，偏离稳态值约为3°，震荡频率约2赫兹。为了防止飞机在偏航方向上发生偏离。F／A—18E／F飞控系统采用了偏航角速度反馈，来确保机头的指向始终向前。采用这样的控制方式，可消除在其基本型F／A—18A／B飞机上曾出现的“飘摆”分离模态。在45°迎角条件下，蹬满脚蹬，可使F／A一18E／F形成45°左右的坡度，这时对应的偏航角速度为6．25°／秒，即使在这样的极端条件下，飞行员仍可精确控制飞机的航向。F／A—18E／F从大迎角状恋中改出。操纵相对比较简单，只要将驾驶杆前推到底，可使飞机很快形成17°／秒的低头角速度，在数秒时间内就可使飞机的迎角恢复到正常飞行迎角范围以内。F／A—18E／F的倒飞大迎角状态同样也十分稳定，在试飞过程中，飞行员顺利地完成了在—1g过载的倒飞条件下，迎角为—32°的试飞。 
F／A—18E／F在完成纵向垂直改出大迎角机动时，具有其独到之处。试飞中完成该机动的过程如下。飞行员使用军用推力状态、以4g过载使飞机进入向上的飞行轨迹，当飞行表速降低到185千米／小时，可接通发动机“全加力”状态，由于F／A—18E／F发动机采用了全数字式燃油调节系统，对飞行员而言，并不存在明显的发动机使用限制，因此。在如此低速的飞行条件下。打开“全加力”后，发动机加力燃烧室仍可被平稳地点燃工作。试飞中，在上述飞行状态条件下，飞行员拉杆使机头改平，当机头平稳达到倒飞向下20°俯仰角时，飞行员曾完全松开驾驶杆、使飞机在完全没有任何驾驶员操纵指令输入的情况下飞行。这时，飞机缓慢地滚转，并继而以30°的俯冲角加速飞行，就好像F／A—18E／F已“知道”应如何从这种极端的低速垂直机动飞行状态中改出一样。 
旋转机动飞行所谓的旋转机动。基本上和倒梯形转弯机动相类似，其主要机动过程为，在低速飞行条件下，使飞机由垂直向上的抬头状态，改变为低头状态。并使飞机在接近垂直平面内，产生一定的偏航角速度，使飞机转弯掉头。在F／A—18E／F飞机研制的早期，还不能完成这样的机动，以后通过修改系统的偏航角速度反馈程序，使之实现了旋转机动飞行。 
在试飞中，飞行员在4000米的高度上，以390千米／小时表速、军用推力状态，拉杆使飞机开始进入旋转机动。当飞行表速逐渐减小到280千米／小时，俯仰角增大到65°时，飞行员再稍微向后拉杆，使飞机的迎角保持在25°左右，然后再蹬满左舵并向左压杆。对于传统飞机，在这样的飞行条件下，进行如此大动作量的机动，其后果很可能使飞机进入失速螺旋状态。但F／A—18E／F在其操纵响应上，却出人意料地没有产生任何失控现象，而是平稳地向左偏转180°使飞机的机头自上向下掉头，整个机动掉头时间不到25秒，对应的平均转弯角速度为8°／秒。 
F／A—18E／F在空空构型条件下，其飞控系统控制律限制的最大滚转角速度为225°／秒，而在带外挂副油箱或空地构型条件下，其角速度限制为150°／秒。在空空构型试飞中，在4770米高度上，飞行员分别以450千米／小时、670千米／小时的速度，进行全压杆机动飞行。结果表明，在上述两种速度条件下，飞机都能在不到2秒时间内完成360°滚转机动。 
美国海军的基本型F—18A／B飞机，曾因为前体边条失速使飞机失控而摔过飞机。经改进，F／A—18E／F飞机在任何飞行状态条件下，其飞控系统都能确保飞行员完成任何急剧的机动飞行动作，而不必顾忌飞行的表速或迎角条件。经多次试飞验证，F／A—18E／F具有良好的抗失速能力，能达到“无顾忌”飞行的要求。 
机载雷达的探测能力F／A-18E／F所装的机载雷达的空对地显示模态给人以深刻印象。该雷达采用了合成孔径技术，可产生三种不同平面的扩展显示。每个平面的扩展，都可将较小的面积域扩展为较大的显示形式。在多功能彩色显示器上，采用活动地图模态，可增强水平扩展显示方式的应用。在探测、跟踪地面目标的过程中，飞行员可以不用观察雷达显示器，而只需注意观察目标在彩色多功能显示器上活动地图中的位置，还可以通过彩色多功能显示器周边上的一个按键，将其目标附近的局部区域进行合成孔径图像放大处理。而且，雷达每重复一次扫描，都可以使其在显示器上的图像变得更为清晰。试飞中、通过F／A—18E／F机载雷达的合成孔径图像，飞行员在距离目标37千米以远处，能清楚地看见地面上的跑道、滑行道和机库等。据介绍。美国波音和雷神公司目前正在为F／A—18E／F飞机研制新型主动电子扫描相控阵雷达，可进一步提高其探测距离，并在极短时间内，即可完成空空、空地的使用操作。雷神公司还为F／A—18E／F飞机研制了先进的战术前视红外吊舱，该吊舱将被用来取代原有的导航和目标指示红外传感器，使其红外探测距离和分辨率都有较大的提高。